具有开放侧面的航天器
阅读：420发布：2020-05-14
专利汇可以提供具有开放侧面的航天器专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且一种 航天器 可以包括具有多个模 块 侧面的模块结构。该航天器可以包括延伸通过航天器中心的中心圆柱体。该中心圆柱体可以是沿航天器的纵轴线延伸的唯一的封闭横截面。，下面是具有开放侧面的航天器专利的具体信息内容。
1.一种航天器（146），其包括：
航天器（146）的模块结构（302），其具有多个模块侧面（304）；
延伸通过所述航天器（146）的中心的中心圆柱体（150）；
所述中心圆柱体（150）是沿所述航天器（146）的纵轴线（116）延伸的唯一的封闭横截面（120）。
2.根据权利要求1所述的航天器（146），还包括：
安放在中心圆柱体（150）内的推进剂贮箱（220）。
3.根据权利要求1或2所述的航天器（146），其中：
所述模块结构（302）包括一对隔开的刚性板（314），所述一对隔开的刚性板（314）被定位在中心圆柱体（150）的相对侧面上并封闭一对相对的所述模块侧面（304）。
4.根据权利要求1、2或3所述的航天器（146），其中：
所述模块结构（302）包括开放的侧面（308），而没有延伸穿过所述开放的侧面（308）的一个或更多个刚性结构件。
5.根据权利要求4所述的航天器（146），还包括：
至少一个非刚性封闭件（310），其覆盖开放的侧面（308）的至少一部分。
6.根据权利要求1-6所述的航天器（146），其中：
所述模块结构（302）包括联接刚性板（314）到所述中心圆柱体（150）的竖直剪切板（340）。
7.根据权利要求1-6所述的航天器（146），其中：
所述模块结构（302）包括安装在所述模块结构（302）相对端的顶端板（326）和底端板（330）；并且
每个刚性板在所述顶端板（326）和所述底端板（330）之间延伸并相互连接所述顶端板（326）和所述底端板（330）。
8.根据权利要求1-7所述的航天器（146），还包括：
至少一个天线（700），其联接到至少一个所述模块侧面（304）。
9.根据权利要求1-8所述的航天器（146），还包括：
至少一个太阳能电池板（354），其联接到至少一个所述模块侧面（304）。
10.根据权利要求1-9所述的航天器（146），还包括：
被至少一个所述模块侧面（304）包括的基本平坦的热辐射板（320）。
11.一种装配航天器（146）的方法，包括以下步骤：
提供具有多个模块侧面（304）的航天器（146）的模块结构（302）；
使中心圆柱体（150）延伸通过所述航天器（146）的中心；
所述中心圆柱体（150）是沿所述航天器（146）的纵轴线（116）延伸的唯一的封闭横截面（120）。
12.根据权利要求11所述的方法，还包括以下步骤：
定位一对间隔开的刚性板（314）到所述中心圆柱体（150）的相对侧面上；和使用所述刚性板（314）封闭一对相对的所述模块侧面（304）。
13.根据权利要求11或者12所述的方法，还包括以下步骤：
使用竖直剪切板（340）联接刚性板（314）到所述中心圆柱体（150）；
安装被安装在所述模块结构（302）的相对端上的顶端板（326）和底端板（330）；及使用至少一个刚性板（314）使所述顶端板（326）和所述底端板（330）相互连接。
具有开放侧面的航天器
技术领域
背景技术
[0003] 但是，传统的航天器盒状结构可以包括冗置结构。例如，传统航天器包括用于在与运载火箭的交界处发射航天器负载到卫星的基部的结构。另外，传统航天器可以包括用于安装航天器部件的外部板，如用于通信的，其中外部板可为航天器提供冗置的承载能力。
[0004] 冗置的外部板可能不必要地增加航天器的总体质量，从而增加将航天器插入到轨道的成本。此外，航天器增加的质量可能会导致能够被航天器搭载的用于入轨和/或保持位置的推进剂量的减少。因此，这个增加的质量降低了航天器的运行寿命。
[0005] 正如所看到的，对于最大限度减少或消除航天器的冗置结构的结构布置，在本领域中存在一种需求。
发明内容
[0006] 上述提到的与航天器结构相关的需求，通过在本发明中提供一种具有多个模块侧面的模块结构，而可以被特别的解决和缓解。航天器可以包括延伸通过航天器中心的中心圆柱体。该中心圆柱体可以包括沿航天器纵轴延伸的唯一的封闭截面。
[0007] 在另一实施例中，公开的是一种具有多个模块侧面的模块结构的三轴稳定航天器。该航天器可以包括延伸通过航天器中心的中心圆柱体。该中心圆柱体包括沿航天器纵轴延伸的唯一的封闭截面。推进剂贮箱可以安放在中心圆柱体内。
[0008] 还公开了一种装配航天器的方法。该方法包括提供一种具有多个模块侧面的航天器的模块结构。该方法还可以包括使得中心圆柱体延伸通过航天器的中心，其中该中心圆柱体包括沿航天器纵轴延伸的唯一的封闭截面。
[0009] 此外，根据下面的条款本发明包括的实施例：
[0010] 条款1、航天器，所述航天器包括：
[0011] 具有多个模块侧面的航天器的模块结构；
[0012] 延伸通过航天器中心的中心圆柱体；和
[0013] 沿航天器纵轴延伸的中心圆柱体是唯一封闭的截面。
[0014] 条款2、根据条款1所述的航天器，还包括：
[0015] 安放在中心圆柱体内的推进剂贮箱。
[0016] 条款3、根据条款1所述的航天器，其中：
[0017] 模块结构包括一对隔开的刚性板，其定位在中心圆柱体的相对侧面上，并封闭一对相对的模块侧面。
[0018] 条款4、根据条款3所述的航天器，其中：
[0019] 所述模块结构包括开放的侧面，而没有一个或多个刚性结构件延伸越过/跨过该开放的侧面。
[0020] 条款5、根据条款4所述的航天器，还包括：
[0021] 至少一个非刚性封闭件，其覆盖开放侧面的至少部分。
[0022] 条款6、根据条款5所述的航天器，其中：
[0023] 所述非刚性封闭件包括隔热毯。
[0024] 条款7、根据条款1所述的航天器，其中：
[0025] 该模块结构包括垂直剪切板，连接刚性板到中心圆柱体。
[0026] 条款8、根据条款6所述的航天器，其中：
[0027] 模块结构包括安装在模块结构的相对端上的顶端板和底端板；和[0028] 每个刚性板在顶端板和底端板之间延伸并将其相互连接。
[0029] 条款9、根据条款1所述的航天器，还包括：
[0030] 至少一个天线连接到至少一个模块侧面。
[0031] 条款10、根据条款1所述的航天器，还包括：
[0033] 条款11、根据条款1所述的航天器，还包括：
[0034] 基本平面的热辐射板，包括至少一个模块侧面。
[0035] 条款12、一种航天器，包括：
[0036] 具有多个模块侧面的三轴稳定航天器的模块结构；
[0037] 延伸通过航天器中心的中心圆柱体；
[0038] 安放在中心圆柱体内的推进剂贮箱；及
[0039] 沿航天器纵轴延伸的中心圆柱体是唯一封闭的截面。
[0040] 条款13、一种装配航天器的方法，包括以下步骤：
[0041] 提供一种具有多个模块侧面的航天器的模块结构；
[0042] 延伸中心圆柱体通过航天器的中心；及
[0043] 沿航天器纵轴延伸的中心圆柱体是唯一封闭的截面。
[0044] 条款14、根据条款13所述的方法，还包括步骤：
[0045] 安放推进剂贮箱在中心圆柱体内。
[0046] 条款15、根据条款13所述的方法，还包括步骤：
[0047] 定位一对隔开的刚性板到中心圆柱的相对侧面；
[0048] 使用刚性板封闭一对相对的模块侧面。
[0049] 条款16、根据条款13所述的方法，还包括步骤：
[0050] 在模块结构的开放的侧面省略刚性结构件。
[0051] 条款17、根据条款16所述的方法，还包括步骤：
[0052] 使用至少一个非刚性的封闭件来覆盖开放的侧面的至少一部分。
[0053] 条款18、根据条款17所述的方法，其中：
[0054] 该非刚性的封闭件包括隔热毯。
[0055] 条款19、根据条款13所述的方法，还包括步骤：
[0056] 使用垂直剪切板连接刚性板到中心圆柱体上。
[0057] 条款20、根据条款13所述的方法，还包括步骤：
[0058] 安装被安装到模块结构的相对端的顶端板和底端板；及
[0059] 使用至少一个刚性板使顶端板和底端板相互连接。
附图说明
[0061] 本发明所公开的这些或者其它特征参考附图将变的更加明显，其中相同的数字代表的是相同的部件，在附图中：
[0062] 图1是航天器封装在运载火箭中的截面图；
[0063] 图2是图1中航天器在一个实施例中的透视图；
[0065] 图4是电子模块的模块结构在多个界面位置连接到中心圆柱体的透视图；
[0066] 图5是模块结构，及在多个界面位置相互连接到中心圆柱体的分解透视图；
[0067] 图6是模块结构的侧视图，示出了连接中心圆柱体上的模块结构到界面位置的多个支架；
[0068] 图7是沿图6中线7的模块结构另一侧视图，示出了连接中心圆柱体上的模块结构到界面位置的多个支架；
[0069] 图8是沿图6中线8的航天器的截面图，示出了垂直剪切板连接有效负载装备面板到中心圆柱体；
[0070] 图9是沿图6中线9的航天器的另一截面图，示出了有效负载装备面板支架连接有效负载装备面板到中心圆柱体；
[0071] 图10是中心圆柱体的透视图，示出了多个定位在界面位置，用于使模块结构连接到中心圆柱体上的内部环。
[0072] 图11是沿图10中的线11的中心圆柱体的侧剖视图，示出了安装在中心圆柱体上的内部环和包含在中心圆柱体内的推进剂贮箱；
[0073] 图12是一种装配航天器的方法的流程图。
具体实施方式
[0074] 现在参照附图，其中附图是为了说明本发明的优选及各种实施例，图1中所示的一种封装在运载火箭100中的航天器146的截面图。航天器146可以配置为通信卫星，它可以被支撑在具有中心圆柱体150的核心结构148上。中心圆柱体150可以从航天器146的顶端穿过航天器146向下竖直延伸到有效负载连接接头112，其中，中心圆柱体150与运载火箭100可以在分离面110对接。
[0075] 图2是可以配置为三轴稳定航天器或旋转稳定航天器的航天器146的透视图。航天器146可以包括支撑在中心圆柱体150上的电子模块300。电子模块300可以包括一个具有多个模块侧面304的承载模块结构302。一个或多个模块侧面304包括用于安装航天器装备和形成飞行146的封闭侧面306的刚性板314。在本发明中，电子模块300被定义为包括操作部件，如天线370、太阳能电池板354、热辐射板320、推进器380，及其它可能在外航天器界面与模块结构302连接的部件。中心圆柱体150可以配置为支撑航天器146上产生的负载，包括轴向载荷104、弯曲载荷106和扭转载荷108。
[0076] 有利的是，中心圆柱体150可以是沿航天器146的纵轴方向116延伸的唯一的封闭截面120。在这方面，中心圆柱体150可以为航天器146提供相当大一部分的轴向、弯曲、扭转强度和刚度。来自模块结构302的载荷可以被传递到中心圆柱体150，其可以将这些载荷传递到运载火箭里，如在发射时。当航天器146从运载火箭100中分离以后，由于点燃推进器380和/或操作太阳能电池板354，模块结构302上的负载可以被传递到中心圆柱体150，其可以为航天器146提供弯曲、扭转和轴向刚度。通过使用中心圆柱体150来支撑航天器的相当大一部分（如，全部）的载荷，提供一个或多个模块侧面304的刚性板的需要可以被取消。以这种方式，模块结构302可以包括一对相对的开放的侧面308，其可以没有刚性结构件或承载结构件，并且其可以由诸如隔热毯312的非刚性封闭件310或其他柔性的和/或可移除覆盖件覆盖。通过形成具有开放的侧面308的电子模块300，航天器146相对于与传统航天器146有关的部件数量可以显著的减少。另外，使用中心圆柱体150来支撑具有开放的侧面308的电子模块300，航天器146的结构质量相对于传统航天器可以显著的减小。此外，电子模块300的开放的侧面308可以在有效载荷集成过程中，显著的改善访问航天器146的内部。在这方面，航天器146内部的各部件可以在集成的所有阶段中快速的访问，使得在测试过程中显著的减少与一个或多个航天器部件相关的返工时间。
[0077] 图3示出具有太阳能电池板354和天线370的航天器146在展开位置的实施例。每个太阳能电池板354都安装在与模块结构302相连接的太阳能电池板支架358上。例如，航天器146包括一对展开的太阳能电池板354，其可以被联接到在圆柱体150的相对侧面上的有效负载装备面板316。每个太阳能电池板支架358可以在每个有效负载装备面板316的太阳能电池板支架界面360上被联接到太阳能电池板接头362。在图3中，航天器146可以包括一个或多个可以连接到模块结构302的模块侧304的天线。例如，图3示出航天器具有安装在天线杆374上的可展开天线370，其可以在与底端板330相对侧的天线支架界面
376处联接到底端板330。每个天线支架372都可以包括一个或多个天线杆374，它们从用于支撑一个或多个天线370的天线支架372处向外延伸。航天器146还可以包括一对固定的或可展开的热辐射板320。例如，图3示出一般的平面热辐射板，其固定连接或者集成在位于圆柱体150的每个侧面上的有效载荷设备面板316上。热辐射板320可以为各航天器的部件提供热管理。
376处联接到底端板330。每个天线支架372都可以包括一个或多个天线杆374，它们从用于支撑一个或多个天线370的天线支架372处向外延伸。航天器146还可以包括一对固定的或可展开的热辐射板320。例如，图3示出一般的平面热辐射板，其固定连接或者集成在位于圆柱体150的每个侧面上的有效载荷设备面板316上。热辐射板320可以为各航天器的部件提供热管理。
[0078] 图4是联接到中心圆柱体150的电子模块300的模块结构302的透视图。该模块结构302包括一对定位在中心圆柱体150的相对侧面并且形成箱形模块结构302的封闭侧面306的刚性板314。两刚性板314通常相互平行的布置，并且通常是平面的形状，尽管也可以考虑非平面的形状。刚性板314通常与纵轴116对齐，且被配置为有效载荷设备面板316。模块结构302还包括垂直剪切板340、顶端板326和底端板330，它们用于在一个或多个界面位置352处连接有效载荷设备面板316到中心圆柱体150。图4还示出了模块结构
302的开放的侧面308，可以没有刚性结构件（如，刚性板314或为有效载荷设备面板316）延伸穿过开放的侧面308。每个开放的侧面308在某种意义上是开放的，即在两刚性板314之间没有扭转载荷经过该开放的侧面308。例如，对于每个开放的侧面308，是没有负荷承载结构的对角元素在中心圆柱体150一侧的刚性板314（有效载荷设备面板316）与在中心圆柱体150的另一侧上的刚性板（有效载荷设备面板316）之间延伸的。另外，开放的侧面308在某种意义上是开放的，即对于每个开放的侧面308都没有扭转负荷承载结构元素延伸穿过该开放的侧面308，这样可能阻碍或限制从开放的侧面308进入到航天器146的内部。
302的开放的侧面308，可以没有刚性结构件（如，刚性板314或为有效载荷设备面板316）延伸穿过开放的侧面308。每个开放的侧面308在某种意义上是开放的，即在两刚性板314之间没有扭转载荷经过该开放的侧面308。例如，对于每个开放的侧面308，是没有负荷承载结构的对角元素在中心圆柱体150一侧的刚性板314（有效载荷设备面板316）与在中心圆柱体150的另一侧上的刚性板（有效载荷设备面板316）之间延伸的。另外，开放的侧面308在某种意义上是开放的，即对于每个开放的侧面308都没有扭转负荷承载结构元素延伸穿过该开放的侧面308，这样可能阻碍或限制从开放的侧面308进入到航天器146的内部。
[0079] 如图2所示，至少其中一个开放的侧面308具有一个非刚性封闭件310覆盖在至少部分开放的侧面308上。在一个实施例中，非刚性封闭件310包括柔性和/或可移除覆盖物，如可移除地固定在模块结构302的开放的侧面308上的织物材料。在一个实施例中，TM非刚性封闭件310可以使用如机械紧固件、钩和圈搭扣（如，Velcro ）、或其他紧固装置来移除地固定在开放的侧面308上方适当的位置。在图2中，非刚性的封闭件310包括隔热毯，它至少部分覆盖在开放的侧面308，及为航天器内部的部件提供热屏蔽、辐射屏蔽、和/或电磁干扰（EMI）。
[0080] 图5是模块结构302的分解视图，其示出电子模块300的结构部件与中心圆柱体150在多个界面位置352相互连接。在一个实施例中，模块结构302包括垂直剪切板340、顶端板326和底端板330，它们用于连接刚性板314（如，有效载荷设备面板316）到中心圆柱体150上。垂直剪切板340沿着中心圆柱体150的侧面延伸，且与中心圆柱体150的纵轴116对齐。垂直剪切板340可以将有效载荷设备面板316的轴向载荷转移到中心圆柱体
150，相应地，可以将电子模块300的轴向载荷转移到运载火箭100里面。
150，相应地，可以将电子模块300的轴向载荷转移到运载火箭100里面。
[0081] 在图5中，在一个实施例中，垂直剪切板340通常可以从中心圆柱体150的相对侧面径向向外延伸，且将有效载荷设备面板316连接到中心圆柱体150。垂直剪切板340可以使用支架（未示出）、机械紧固件（未示出）连接和/或使用粘合剂粘结到中心圆柱体150。尽管图5示出的是单个垂直剪切板340来连接每个有效载荷设备面板316到中心圆柱体150的一个侧面，但是模块结构302包括任意数量的垂直剪切板340在任意方向进行定向，用于连接每个有效载荷设备面板316到中心圆柱体150。每个垂直剪切板340都是由剪切板上部342和剪切板下部344组成，它们可以通过太阳能电池板配件362来相互连接。尽管如此，每个垂直剪切板340都可以形成一个整体的结构。
[0082] 在图5中，有效载荷设备面板316包括拐角梁322，它沿侧面缘垂直的延伸，且用于增加有效载荷设备面板316的刚度和强度。另外，每个有效载荷设备面板316都包括沿着其上边缘和/或下边缘的端梁324。在航天器146的底端，端梁324在相对的有效载荷设备面板316之间延伸。在一个实施例中，每个有效载荷设备面板316也包括一个或多个安装在其内侧的内部加强筋334。在图5中，一对内部加强筋334利用太阳能电池板配件362相互连接。然而，每个内部加强筋334可以形成整体的结构以增加有效载荷设备面板316的刚度。
[0083] 在一个实施例中，有效载荷设备面板316可以利用一个或多个从中心圆柱体150延伸的支架来支撑。例如，每个有效载荷设备面板316可以通过一对从中心圆柱体150的内环206的界面位置352延伸出的有效载荷设备面板支架318来支撑。有效载荷设备面板支架318抵抗平面外弯曲来支撑有效载荷设备面板316。有效载荷设备面板316可以被配置为安装多个不同部件或设备（未示出），例如在有效载荷设备面板316的内侧。虽然未示出，这样的部件或设备包括：遥测和航天器的控制部件；通信部件，如接收器、发射器、和转化器；及其它部件。
[0084] 在图5中，模块结构302包括顶端板326和底端板330，它们定位在模块结构302的相对端。例如，顶端板326和底端板330可以机械地连接到圆柱体顶端152的前端环202。底端环330可以机械地连接到（未示出）靠近圆柱体底端154的外环208或者圆柱体底端
154的尾端环204。中心圆柱体150的每个侧面上的有效载荷设备面板316可以连接顶端板326和底端板330，且在之间可延伸。在所示的实施例中，顶端板326和底端板330通常是平面的形状，可以被定向为彼此互相平行且垂直于航天器146的纵轴116。然而，顶端板
326和底端板330也可选择其它的形状（如，非平面）和配置成不限于图示中所示的结构。
154的尾端环204。中心圆柱体150的每个侧面上的有效载荷设备面板316可以连接顶端板326和底端板330，且在之间可延伸。在所示的实施例中，顶端板326和底端板330通常是平面的形状，可以被定向为彼此互相平行且垂直于航天器146的纵轴116。然而，顶端板
326和底端板330也可选择其它的形状（如，非平面）和配置成不限于图示中所示的结构。
[0085] 在图5中，在一个实施例中，一个或多个刚性板314、顶端板326、底端板330、和垂直剪切板340可以由复合材料所形成，例如纤维增强聚合物基材料180。例如，刚性板314、顶端板326、底端板330、和垂直剪切板340可以采用重量轻、刚性复合材料夹芯184结构。复合材料夹芯184结构包括芯层（未示出），它夹在纤维增强面层（未示出）之间。芯层包括多孔材料，如泡沫、铝蜂窝体、芳族聚酰胺、玻璃纤维、或者由其它芯材所形成。面层是由压层复合材料层所形成，如压层石墨复合面层。然而，模块结构302的结构部件中的一个或多个也可以由金属材料、或其它材料、或者它们的组合所形成。
[0086] 在图5中，所示的实施例中，模块结构302包括一个或多个支架，连接顶端板326和底端板330到中心圆柱体150，沿着模块结构302开放的侧面308上的顶端板326和底端板330的边缘以轴向支撑。例如，借助于在中心圆柱体150内环206或外环（未示出）的位置处从每一个中心圆柱体150的侧面延伸出的一个或多个顶板支架328，模块结构302开放的侧面308上的顶端板326的边缘可以连接到中心圆柱体150。类似地，借助于在内环206或外环208处的从顶端板326的边缘延伸到每一个中心圆柱体150的侧面上的一个或多个天线支撑332，底端板330可以连接（未示出）到中心圆柱体。顶板支架328和天线支架332可以抵抗轴向载荷104来提供支撑到顶端板326和底端板330。
[0087] 图6是在一个实施例中航天器146的侧视图，其中，圆柱体底端154终止于底端板330，锥形的有效载荷连接适配器112从圆柱体底端154向下延伸。有效载荷连接适配器
112确定的尺寸和结构可以与运载火箭100（见图1）释放地连接。图6也示出了在多个界面位置352连接模块结构302到中心圆柱体150的多个支架。顶端板326和底端板330所示的定向通常是相互平行的，且安装在中心圆柱体150的相对端。然而，模块结构302可以提供附加的面板（未显示），它们垂直于纵轴116且沿着中心圆柱体150的长度在不同位置进行定位。在这方面，模块结构302并不限于单个顶端板326和单个底端板330，它可以包括一个或多个中间板（未示出）用于连接有效载荷设备面板316到中心圆柱体150。
112确定的尺寸和结构可以与运载火箭100（见图1）释放地连接。图6也示出了在多个界面位置352连接模块结构302到中心圆柱体150的多个支架。顶端板326和底端板330所示的定向通常是相互平行的，且安装在中心圆柱体150的相对端。然而，模块结构302可以提供附加的面板（未显示），它们垂直于纵轴116且沿着中心圆柱体150的长度在不同位置进行定位。在这方面，模块结构302并不限于单个顶端板326和单个底端板330，它可以包括一个或多个中间板（未示出）用于连接有效载荷设备面板316到中心圆柱体150。
[0088] 图9是图6的航天器146的另一侧的视图，且示出了一对顶板支架328，联接顶端板326到圆柱体顶端152。顶板支架328从顶端板326（如，在顶端板326的外边缘）延伸到在中心圆柱体150的侧面的增强环（如，内部环206）的位置处的界面位置352。类似地，一个或多个天线支架332可以连接底端板到圆柱体底端154。天线支架332可以从底端板330（如，在底端板330的外边缘）延伸到中心圆柱体150的侧面的增强环206（如，内部环）的位置处的界面位置352。天线支架332可以沿着轴向为底端板330和位于底端板330的相对侧面上的天线杆接头376提供支撑。
[0089] 图7和图8是具有四（4）个模块侧面304的航天器146在一个实施例中的截面图，其包括两（2）个开放的侧面308和两（2）个封闭的侧面306。封闭的侧面306可以采用上述中的有效载荷设备面板316来进行封闭。开放的侧面308可以没有如上述的刚性结构件，其可以有利的允许进入到航天器146内部的部件，如在装配、测试、和集成过程中。在发射前，开放的侧面308可以利用非刚性封闭件310（见图3）来覆盖，如柔性的隔热毯312。在图8中还示出了垂直剪切板340连接有效载荷设备面板316到中心圆柱体150。如上文所指出的，中心圆柱体150沿航天器146的纵轴116（见图7）从航天器146的顶部到具有运载火箭（见图1）的界面（见图1）提供了唯一的封闭截面120，其有利地最大限度的减少了航天器146相对于传统航天器的质量。
[0090] 再一次参考图9，有效载荷设备面板支架318从中心圆柱体150上的界面位置352延伸到有效载荷设备面板316的垂直边缘上的拐角梁322，用于抵抗面外弯曲来支撑有效载荷设备面板316及抵抗扭转运动来稳定有效载荷设备面板316。有效载荷设备面板316包括一个或多个在其每一个的内侧的面板内部加强筋334，用于增强有效载荷设备面板316在太阳能电池板配件362的位置处的硬度和刚度。在这方面，面板内部加强筋334可以帮助稳定太阳能电池板配件362。
[0091] 图10是在一个实施例中的中心圆柱体150的透视图。中心圆柱体150包括用于联接中心圆柱体150到顶端板326的前端环202。中心圆柱体150可以包括用于连接中心圆柱体150到底端板330的外部环208。圆柱体底端154可以经过底端板330向下突出，且终止在尾端环204。在如图6-7所示的可替代的实施例中，如前所述，圆柱体底端154包括多个增强环200，如内部环206和/或外部环208，它们可通过粘合剂粘结和/或机械紧固使其固定地连接到中心圆柱体150。增强环200可以沿着中心圆柱体150的长度定位在一个或多个位置，从而增加中心圆柱体的强度和/或容纳中心圆柱体150上的局部载荷。
[0092] 在一个实施例中，中心圆柱体150可以由纤维增强聚合物基体材料180所组成。例如，中心圆柱体150可以利用多个压层复合层形成的固体压层182来形成。所提供的固体压层182可以是所需的厚度以承受轴向、弯曲和扭转载荷104、106、108（见图1）。该中心圆柱体150可以是由未固化或预固化复合材料到一个心轴上所形成。未固化或预固化复合材料包括预浸渍增强纤维材料（如，预浸渍体）和/或树脂灌注的复合材料聚合物基质。复合材料包括碳纤维、玻璃纤维、陶瓷纤维、或其他的单向性的纤维类型，编织、切削、或以其它纤维安排来提供。复合材料包括聚合物基材或树脂基材，如环氧树脂或其它树脂。基材包括热固性树脂，或该树脂基质包括热塑形树脂。
[0093] 在未示出的可替代的一实施例中，中心圆柱体150可以由类似于刚性板314和/或垂直剪切板340的复合夹层184结构的复合夹层184结构来形成。例如，压层的面层188可以是由类似于前述的固体压层182的增强聚合物基材的增强纤维聚合物基体180所组成。在一个实施例中，压层的面层188可以是由多个压层复合层形成的碳纤维复合材料所形成，但是该复合材料也可以由其他形式的纤维所形成，而并不限于碳纤维。芯层186可以由多孔材料，如泡沫、蜂窝、或其它具有定向的孔的芯材，通常垂直于面层188所形成。在一个实施例中，芯层186包括由铝、芳族聚酰胺、玻璃纤维、或者由其它材料形成的蜂窝状芯体。
[0094] 图11是图10中的中心圆柱体150的截面图，其示出了安装在中心圆柱体150上的前端环202、尾端环304、内部环206和外部环208。同样也示出了安装在中心圆柱体150内的推进剂贮箱220。有利的是，安装的推进剂贮箱220在中心圆柱体150内侧，而不是在中心圆柱体150的外侧，这样可以减少被用于需要在测试和集成中更加频繁的访问安装航天器部件的体积。另外，安装的推进剂贮箱220在中心圆柱体150内侧，而不是在中心圆柱体150的外侧，可以避免阻止访问航天器部件。在一个实施例中，推进剂贮箱220的顶部可以利用连接到内部环206的上支撑222来支撑。推进剂贮箱220的底部可以利用联接到圆柱体底端1154处的尾端环204的锥形箱下支撑224来支撑。推进剂贮箱220包含有推进剂的推进剂系统（未示出），用于插入轨道，和/或使航天器146的站保持，和/或航天器146的姿态控制。
[0095] 图12是一种装配航天器146的方法400的流程图。该方法包括步骤402，其提供具有多个模块侧面304的模块结构302。在一个实施例中，航天器146被配置成三轴稳定航天器。然而，航天器146也可以被配置成旋转稳定航天器。在一个实施例中，航天器146可以包括具有开放的侧面308和封闭的侧面306的电子模块300。封闭的侧面306可以被封闭或使用配置成如有效负载装备面板316的刚性板314来覆盖。
[0096] 图12的方法400中的步骤404包括延伸中心圆柱体150通过航天器146的中心。中心圆柱体150可以包括沿航天器146纵轴116延伸的唯一的封闭的截面120，其可以为航天器提供相当大一部分（如，全部）的轴向、弯曲、和扭转强度和刚度。中心圆柱体150可以具有基本恒定的壁厚的基本恒定的横截面，以简单的设计、分析、制造、和测试该航天器
146。在一个实施例中，中心圆柱体150由增强纤维聚合物集体180所支撑，但是中心圆柱体150也可以由金属材料或复合材料与金属材料的组合来形成。
146。在一个实施例中，中心圆柱体150由增强纤维聚合物集体180所支撑，但是中心圆柱体150也可以由金属材料或复合材料与金属材料的组合来形成。
[0097] 图12的方法400中的步骤406包括从模块结构302的开放的侧面308省略刚性结构件。所省略的开放的侧面的308省略刚性结构件可以在如装配、测试和集成过程中，允许不受限制的访问到航天器146的内部。访问航天器146内部可以显著的减少在测试过程中的返工或更换部件所需的时间。航天器146封闭的侧面306可以使用刚性板314来覆盖，其中刚性板314是利用从中心圆柱体150的相对的侧面径向向外延伸的垂直剪切板340连接到中心圆柱体150。顶端板326和底端板330也可以连接刚性板314到中心圆柱体150。
[0098] 图12的方法400中的步骤408包括使用至少一个非刚性的封闭件310来覆盖至少部分开放的侧面308。开放的侧面308可以在发射前利用非刚性封闭件（见图3），如隔热毯312来进行覆盖。隔热毯312可以可移除地固定到模块结构302，如沿着拐角梁332和沿着顶端板326与底端板330。
[0099] 图12的方法400中的步骤410包括把推进剂贮箱220安放到中心圆柱体150内。正如前文所指出的，中心圆柱体150包括用于连接推进剂贮箱220到中心圆柱体150的内部环206。推进剂贮箱220的较低端可以借助于锥形箱下支撑224连接到中心圆柱体150。
它可以固定地连接到中心圆柱体150的尾端环204。
它可以固定地连接到中心圆柱体150的尾端环204。
[0100] 对本领域的专业人员来说，本发明的其他的修改和改进是明显的。因此，本文所描述和说明部分的特别的组合意在表示本发明仅有的某些实施例，并不意在本发明的精神和范围内作为选择的实施例或设备的限制。
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