[0001] 本发明涉及航天领域，并且更具体地，涉及诸如人造卫星这样的航天器的发射。更具体地，本发明涉及用于将多个航天器布置在发射器的罩下方的方法以及可用这种方法得到的组件。

[0002] 在优化成本和系统的积极策略的背景下，为了使航天器可用的空间和质量最大化，必须修改和优化将卫星组装到太空发射器的罩下方的常见方法。

[0003] 通常，使用两种解决方案来将卫星布置在发射器内：

[0004] 第一种选择是使用沿着发射器的罩的轴线定位的中央管状元件(被称为分配器)。该管与卫星机械连接，以便在发射期间和飞行中使用机械接口保持卫星。由分配器和机械接口形成的集合提供了刚性的组件。在太空中，一旦从发射器释放了该组件，烟火药、机电线圈、形状记忆合金或石蜡致动器就将卫星与结构性分配器分开。最简单的解决方案包括将多颗卫星围绕中央管固定在单级上。

[0005] 图1示出了可以容纳在猎鹰9号发射器的罩下方的现有技术的分配器(得自文献EP 3081496)，该分配器允许更高效地使用罩下方可用的空间。该组件仅针对小卫星工作，将小卫星围绕分配器布置成多层。该组件包括6级(每级有两层12颗卫星)加上包括4颗卫星的单层级。该组件使得可以发射多达76颗卫星。因此，使用分配器使得可以将卫星机械地保持在发射器上并控制卫星释放的顺序。然而，安装分配器时涉及大量的财务和后勤成本。此外，中央管占用了大量空间，该空间没有被转换成有效载荷(卫星)，平均而言，分配器构成了总发射质量的10％至14％。

[0006] 从现有技术中已知的是，调整非管状分配器的形状和类型(参见例如专利US5411226A)以便使分配器占据的空间最小化。然而，尽管所占据的空间已被最小化，但分配器的质量仍然很大并限制了可以一次性发射的卫星数量。

[0007] 第二种选择是将卫星沿着发射器的纵向轴线堆叠在罩下方。这种解决方案的缺点在于，堆叠的卫星的质量影响了下面的一颗或更多颗卫星，从而必须调整这些卫星的设计和结构(通常通过增加它们的质量)，以使它们可承受这种机械负荷。此外，这样的布置大大造成复杂度大幅增加并且对卫星分离顺序产生了风险。最后，这样的组件非常限于每级一颗卫星。

[0008] 本发明目的是允许更高效地使用罩下方可用的体积、总发射量，并因此增加可以一次性发射的卫星的数量和/或质量。

[0009] 按照本发明，该目的是通过在不使用结构性分配器的情况下将卫星布置在发射器的罩下方来实现的。

[0010] 因此，本发明涉及一种组件，该组件包括：

[0011] ‑至少一个第一集合的多个航天器，所述多个航天器旨在在发射阶段期间被紧固到发射器，其特征在于，所述航天器绕中央轴线布置在与所述中央轴线垂直的给定横向平面中，所述航天器具有沿着纵向轴线的边缘，此外按如下方式布置：航天器通过一个边缘借助设置在所述边缘上的至少一个紧固件联接到邻近，从而将所述航天器彼此机械地保持，[0012] ‑卫星‑发射器转接器，所述航天器在横向平面中被紧固到所述卫星‑发射器转接器。根据这样的组件的特定实施方式：

[0013] ‑所述航天器经由所述发射器的接口部件被紧固到所述发射器，所述接口部件被称为卫星‑发射器转接器，根据待组装的航天器的数量调整该卫星‑发射器转接器。

[0014] ‑所述卫星‑发射器转接器是在航天器侧具有平面的上部部分且在发射器侧具有圆形或圆锥形的下部部分的部件。

[0015] ‑所述卫星‑发射器转接器是位于所述航天器下方的圆柱形部件。

[0016] ‑所述航天器被直接安装在所述发射器上并通过束带被固定到所述发射器并彼此固定。

[0017] ‑所述组件包括中央杆，所述中央杆由所有所述航天器共享，用于控制所述航天器的释放顺序。

[0018] ‑组件，其中存在多个集合的航天器，所述多个集合的航天器绕中央轴线布置在与所述中央轴线垂直的给定横向平面中，所述航天器具有沿着纵向轴线的边缘，并且此外按如下的方式布置：航天器通过一个边缘借助设置在所述边缘上的至少一个紧固件联接到邻近航天器，从而将所述航天器彼此机械地保持，形成沿着所述发射器的纵向轴线堆叠的多个层，所述多个层在所述发射器的横向平面中彼此联接。附图说明

[0019] 通过阅读参照附图提供的描述，本发明的其他特征、细节和优点将变得清楚，附图是通过示例的方式提供的并且在附图中，分别地：

[0020] ‑上述的图1示出了根据现有技术的在罩下方的航天器的组件；

[0021] ‑图2示出了根据本发明的航天器的组件的整体视图；

[0022] ‑图3示出了航天器的视图；

[0023] ‑图4示出了根据本发明的一个实施方式的航天器的组件的详细视图；

[0024] ‑图5示出了根据本发明的一个实施方式的航天器的组件的简化剖视图；

[0025] ‑图6示出了根据本发明的一个实施方式的航天器的组件；

[0026] 下文中，“纵向方向”(或“纵向轴线”)应被理解为与罩的轴线平行并因此与发射器的前进方向平行的方向(或相应的轴线)。“横向平面”应被理解为与罩的轴线垂直(并因此与纵向轴线垂直)的平面。

[0027] 术语“航天器”可以是指人造卫星或诸如星际探测器这样的任何旨在在太空中移动的其他设备。以下，术语“卫星”和“飞行器”将被可互换地使用。

[0028] 图2示出了航天器20、21、22的组件2的俯视图，航天器20、21、22旨在在发射阶段期间被紧固在发射器的罩下方，罩23被描绘为是透明的。在这种情况下，组件由三个梯形截面的卫星组成。在根据本发明的组件中，将卫星绕中央轴线Z布置在给定的横向平面中，从而形成层。中央轴线是与空间发射器的纵向轴线平行的轴线。这里，横向平面是任何与中央轴线Z垂直的平面。这些卫星仅通过它们的边缘沿着空间发射器的纵向轴线相互机械地联接。更具体地，卫星或航天器以航天器的一个边缘借助设置在所述边缘上的至少一个紧固件B(或紧固点)联接到集合的邻近航天器这样的方式布置，从而将所述航天器彼此机械地保持。图2示出了设置在邻近卫星的边缘的顶点处的这些紧固点B中的三个。此外，卫星通过被称为卫星‑发射器转接器(图3中示出，24)的接口部与发射器机械联接，该转接器与图4中示意性描绘的转接器相似并包括将卫星连接到该部件的紧固点(或支脚)。接口发射器通常是圆形的，卫星‑发射器转接器通常包括圆形部分以便被紧固到发射器。在图2的实施方式中，卫星/卫星紧固件以及卫星/发射器紧固件是烟火螺栓。这种类型的紧固件的优点是使得更容易控制分组/分开的航天器的释放顺序。因此，这些紧固件另外使得在释放顺序期间卫星可以相对于彼此被释放。另选地，在另一实施方式中，一个或更多个紧固件B是机电线圈、形状记忆合金、石蜡致动器或其他可远程启动的可拆卸联接机构。

[0029] 根据本发明的组件在发射期间没有使用分配器将航天器保持在发射器上。沿着发射器的纵向轴线机械保持的作用(过去常常是由结构性分配器来完成的)，在本实例中，是通过卫星的边缘之间的沿着相同轴线的连接(在本实例中，通过烟火螺栓)来执行的。在本实例中，结构性分配器应被理解为具有非常高的机械刚度并且使得可以承受发射器与卫星中的每颗之间以及卫星自身之间的力的结构元件。因此，该解决方案允许在贮存体积方面以及可发射有效载荷方面有相当大的收获。这使得可以改造卫星的结构，以便充分利用该空间和该可用质量，以便加载更多有效负载(该有效负载表示卫星的值)。此外，不安装分配器使得可以降低成本并简化布置方法。据估计，归因于该组件的有效载荷的节省为总发射有效载荷的5％至7％(也就是说，大致常规分配器质量的50％)。由于图2中示出的布置由梯形截面的卫星组成，因此它被称为“梯形”。在另一实施方式中，卫星是矩形截面的。然而，与矩形截面的卫星相比，使用梯形截面的卫星允许更大程度地利用因不存在分配器而可用的空间。因此，这种使用将是优选的。

[0030] 该组件的动态行为必须符合发射机构的要求。更特别地，在竖直和纵向方向上的第一振荡模式的频率必须大于取决于发射器的极限值，并且为大约几赫兹或几十赫兹。数值模拟使得可以表现出：在图2的实施方式中，第一横向和纵向频率具有符合规格的值。

[0031] 由三个梯形截面的卫星以及卫星‑发射器转接器形成的刚性组件位于发射器罩的中心处。图3仅示出了位于卫星‑发射器转接器24上的梯形截面的卫星22的隔离俯视图。卫星22的边缘25是当通过紧固件B被固定到(图2中示出的)邻近卫星20和21中的其他卫星时用于将卫星彼此保持并使得可以释放这些卫星的边缘。图3示出了位于边缘25上并沿着边缘25分布的紧固件B。在以非限制示例的方式提供的图3的示例中，两颗邻近卫星之间的联接由沿着边缘25定位的两个紧固件B建立，而卫星借助两个紧固件B联接到发射器转接器。

[0032] 在图2和图3的实施方式中，卫星在紧固到卫星‑发射器转接器24的延长部中具有位于卫星的结构的底座处的圆柱形加强件26，从而用于向卫星‑发射器转接器24提供附加的刚度和保持。在另一实施方式中，该圆柱形加强件未被安装在卫星的结构中。

[0033] 在另一实施方式中，卫星以与图2中示出的组件相同的方式被彼此固定，但例如(在没有卫星‑发射器转接器24的情况下)通过束带直接联接到发射器，从而提供相对于彼此的附加支撑。在该实例中，卫星被紧固到发射器接口的圆形周边上。在另一实施方式中，在具有卫星‑发射器转接器的实施方式和直接紧固到发射器的实施方式二者中，构成组件的卫星的数量可以并不是三颗。图4是根据卫星和卫星‑发射器转接器接口部件24的本发明的组件的平面图。该卫星‑发射器转接器接口部件通过紧固脚33将发射器32联接到三颗卫星(在这种情况下，仅示出了一颗卫星21)。在该实施方式中，卫星‑发射器转接器是刚性的圆柱形金属部分，位于卫星的正下方并且在卫星和发射器之间。在另一实施方式中，卫星‑发射器转接器是其上部部分(卫星侧)为用于联接到卫星的简单平面刚性板而其下部部分(发射器侧)是用于联接到发射器的圆形或圆锥形的部件。在图4的实施方式中，卫星‑发射器转接器是由三颗卫星共享的部件。在另一实施方式中，该接口部件适于将被组装的航天器的数量和结构。

[0034] 图5示出了根据与图4的实施方式相同的实施方式的航天器的组件的示意性剖视图。同样，卫星的结构是梯形的，以便优化因不存在分配器而释放的空间。三颗卫星20、21、22由它们的边缘通过紧固件B联接，并且每颗卫星中的加强件26a、26b、26c是圆柱体的三分之一，用于提供附加的刚度并将卫星保持到卫星‑发射器转接器。紧固件B位于给定层的邻近卫星的边缘的顶点处并用于将卫星彼此固定。此外，中央杆31安装在组件的中心处并将连接到所有卫星，该中央杆与常规分配器不同，没有结构目的并因此可质量轻得多。该杆连接到将卫星彼此紧固的所有紧固点以及将卫星固定到卫星‑发射器转接器的紧固点。该杆是简单的非机械接口，该非机械接口没有将卫星彼此保持或保持到发射器，而是包括用于释放航天器的装置。该杆的两端是烟火药，借助烟火药，可在所期望的时刻使卫星彼此分离并与发射器分离。在该图的实施方式中，将卫星彼此紧固的紧固点和将卫星紧固到卫星‑发射器转接器的紧固点是烟火螺栓，并且该杆用于控制这些螺栓的爆炸。因此，这种非结构性的杆用于控制卫星的释放顺序。可以以分组方式释放多颗卫星，或者将它们一颗颗分开地释放。

[0035] 图6示出了三个“梯形”卫星41、42、43的组件40(出于可视性的原因未示出一颗卫星43)，这三颗卫星通过圆柱形的卫星‑发射器转接器44联接到发射器，其中非结构性的中央杆31用作由三颗卫星共享的接口，包括用于释放航天器的装置。在图6的实施方式中，使用烟火螺栓在4个紧固点处建立邻近卫星之间的联接，并且使用两个紧固点(在该实例中，也是烟火螺栓)来建立卫星与卫星‑发射器转接器之间的联接。此外，如在图3的实施方式中一样，卫星的结构包括用于促成卫星与卫星‑发射器转接器之间力的过渡的两个圆柱状的三分之一部分26a、26b。在另一实施方式中，卫星之间以及卫星与卫星‑发射器转接器之间的联接的数量可以不同于图6的实施方式的联接的数量。

[0036] 在另一实施方式中，释放装置不由烟火螺栓组成，而是由机电线圈、形状记忆合金、石蜡致动器或其他可远程启动的可拆卸连接机构组成。

[0037] 在另一实施方式中，所有航天器共用的并包括用于释放航天器的装置的非机械接口不是杆，而是由彼此连接并被紧固于卫星‑发射器转接器处并联接所有紧固点的线缆组成，这些紧固点用于将卫星彼此紧固并用于将卫星紧固到卫星‑发射器转接器。杆的优点是在发射期间它不太可能移动。

[0038] 另一实施方式涉及沿着发射器的纵向轴线形成具有多层的多个航天器的集合的堆叠，所述多个航天器在不使用结构性分配器的情况下仅沿着发射器的纵向轴线彼此联接并在发射器的横向平面中联接到发射器的接口。该组件的优点是能够形成n颗卫星的N个堆叠，同时针对每个组件控制n颗卫星的发射顺序。在该实施方式中，将在各堆叠之间使用在横向平面中的紧固点(例如，烟火螺栓)或各卫星按圆弧形进行的一个连续紧固，以便能够将堆叠逐一地分开。显而易见，在这种情况下，将需要调整下堆叠中的卫星的结构和设计，以便承受堆叠在上方的卫星的质量的负荷。

[0039] 在一个实施方式中，将多个飞行器20、21、22组装在发射器23的罩下方的顺序包括：

[0040] ■将卫星‑发射器转接器24安装在发射器上和罩的下方；

[0041] ■以以下这种方式将第一集合2的卫星逐一地安装；

[0042] ‑将卫星紧固到卫星‑发射器转接器；

[0043] ‑然后将另一个卫星紧固到卫星‑发射器转接器，并且根据发射器的纵向轴线将所述另一个卫星联接到已经被紧固的卫星；

[0044] ‑然后，依次类推，直到所有卫星都已经被紧固并沿着发射器的纵向轴线彼此联接从而形成固定组件；

[0045] ■安装所有航天器共用的非机械接口31，其包括用于释放航天器的装置。

[0046] 在另一实施方式中，组装顺序与先前描绘的组装顺序相同，但非机械接口的安装是在第一颗卫星已经被紧固到卫星‑发射器转接器之后完成的。

[0047] 在另一实施方式中，非机械接口的安装可在将卫星的第一集合布置在发射器的罩下方之前(以及在已经将它们沿着发射器的纵向轴线联接在一起之后)完成。