卫星组件及用于将卫星运送到太空的装置制造方法及图纸

公开了一种卫星组件及用于将卫星运送到太空的装置，该卫星组件包括卫星和护罩。卫星收起在运载火箭中并且护罩包括支撑包围卫星的柔性保温毯的框架。的柔性保温毯的框架。的柔性保温毯的框架。

【技术实现步骤摘要】
卫星组件及用于将卫星运送到太空的装置

技术介绍

[0001]从发射时的强烈热条件开始，航天器必须承受极端温度。通常，运载火箭包括有效载荷整流罩以在发射期间保护运送的有效载荷(诸如卫星)免于动态压力和空气动力加热。笨重又庞大的整流罩可限制有效载荷可用的空间和重量，并且在一些情况下，有效载荷可能需要承受来自连接的整流罩的弯曲载荷或振动。存在对于重量轻且体积小的热保护装置的需要。

技术实现思路

[0002]本公开提供与用于卫星的隔热外壳有关的系统、装置和方法。在一些实例中，卫星组件可包括卫星和护罩。卫星可收起在运载火箭中并且护罩可包括支撑包围卫星的柔性保温毯的框架。
[0003]在一些实例中，用于将卫星运送到太空的装置可包括运载火箭和隔热护罩。护罩可包括框架和由框架支撑的柔性材料。护罩还可连接到运载火箭并构造成用于在发射阶段容纳卫星。
[0004]在一些实例中，用于将卫星运送到太空的组件可包括环形结构和从环形结构径向向外延伸的多个护罩。环形结构可具有平行于发射方向的中心轴线。每个护罩可包括支撑柔性壁材料的框架。每个护罩还可具有连接到环形结构的近端和包括允许将卫星部署到太空中的门的远端。
[0005]特征、功能和优点可以在本公开的各种实例中独立地实现，或者可以在其他实例中组合，其进一步的细节可参考以下描述和附图看出。
附图说明
[0006]图1是被发射并从运载火箭部署的示例性卫星的示意图。
[0007]图2是图1的卫星的框图。
[0008]图3是根据本公开的方面的示例性隔热护罩的等距视图，该隔热护罩安装到运载火箭有效载荷适配器并且包围卫星组件。
[0009]图4是图3的隔热护罩和卫星组件的顶视图。
[0010]图5是图3的隔热护罩和卫星组件处于收起位置的等距视图。
[0011]图6是图3的隔热护罩和卫星组件处于展开位置的等距视图，其中门处于关闭位置。
[0012]图7是图3的隔热护罩和卫星组件处于展开位置的等距视图，其中门处于打开位置。
[0013]图8是图3的隔热护罩的门的上拐角的详细视图。
[0014]图9是图3的隔热护罩和卫星组件的门致动器和上凸片的详细视图。
[0015]图10是图3的隔热护罩和卫星组件的门释放件和下凸片的详细视图。
[0016]图11是图3的隔热护罩的扩展释放且可枢转角架的详细视图。
[0017]图12是处于收起位置的图3的隔热护罩的框架的竖直支柱的横截面详细视图。
[0018]图13是处于展开位置的图12的竖直支柱的横截面详细视图。
[0019]图14是图3的隔热护罩的门的侧支柱的棘轮锁的横截面详细视图。
[0020]图15是描述根据本教导的将卫星运送到太空的示例性方法的步骤的流程图。
具体实施方式
[0021]下文描述并在相关附图中示出了具有可扩展框架的隔热外壳的各个方面和实例以及相关方法。除非另有规定，否则根据本教导的隔热外壳和/或其各种部件可以但不要求包含本文所描述、示出和/或结合的结构、部件、功能和/或变型中的至少一种。此外，除非特别排除，结合本教导在本文中描述、示出和/或结合的处理步骤、结构、部件、功能和/或变型可包括在其他类似装置和方法中，包括在公开的实例之间可互换。以下各种实例的描述本质上仅是示例性的，并且绝非旨在限制本公开、其应用或用途。此外，由以下描述的实例提供的优点本质上是示例性的，并非所有实例提供相同的优点或相同程度的优点。
[0022]本具体实施方式包括以下部分，如下所示：(1)概述；(2)实例、部件和替代物；(3)示例性组合和附加实例；(4)优点、特征和益处；以及(5)结论。实例、部件和替代部分进一步划分成子部分A至C，其中的每一个被相应地标记。
[0023]概述
[0024]通常，根据本教导的可扩展隔热外壳可包括支撑柔性热绝缘材料的框架。护罩可构造为容纳一个或多个卫星并且在发射期间对卫星进行热防护。该护罩可包括用于覆盖开口的门，该开口由顶部框架元件、底部框架元件、以及两个侧面框架元件构建。框架元件还可被描述为顶部支柱、底部支柱和相对的侧支柱。门可以打开以允许部署一个或多个卫星。
[0025]护罩可具有两个或更多个梯形侧部以及两个或更多个可扩展侧部，该两个或更多个可扩展侧部从矩形扩展至梯形。护罩还可以具有近端部和远端部，远端部包括开口和门。远端部可以从收起构造扩展到展开构造。两个侧部框架元件能够在收起位置和展开位置之间伸缩，以扩展开口的尺寸。每个侧部框架元件可包括被动致动器(诸如弹簧)以便推动该远端部的扩展。门可包括相对的框架构件，每个框架构件能够与该对侧部框架元件平行地伸缩。
[0026]顶部框架元件和底部框架元件中的至少一个可以在收起构造中接合一个或多个容纳的卫星，以限制护罩的远端部的横向移动。当护罩扩展至展开构造时，可释放横向限制。
[0027]实例、部件和替代物
[0028]以下部分描述了示例性隔热外壳以及相关系统和/或方法的选定方面。这些部分中的实例旨在说明并且不应被解释为限制本公开的整个范围。每部分可包括一个或多个不同的实例、和/或上下文或相关的信息、功能和/或结构。
[0029]A.示例性卫星和相关方法
[0030]本文公开的实例可在示例性卫星发射方法80(见图1)和示例性卫星100(见图2)的上下文中描述。在本实例中，方法80包括三个阶段：发射阶段20、部署阶段40和操作阶段60。发射阶段20可包括使用运载火箭124将卫星100(可替代地，航天器100)从诸如地球的行星体120运送到外太空122。在地球的背景下，外太空可包括超出卡门线的区域。部署阶段40可
包括一旦实现了期望的位置、轨迹和/或轨道，就将卫星100与运载火箭124分离。操作阶段60可包括准备好卫星100以供操作，诸如与行星体120上的控制器建立通信、使太阳能板或仪器臂延伸和/或相对于行星体操纵到期望的方位。在一些实例中，该方法还可包括设计、生产和/或投入使用阶段。
[0031]方法80的每个过程可由系统整合商、第三方、和/或运营商(例如，消费者)进行或者执行。为了该描述的目的，系统整合商可包括但不限于任意数量的飞机制造商和主系统转包商；第三方可不受限制地包括任意数量的商贩、转包商以及供应商；并且运营商可以是航空公司、租赁公司、军事企业、服务机构等。
[0032]如图2所示，卫星100可包括具有多个卫星系统的总线102、有效载荷104和分离系统106。多个系统的实例包括初级结构108、推进系统110、电力系统112、热管理系统114、辐射屏蔽系统116和通信系统118中的一个或多个。根据所涉及的功能，每个系统可包括各种子系统，诸如控制器、处理器、致动器、效应器、电机、发电机等。可包括任何数量的其他系统。尽管示出了无人驾驶人造卫星实例，但是本文所公开的原理可应用于其他航空航天器和技术，诸如运载火箭、空间站、载人航天器和/或星际探测器。
[0033]在卫星发射方法80的任本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种卫星组件(402)，其中，所述卫星组件包括：卫星(100，413，415)，所述卫星收起在运载火箭(124)中，护罩(200)，所述护罩包括支撑包围所述卫星的柔性保温毯(212)的框架(210)。2.根据权利要求1所述的卫星组件，其中，所述护罩(200)具有梯形侧部(224、226)。3.根据权利要求1或2所述的卫星组件，其中，所述护罩(200)具有收起位置(244)和展开位置(248)，所述卫星(100、413、415)在所述护罩处于所述收起位置中时限制所述护罩的横向移动、并且在所述护罩扩展到所述展开位置中时释放横向限制。4.根据权利要求1或2所述的卫星组件，所述护罩(200)具有近端部(214)和远端部(216)，所述远端部具有覆盖开口(252)的门(218)，所述开口由顶部框架元件(258)、底部框架元件(256)和两个侧部框架元件(254)构建，所述侧部框架元件能够在收起位置(282)与展开位置(284)之间伸缩以扩大用于所述开口的尺寸。5.根据权利要求4所述的卫星组件，其中，当所述侧部框架元件处于所述收起位置(282)中时，所述卫星(100、413、415)接合所述顶部框架元件和所述底部框架元件(256、258)中的至少一个，从而限制所述护罩(200)的横向移动。6.一种用于将卫星运送到太空的装置(402)，所述装置包括：运载火箭(124)，隔热护罩(200)，所述隔热护罩包括框架(210)和由所述框架支撑的柔性壁材料(212)，所述护罩连接至所述运载火箭并构造为在发射阶段(20，520)期间容纳卫星(100，413，415)。7.根据权利要求6所述的装置，其中，所述护罩(200)构造成容纳多个堆叠的卫星(412)。8.根据权利要求6或7所述的装置，还包括连接到所述运载火箭(124)的环形结构(410)，所述环形结构具有平行于所述运载火箭的发射轴线(416)的中心轴线(418)，其中，所述护罩(200)安装在所述环形结构...

【专利技术属性】
技术研发人员：理查德，
申请(专利权)人：波音公司，
类型：发明
国别省市：