CN103562069A - 具有简化、流线型及经济结构的卫星及其实现方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及卫星，该卫星的结构包括圆形发射接口环(1)以及至少两个主平面的设备保持墙(5)，该墙大体平行于环(1)的轴线，并且墙与墙刚性地相互连接并连接着环(1)。各个墙(5)通过该墙(5)的基底(6)直接支承在环(1)上，且在墙(5)的基底(6)和环(1)的相切或者相交的至少一个点或者一个区域上，各个墙(5)通过至少一个点对点连接件(7)刚性地并直接地连接着环(1)。

Description

具有简化、流线型及经济结构的卫星及其实现方法

本发明涉及人造卫星技术领域，尤其涉及其结构。

本发明主要关注的卫星，其结构包括：

-圆形发射器接口环，旨在用于可拆卸地固定在固定于卫星发射器的相似环上，且在发射器推进阶段后期当卫星从发射器释放时，该接口环脱离固定于发射器的相似环，及

-至少两个平面的设备保持墙，其大体平行于所述发射器接口环的轴线而延伸，且刚性地相互连接并连接着所述接口环。

在该结构中，所述环的轴线，如同任意圆环的轴线，应理解为是垂直于圆环平面且穿过所述圆环中心的基准轴线。

众所周知，对于兼容多个发射器的卫星而言，卫星发射器接口环和固定于发射器的环可选择为具有相同直径，优选分别选自937mm、1194mm和1666mm这三种标准直径，其中发射器接口环为了发射可拆卸地连接着固定于发射器的环。卫星结构必须既轻巧(通常为发射卫星总重量的20-25％)又能通过抵御多倍G的静态加速度而抵挡发射应力(其中G是由于地球重力引起的加速度)。在现有技术中，它们还包括中间支撑结构，中间支撑结构支撑平面的设备保持墙并连接着发射器接口环。

该中间支撑结构是大型结构，如附图1a所示，其可以是单独的部分3a，大体呈锥形或者类似的截锥形状，比如其横截面沿垂直于发射器接口环1轴线从连接着所述发射器接口环1的位置的圆形形状逐渐变化到连接着四墙的位置的方形或者长方形，构成卫星设备的立方体2a或者平行六面体舱，或者碗状结构3b(见图1b)，具有内侧烟囱状物也是可行的，其所具有的侧面数量和位置对应于用于卫星设备和/或有效载荷舱2b的外墙。作为变形，如图1c和1d所示，该中间结构3c或3d可由多个组装部分构成并包括多块板和/或至少一个锥形体和/或至少一个柱状体，用于支撑舱体2c或2d。

该中间支撑结构支撑着发射时的所有静力并将它们传递给连接着该结构的设备保持墙。

此外，卫星推进子组件为卫星的主体部分并在发射时占据卫星总重量一半以上的重量，其基本上也是直接安装在该中间支撑结构上。

在专利文献GB2270666中，卫星的这种中间支撑结构的示例如图2a-2c及3a-3d所示，并在第7页第28行到第10页第15行中参考上述附图进行说明，其中中间结构用附图标记15表示并固定至发射器接口环14。

在前述图1d中示出的现有技术的变形可从文献FR2372083(或者GB1557500)中得知。在该变形中，为了确保卫星载荷承载结构和发射装置之间的连接，GB1557500的图2、7和8中的连接元件1、21和51为相同类型的圆锥形中间支撑结构，并大体上与连接元件15或GB2270666中图2c的中间支撑结构具有相同形状，以上作为现有技术示出。

实际上，GB1557500涉及用于人造卫星的载荷承载结构，其包括用于将所述结构连接着发射装置的连接元件、连接着该连接元件且沿着载荷承载结构的轴线而延伸的中央刚性连接结构、以及连接着中央连接结构的多个支撑平台，支撑平台用以承载至少是卫星有效载荷中的一部分的设备。

中央连接结构的主要目标是将发射期间所产生的加速力传递到支撑平台上，同时确保整个***的几何尺寸保持完整不变。

因此，GB1557500的主题是被设置作为中央连接结构的中间支撑结构，其具有圆形发射器接口环，该中央连接结构在功能上类似于上述现有技术图1d中的中间支撑结构。

根据GB2270666或GB1557500，或者根据上述图1a-1d的任一中间支撑结构，以及从现有技术可知，都会导致重量增加、需要额外设计和增加成本。此外，这样的中间支撑结构大体上既不是通用的，因为它不能用于不同类型的卫星，也不是模制的，且必须针对各种新型卫星做出针对性地重新开发，这就导致研发成本的增加。

本发明的目的旨在提出一种结构更轻巧并且构造简化的卫星，因此相对于现有技术中已知的卫星来说制造起来更为经济，且在所提出结构的构造中是通用的，允许覆盖结构的整个范围并适于尺寸明显不同的卫星，比如通过使用有限数量的基底部件使其适于宽度从900到1700mm，长度从800到3000mm、重量从300到2000kg，以及具有不同几何形状的结构。

为此目的，本发明的卫星，具有上述类型的结构，并包括圆形的发射器接口环，以及大体平行于所述环的轴线并刚性地相互连接且连接着所述环的至少两个主墙，其特征在于，各个主墙通过所述墙的基底直接支承在所述接口环上，所述基底面对着所述接口环，且各个主墙通过至少一个点对点连接件而刚性地且直接地连接着所述接口环，该至少一个点对点连接件位于所述墙的所述基底和所述接口环之间相切或者相交的至少一点或区域中。

因为主要设备安装墙直接支承在发射器接口环上，这些墙，以已知方式构成并且优选为蜂窝板，形成结构墙。由于它们直接压在环上，这省去了上述类型中的任一中间支撑结构，且因此额外的优势为这提供了灵活性。

因此，通过对结构构造的简化，中间支撑结构的省去不仅仅节省了重量和成本，同时还提高了这个结构及设备模块的模块性、适用性、完整性和可检测性，这个构造便于一体化，尤其是如果该结构也应用于以下示出的至少一种技术措施之时。

本发明的结构可仅仅具有两个主墙，继而可以刚性地固牢或者交叉起来，但本发明的卫星结构优选包括至少三个刚性连接并且两两相邻的平面的墙，从而形成菱形的舱，所述舱的轴线大体平行于所述接口环的轴线，且所述舱的横截面垂直于所述环的轴线，该横截面的形状为多边形并优选为三角形、方形或者长方形、梯形、五边形、六边形，且不限于以上列出的形状。

有利的是，卫星结构还包括设置在所述墙之间且不与墙相接触的设备保持平台，且该设备保持平台直接支承在所述接口环上，所述平台刚性地并直接地连接着所述接口环，以便构成平面的平台，独立于所述墙与所述接口环的连接。

同样，有利的是，该设备保持平台通过点对点或者线性的连接件连接着接口环的弧线，该接口环通过主墙和所述环之间的连接而松开。因此，安装在这个平台上的各种设备不会妨碍安装在主墙上的其它设备，因为后者直接支撑在发射器接口环上。

有利的是，所述平台支撑推进子组件和/或用于卫星导航及轨道和/或姿态控制的子组件，这类所述平台及其支撑的设备以及所述平台连接着的所述发射器接口环，构成了用于卫星的推进和/或轨道和/或姿态控制的模块，其与由主墙和主墙保持的设备构成的模块，例如服务模块，之间的连接器缩减成仅主墙和发射器接口环之间的点对点连接件。

有利的是，卫星结构还包括其它平面的墙，称之为次级墙，大体平行或垂直于主墙，刚性地相互连接和/或连接着主墙，从而构成新的舱并增加能够容纳设备的表面积和体积。

出于增加能够容纳设备的表面积和体积的相同目标，以及提供针对该目的的特定体积，该卫星结构有利的是还包括其它平面的墙，大体平行于所述接口环的轴线，平面墙刚性地相互连接且各个平面墙都通过其基底连接着所述主墙之一的一端，所述端背离所述接口环，以便所述其它墙形成舱，比如有效载荷舱或者服务舱的延伸部，有利的是形成的舱为菱形且其轴线平行于所述接口环的轴线，且所述其它墙通过点对点连接件连接在所述主墙之上。

由此可见，有效载荷舱和其围住的设备构成了有效载荷模块，服务舱和其装载的设备构成了服务模块，且具有推进子组件和/或导航和轨道和/或卫星姿态控制子组件的平台连接着发射器接口环构成第三模块，这三个模块可以集成起来然后分开测试，模块之间的连接器缩减成所述点对点连接件，服务模块可以直接支承在发射器接口环上，而不会妨碍推进和/或导航和轨道和/或卫星姿态控制模块的平台。

此外，卫星结构允许背离所述发射器接口环的主墙端通过各个主墙上的至少一个点对点连接件直接连接着圆形卫星接口环，该圆形卫星接口环与所述发射器接口环优选具有相同的直径，发射器接口环自身旨在用于可拆卸地固定着另一个卫星的第二卫星接口环，另一个卫星的结构与本发明的卫星结构优选相似，并且可堆叠到后者上用以成组发射。

于是，本发明的卫星结构允许叠置，以便用于发射双卫星，且更通常是用于发射多个卫星，以便形成卫星系列或者卫星集群。

为了进一步改善对振动的化解和隔绝，特别是在主墙和容纳在主墙之间的设备保持平台之间的振动，或者是在有效载荷模块的墙和服务模块的墙之间的振动，或者是在发射器和卫星之间的振动，至少一个点对点连接件连接着所述发射器接口环或者卫星接口环，或根据应用情况，连接着墙或者用于保持设备或使加强和/或有效载荷支撑的平台，该平台包括减振器和/或隔振器(或阻尼)或至少与减振器和/或隔振器(或阻尼)相关联。

此外，有利的是，卫星具有这样的结构，使得由连接着发射器接口环的所述平台所构成的组件形成可以在不拆开卫星任意其它部件的情况下可拆卸的模块。拆开所述组件能打开卫星，特别是在服务模块和/或有效载荷模块的整合或者测试期间可由至少一名操作者来完成。

本发明还涉及实现该卫星的方法，由于卫星的独特结构，这有可能在主墙的至少一个舱没有连接着发射器接口环的情况下进行组装，且在设备保持平台没有连接着所述舱的情况下组装到所述环上构成可拆卸模块的组件；将设备整合成所述至少一个舱和所述可拆卸模块，然后在已完成组装的所述至少一个舱上和已完成组装的所述可拆卸模块上进行测试及认证，并且分别在所述至少一个舱上和所述可拆卸模块上执行整合、测试和认证中的至少一项操作。

如果卫星包括多个设备舱，可以理解还有可能对其它舱或卫星的多个舱进行单独和分别组装和/或整合设备和/或测试和/或认证。

为此目的，有利的是，在将所述可拆卸模块组装到所述舱之前或者在其从该舱拆开之后，在不拆开任意其它设备保持墙或者板的情况下，将设备整合到主墙至少一个舱的操作是通过所述舱基底的开口进行的。

此外，当在卫星中中实施该方法时，可拆卸模块的设备保持平台安装有推进子组件，其包括至少一缸推进剂，构成推进模块，有利的是，在推进模块与所述至少一个装备舱，及优选与卫星其余部分的组装之前和/或拆开之后，所述至少一缸填充推进剂和/或清空其所装的推进剂。

本发明的其它特征和优点将通过下述非限制性实施例的说明及参考附图而显而易见，附图包括：

-图1a到1d，已经在前面进行了说明，为卫星的分解透视图，显示了现有技术中间支撑结构的示例；

-图2a和2b为示意性视图，分别示出了本发明卫星结构第一示例的分解透视图和俯视图；

-图2c为与图2b相似的视图，显示了图2a和2b中卫星结构的变形；

-图3a到3e为与图2b相似的视图，显示了根据本发明卫星的其它变形，卫星的横截面具有多边形的不同形状，图3e为图3d为六边形实施方式的变形；

-图4a到4c为三个示意性透视图，显示了组装根据图2a和2b或2c所示卫星结构的三个步骤；

-图5a到5f为根据本发明在服务***和有效载荷中具有不同构造的不同结构形式的卫星的示意性透视图；

-图6a，6b和6c分别显示了发射器接口环的示例、在接口环和主墙之间安装点对点连接件的示例，以及主墙通过两处点对点连接件连接着环的细节，

-图7为两相邻墙通过角托架连接成角度侧面连接的示意性透视图；

-图8a为连接两个叠置的墙以获得如图5a所示卫星结构的安装件示例，图中局部显示的是侧视图，局部显示的是沿着平行于墙的中平面剖开的截面图；

-图8b为图8a所示连接件的局部视图，显示了在垂直于图8a平面并穿过连接螺钉轴线的平面中的横截面；

-图9a、9b和9c为或多或少分别对应于图4a，4b和4c的三幅示意性透视图，分别表示了本发明卫星结构组装过程中的三个步骤，以便获得与图5a到5c中相似的构造或者如图5e所示的两个叠置的卫星；

-图10为显示本发明具有三个模块的卫星的分解透视图，该三个模块为：位于图底部的推进模块、图中间的服务模块以及在图顶部的有效载荷模块；

-图11为减振器和振动阻尼或隔振器的示例，在本发明的卫星中可用于使主墙连接着发射器接口环；及，

-图12a和12b示意性地示出了舱在其基座处打开的两种位置，允许将设备整合到该舱中。

在下面的说明中，在不同的附图中，采用相同的数字或者含数字和字母的标记来表示相同或者相似的部件。

图2a示出了圆形发射器接口环1，其具有三种标准直径中的一种，比如现有技术的图1a到1d中的一种，容纳设备4的舱直接连接该环，在本例中，该舱为长方体形状(更具体的是具有方形横截面)，由四个平面的设备保持墙5刚性相互连接而构成，这四个平面的设备保持墙5沿着它们的侧向边缘两两相邻，各个墙都平行于环1的轴线A，该轴线是垂直于圆形环1平面并穿过这个环1中心的基准轴线，该轴线A可认为是卫星的纵轴线，因为当卫星安装到所述发射器之时，它平行于或者与发射器的轴线为同一轴线，每一墙5都因此平行于对立的墙5并垂直于与其相邻的两面墙5。

圆环1因此独立于任意中间支撑结构，并刚性和直接地连接着独立于任意中间支撑结构的主墙，比如在下文予以说明的图4a到4c，6a，6c，9a到9c及10中也可见到，且其并不同于上述现有技术。

在该示例实施方式中，称为主墙的四个墙5各自通过墙5的基底6连接环1，中间表面的一小部分直接依靠在环1上表面的一小部分上，或多或少作为该墙5的基底与环1相切的一个点或者区域，且墙5通过单个点对点连接件连接环1，如图7示意所示。该点对点连接件可以是例如具有单个螺钉的螺纹连接件，下面参考图6b和6c说明。

于是，有利的是，四个点对点连接件7是相同的，在图2a和2b中相对于环1的轴线A呈径向相反地成对设置，该轴线平行于具有方形横截面(垂直于轴线A)的舱4的纵向轴线或者与其为同一直线。

设备保持平台8，呈平面的并垂直于环1的轴线A，设置在主墙5的基底6之间但是与这些墙5没有任何接触，且该平面的平台8是刚性连接的，由此其直接支承在环1上，墙5通过点对点连接件7独立地连接该环，平台8与环1的连接有利地通过相同的连接而得到保证，在附图中用9表示，在平台8的四个角区域中，在本例中平台8是方形的。因此，平台8与环1的各个连接9都位于将两相邻墙5连接着环1的两个点对点连接件7之间。

平台8与环1的连接9也可以是点对点连接件，该点对点连接件可以相同于或者不同于在墙5和平台1(平台的附图标记为8)之间的点对点连接件的类型，或者是线性或者拟线性甚至是稍稍弧线的连接件，且各自位于环1的其中一个弧线上，该环1通过将主墙5连接着环1上的连接件7而松开，这意味着环1的弧线被平台8的角区域盖住。

作为变形，如图2c所示，舱4的四个墙5中的至少一个优选是各自都具有方形的横截面，相对于相同的环1来说，该横截面稍稍小于之前的那个横截面且该墙可以连接，使得其基底6直接支承在环1的两点上，通过定位该墙5，其基底6与环1在两点或者两个较小的表面区域中相交。籍助于两个点对点连接件7，两点或者两个相交区域中的各个点或各个区域上，各个连接件7可按与图2a和2b的点对点连接件7相同的方式物理地建立起来，或者按不同方式，利用安装件、螺钉和一种或多种增强件，比如作为***件，***到相关的环1和/或墙5中。

方形平台8以平面的方式直接连接着环1，如图2a和2b所示示例，即其位于墙5之间且不接触这些墙5，并且独立于墙5和环1的连接。平台8通过点对点或者线性连接件9在平台8角区域所依靠的环1的弧线上连接着环1。

这些实施方式的优点，除了因为省略了现有技术中的中间支撑结构而减轻重量和节省成本以外，通过墙5的应力施加到墙5与环1的连接件7的连接点上，使得能简化甚至能取消现有技术实施方式的第二个部分，比如墙所要固定到的成角度杆，且假定其承担了卫星上的大部分发射应力。

从机械角度说，本发明的卫星结构可具有独立的机械轨迹，通过该轨迹传递在发射器接口环1和包括主墙5的卫星结构元件之间的应力。

根据图2a到2c的本发明结构中，简单的角托架可用于横向地相互连接墙5，如图7示意所示，以下将进行说明。

本发明结构可以具有多种变形实施方式，因为该结构可以根据发射器接口环1的直径而具有不同尺寸，直径从三个可能的标准值中选取，且可以是菱形的舱比如舱4的不同几何形状，其轴线平行于环1的轴线A或者与轴线A成一条直线，并具有多边形的横截面(垂直于环1的轴线A)，该多边形优选地为三角形、等腰梯形、五边形、或者六边形，取决于对应的舱4是否由三面、四面、五面或者六面主墙构成，除了图2b和2c所示出的方形多边形截面或者长方形截面以外，图3a，3b，3c和3d分别示出了这些情况。

本发明的卫星结构的构造因而可适于发射界面的所有标准尺寸且还可以适于不同横截面的设备舱4结构，比如特别地如图2b，3a，3b，3c和3d所示，其中最引人关注的好像是方形或者六边形截面。在图3a，3b，3c和3d中，如图2b中，呈现在横截面上的舱4各个主墙5通过这个墙5的基底与环1相切的区域中的单个点对点连接件7连接着发射器接口环1，除了图3b所示的等腰梯形具有较大基底的情况之外，因为其对应的墙5通过两个点对点连接件7固定着环1，在该两点中每一点处这个较大基座与环1相交。但与图2b中针对方形截面的实施例相比，与图2c中变形相似，对于上述多边形截面尤其是三角形截面的舱4来说，变形可以通过两个点对点连接件7将各个墙5连接着环1。

图3a到3d中未示出例如图2a到2c所示平台8这样的设备保持平台，平台8特别用于支撑卫星的推进子组件和/或导航和轨道和/或卫星姿态控制子组件。然而，与图2a到2c相似，该平台8***到主墙5之间而不压抵墙5，并以平面的方式直接固定着环1，独立于直接将墙5连接着该环1的单独连接件。

然而，在这些实施方式中，设备保持平台如8可具有与由对应墙5形成的菱形的舱4的多边形横截面相类似的多边形形状，同时比这个多边形横截面稍小，以便在墙5的基底6之间放入设备保持平台，且该平台8有利于通过点对点或者线性连接件连接着环1的弧线，使得在靠近对应多边形横截面顶点的支撑区域中直接支承在接口环1上，这些弧线由平台8的所述支撑区域覆盖，且平台8靠近相关多边形横截面的顶点。

图3e显示了六边形变形，六边形平台8设置在对应六边形舱4的六面墙5之间并通过点对点或者线性连接件9靠近这六个顶点而连接着环1。

不论刚性连接且两两相邻形成的用于设备的舱4的墙5的数量是多少，且因此不管舱4横截面多边形形状如何，本发明卫星结构的三种基础子组件，即：发射器接口环1、设备保持墙5的舱4，以及设备保持平台8，且更特别的是，平台8支撑推进装置，以及优选地还有卫星的导航和轨道以及姿态控制装置，根据包含图4a到4c示意性地示出的三个步骤的方法来完成，对于具有方形截面的舱4来说。步骤之一(见图4a)是由墙5形成舱4，环1和平台8独立且分别形成和准备。在舱4构建之前、之后以及同时，平台8以平面的方式直接连接着环1(见图4b)，如上所述，继而舱4直接连接在平台8周围而不与其接触，其通过墙5的基底6连接着环1，同样如上所述，且该连接独立于平台8与环1的连接(见图4c)。

在该结构中，环1和平台8固定起来形成模块，该模块与结构的其余部分(此处为舱4)相分离，其通过简单地拆卸或者简单的松开将舱4连接着环1的点对点连接件(比如7)来分开，比如通过拧开有限数量的螺钉。相反，已经组装好、准备好、安装好、测试好并进行了认证的该模块可以通过在点对点接触件处拧紧有限数量的螺钉以固定着卫星结构的其余部分，从而得到卫星的发射构造，其中该卫星结构的其余部分是分别进行组装、准备、测试及认证的。

此外，在将该环1/平台8模块组装到结构的其余部分(舱4)之前，这个舱4的内侧可由至少一个操作者至少通过其打开的下部进入，以便整合和测试要装入该舱4的设备，而不需要对卫星其它任意部分进行其它任意拆分，尤其是不需要通过例如至少一个枢转板打开墙5，如现有技术中在卫星中常用的操作。

本发明卫星结构的构造适于多种形式卫星平台及其有效载荷的多种可能性布置，图5a到5f示出了基于具有方形横截面的通用构造的实施例，可以理解的是，基于具有不同多边形横截面的通用构造的结构也是可以的，比如图3a到3d所示的那些结构。

图5a显示了设备用的立方体舱4，四面主墙5各自通过两个点对点连接件7直接固定着环1，如前参考图2c所述，在墙5之间具有平台如8，其支撑住卫星的推进子组件和导航和轨道以及姿态控制子组件，该平***立于连接7且毫不接触墙5地直接连接着环1。

卫星结构也包括其它平面墙10，其具有与墙5相同的形状、尺寸和结构，且在其相邻横向边缘处两两相互刚性地固定，且各个墙额外地通过其基底分别连接着主墙5之一的一端，该端位于该墙5上相反于其基底6和环1的一侧。因此四面方形墙10在舱4的四面墙5上方两两垂直地组装，形成了也是立方体形状的第二舱11，且更一般地，对于舱4的任意多边形形式，其它墙如10可形成菱形的另一舱，该舱具有平行于接口环1轴线A的轴线。环1上方的第一级舱4顶部设置的第二级舱11可以是有效载荷舱，而舱4为服务舱。

有利的是，该结构中的各个面墙10同样籍助于两个点对点连接件7通过其基底连接着墙5的上端，各个点对点连接件7分别与将对应墙5的基底连接着环1的两点对点连接件7之一竖直地对齐。因此，应力的传递轨迹沿着在墙5和10之间且因而在舱4和11之间延伸，基本上平行于环1的轴线。

此外，在图5a中，所呈现的有效载荷舱11被平台12部分封闭，在其上端(相反于服务舱4的一侧上)，相反于基底的一侧上固定到各个墙11的端部，优选可通过点对点连接件(未示出)，从而加强舱11。该平台自身支撑光学仪器13如太空望远镜、星际探测器或其它，从而提供了承载在舱11中所携带的有效载荷，与所述有效载荷一起形成了位于舱4限定的通用服务模块之上的专用有效载荷模块，并且位于由环1和按上述方式安装的平台比如8(在图5a上不可见)形成的通用卫星轨道和姿态控制及导航和推进模块之上。

图5b显示了环1上的推进模块，通用服务模块内侧包括固定到环1的舱4，该图还显示了具有不同于图5a所示那个模块的专用有效载荷模块，因为在这种情况下其包括了光学仪器13’，该光学仪器13’垂直于环1轴线而定位，且不平行于后者，如图5a所示的仪器13。光学仪器13’比如望远镜、捕捉地球情况的摄像机或者其它仪器，由矩形平行六面体形式的有效载荷舱11’的横向端部支撑，该六面体在其基底通过点对点连接件7，在通用服务舱4的四面墙5的每一面上连接着连接壳体14。

在图5c中，舱4由四个长方形主墙5的组件构成，长方形主墙5的长度大大地大于宽度，使得舱4具有细长的长方形六面体形状，通过较小的端面连接着环1，墙5的长侧可定位成平行于环1轴线。卫星因此呈现出长度或高度既显著又适宜的结构，在该示例中，舱4在上平台12上，支撑与图5a所示那个相似的光学仪器13，而平台12在具有两个点对点连接件7的四面墙4各自上端得到支撑，如图示意所示，且这两个点对点连接件7各自再次分别与将对应墙5的基底连接着环1的两个点对点连接件7竖直地对齐。

在图5d中，卫星的结构也是平行于环1轴线的细长形状，其服务舱4可通过较小表面连接着环1的矩形平行六面体，该服务舱4支撑由矩形侧墙5之一外表面上的一些诸如雷达仪器15构成的有效载荷。在这种情况下，如图5c所示，该卫星结构是有利的，因为应力依然基本上平行于环形1的轴线传递并传递到墙5上。

本发明结构的构造也允许发射多个堆叠的卫星，它使用与发射器界面1相同类型的接口环。该实施方式示例如图5e所示。此处，我们可以看到基底舱4中的四面墙5各自籍助于其基底利用两个点对点连接件7连接着环1，墙5之一支承作为有效载荷的光学仪器13’，该光学仪器13’从其外表面突起。此外，各个墙5也都通过两个点对点连接件7，在远离发射器接口环1的端面上连接，直接位于圆形卫星接口环16下面，在本例中，与发射器接口环1具有相同直径。环16自身可拆卸地固定到第二卫星接口环17，该第二卫星接口环17是第二卫星的一部分，并且在本例中，其相似于包括了舱4和环1的卫星的环。第二卫星18也包括了推进和导航及轨道和姿态控制模块，除了环17之外这些都未在图5e中示出，环17直接支撑平台，而该平台支撑推进子组件和导航及轨道和姿态控制子组件，在卫星18的立方体舱4’四面主墙5的内侧，与前述舱4相似，且其中各个墙5都籍助于两个点对点连接件7直接连接着卫星接口环17，独立于该环17和上述内平台之间的相似或者线性连接件。后一个平台不与这些墙5相接触，各个墙也都在其上端通过两个点对点连接件7，在相反于环17的一侧上，连接着平台例如12，从而加强并包住舱4’。将舱4’的每一墙5连接着该平台12的连接件7各自分别与该墙5和卫星接口环17之间的两个相似连接件7的其中一个竖直地对齐，将舱4’每一墙5连接着该平台12的连接件7中的每一个各自还依次与将舱4对应墙5连接着卫星接口环16的两个相似连接件7的其中之一竖直地对齐，同时该墙也与舱4中相同墙5的基底和发射器接口环1之间两个连接件7之一相连接，这样也是以便在基本上平行于接口环1、16和17的共同轴线并且与堆叠成发射组的两个卫星的两个叠置的舱4和4’的墙5为同一直线的方向上传递应力。

在这样的结构中，两个卫星接口环16、17必须具有相同直径，使得它们在组合发射期间相互固定。一旦发射器接口环1和发射器上端相似环之间分离，两个固定好的卫星一起从它们的通用发射器上释放，继而它们相互分离，使得卫星各自单独释放。在另一实施例中，释放顺序与所提出的结构相兼容，上卫星18通过按照卫星接口环16和17分离的顺序首先释放，然后其余的卫星依次通过分离发射器接口环1和发射器上相似的环而释放。

根据本发明的结构界面也允许实施特定结构，其示例为图5f所示，基底模块包括发射器接口环1，矩形平行六面体舱4的四面墙5(在图5f中仅能见到一面墙)通过基底和点对点连接件7直接连接着发射器接口环1，被称为次级墙的其它平面墙连接着矩形平行六面体舱4的四面墙5。这些次级墙19中的一些连接在两个相反主墙5各侧、平行于这两个对立的主墙、并作为这两个对立的主墙5的横向延伸，一部分平面的次级墙10可连接成平行于另外两个相反的主墙5并垂直于次级墙19，同时另一部分次级墙21垂直于主墙5和次级墙19和20以及环1的轴线，并封闭舱4的上平台12每一侧上的横向延伸部。这些次级墙19、20和21刚性地相互连接和/或连接着主墙5，以便构成新的舱并增加可容纳设备的表面积以及体积。在图5f特定的示例中，矩形平行六面体形状的两个额外舱设置在中央舱4各侧上。次级墙19、20和21相互和/或与主墙5的刚性连接可以保证以与两主墙5相互连接的刚性连接相同的方式连接，在两个主墙5和/或次级墙19、20和21的相邻横向边缘处，利用比如图7所示的角托架22连接。所示角托架的两个腿23各自分别拧入两墙5之一，该角托架22，通过分别拧入两墙5之一内侧面的两个螺钉，连接起来。

如同次级墙19、20和21，主墙5是平面的墙，各自优选地并以公知方式采用具有蜂窝结构的板构建，该蜂窝结构具有铝制或者铝合金制成的表面5a，且蜂窝芯部5b是组合物，或者也由铝或者铝合金制成，因为铝及其合金具有质量轻、高传热性。为了引导螺钉24并防止构成墙5、19、20和21的板恶化，在它们的角托架22连接处，对应的板在边缘区域可具有金属***件(在图7中未示出)，这些区域是角托架22连接并整合到板对应边缘的地方，以便与它们的内表面平齐。

在本发明的卫星的所有结构中，如上所述，具有不能拆卸的主墙5和/或次级墙19、20和21是有利的，这减少了诸如角托架22等次级部件或者连接部件的数量、组装操作的数量以及有关于螺纹连接件在墙之间可拆卸性的限制。诸如连接着墙的设备和这些主墙5或次级墙19、20和21之间界面的次级部件可用作增强墙之间的连接，比如安装在两或三面墙之间或者墙和平台之间形成的角或者内角上的设备支撑件。

用以增强板边缘的***件可有利地整合到部分基底中和/或相反于该基底的端部边缘，以及墙如5和10通过点对点连接件7连接着环1或者相互连接或者连接着平台如12的地方，从而加强结构和/或支撑有效载荷，因为，有利的是，点对点连接件7或者至少其中部分，可以为机械螺纹连接件，包括至少一个增强安装件，用于将主墙5连接着环1，如本文参考附图6a到6c所说明的实施例。

图6b显示了安装件25，其可用做***件，以便建立点对点连接件7。此处，其具有包含两平行臂26的U形夹设置，每一臂具有相同的矩形形状且用于在臂与臂之间容纳主墙5的基底6，并利用七枚螺钉(未示出)将其固定，每一螺钉拧入通过两臂26中相互面对着的两个同心孔27，垂直于这些臂26并拧入通过保持在臂26之间的墙5其基座的部分，且当U形夹25拧入其图6a中环1上的连接位置之时还垂直于接口环1的轴线。为此目的，两臂26从U形夹基座28向上突起，该基座28被基本平行于环1轴线A的孔29通过，以便当U形夹25在所述环上就位时，使得螺钉通道(未示出)能将U形夹25连接着环1，在垂直于环1并从环1上径向向外且向内突起的扁平舌片30上，在环1圆形截面其柱状圈32的上部边缘31上，并与设置在圈32中尺寸足以容纳并操作螺母的大体矩形的开口33成直角，该螺母(未示出)拧在穿过U形夹基座28中的孔29的螺杆下端上以及设置在环1的舌片30中的对应开口34上，以便将U形夹25刚性连接着环1。U形夹25配有对应于U形夹28基座的形状的凹口，该U形夹28设置在墙5基底6的点对点连接件7的位置上，以便当墙5连接着所述环之时，臂26横跨墙5的两侧以及墙5中央的凹口，平行于环的轴线A。这就建立了将主墙5的基底6连接着环1的点对点连接件7，如图6c所示，对应于墙5通过两个点对点连接件7连接着环1，由于该墙5的基底与环1在接触的两“点”或者小区域中与环1相交，相交在环1的两个连续舌片30处，如图2c所示意所示的一面墙5和环1之间的两个点对点连接件7。相同U形夹25可用于将墙5的基底连接着图5e的实施方式中的卫星接口环17，或者作为***件在其向下突出的臂26的反向位置***，以便于跨过墙5的上边缘中的凹口，并将其连接着该相同实施例中的另一个卫星接口环16。

图8a和8b示出的示例实施方式涉及点对点连接件7在直接固定到发射器接口环1的主墙5和另一组装成所述墙5在环1的轴线A方向上的延伸部的墙10之间的实施。

在图8a和8b中，未构成的点对点连接件，旨在保证两墙5和10在环1轴线A的方向上的交界面，包括两个连接安装件，各个连接安装件分别在U形夹设置36或37中，U形夹设置36或37中分别具有两个相互平行且分开成38和39的矩形臂，相同U形夹的两臂上穿过相反的孔，以容纳用于连接至不同墙上的螺钉。两臂38或39从U形基底40或41中沿相同方向突起。两U形夹36和37用于头尾相连接放置，一个叠在另一个上，且它们的基座40和41相互面对，以便于这两U形夹基座40和41可以通过螺钉40a拧入通过横穿了U形夹基座40的横向开口而固定起来，且能够对齐所述U形夹基座40和41中的孔42和43而轴向啮合，孔42是光孔而孔43是螺纹孔，以便于螺钉40a拧入到孔43中。各个U形夹36或37都配有凹口，该凹口对应于U形夹基座38或39，所述凹口设置在上墙10基底或下墙5的上边缘中。因此上U形夹36具有两臂38，用于横跨墙例如图5a所示墙10中的凹口，这个U形夹36通过螺钉(未示出)穿过设置在该U形夹36两臂38中的成对对齐的孔44而固定到基底上，而下U形夹37利用其两臂39横跨墙例如图5a所示墙5上边缘中的凹口，U形夹37通过螺钉穿过设置在这个U形夹37两臂39中的成对对齐的孔45而固定到墙5上。组装之后，将两U形夹36和37分别连接着墙10或5的螺钉大体垂直于环1的轴线A，连接两U形夹36和37的螺钉40a与轴线A基本平行。

图9a到9c示意性地示出了实现本发明卫星的方法的三个连续步骤，从而执行以上图4a到4c中所描述的组装方法。实际上，图9a对应于两个独立步骤，在卫星的实现中可以是同时或者不同时进行的。

第一步骤，如图9a中的上部和周围部分所示，基本立方体舱4的组装由下列元件所构成：

-四面主墙5，

-上环形平台46，其外周是方形的，且其四个角被切除，从而形成四个长侧与四个短侧交替出现的不规则八边形，所述平台具有圆形的中央开口，

-四个角托架47，各自用于刚性连接两相邻墙5的下部相邻角，

-一套螺钉和安装件(未示出)，包括角安装件，用以沿着两竖直相邻边缘刚性地两两连接着墙5，且用以将每一角托架47连接着两下侧，该两下侧具有位于两墙5基底中的对应凹口49，而每一角托架47紧固在一起，且还用于将每一墙5的上边缘连接着上平台八角形边界的较短侧，使用两个点对点连接件如7，如前所述，通过***到设置在每一墙5上边缘中的两个凹口48中的安装件(未示出)，以便获得图9b上部所示的舱4，并通过角托架47加强其基底的四个角，以及通过上平台46加强墙5的上边缘。

其它步骤，如图9a的下部和中间部分所示，对应于组装由脚部51支撑在平台8上的推进子组件50。推进子组件50的推进器52(见图9c)在该平台(见图9c)之下突起。在该示例中，平台8为四个角被切除的方形平台，以便其边界类似于具有长侧和短侧交替设置的不规则八边形，平台8靠近各侧连接，以便通过线性连接件直接支承在发射器接口环1中由平台8的短侧所覆盖的弧线上，例如图9b下部所示的组装情况。作为变形，平台8各个短侧的区域可以通过两点对点连接件如7直接连接着环1，如图9b上部所示，舱4组装到这个图9b下部的推进模块上之时，该连接可以在这个基底的两个***件25处，将每一墙5的每一基底6都连接着环1，该推进模块包括环1、平台8以及推进子组件50。

有利的是，该推进模块可通过卫星的导航和轨道及姿态控制子组件构成，其包括诸如安装在所述平台8四个短侧各侧上的四个反作用轮56。

使用推进模块的这个“平行”(独立)组件，加上环1、平台8和由这个平台8支撑的推进子组件50，以及由舱4的墙5支撑的卫星其余部分，卫星的振动或者热流测试可以在没有安装推进模块的舱4上进行。同样地，发射运动可以在将所述模块连接着安装于发射器上的舱4上之前，在不具有推进模块的情况下执行。

独立于卫星其余部分来准备推进模块，使得推进子组件50的缸(多个缸)53能在推进剂供给源处填充，这消除了与转移推进剂有关的危险，因为像肼那样的推进剂是特别危险的。在推进子组件50的缸(多个缸)53充满推进剂之后，带燃料的推进模块可运输到离开包含了舱4和其所装设备的卫星其余部分处存储起来，卫星其余部分可能还具有其它有效载荷舱和/或安装在舱4上的有效载荷以及上平台46。一旦整合完成，推进模块通过将舱4的墙5连接着环1而封闭卫星，以形成准备发射的卫星。

如果卫星升起存在问题，只需要从将舱4四面墙5的基底连接着环1的八个点对点连接件7上拆卸螺钉，以从卫星其余部分将推进模块拆开，就可以在不分解拆开的情况下再次打开卫星，仍然不需要对推进剂进行任意转移，因此卫星附近无危险。如有必要，可以在距离卫星其余部分一段距离处，清空推进剂缸53或者推进模块上的多个推进剂缸其中至少之一。

推进模块组装之前，分别进行组装，安装在平台8上，填充推进剂，测试继而认证，如图9b下部所示，如图9b上部所示组装情况组装到舱4上，能够将所有必需设备增加到舱4上，而不需要拆开任意墙5或墙5的构成板，因为在舱4基底上具有开口，如图12a和12b所示。

在图12a中，卫星的舱4(为清楚起见，有一面墙5未显示)可通过未示出的提升装置而竖直地保持，以便于操作者可以站立在舱4内侧，就能接触到其打开的基底，并因此可以将必要设备完全整合到舱4之内。作为变形，如图12b所示，舱4在支撑件之上或者通过未示出的提升装置向一侧倾斜，其由墙5组成，以便于靠近舱4站立的操作者能通过舱4基底的开口或者穿过上部加强平台46中的中央开口来接触到内部，从而将设备装入这个舱4中。

图10示出了卫星的分解透视图，卫星具有基本对应于如图5a所示结构的结构，而不具有位于有效载荷舱1之上的光学有效载荷13，该有效载荷舱1作为服务舱4之上的第二水平舱来组装和安装，而服务舱4可组装并安装为推进模块的发射器接口环1之上的第一水平舱，该推进模块如上所述分开并提前组装、测试和认证。

在该示例中，推进模块54为这样的类型，其中直接固定着环1的平台8不仅仅支撑推进模块50，如前所述，该模块的推进剂的缸53为圆柱球状(其外轮廓为在两个半球之间且具有圆形截面的柱体)且推进器52在平台8之下突起，平台8还支撑导航和轨道及姿态控制子组件55，该例子仅显示了三个反作用轮56，大体沿着参考图9a和9c所述的八边形平台的三个短侧安装。有效载荷舱11和服务舱4各自都可以独立安装其需要具有的设备，以便分别构成有效载荷模块57和服务模块58。这两个模块57和58以及推进模块54，可以分开整合和测试，且连接件可减少到在两相邻模块之间只有八个未装配的螺钉，因为舱4的每一墙5通过两个点对点连接件7连接着环1，它们的安装件25可在图10中看到，且因为有效载荷舱11的每一墙10都通过两个相似的点对点连接件，籍助于其基底连接着服务舱4对应的墙5的上边缘。

因此，服务模块58直接支撑在发射器接口环1上，且不与推进模块54的平台8相交，且有效载荷模块57直接支撑在服务模块58上。

作为变形，为了保证服务模块58的墙5与推进模块54分隔开，以防卫星释放之前由发射器引起的振动和冲击，以及防止卫星释放之后推进模块54或导航模块55产生的振动，舱4的每一墙5和环1之间的连接件可以通过至少一个减振器和/或隔振器而获得，比如如图11所示，其可以整合或者配合点对点连接件。

为此目的，图11所示的减振器和隔振器或者阻尼60与***件U形夹25相似，并包括与U形夹25两臂26相似的两臂61，用于连接着舱如4的墙的基底6中的凹口，且U形夹基座62类似于U形夹基座28并用于容纳一个或两个点对点连接件7的轴向螺钉(基本平行于环1的轴线)，粘弹性材料63***到两臂61和U形夹基座62之间，用以隔离并缓冲冲击和振动。

因此，隔离器或者阻尼60可以放置在推进模块54和服务模块58之间，以便在飞行期间过滤微振动和/或在发射期间缓冲冲击。

Claims (13)

1.卫星，其结构包括：

-圆形发射器接口环(1)，旨在用于可拆卸地固定在固定于卫星发射器的类似环上，及

-至少两个平面的设备保持墙(5)，称之为主墙，其大体平行于所述接口环(1)的轴线(A)而延伸，且刚性地相互连接并连接着所述接口环(1)，

其特征在于，各个主墙(5)通过所述墙(5)的基底(6)直接支承在所述接口环(1)上，所述基底面对着所述接口环(1)，且各个主墙(5)通过至少一个点对点连接件(7)刚性地且直接地连接着所述接口环(1)，所述至少一个点对点连接件(7)位于所述墙(5)的基底(6)和所述接口环(1)之间的相切或者相交的至少一点和区域中。

2.根据权利要求1所述的卫星，其特征在于，所述结构包括至少三个平面的墙(5)，所述墙(5)刚性连接并且两两相邻构成菱形的舱(4)，所述舱的轴线平行于所述接口环(1)轴线(A)，并且所述舱的横截面垂直于所述环(1)的所述轴线(A)，所述横截面的形状为多边形且优选为三角形、方形、矩形、梯形、五边形或六边形。

3.根据权利要求1或2中任一项所述的卫星，其特征在于，所述结构还包括设置在所述墙(5)之间且不与所述墙(5)相接触的设备保持平台(8)，且所述平台直接支承在所述接口环(1)上，所述平台(8)刚性并直接地连接着所述接口环(1)，以便构成平面的平台，所述平台(8)独立于所述墙(5)与所述接口环(1)的连接。

4.根据与权利要求2相关的权利要求3所述的卫星，其特征在于，所述平台(8)通过点对点或者线性的连接件(9)连接着所述接口环(1)的弧线，该接口环(1)通过所述主墙(5)和所述环(1)之间的连接(7)松开。

5.根据权利要求3或4中任一项所述的卫星，其特征在于，所述平台(8)支撑推进子组件(50)和/或用于卫星导航及轨道和/或姿态控制的子组件(55)。

6.根据权利要求1至5中任一项所述的卫星，其特征在于，所述卫星的结构还包括其它称之为次级墙(19,20,21)的平面的墙，所述次级墙基本平行于或者垂直于所述主墙(5)，刚性地相互连接和/或连接着所述主墙(5)，以便构成新的舱并增加可容纳设备的表面积和体积。

7.根据权利要求1至6中任一项所述的卫星，其特征在于，所述结构还包括其它平面的墙，所述其它平面的墙大体平行于所述接口环(1)的轴线(A)，所述其它平面的墙刚性地相互连接且所述其它平面的墙各自都通过其基底连接着所述主墙(5)之一的一端，所述端背离所述环(1)，以便所述其它墙(10)构成舱(11)，所述舱(11)优选为菱形且其轴线平行于所述接口环(1)的轴线(A)，且所述其它墙通过点对点连接件(7)而连接在所述主墙(5)之上。

8.根据权利要求1至6中任一项所述的卫星，其特征在于，背离所述发射器接口环(1)的主墙(5)端通过各个墙(5)上的至少一个点对点连接件(7)直接连接着圆形卫星接口环(16)，所述卫星接口环(16)与所述发射器接口环(1)优选具有相同的直径，所述卫星接口环(16)自身旨在用于可拆卸地固定着另一个卫星(18)的第二卫星接口环(17)，且所述另一个卫星优选具有相似于权利要求1至6中任一项所述卫星的结构，并且可堆叠在所述卫星上进行成组发射。

9.根据权利要求1至8中任一项所述的卫星，其特征在于，所述至少一个点对点连接件(7)使所述发射器接口环(1)或者卫星接口环(16，17)，根据应用情况，连接着墙(5)或用于保持设备(8)或加强(12)和/或有效载荷支撑的平台，所述平台包括减振器和/或隔振器(60)或至少与减振器和/或隔振器(60)相关联。

10.根据与权利要求3相关的权利要求3至5及6至9中任一项所述的卫星，其特征在于，由连接着所述发射器接口环(1)的所述平台(8)所构成的组件构成模块(54)，所述模块(54)能在不拆开所述卫星任意其它部分的情况下进行拆卸，拆开所述组件能够打开所述卫星以便在内部进行操作。

11.实现根据权利要求3所述卫星的方法，其特征在于，所述主墙(5)的至少一个舱(4)在没有连接着发射器接口环(1)的情况下进行组装，且所述设备保持平台(8)在没有连接着所述舱(4)的情况下组装到所述环(1)上作为构成可拆卸模块(54)的组件；设备整合到所述至少一个舱(4)中以及所述可拆卸模块(54)上，然后在已完成组装的所述至少一个舱(4)和已完成组装的所述可拆卸模块(54)上进行测试和认证，并且分别在所述至少一个舱(4)和所述可拆卸模块(54)上进行整合、测试、认证中的至少一项操作。

12.根据权利要求11所述的方法，其特征在于，所述可拆卸模块(54)在组装到所述舱之前或者在其从所述舱(4)拆出之后，在不拆开任意其它设备保持墙或者板的情况下，将设备整合到所述主墙(5)至少一个舱(4)的操作是通过所述舱(4)基底的开口进行的。

13.根据权利要求11或12中任一项所述的方法，当在所述卫星中实施所述方法时，所述可拆卸模块(54)的设备保持平台(8)安装有推进子组件(50)，所述推进子组件(50)包括至少一缸推进剂(53)，构成推进模块(54)，其特征在于，分别在所述推进模块(54)与所述至少一个装备舱(4)，以及优选与卫星其余部分的组装之前和/或拆开之后，所述至少一缸(53)填充推进剂和/或清空其所装的推进剂。

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