使用电气推进系统执行推进操作的方法和装置

摘要

本发明公开了用于使用电气推进系统执行推进操作的方法和装置。一种示例性装置包括框架，连接到所述框架的电源和连接到所述框架的有效载荷，所述有效载荷接收或发送数据。所述装置还包括连接到所述框架的电气推进系统。所述电气推进系统能够对所述装置进行姿态控制、动量控制和轨道控制。

说明书

相关申请

本发明是2012年9月5日提交的，发明人为Richard W.Aston，Anna M.Tomzynska，和Glenn Caplin，序列号为13/604050，题为“Multiple Space Vehicle Launch System（多个航天器发射系统）”的美国专利申请的部分延续并要求其优先权，通过引用将该专利申请全部内容纳入；以及2012年10月15日提交的，发明人为RichardW.Aston，Brett Cope，Michael J.Langmack，以及Anna M Tomzynska，序列号为13/652101，题为“Space Propellant Tank Mount（航天推进剂贮槽装置）”的美国专利申请的部分延续并要求其优先权，通过引用将该专利申请的全部内容纳入。

技术领域

本发明涉及电气推进系统，更具体地，涉及使用电气推进系统执行推进操作的方法和装置。

背景技术

航天器和/或卫星可以在太空中执行推进操作。其中一些推进操作可以包括姿态和动量控制、轨道提升、轨道插入和保持、轨道重新定位和/或离轨机动。其他推进操作可以包括逃逸星际轨道或外太阳系任务和/或射入机动以启动围绕另一颗行星、月亮等的轨道。推力通过推进剂的加速获得。推进剂可以通过压力差（冷的或热的气体系统，（例如，冷气体））、化学反应（包括催化分解，例如肼单组元推进剂系统、自燃双组元推进剂反应、固体火箭等）以及电和磁的相互作用（包括离子推进系统，固定式等离子系统，霍尔效应推进器，磁等离子体推进器等，（例如，电气推进））而被大幅加速。为了执行这些推进操作，某些卫星使用冷气体系统或化学系统，或冷气体和化学系统的组合，或冷气体、化学和电气推进系统的组合。

发明内容

根据本公开的教导的示例性装置包括框架，连接到框架的电源和连接到框架的有效载荷。所述有效载荷接收或发送数据。所述装置还包括连接到所述框架的电气推进系统。所述电气推进系统能够对所述装置进行姿态控制、动量控制和轨道控制。

另一个装置包括运载火箭和要被安置在所述运载火箭中的航天器。所述航天器包括框架、连接到所述框架的电源以及连接到所述框架的有效载荷。所述有效载荷接收或发送数据。另一个装置包括连接到所述框架的电气推进系统，其在没有另一个推进系统的情况下，能够使基本上所有推进操作被执行。

另一个装置包括运载火箭、第一模块和第二模块。第一模块被可移除地连接到第二模块。第一和第二模块被安置在运载火箭中。第二模块包括框架、连接到所述框架的电源和连接到到所述框架的有效载荷。所述有效载荷接收或发送数据。所述装置包括连接到所述框架的电气推进系统。所述电气推进系统能够对第二模块进行姿态控制、动量控制以及轨道控制。

一种改善推进系统性能的示例性方法包括使用连接到框架的电气推进系统，以及允许所述电气推进系统能够进行姿态控制和轨道控制。

本发明涉及一种装置，其可以包括框架、连接到所述框架的电源、连接到所述框架的有效载荷，所述有效载荷接收或发送数据；和连接到所述框架的电气推进系统，所述电气推进系统能够进行所述装置的姿态控制、动量控制和轨道控制。所述轨道控制可以包括所述装置的轨道保持、轨道变更、轨道提升、轨道插入、轨道重新定位和离轨机动，并且其中动量控制可以包括动量管理。所述装置还可以包括控制所述电气推进系统的控制器。所述电气推进系统可以包括推进器。所述电气推进系统可以包括能够使所述推进器相对于所述框架移动的万向平台。所述电气推进系统可以包括多个推进器。所述推进器可以是独立地可移动的。所述电气推进系统可以包括接收推进剂的贮槽。所述贮槽可以沿所述框架的纵轴安置。所述电源可以包括在收起配置与展开配置之间是固定的或可移动的太阳能电池阵列。所述有效载荷在收起配置与展开配置之间至少是部分可移动的。在收起配置中，所述装置可以被安置在运载火箭中。所述电气推进系统可以包括氙离子推进系统、等离子推进系统或霍尔效应推进系统。

本发明涉及一种装置，其可以包括运载火箭；以及将安置在所述运载火箭中的航天器，所述航天器包括框架；连接到所述框架的电源；连接到所述框架的有效载荷，所述有效载荷接收或发送数据；和连接到所述框架的电气推进系统，其在没有化学推进系统的情况下，能够使基本上所有推进操作被执行。所述电气推进系统可以包括推进器和万向平台，所述万向平台能够使所述推进器相对于所述框架移动。所述电气推进系统可以包括多个推进器。所述电气推进系统可以包括接收推进剂的贮槽。所述贮槽可以沿所述框架的纵轴安置。所述推进操作可以包括所述装置的姿态控制、动量控制和轨道控制。所述轨道控制可以包括所述航天器的轨道保持、轨道变更、轨道提升、轨道插入、轨道重新定位以及离轨机动。

本发明能够涉及一种装置，其可以包括运载火箭；第一模块；以及第二模块，所述第一模块可拆卸地连接到所述第二模块，所述第一和第二模块安置在所述运载火箭中，所述第二模块包括：框架；连接到所述框架的电源；连接到所述框架的有效载荷，所述有效载荷接收或发送数据；以及连接到所述框架的电气推进系统，所述电气推进系统能够进行第二模块的姿态控制、动量控制和轨道控制。所述电气推进系统可以包括接收推进剂的贮槽。所述贮槽可以沿所述框架的纵轴安置。

本发明能够涉及一种改善推进系统性能的方法，其可以包括使用连接到框架的电气推进系统；以及允许所述电气推进系统能够进行姿态控制和轨道控制。所述电气推进系统可以包括使用多个独立地可移动的推进器。所述电气推进系统的使用可以包括使用存储在贮槽中的推进剂，其中所述贮槽沿所述框架的纵轴安置。所述方法还可以包括允许所述电气推进系统或姿态控制系统能够进行动量控制。所述电气推进系统的使用可以包括使用氙离子推进系统、等离子推进系统或霍尔效应推进系统。

所述特征、功能和优势能够在本公开的各个实施例中单独实现，或可以结合到其他实施例中实现，其进一步细节能够参考下列描述和绘图。

附图说明

图1根据本公开的教导示出示例性运载火箭和示例性航天器。

图2根据本公开的教导示出示例性运载火箭和示例性第一和第二航天器和/或模块。

图3示出图2的示例性第一和第二航天器和/或模块的轴侧视图。

图4示出图2的示例性第一和第二航天器和/或模块的横截面视图。

图5示出图2的航天器和/或模块在展开配置中的其中一个。

图6示出图2的航天器和/或模块在展开配置中的另一个。

图7根据本公开的教导示出示例性推进单元的一部分。

图8和9根据本公开的教导示出了一种示例性贮槽组件。

图10根据本公开的教导示出了一种示例性姿态控制系统。

图11是本公开的多个空间飞行器发射系统的实例的示意性截面侧视图。

图12是图11中示出的两个空间飞行器的示意性透视图。

图13是图11中示出的空间飞行器的示意性截面侧视图。

图14是包含所公开的所示安装在运载火箭整流罩中的贮槽底座的航天器的实例的截面侧视图。

图15是包含所公开的所示包含在较大的运载火箭整流罩中的贮槽底座的航天器的第二个实例的截面侧视图。

图16是所公开的图14的贮槽支撑结构的透视图。

图17是所公开的图14的贮槽支撑结构的截面侧视图。

图18、19、20和21是图17中示出的贮槽支撑结构的各部分的放大的细节截面视图。

具体实施方式

某些实例在上述确定的绘图中示出，并在下面详细描述。在描述这些例子时，相同或等同的附图标记被用于标识相同或类似的元素。上述绘图不一定是按比例绘制，为了清楚和/或简洁起见，所述绘图中的某些视图被放大或示意性示出。此外，若干实例在整个说明书中进行描述。任何实例的任何特征可以被包括在其他例子的其他特征中，或被其他例子的其他特征替换或合并。

本文公开的实例涉及使用电气推进系统（例如，离子推进系统，等离子推进系统如固定的等离子推进系统，霍尔效应推进系统等）和/或姿态控制系统用于所有推进操作和/或任务要求的卫星模块、卫星和/或航天器。所述推进机动或操作和/或任务要求可以包括姿态和动量控制、轨道提升、轨道插入和保持、轨道重新定位、离轨机动等。姿态和动量控制包括控制航天器的各个元件围绕每个轴的位置和速率，航天器元件之间的动量交换，以及使用和响应外部扭矩和动量管理等。推进机动可以提供线性加速，以改变和控制轨道参数，例如轨道提升和/或下降，倾角改变等。

通过使用这种离子推进系统，卫星发射时的质量可以减少数百公斤，使用寿命可以延长，和/或处理、生产和/或发射成本可以下降。例如，卫星质量的减少降低了运载火箭的成本。此外，使用这种电气推进系统使卫星能够被重新定位到不同的轨道和/或轨道位置，并且其使用的推进剂比使用化学和/或混合推进系统时明显较少。

相反，某些已知的卫星在用于推进操作的化学反应控制中使用化学推进剂。其他已知的卫星使用电气推进与化学推进剂和/或冷气体推进系统的组合。不过，由于这些已知系统（例如，化学和电气推进系统）的复杂设计和/或采购、组装、集成和/或测试成本，本示例性电气推进系统的成本比这些已知的系统的成本明显少。

通过不使用化学推进系统，本文公开的示例性推进系统省略了卫星设计合格期间的化学装载操作、子系统级和/或系统级的接受和/或预发射准备。因此，通常使用惰性气体推进剂的电气推进系统可以在卫星制造工艺（例如，在燃料罐级）早期被安装在常规的处理设施中，而没有暴露于危险物质的风险，和/或没有触犯任何州和/或国家中的危险物质处理法规。

此外，通过不使用化学推进系统，本文公开的示例性推进系统不对人和/或环境产生危害，而且不限于在控制区域中的发射现场被装载。在某些例子中，化学推进系统使用腐蚀性、高反应性、爆炸性和/或有毒的化学制品。因此，在发射现场使用有害物质（HAZMAT）套装和/或其他加燃料设备来实施化学推进系统的航天器加燃料操作。例如，当给化学推进系统加燃料时，使用和/或需要特殊的加燃料站、室、保护和/或燃料认证。化学推进系统还会使航天器的硬件暴露于有害物质，例如在加燃料操作期间，加燃料操作例如要求在重新使用之前将硬件清洗和/或擦亮。

图1示出了一种示例性的单个运载火箭100，其中，航天器、无人驾驶飞船和/或卫星102被安置在其收起配置中。在这个实例中，航天器102包括电源104、有效载荷106和电气推进系统108。电源104可以包括太阳能电池阵列、放射性热核发电机（RTG）、能源输送或转移装置、太阳能热、核能热等。有效载荷106可以包括天线、射频（RF）接收器/发射器、光接收器/发送器、激光接收器/发送器、光检测和测距（LIDAR）接收器/发送器、雷达接收器/发射器和/或成像/检测系统。电气推进系统108包括执行所有推进操作的推进器（例如，四个离子推进器）110，所述所有推进操作包括动量控制、轨道提升、轨道插入和保持、轨道重新定位、离轨机动等。因此，航天器102不包括其他推进系统如化学或冷气体推进系统。

图2示出一种示例性的双运载火箭200，其中，第一和第二示例性航天器、无人驾驶飞船、模块（例如，返回舱）、卫星模块和/或卫星202、204被安置在它们的收起配置中。在运载火箭200内，第一和第二航天器202、204通过使用示例性接口206堆叠和/或耦合。例如在航天器202、204从运载火箭200展开后，接口206使航天器202、204能够从运载火箭200分离。虽然图2示出两个堆叠的航天器，但是堆叠不止两个航天器是可能的，和/或可选择地将它们布置在其他配置如并行配置中也是可能的。

航天器202、204包括相应的框架207、209，其包括用于天线208、210的设施和/或连接。航天器202、204还包括具有推进器（例如，四个氙离子推进器，离子推进器）216的电气推进系统212、214，所述推进器216执行某些或全部动量控制，以及所有轨道提升、轨道插入和保持、轨道重新定位，离轨机动等。一旦航天器202、204从运载火箭200展开，为了控制航天器202、204的位置，推进器216相对于相应的航天器202、204和/或框架207、209是独立可移动的和/或可旋转的。例如，为了向前推进第一航天器202，推进器216通常可以被安置在由箭头218指示的方向上。

图3和4示出了从运载火箭200展开的堆叠的航天器202、204。可替换地，不是从运载火箭200展开该堆叠，而是每个航天器202、204可以分别地从运载火箭200展开，其中上航天器204先于下航天器202展开。参考图4，示例性推进系统212、214包括可以沿航天器202、204的纵轴406安置的贮槽（例如，氙贮槽）402、404。在操作中，相应的贮槽被连接到推进器216中的一个或更多，并向推进器216中的一个或更多提供推进剂，以便执行各种推进操作。所提供的推进剂可以是惰性气体，例如氙，氩，氪等，或其他种类，例如汞。虽然示例性航天器202、204中的每个具有单个的贮槽402、404，但是可以使用任意其他数量的贮槽（例如，2，3，4个等），并且这些贮槽可以被类似或不同地放置在相应的航天器202、204内。

图5示出了展开配置中的第二航天器204。第二航天器204包括被枢轴装配到支撑件502的推进器216，和连接到支撑件和/或贮槽支撑件504支撑和/或由所述支撑件和/或贮槽支撑件504支撑的贮槽404。在某些实例中，第二航天器204包括姿态控制系统和/或反作用和/或动量控制轮503，其配合以提供第二航天器204的姿态控制和/或动量存储。在某些实例中，姿态控制系统503是电动姿态控制系统如磁扭矩杆和磁扭矩环，和/或电驱动机电姿态控制系统，其可以是控制轮和磁杆/环的组合。在某些实例中，推进系统214和/或推进器216包括氙离子推进（XIP）推进器、电源控制器、贮槽、流量控制和交叉捆扎单元。在某些实例中，第二航天器204还包括电子模块506、有效载荷设备508，以及电池和电源控制器510。第二航天器204还可以包括天线210、太阳能电池板和/或阵列512，以及热辐射器和/或设备面板516。

电子模块506可以包括航天器控制电子装置、飞行软件和/或遥测装置和指挥射频（RF）单元。姿态控制系统503可以包括姿态传感器（例如，地球传感器，太阳传感器，星球跟踪器）、惯性基准单元（IRU）或其他姿态传感器、反作用轮或动量轮、扭力杆或磁力矩器等。电池和电源控制器510可以包括电池单元如锂离子电池，电池包和电源控制器。天线210可以接收和/或发射数据，并且可以包括有源和无源单元、天线结构、展开机构和/或天线定位机构。太阳能电池阵列512可以包括一个或更多面板，所述面板的全部或一部分覆盖有太阳能电池。热辐射器和设备面板516可以包括单个朝北的辐射器和/或设备、单个朝南的辐射器和/或设备以及热管。虽然上述实例将第二航天器204描述为包括特定元件和/或特定数量的元件，但是，第二航天器204可以包括不同的元件和/或不同数量的元件。

图6示出展开配置中的第一航天器202。第一航天器202包括被枢轴装配到支撑件602的推进器216。在某些实例中，推进系统214和/或推进器216包括氙离子推进（XIP）推进器、电源控制器、贮槽、流量控制和交叉捆扎单元。在某些实例中，第一航天器202还包括电子模块、姿态控制系统以及电池和电源控制器604。第一航天器202还可以包括天线208、太阳能电池板和/或阵列606以及热辐射器和设备面板608。虽然上述例子将第一航天器202描述为包括特定元件和/或特定数量的元件，但是，第一航天器202可以包括不同的元件和/或不同数量的元件。

图7示出了能够被用于实施本文公开的实例的示例性推进单元的一部分700。该推进单元包括氙离子推进推进器702、适配器704、万向平台706以及支撑结构708。在操作时，万向平台706使推进器702能够独立地旋转和/或放置，从而使推进器706能够移动、推进和/或旋转从运载火箭200展开的相应航天器202、204。。

图8和9示出了能够被用于实施本文公开的实例的示例性贮槽组件800。组件800包括贮槽支撑面板802、贮槽804和圆锥形支撑结构806。在某些实例中，轴向滑动接头和/或单球807将贮槽支撑面板802连接到贮槽804，使得所述贮槽能够膨胀和/或收缩。在某些实例中，无矩单球底座808将贮槽804和支撑结构806连接。

图10示出了一种示例性航天器姿态控制系统1000，其与推进系统一起可以被用于实施基本上所有的电气推进系统。姿态控制系统1000包括姿态传感器1002（例如，地球传感器，太阳传感器，星球跟踪器）、惯性速率传感器1004、控制器1006以及致动器。所述致动器可以包括动量存储装置1008（例如，动量轮，反作用轮）、磁力矩器1010，以及包括推进器702的推进单元。推进器702可以被连接或附着到万向节706。其他实例可以包括替代的姿态感测和控制装置和/或方法。

在某些实例中，姿态控制系统1000可以被用于姿态和动量控制等。在这个实例中，动量在机身（例如，航天器机身）与轮子之间交换（例如，存储在轮子中）以控制所述机身的姿态和速率，从而将所述机身指向所期望的方向。所期望的方向可以经由传感器1002感测当前的姿态和经由惯性速率传感器1004感测速率，以及控制器1006向动量存储装置1004施加力矩来实现，以建立所期望的指向方向和速率。所期望的方向可以使得由推进器702产生的线性加速度建立所要求和/或需要的轨道变更（例如，轨道提升）。控制系统1000还可以将机身指向所述有效载荷的期望的方向。在某些实例中，当要求和/或需要同时进行轨道操作与有效载荷操作时，推进器702的位置和方向经选择以使当所述机身在所期望的有效载荷指向姿态（例如，指向地球）时，由推进器产生的速度矢量能够被组合以建立所要求和/或需要的轨道变更。在某些实例中，万向节706被用于将推力矢量定位为名义上通过航天器质心。可替换地，若干推进器可以被换向到适当位置并同时点火以使所有推进器的净力矩为零。

通过使用万向节706将推进器702旋转远离质心，使用推进系统，由外部扭矩产生的动量可以从所述轮被定期地“倾倒”以实现所期望的扭矩和/或通过磁力矩器1010与太阳能扭矩、地球磁场等的相互作用。在某些实例中，根据所要求和/或需要的加速度方向和有效载荷指向，示例性推进器702和万向节706装置使用不同方向上的相同推进器集合。其他实例可以包括附加的推进器，其具有很小的或无专门用于主要在单一方向上建立加速度的换向能力。其他控制系统可以使用推进器702产生所期望的航天器速率和指向（“受控推进矢量”），而不是通过动量的交换产生速率和指向。姿态控制系统1002的其他实例可以是电气、机械和/或磁系统和/或任何其他合适的系统。

如上所述，所述示例性电气推进系统可以使用电离气体排除、非电离气体排除和/或冷气体状态，和/或与电离气体排除、非电离气体排除和/或冷气体状态关联。例如，示例性电气推进系统可以被用于推进在物种的电离状态和/或非电离状态中的装置。在电气推进系统使用非电离气体的实例中，所述气体可以从推进器排出和/或流出，和/或所述装置可以包括一个或更多冷气体推进器。所述冷气体推进器可以用于装置的偶尔控制和/或装置的应急操作。

在某些实例中，非电离气体和/或冷气体推进器可以用于和离轨操作和/或其他任务阶段关联。例如，冷气体推进器可以使用来自如贮槽402和/或404和/或另一个气体贮槽（例如，氙气贮槽）的推进剂并馈送给系统，和/或另一种冷气体类型。

正如本文所述，一种示例性装置包括框架、连接到所述框架的电源和连接到所述框架的有效载荷。所述有效载荷接收或发送数据。所述装置包括连接到所述框架的电气推进系统。所述电气推进系统能够对所述装置进行姿态控制，动量控制和轨道控制。在某些实例中，轨道控制包括所述装置的轨道保持、轨道变更、轨道提升、轨道插入、轨道重新定位以及离轨机动。在某些实例中，动量控制包括动量管理。在某些实例中，所述装置还包括控制所述电气推进系统的控制器。在某些实例中，所述装置还包括包含推进器的电气推进系统。在某些实例中，所述电气推进系统包括使所述推进器能够相对于所述框架移动的万向平台。在某些实例中，所述电气推进系统包括多个推进器。在某些例子中，所述推进器中的每个是独立可移动的。在某些例子中，所述电气推进系统包括接收推进剂的贮槽。在某些例子中，所述贮槽沿所述框架的纵轴安置。在某些例子中，所述电源包括在收起配置与展开配置之间固定的或可移动的太阳能电池阵列。在某些例子中，所述有效载荷在收起配置与展开配置之间至少是部分可移动的。在某些例子中，在收起配置中，所述装置被安置在运载火箭中。在某些例子中，所述电气推进系统包括氙离子推进系统、等离子推进系统如固定的等离子体推进器、或霍尔效应推进系统。

另一个示例性装置包括运载火箭和安置在所述运载火箭中的航天器。所述航天器包括框架、连接到所述框架的电源以及连接到所述框架的有效载荷。所述有效载荷接收或发送数据。电气推进系统连接到所述框架以使基本上所有推进操作能够执行，而无需其他推进系统。在某些例子中，所述电气推进系统包括推进器和万向平台。所述万向平台使所述推进器能够相对于所述框架移动。在某些例子中，所述电气推进系统包括多个推进器。在某些例子中，所述电气推进系统包括接收推进剂的贮槽。在某些例子中，所述贮槽沿所述框架的纵轴安置。在某些例子中，基本上所有的推进操作包括所述装置的姿态控制、动量控制以及轨道控制。在某些例子中，轨道控制包括所述航天器的轨道保持、轨道变更、轨道提升、轨道插入、轨道重新定位以及离轨机动。

另一个装置包括运载火箭、第一模块和第二模块。第一模块可拆除地连接到第二模块。第一和第二模块将被安置在运载火箭中。第二模块包括框架、连接到所述框架的电源和连接到所述框架的有效载荷。所述有效载荷接收或发送数据。所述装置包括连接到所述框架的电气推进系统。所述电气推进系统能够对第二模块进行姿态控制、动量控制以及轨道控制。在某些例子中，所述电气推进系统包括接收推进剂的贮槽。在某些例子中，所述贮槽沿所述框架的纵轴安置。

一种改善推进系统性能的示例性方法包括使用连接到框架的电气推进系统，以及允许所述电气推进系统能够进行姿态控制和轨道控制。在某些例子中，使用所述电气推进系统包括使用多个独立地可移动的推进器。在某些例子中，使用所述电气推进系统包括使用存储在贮槽中的推进剂，其中所述贮槽沿所述框架的纵轴安置。在某些例子中，所述方法还包括允许所述电气推进系统或姿态控制系统能够进行动量控制。在某些例子中，使用所述电气推进系统可以包括使用氙离子推进系统、等离子推进系统如固定的等离子体推进器、或霍尔效应推进系统。

本文公开的例子涉及多空间飞行器发射系统，其可以包括第一空间飞行器、第二空间飞行器，其中第二空间飞行器可释放地附着到所述第一空间飞行器并相对于所述第一空间飞行器取向，使得当被放置在整流罩中时，所述第一空间飞行器的发射负荷被传递到所述第二空间飞行器，并由所述第二空间飞行器承担，从而省去了对Sylda或其他加固或支撑结构的需求。在一个实例中，所述第一和第二空间飞行器的每个可以包括电气推进电机和混合的化学和电气推进电机中的一个。通过在所述空间飞行器中使用电气推进电机，当与具有化学推进电机的空间飞行器比较时，所述空间飞行器的总质量可以明显减少，这可以使得能够省去如Sylda的支撑结构。

根据一个实例，多空间飞行器发射系统可以包括第一空间飞行器、第二空间飞行器，其中第二空间飞行器可释放地附着到所述第一空间飞行器并相对于所述第一空间飞行器取向，使得当被放置在整流罩中时，所述第一空间飞行器的发射负荷被传递到所述第二空间飞行器，并由所述第二空间飞行器承担。所述第一和第二空间飞行器的每个可以包括电气推进单元以及混合的化学和电气推进单元中的一个。

在另一个例子中，航天器发射系统可以包括运载火箭，其携带具有有效载荷区的整流罩，以及被布置在所述有效载荷区内的多个空间飞行器。所述多个空间飞行器可以以垂直堆叠的方式被定向，以使上部空间飞行器的重力和发射负荷的至少一部分被传递到下部空间飞行器，并由下部空间飞行器承担。所述空间飞行器的每个可以包括电气推进单元以及混合的电气和化学推进单元中的至少一个。

在又一个例子中，一种发射多个空间飞行器的方法可以包括提供多个空间飞行器，所述多个空间飞行器的每个包括电气推进单元和混合电气和化学推进单元中的至少一个；将所述多个空间飞行器以堆叠的方式定向在运载火箭的整流罩的有效载荷区内，以使所述多个空间飞行器中上部的一个的重力和发射负荷被传递到所述多个空间飞行器中的下部的一个，并由其承担；以及发射具有所述多个空间飞行器的运载火箭。

在上述和其他例子中，传统的跨运载火箭整流罩、Sylda以及跨整流罩隔离系统的使用可以省去。这降低了非创收有效载荷质量，并且可以为产生效益的有效载荷保留更多可用质量。

如图11所示，通常指定为10的一种示例性多空间飞行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可以包括通常被指定为16的第一或上部空间飞行器，以及通常被指定为18的第二或下部空间飞行器。所示空间飞行器被定位在整流罩14的有效载荷区20内。需要注意的是，虽然图11示出具有两个空间飞行器16、18的空间飞行器发射系统10，但是，提供具有三个或更多空间飞行器的空间飞行器发射系统在本公开的范围内。

不管在所述发射系统中的空间飞行器16、18的数量，整流罩14内的空间飞行器的排列可以是如图11所示的堆叠、垂直配置。本文使用的术语“垂直”指的是当所述运载火箭相对于地球以垂直位置或垂直堆叠方式定向时，堆叠的空间飞行器16、18相对于支撑运载火箭12的发射台的方向。在一个实例中，堆叠的空间飞行器16、18可以与整流罩14和/或运载火箭12的中心纵轴对齐，并且可以与其重合。下部空间飞行器18可以放置在可以是整流罩14的一部分的基座22上面。

如图12和13所示，空间飞行器16、18可以是卫星。在各种实例中，空间飞行器16、18可以是地球同步卫星、星际探测器、其组合、或由运载火箭12（图11）发射的具有推进系统的任何类型的空间飞行器。

空间飞行器16、18可以分别包括天线反射器24、26，而且分别包括可展开的太阳能电池阵列28、30。如图13最佳所示，空间飞行器16、18可以包括分别装配在筒式结构36和38上的剪切载荷板32、34。

筒式结构36、38可以是圆柱形中空的。筒式结构可以是其他形状，并且没有偏离本公开的范围。筒式结构36可以由例如石墨的强固轻材料制成，以及在一个例子中，所述筒式结构具有0.09"的壁厚。筒式结构38还可以由例如石墨的强固轻材料制成，以及在一个例子中，所述筒式结构具有0.45"的壁厚。剪切面板32、34可以分别支撑空间飞行器16、18的太阳能电池阵列28、30。

在图12和13所示的例子中，空间飞行器16、18的每个可以包括通常被指定为40、42的电气推进电机。电气推进电机40、42可以包括离子/等离子电机，其使用氙气作为推进剂，所述推进剂被存储在可以被分别安置在筒式结构36、38内的贮槽44、46中。电气推进电机40、42还可以分别包括排气喷嘴48、50。

在图12和13所示的例子中，空间飞行器16、18的每个可以包括构成推进和导航所示空间飞行器的唯一源的单个电气推进电机40、42；没有其他推进源可以被包括在内。空间飞行器16、18的组件40、42还可以表示其他类型的电气推进电机和混合的电气/化学推进电机。提供具有电气推进电机40的空间飞行器16和提供具有混合电气/化学推进电机42的空间飞行器18也在本公开的范围内。电气推进电机40或混合电气/化学推进电机42的使用会是有利的，这是因为与化学推进电机相比，它们降低了空间飞行器16、18的整体质量。

在一个例子中，上部空间飞行器16可以通过预张紧释放带52连接到下部空间飞行器18，所述预张紧释放带连接所述上部空间飞行器的筒式结构36和所述下部空间飞行器的筒式结构38。如图所示，下部空间飞行器18的筒式结构38可以向上延伸到所述下部空间飞行器的太阳能电池阵列30的上边缘上方，以便啮合筒式结构36，其中在所示的例子中，筒式结构36可以不延长超过所述上部空间飞行器的太阳能电池阵列28的下边缘。

在操作中，上部和下部空间飞行器16、18首先分别被预张紧释放带52彼此连接。组合后的空间飞行器16、18可以被安置在运载火箭12的整流罩14内，如图14所示，以便所述下部空间飞行器放置在所述整流罩的基座22上面。

当所述运载火箭立在发射台上时，运载火箭12、整流罩14和空间飞行器16、18可以相对于地面垂直取向。在这种配置中，上部空间飞行器16的向下重力可以被全部传递到下部空间飞行器18，并由下部空间飞行器18全部负荷。在如图所示的例子中，这种重力可以从上部空间飞行器16的筒式结构36被全部传递到下部空间飞行器18的筒式结构38。

在运载火箭12起飞期间，上部空间飞行器16的加速度力同样可以通过筒式结构36传递到下部空间飞行器18的筒式结构38。在如图所示的例子中，上部和下部空间飞行器16、18可以在垂直堆叠配置中线性和垂直对齐，以便上部空间飞行器16的重力和发射负荷被有效传递到下部空间飞行器18，并由下部空间飞行器18承担。

总之，所公开的空间飞行器发射系统的两个配置特征的组合使得整个发射系统的质量降低。首先，在一个例子中，单独的空间飞行器不使用常规的化学推进剂，相反，使用电气推进，这具有更高的效率，因此需要明显少的推进剂质量。在另一个例子中，所述空间飞行器可以使用混合的电气/化学推进电机。其次，所述空间飞行器可以被堆叠，一个在另一个的上面，以便上部空间飞行器的发射负荷可以穿过下部空间飞行器。

所述上部和下部空间飞行器可以包括用于可释放安装相邻航天器的兼容安装结构。这种结构可以省去内整流罩结构或整流罩分离系统，而这对于复合显现的航天器来说是必要的。所公开的飞行器发射系统可以省去完成主要航天器任务不需要的大量的质量，这允许产生效益的有效载荷的更多可用质量。进一步地，最小化运载火箭的推进剂质量和非功能性结构质量优化了整个系统质量。

如上所述，一种示例性多空间飞行器发射系统包括第一空间飞行器、第二空间飞行器，其中第二空间飞行器可释放地附着到所述第一空间飞行器并相对于所述第一空间飞行器取向，以使当其放置在整流罩内时，所述第一空间飞行器的发射负荷被传递到所述第二空间飞行器，并由所述第二空间飞行器承担。所述第一和第二空间飞行器的每个包括电气推进单元以及混合的化学和电气推进单元中的一个。在某些例子中，所述第一和第二空间飞行器以堆叠配置取向。在某些例子中，在发射期间，所述第一和第二空间飞行器以垂直堆叠配置取向。在某些例子中，所述示例性多空间飞行器发射系统还包括成形的包住所述第一和第二空间飞行器的整流罩。

在某些例子中，所述整流罩包括支撑所述第二空间飞行器的成形基座。在某些例子中，第二空间飞行器被附着到第一空间飞行器，使得所述第一空间飞行器的发射负荷被全部传递到所述第二空间飞行器，并由所述第二空间飞行器全部承担。在某些例子中，所述第一空间飞行器包括第一筒式结构。所述第二空间飞行器包括第二筒式结构；以及所述第一筒式结构被附着到所述第二筒式结构。在某些例子中，所述第一空间飞行器的发射负荷通过所述第一筒式结构和第二筒式结构传递到所述第二空间飞行器。在某些例子中，所述第一和第二空间飞行器的每个包括电气推进单元。在某些例子中，所述电气推进单元是离子/等离子推进单元。在某些例子中，所述电气推进单元包含氙气体。在某些例子中，所述第一和第二空间飞行器中的至少一个是卫星。

另一个示例性航天器发射系统包括运载火箭，其包括具有有效载荷区的整流罩，布置在所述有效载荷区内的多个空间飞行器。所述多个空间飞行器以垂直堆叠的方式定向，使得上部空间飞行器的重力和发射负荷的至少一部分被传递到下部空间飞行器，并由下部空间飞行器承担。所述空间飞行器的每个包括电气推进单元和混合的电气和化学推进单元中的至少一个。在某些例子中，所述空间飞行器中的至少一个是卫星。在某些例子中，所述空间飞行器中的每个包括电气推进单元。

一种发射多个空间飞行器的示例性方法包括提供多个空间飞行器，其中多个空间飞行器的每个包括电气推进单元和混合的电气和化学推进单元中的至少一个，将所述多个空间飞行器以堆叠的方式定向在运载火箭的整流罩的有效载荷区内，以使所述多个空间飞行器中上部的一个的重力和发射负荷被传递到所述多个空间飞行器中的下部的一个，并由其承担，以及发射具有所述多个空间飞行器的运载火箭。

在某些例子中，提供多个空间飞行器包括提供至少一个卫星。在某些例子中，提供多个空间飞行器包括提供第一空间飞行器和提供第二空间飞行器。在某些例子中，定向多个空间飞行器包括将第一空间飞行器附着到第二空间飞行器以使所述第一空间飞行器的发射负荷传递到所述第二空间飞行器，并由所述第二空间飞行器承担。在某些例子中，将第一空间飞行器附着到第二空间飞行器包括，将所述第一空间飞行器的筒式结构附着到所述第二空间飞行器的筒式结构。

公开了一种示例性的可适于布置在运载火箭整流罩的有效载荷区内的多空间飞行器发射系统。所述发射系统可以包括第一空间飞行器、第二空间飞行器，其中第二空间飞行器可释放地附着到所述第一空间飞行器并相对于所述第一空间飞行器取向，以使当被放置在整流罩中时，所述第一空间飞行器的发射负荷被传递到所述第二空间飞行器，并由所述第二空间飞行器承担。在特定例子中，所述第一和第二空间飞行器的每个可以包括电气推进单元和混合的化学和电气推进单元中的一个。电气或混合的化学和电气推进单元的使用能够让所述第二空间飞行器承受所述第一空间飞行器的发射负荷的全部或大部分，从而省去了对附加支撑结构的需要。

本文公开的实例涉及具有主结构框架和推进剂贮槽的航天器，所述航天器包括适于啮合推进剂贮槽的一部分的贮槽底座，所述贮槽底座经配置将发射负荷从推进剂贮槽直接转移到运载火箭接口环。在一个方面，所述推进剂贮槽底座包括锥形外壳，其具有适于啮合推进剂贮槽端部的第一端，以及适于啮合运载火箭接口环的第二端。在另一方面，一种将推进剂贮槽安装到具有主结构框架的航天器的方法包括提供适于啮合所述推进剂贮槽的一部分的贮槽支撑件，所述贮槽支撑件经配置将发射负荷从推进剂贮槽直接转移到运载火箭接口环。

在所公开的航天器的某些例子中，推进剂贮槽底座和方法是所述推进剂贮槽可以独立于所述航天器的中心推进管被支撑。结果，所述航天器和底座可以容纳各种形状和直径的推进剂贮槽。所述推进剂贮槽的形状和直径不需要由所述中心推进管的内径决定。在所公开的航天器的某些例子中，推进剂贮槽底座和方法是，所述推进剂贮槽的发射负荷可以从所述推进剂贮槽直接转移到所述运载火箭接口环，并且不是由航天器的中心推进管承担。

本公开的设计可以提供质量效益解决方案，因为推进剂贮槽负荷（即，发射期间，以及当运载火箭加速时，作为所述运载火箭和航天器的加速的结果，由所述推进剂贮槽的质量所施加的力）可以绕过所述航天器的主结构。这可以使得能够使用简化和相对更轻的主结构，以便所述航天器的可用质量的更大部分可以被分配给仪表设备和其他航天器有效载荷。

如图14所示，通常被指定为N10的所公开的航天器可以包括主结构框架，其可以是基本上在航天器的整个长度延伸的圆柱形中心推进管N12的形式。推进管N12还可以支撑加强板N14、太阳能翼驱动装置N16和推进器N18。推进器N18可用于姿态控制和/或将航天器N10移动到不同的轨道。太阳能翼驱动装置N16可以支撑太阳能面板N20。

推进器N18可以包括连接到推进剂贮槽N22的电气推进单元。在例子中，推进器N18可以是栅极静电离子推进器或霍尔效应推进器。推进剂贮槽N22可以包含压力下的氙气体推进剂，并且可以被设定尺寸而与中心推进管N12的内表面N24隔开。虽然在图14中被示为圆柱形的形状，在其他例子中，推进剂贮槽N22可以是球形的、椭圆形的或卵形的等形状。在一个例子中，推进剂贮槽N22可以是具有复合外包装加固的金属压力容器。在例子中，推进剂贮槽N22可以由铝或钛制成，以及可以具有或不具有外包装加固。

如图14和16所示，航天器N10可以包括通常被指定为N26的贮槽底座。贮槽底座N26可以起到将航天器N10附着到运载火箭N30的基座N28的作用，以便航天器N10可以被安置在所述运载火箭的有效载荷区N32内。贮槽底座N26可以包括由轻重量、坚固复合材料制成的锥形外壳N34。在一个例子中，所述材料可以包括石墨或碳纤维，并且可以具有蜂窝状结构。在其他例子中，锥形外壳N34可以由金属如钛、钢或铝合金制成。锥形外壳N34可以被附着到运载火箭接口环N36，其可以是运载火箭N30的基座N28的一部分。

在推进剂贮槽N22的相对端，贮槽底座N26可以包括向前的贮槽支撑板N38。所述向前的贮槽支撑板N38可以是盘形的，并且具有啮合中心推进管N12的内部边缘N24的尺寸。向前的贮槽支撑板N38可以是如图所示的固态盘，或可以具有孔以减少重量。向前的贮槽支撑板N38可以由枢轴底座N40如所示的单球轴承轴向滑动接头连接到推进剂贮槽N22。其他类型的枢轴底座可以采用。向前的贮槽支撑板N38可以通过焊接、钎焊、粘接剂或其他方式附着到中心推进管N12的内部边缘N24。

如图17和18所示，推进剂贮槽N22可以包括可以延伸通过单球轴承接头N40并被单球轴承接头N40捕捉的轴延伸向前贮槽凸起N42。单球轴承接头N40可以通过固定件如螺栓N44附着到向前的贮槽支撑板N38。在其他例子中，单球轴承接头N40可以通过合适的粘结剂、通过焊接、通过铆接，或其组合附着到向前的贮槽支撑板N38。单球轴承接头N40可以由金属如铝合金或钛制成。

如图17和19所示，锥形外壳N34的上端N44可以附着到盖罩N46，所述盖罩可以由硬化材料如钛或其他金属制成。附着机制可以是通过粘结剂，或如图19所示的螺栓N48。如图17和20所示，盖罩N46可以包括枢轴底座N50，例如所示的无矩单球轴承底座。单球轴承底座N50可以接收推进剂贮槽N22的尾部贮槽凸起N52。尾部贮槽凸起N52可以通过螺丝N54附着到所述推进剂贮槽，而且可以包括延伸通过单球轴承底座N50并被单球轴承底座N50捕捉的接管N56。管N56可以是中空的，并且具有接收推进剂贮槽N22的出口管N57的形状。在一个例子中，管N56可以是相对于所述单球轴承底座可滑动的，以便允许推进剂贮槽N22的膨胀和收缩，以及适应任何超出公差的情况。同样，向前贮槽凸起42（图18）可以由单球轴承滑动接头N40可滑动地保持。在例子中，两个接头N40和N50可以允许推进剂贮槽N22相对于航天器N10、中心推进管N12和锥形支撑件N34的轴向（即，航天器10的纵轴的方向）和枢轴运动。

如图17和21所示，锥形外壳N34的下端N58可以被螺栓N60附着到运载火箭接口环N36，其中螺栓延伸穿过所述下端和在接口环N36上形成的接头片N62。如图21所示，接口环N36还可以包括角槽N64，其经成型以接收中心推进管N12的底部（图14），以及所述接头可以通过，例如粘结剂、焊接或钎焊，例如螺丝的机械固定件，或上述的组合的方式被固定。

如图15所示，如果中心推进管N12’可以支撑将随航天器N10发射的第二航天器的推进管N68，航天器N10’可以包括在N66的底部向外展开的中心推进管N12’，以便适应更大的推进负荷。在这个例子中，除了锥形外壳N34’可以经成型以比外壳N34啮合较大接口环N70所需角度大的角度向外展开以外，推进剂贮槽N22可以以类似于参考图14所述的方式被支撑。

所公开的航天器N10、N10’和贮槽底座N26、N26’提供一种低成本的安装系统，其可以将发射负荷从下部推进剂贮槽喷嘴N52通过锥形外壳N34转移到运载火箭接口环N36。因此，推进剂贮槽N22的发射负荷可以被直接输送到接口环36，而不将负荷转移到中心推进管N12。由于推进剂贮槽N22与向前的贮槽支撑板38之间的连接采用滑动接头N40的方式，因此，没有推进负荷被转移到在所述位置的中心推进管N12中。因此，所述推进剂贮槽的整个推进负荷可以由接口环N36承担，而不是航天器N12、N12’的结构框架。进一步地，由于所述推进剂贮槽通过凸起N42和喷嘴N56被附着到航天器N12、N12’的上端和下端，所以所述支撑系统将适应各种推进剂贮槽尺寸和直径。

如本文所述，一种具有主结构框架和推进剂贮槽的示例性航天器包括适于啮合推进剂贮槽的一部分的贮槽底座。所述贮槽底座经配置将推进剂贮槽的发射负荷直接转移到运载火箭接口环。在某些例子中，所述贮槽底座的形状是锥形的。在某些例子中，所述贮槽底座包括锥形外壳。在某些例子中，所述贮槽底座包括附着到推进剂贮槽和锥形外壳的枢轴底座。在某些例子中，所述枢轴底座包括单球轴承底座。

在某些例子中，所述锥形外壳由复合材料形成。在某些例子中，所述锥形外壳由石墨、碳纤维、钛、钢和铝合金中的一种或更多种形成。在某些例子中，所述锥形外壳具有蜂窝状结构。在某些例子中，该锥形外壳包括经成型以啮合所述运载火箭接口环的下周边缘。在某些例子中，所述下周边缘被机械地附着到所述运载火箭接口环。在某些例子中，所述贮槽底座包括将所述下周边缘机械地附着到所述运载火箭接口环的多个螺栓。

在某些例子中，所述推进剂贮槽的形状通常是球形、椭圆形、圆柱形和卵形中的一个。在某些例子中，所述推进剂贮槽经配置以保持氙气体推进剂。在某些例子中，所述主结构框架包括圆柱形中心推进管，以及所述推进剂贮槽被成形，以被装配在所述圆柱形中心推进管内并且不直接接触所述圆柱形中心推进管。在某些例子中，示例性航天器包括用于支撑与所述贮槽支撑件相对的支撑所述推进剂贮槽的端部的向前贮槽支撑板，所述向前贮槽支撑板具有啮合主结构框架的形状。在某些例子中，所述向前贮槽支撑板包括附着到推进剂贮槽的枢轴底座。在某些例子中，所述枢轴底座包括单球轴承。在某些例子中，所述推进剂贮槽包括轴向延伸的向前贮槽凸起，以及所述单球轴承具有接收所述向前贮槽凸起以用于相对滑动和枢轴运动的形状。

一种用于航天器的示例性推进剂贮槽底座包括锥形外壳，其具有适于啮合推进剂贮槽端部的第一端部，以及适于啮合运载火箭接口环的第二端部。

一种将推进剂贮槽装配到具有主结构框架的航天器的示例性方法包括提供适于啮合推进剂贮槽的一部分的贮槽支撑件，所述贮槽支撑件经配置将发射负荷从所述推进剂贮槽直接转移到运载火箭接口环。

一种具有主结构框架和推进剂贮槽的航天器，其中所述航天器可以包括适于啮合推进剂贮槽的一部分的贮槽底座，所述贮槽底座经配置将发射负荷从所述推进剂贮槽直接转移到运载火箭接口环。

此外，虽然本文已经描述了特定的示例性方法、装置和制造物件，但是本专利申请的覆盖范围不限于此。相反，本专利申请包括落入所附权利要求范围或在字面地或其等效原理下的所有方法、装置和制造物件。