被设计成便于空间系统在再进入地球大气的过程中消亡的无源装置

摘要

一种空间系统(1)，包括通过结构部件(3)形成的结构(2)、由结构(2)携载的搭载装备(5)和被设计成便于在再进入地球大气的过程中使空间系统(1)超前消亡的无源装置。无源装置包括被设计成将结构部件(3)稳定地连接的连接构件(4)。连接构件(4)至少包括由底漆材料制成的一部分，底漆材料的特性诸如在比当前连接构件熔化所在的高度高的再进入高度处劣化，以使由连接构件(4)生成的连接不稳定到在再进入地球大气的过程中超前触发空间系统(1)的结构(2)的消亡的程度。

说明书

技术领域

本发明大致涉及空间系统，并且更具体地涉及被设计成便于在再进入地球大气过程中便于空间系统消亡的无源装置。

特别地，本发明有利地，但是不专门地，用于卫星，尤其是近地轨道(LEO)卫星，从而在没有失去一般性的情况下下文将明确指代近地轨道卫星。

背景技术

空间活动对于空间环境和地球的影响是当前研究的焦点。特别地，由空间系统的再进入地球的大气导致的对于居民的影响的缓解提出多个挑战，并且要求如何可以处理该问题的指示。

实际上，地球轨道卫星和LEO卫星由于装备失效、意外作用或自然轨道劣化而以非常高的速度降落在地球上，因而经历通过与地球大气的摩擦所生成的高温与较高空气动力组合而导致的破碎。

大部分碎片由于较高的摩擦温度而在地球大气中分裂。然而，用更加耐热的材料制成的那些部件是具有到达地球表面的最高概率的碎片。

为缓解地面居民将被卫星碎片撞击的危险，航天局强制执行小于10^-4的称为再进入变故危险系数的特定设计参数。

考虑地面居民的危险，宇宙飞船必须被设计成使得卫星的在使命完成后经历再进入大气中的那些部件可以产生低于10^-4的变故危险系数。这可以通过仔细选择宇宙飞船的材料和架构而实现。然而，这些方案不准危害宇宙飞船在空间中存在一定年限的能力，在该一定年限中，宇宙飞船遭受退化以及来自轨道环境和与空间碎片的可能撞击的风险。

现在采用的(至少部分地)满足这些条件的设计方案可以分成两个类别。

通常称为″控制再进入″的类别要求待机着陆的宇宙飞船的更大的推进剂槽和更坚固的控制系统，以朝向具有较低居民密度的区域引导再进入的宇宙飞船，该区域例如为海洋。然而如果空间系统的控制系统或通信系统出现不可恢复的失效，则该类别可能是不实用的。

具有减少变故危险系数的替换控制再进入的类别涉及用在大气再进入过程中分裂的其他部件替换可以到达地球表面的构件，诸如推进剂槽。然而，该类别要求使用在市场上不可获得的构件。

然而，所有上述解决方案都包含用于设计开发宇宙飞船和使用专用构件的额外成本。该额外成本不涉及宇宙飞船任务，而是仅涉及其再进入。

WO2014/045078 A1描述了设置有再进入信号装置的空间系统，再进入信号装置适于在空间系统再进入地球大气的过程中传输包括在地面上或在空间中的位置信息的警报信号，空间系统的碎屑可以降落在所述地面上或空间中。装置包括空气动力学外壳，空气动力学外壳设置有热防护件，包括地球位置接收器、发射器和处理器并且经由连接器连接到空间系统，连接器包括螺栓，所述螺栓在再进入地球大气的过程中在规定温度下熔化或易碎，以在空间系统再进入地球大气的过程中断裂并且导致外壳被释放。

发明内容

因此，本发明的一个目的是提供用于设计卫星的简单的和经济的解决方案，所述设计能够同时满足涉及其在轨道中的存活要求和涉及其在其任务完成后再进入地球大气的过程中消亡的要求。

根据本发明，提供根据随附权利要求所述的一种空间系统。

附图说明

图1到3示出在完全装配构造中和在不同构造中的卫星，该卫星的部件被拆卸或移除以允许看到其内部；

图4到6示出根据本发明的实施例的旨在连接两个卫星面板的连接构件；

图7到9示出根据本发明的不同实施例的旨在连接两个卫星面板的连接构件；

图10和11示出根据本发明的另一不同实施例的旨在连接两个卫星面板的连接构件；和

图12到14示出根据本发明的还一不同实施例的旨在连接两个卫星面板的连接构件。

具体实施方式

现在将参照附图具体地描述本发明以能使技术人员实施和使用本发明。描述的实施例的各种修改例将立刻地被技术人员认识到并且描述的一般原理可以应用于其它的实施例和应用而未脱离本发明的由随附权利要求限定的范围。因此，本发明应该被不认为是受限于描述和示出的实施例，而是其与满足描述和要求保护的原理和特征的最宽范围一致。

本发明源于如下认识，即卫星搭载装备(例如电子机箱、流体性构件、槽等)，例如天线和太阳能板，在较小程度上安装到卫星结构外侧并且在更大程度上安装在卫星结构内侧。

在再进入地球大气中的过程中，空气热动力学力开始使外部装备破碎。另一方面，内部装备开始仅在侵蚀卫星结构的保护元件之后破碎。破碎的迟滞作用因此由卫星结构引起。

申请人现在已经认为，通过预执行卫星结构的破碎，以及进行卫星的破碎，因而增加卫星碎片暴露给高温的几率，这有益于变故危险系数。

在广义上，因此，本发明提供在卫星的机械设计中包括的无源装置，所述无源装置被设计成便于空间系统在再进入地球大气的过程中的消亡，并且无源装置特别地通过能够提前″触发″卫星结构在再进入大气的过程中的消亡的特定元件形成。

″底漆(primer)″通过使用如下材料实现，所述材料能够在比通常用于卫星结构中的材料(AL合金、钛、CRFP)的温度低的温度下″劣化″，但是同时足够″耐″高温和卫星在发射和轨道操作的过程中的操作状态。

底漆元件插入面板的机械安装件和特别地连接构件中，卫星装备安装在机械安装件上，并且连接构件将卫星结构的一个面板连接到另一个面板。

图1到3示出，并且通过1整体上指示，根据本发明设计的卫星，所述卫星应该在其任务结束时在再进入地球大气的过程中消亡。

卫星1基本包括通过外部面板和内部面板3形成的结构2，结构2适于执行支撑和保护的结构功能，外部面板和内部面板通常地具有涂覆有碳纤维层的铝合金的蜂窝结构并且借助于连接构件4连接；和搭载装备5，所述搭载装备由卫星1的结构2携载并且包括由外部面板携载的诸如天线和太阳能板的外部装备和由内部面板携载的多种内部装备。

根据本发明，卫星1还包括被设计成便于在卫星再进入地球大气中的过程中消亡的无源装置。

无源装置通过连接构件4形成，连接构件4特别地被设计成在卫星1的发射和轨道操作过程中稳定地连接卫星1的结构2的面板3，并且在再进入地球大气的过程中提前触发卫星1的结构2的破碎。

为实现该目标，连接构件4至少包括由在下文称为″底漆材料″的材料制成的一部分，底漆材料的特性在卫星1的比当前连接构件劣化所在的高度高的再进入高度处劣化，例如在120km和70km之间，以使卫星1的结构2的面板3的由连接构件4生成的连接不稳定，从而在再进入地球大气的过程中相对于当前发生的情况提前触发卫星1的结构2的消亡。

通过非限制性示例，底漆材料可以方便地包括具有在90℃和120℃之间并且包含90℃和120℃的较低融点的金属合金，并且方便地包括易熔金属。

根据本发明的第一实施例，每个连接构件4被安装以在卫星1的发射和轨道操作过程中在一对面板3之间在规定连接方向上施加稳定的连接力，并且在卫星再进入地球大气的过程中通过在横向于连接方向的方向上滑动而能使两个面板3彼此脱开接合。

在图4至6中示出该第一实施例的可能实现方式，其中：每个连接构件4都包括由金属制成的在下文称为插入件的两个结构元件6、7，在示出的示例中，结构元件沿着相应边缘在大致地中间位置处稳定地连接到，特别地插入，面板3。在由6指示的示出的示例中，第一插入件设置有在插入件6的与相应的面板3的侧面共面的平坦面上形成的螺纹孔8。

在由7指示的示出的示例中，第二插入件是中空的并且限定由侧壁10和底部11界定的腔9，当两个面板3连接时，底部11适于布置成与第一插入件6的形成螺纹孔8的面接触。底部11具有狭槽12，狭槽12在相应面板3的边缘上具有开口侧面，当两个面板3连接时，狭槽12在面向第一插入件6的螺纹孔8的位置处。

每个连接构件4还包括螺钉13，螺钉13延伸通过第二插入件7的狭槽12并且接合在第一插入件6中的螺纹孔8以在两个插入件6、7之间施加轴向力以通过摩擦力将其永久地保持接触并且因而防止螺钉13相对于狭槽12的径向滑动。

每个连接构件4还包括由所述底漆材料制成的垫片14，在下文为了方便和区分垫片14与类似的构件，将垫片14称为底漆垫片，底漆垫片14插入在螺钉13上，布置在螺钉顶部和底部11之间，此外执行如下功能，即确保用于保持两个插入件6、7的连接的摩擦力和轴向反作用力，直到超过高于其则液化的操作温度，因而使连接松弛。

方便地，每个连接构件4还包括在下文称为开孔钵体的开孔杯形主体15，开孔杯形主体15插入在螺钉13上，布置在底漆垫片14和底部11之间，并且具有限定座部的升高周边边缘，底漆垫片14部分地容纳在座部中以从开孔钵体15的周边边缘轴向地突出。方便地，开孔钵体15的升高周边边缘尺寸地形成为尤其在卫星1发射的过程中限制或防止底漆垫片14在由螺钉13头部施加的负载下径向″凸出″，否则所述凸出可以减少垫片的轴向反作用力，和然后由连接构件4施加在两个面板3上的作用。

方便地，每个连接构件4还包括另一垫片16，另一垫片16也插入在螺钉13上并且布置在螺钉13的头部和底漆垫片14之间以平均地分布由螺钉13头部施加在底漆垫片14的整个表面上的负载。

图7至9示出本发明的第一实施例的不同实现方式，将仅相对于与图4到6示出的实现方式的不同而描述不同的实现方式，因此使用相同的附图标记指示相同的构件。

特别地，在如下方面，图7至9示出的实现方式不同于图4至6示出的实现方式，即底漆垫片14和开孔钵体15一体形成至第二插入件7中。为实现该目标，第二插入件7的底部11在布置在相应面板3的边缘上的其侧面上设置有边缘，所述边缘朝向腔9的内侧折叠以连同限定腔9的底部11和侧壁10一起限定座部17，其中：底漆垫片14被部分地容纳以从折叠边缘轴向地突出。

第二插入件7因而包括覆盖底漆垫片14的开孔板18，所述开孔板18具有朝底部11的折叠边缘折叠的并且例如通过胶合固定至底部11的边缘，以将底漆垫片14保持在壳体17中并且防止其通过由螺钉13头部施加的负载导致的径向凸出。

在本发明的第一实施例的两个上述实现方式中，在其任务结束时在再进入大气的过程中作用在卫星1上的气动热动力导致底漆垫片14的易熔质的改变和随后由连接构件4施加在面板3之间的连接力的减少，因而允许第二插入件7相对于对应的第一插入件6在大致正交于螺钉13的轴线的方向上滑动，使得螺钉13偶然地从对应的狭槽12滑动退出导致面板3的最终分裂。

卫星1的结构2在120km和70km高度之间的该超前破碎还导致装备5的超前破碎，因而增加碎片在高温下的暴露时间以有益于变故危险系数。

在本发明的第二不同的实施例中，每个连接构件4在卫星1的发射和轨道操作过程中在一对面板3之间在规定连接方向上施加稳定的连接力，因而在卫星再进入地球大气的过程中通过在连接方向上滑动而允许两个面板3彼此脱开接合。

图10和11示出该第二实施例的可能实现方式，将仅相对于与图4到9示出的第一实施例的不同而描述可能的实现方式，因此使用相同的附图标记指示相同的构件。

在图10和11示出的实现方式中，第二插入件7包括限定通孔9的管状构件，当两个面板3连接时，通孔9与第一插入件6的螺纹孔8同轴并且具有比螺钉13的头部的直径大的直径。

底漆垫片14布置在螺钉13的头部和通孔9之间，并且具有比一个通孔9大的外径以侧向地延伸和在通孔9外侧靠置在相应面板3的表面上。

方便地，底漆垫片14还一体地设置有管状附件14a，管状附件14a由所述底漆材料制成，延伸通过通孔9并且尺寸地形成为完全地填充通孔9。

在该实现方式中，底漆垫片14和其附件14a在卫星1再进入地球大气的过程中的融化移除两个面板3之间的任何连接，允许两个面板3通过在连接方向上滑动而彼此脱开接合。

图12示出本发明的第二实施例的不同实现方式，将仅相对于与图10和11示出的实现方式的不同而描述不同的实现方式，因此使用相同的附图标记指示相同的构件。

特别地，在如下方面，图12示出的实现方式不同于图10和11示出的实现方式，即两个面板装配有与第一插入件6相同的插入件，并且通过L形托架20连接到一起，L形托架20的臂20a借助于螺钉13分别地连接至对应的插入件6，螺钉13经由缺乏附件14a的相应的底漆垫片14接合在臂20a中制成的相应的孔。

在托架20的臂20a中形成的孔具有比螺钉13的头部的直径大的直径，而底漆垫片14具有比托架20的臂20a中形成的孔的外径大的外径。

如图13和14所示，插入件6可以是如图13所示的单孔类型或如图14所示的双孔类型。在该后者的情况下，两个面板3可以通过单个的适当开孔的L形托架连接或通过图12示出的类型的两个脱开接合的L形托架连接。

类似于图10和11示出的实现方式和图12至14示出的实现方式，底漆垫片14在卫星1再进入地球大气的过程中的融化移除两个面板3和托架20之间的任何连接，允许其通过在连接方向上滑动而彼此脱开接合。

从而在没有脱离随附权利要求限定的本发明的保护范围的情况下可以改变和修改附图中示出和上述的本发明的多个实施例和实现方式。

例如，连接构件可以是与前述和图示的连接构件不同的类型。特别地，取代基于螺纹连接的类型，螺纹连接通过包括凸螺纹元件(螺钉13)和凹螺纹元件(插入件6中的螺纹孔6)的数对螺纹接合配合元件形成，连接构件可以是基于铆钉或铰接件的类型。

基于上述内容，本发明相对于现有技术解决方案的优点是显而易见的。

特别地，借助于不要求重新设计卫星的其它部件的非常简单的和经济的解决方案，本发明满足涉及在卫星的轨道中的存活要求和涉及卫星在任务完成时在再进入大气过程中消亡的要求。