将二级有效载荷适配器直接安装到太空飞行器有效载荷适配器通用的桁架结构

摘要

本文公开了将二级有效载荷适配器直接安装到太空飞行器有效载荷适配器通用的桁架结构。用于将二级有效载荷适配器直接安装到太空飞行器有效载荷适配器共有的桁架结构的系统、方法和装置。在一个或多个实施例中，将载荷反作用到太空飞行器有效载荷适配器的方法包括通过太空飞行器有效载荷适配器的多于两个间隙环，将由安装在太空飞行器有效载荷适配器上的二级有效载荷产生的载荷反作用到太空飞行器有效载荷适配器的桁架结构中。该方法还包括：通过桁架结构的支柱，将载荷反作用到太空飞行器有效载荷适配器的前环和后环。在一个或多个实施例中，载荷的反作用为太空飞行器有效载荷适配器保持高频(例如，大于(>)三十(30)吉赫(GHz))模式。

说明书

技术领域

本公开涉及太空飞行器有效载荷适配器。特别地，本公开涉及将二级有效载荷适配器直接安装到太空飞行器有效载荷适配器共有的桁架结构。

背景技术

运载火箭通常采用太空飞行器有效载荷适配器来附接多颗卫星，以实现多颗卫星从地球表面进入太空的共享发射(例如，包括一颗主卫星以及几颗小型二级卫星的共享发射)。目前，传统的太空飞行器有效载荷适配器通常采用实心硬壳式环设计(例如，参见图1的太空飞行器有效载荷适配器环100)。由于这种传统设计包括实心环结构，因此该设计能够在二级有效载荷适配器的接口处提供刚度，从而保持高频模式(例如，在发射持续时间期间)。然而，这种传统设计的实心环结构具有笨重、制造成本高以及不能方便地接近位于环内部的部件的缺点。

鉴于上述情况，需要一种改进的太空飞行器有效载荷适配器设计，以减轻重量和降低成本，并允许更容易地接近内部部件，同时还保持高频模式。

发明内容

本公开涉及用于将二级有效载荷适配器直接安装到太空飞行器有效载荷适配器共有的桁架结构的方法、系统和装置。在一个或多个实施例中，一种用于将载荷反作用到太空飞行器有效载荷适配器中的方法包括：通过太空飞行器有效载荷适配器的多于两个的间隙环，将由安装在太空飞行器有效载荷适配器上的二级有效载荷产生的载荷反作用到太空飞行器有效载荷适配器的桁架结构中。该方法还包括：通过桁架结构的支柱，将载荷反作用到太空飞行器有效载荷适配器的前环和后环。在一个或多个实施例中，载荷的反作用为太空飞行器有效载荷适配器保持高频(例如，大于(>)三十(30)吉赫(GHz))模式。

在一个或多个实施例中，二级有效载荷经由二级有效载荷适配器被安装到太空飞行器有效载荷适配器上。在一些实施例中，二级有效载荷经由运动学安装螺栓和/或易操作(easy ride)适配器被安装到二级有效载荷适配器上。在至少一个实施例中，二级有效载荷适配器中的每一个可释放地附接到间隙环中的至少一个上的各种不同位置。在一些实施例中，二级有效载荷适配器的适配器端口开口具有不同的尺寸。在一个或多个实施例中，适配器端口开口中的每一个包括圆形、矩形、三角形或多边形中的一种。在一个或多个实施例中，适配器端口开口包括与二级有效载荷的接口互补的形状。在一些实施例中，二级有效载荷适配器由铝、钛和/或复合材料制成。

在至少一个实施例中，支柱将前环连接到后环。在一个或多个实施例中，支柱以一致的角度定向以在桁架结构内形成交替的倒等腰三角形开口。

在一个或多个实施例中，间隙环经由嵌套的接头构造连接到支柱。在一些实施例中，间隙环位于前环和后环之间。在至少一个实施例中，间隙环中的至少一个是部分间隙环。在一些实施例中，间隙环中的至少一个包括多个区段。在一个或多个实施例中，所述区段中的每一个包括内部部分和外部部分。

在至少一个实施例中，间隙环、支柱、前环和/或后环由铝、钛和/或复合材料制成。

在一个或多个实施例中，太空飞行器有效载荷适配器包括前环和后环。太空飞行器有效载荷适配器还包括桁架结构，该桁架结构包括多个支柱，其中支柱将前环连接到后环。而且，太空飞行器有效载荷适配器包括两个以上的间隙环，这些间隙环连接到支柱，并且定位在前环和后环之间。此外，太空飞行器有效载荷适配器包括多个二级有效载荷适配器，每个二级有效载荷适配器可释放地附接到间隙环中的至少一个。在一个或多个实施例中，间隙环将由安装在二级有效载荷适配器上的二级有效载荷产生的载荷反作用到桁架结构中。在至少一个实施例中，桁架结构的支柱将载荷反作用到前环和后环。在至少一个实施例中，当载荷被反作用时，为太空飞行器有效载荷适配器保持太空飞行器有效载荷适配器的高频模式。

这些特征、功能和优点可以在本公开的各个实施例中独立地实现，或者可以在另一些实施例中组合。

附图说明

本公开的这些及其他特征、方面和优点将通过以下描述、随附权利要求和附图得到更好的理解，其中：

图1是示出传统太空飞行器有效载荷适配器的透视图的图示。

图2是示出根据本公开的至少一个实施例的采用所公开的太空飞行器有效载荷适配器的航天器的示例性发射次序的图示(未按比例绘制)。

图3是示出根据本公开的至少一个实施例的图2的所公开的太空飞行器有效载荷适配器的细节的图示。

图4A是根据本公开的至少一个实施例的示出所公开的太空飞行器有效载荷适配器的透视图的图示。

图4B是根据本公开的至少一个实施例的示出图4A的所公开的太空飞行器有效载荷适配器的一部分的细节的图示。

图4C是根据本公开的至少一个实施例的示出图4A的所公开的太空飞行器有效载荷适配器的二级有效载荷适配器中的一个的细节的图示。

图4D是根据本公开的至少一个实施例的示出图4A的所公开的太空飞行器有效载荷适配器的间隙环的嵌套的接头设计的细节的图示。

图4E是根据本公开的至少一个实施例的示出图4A的所公开的太空飞行器有效载荷适配器的间隙环的两部分设计的细节的图示。

图4F是根据本公开的至少一个实施例的示出图4A的所公开的太空飞行器有效载荷适配器的间隙环的两部分设计的细节的图4E的图示的分解详细视图。

图5是根据本公开的至少一个实施例的示出图4A的所公开的太空飞行器有效载荷适配器的透视图的图示，其中电气部件安装在间隙环上。

图6是根据本公开的至少一个实施例的示出安装在图4A的所公开的太空飞行器有效载荷适配器上的二级卫星的透视图的图示。

图7是根据本公开的至少一个实施例的示出图4A的所公开的太空飞行器有效载荷适配器的透视图的图示，该太空飞行器有效载荷适配器包括周向外部多层绝缘(MLI)。

图8是根据本公开的至少一个实施例的示出安装在图4A的所公开的太空飞行器有效载荷适配器上的二级卫星的透视图的图示，该太空飞行器有效载荷适配器包括周向外部MLI。

图9是根据本公开的至少一个实施例的用于将载荷反作用到太空飞行器有效载荷适配器中的所公开方法的流程图。

具体实施方式

本文公开的方法和装置提供了用于将二级有效载荷适配器直接安装到太空飞行器有效载荷适配器共有的桁架结构的操作系统。在一个或多个实施例中，本公开的系统在包括轻量桁架结构的太空飞行器有效载荷适配器内采用多个间隙环，以在二级有效载荷适配器的接口处提供刚度以保持高频(例如，大于(>)三十(30)吉赫(GHz))模式。所公开的系统还采用二级有效载荷适配器，该二级有效载荷适配器可如时针转动以允许二级有效载荷旋转到太空飞行器有效载荷适配器的圆周周围的不同位置从而优化运载火箭的重心(CG)。

如上所述，运载火箭通常采用太空飞行器有效载荷适配器来附接多颗卫星，以实现多颗卫星从地球表面进入太空的共享发射(例如，包括主卫星(例如，主要有效载荷)以及几个小型二级卫星(例如，二级有效载荷)的共享发射)。目前，传统的太空飞行器有效载荷适配器通常采用实心硬壳式环设计(例如，参见图1的太空飞行器有效载荷适配器环100)。由于这种传统设计包括实心环结构，因此该设计能够在二级有效载荷适配器(参见图1的110a、110b、110c、110d、110e、110f)的接口处提供刚度，从而保持高频模式(例如，>30GHz)(例如，在发射持续时间期间)。然而，这种传统设计的实心环结构具有笨重、制造成本高以及不能方便地接近位于环内部的部件的缺点。

本公开的系统提供了一种将二级有效载荷添加到太空飞行器有效载荷适配器的装置，该太空飞行器有效载荷适配器适配在火箭(例如，运载火箭)的顶部和主要有效载荷之间，这种装置保持传统的硬壳式环设计的高频模式，同时还利用了可以更轻松地安装二级有效载荷以及方便地接近内部部件(例如，在有效载荷构建和测试期间)的稀疏的桁架结构。与传统的硬壳式环设计相比，所公开的太空飞行器有效载荷适配器可以减少重量和成本，同时保持二级有效载荷安装件的接口处的刚度。特别地，所公开的太空飞行器有效载荷适配器采用多个间隙环(例如，多于两个间隙环)，这些间隙环与二级有效载荷适配器以及桁架结构接合。通过这种公开的设计，间隙环提供了将弯曲载荷(例如，由二级有效载荷引起的载荷)反作用到桁架结构中的载荷路径。

在以下描述中，阐述了许多细节以便提供对系统的更全面的描述。然而，对于本领域技术人员来说，显而易见的是，可以在没有这些具体细节的情况下实践所公开的系统。在其他情况下，未详细描述公知的特征，以免不必要地混淆该系统。

本公开的实施例可以在本文中根据功能和/或逻辑部件以及各种处理步骤来描述。应当理解，这样的部件可以通过配置为执行指定功能的任意数量的硬件、软件和/或固件部件来实现。另外，本领域技术人员将理解，本公开的实施例可以结合其他部件来实践，并且本文描述的系统仅仅是本公开的示例实施例。

为简洁起见，与太空飞行器有效载荷适配器相关的常规技术和部件以及系统的其他功能方面(以及系统的各个操作部件)可能不会在本文中详细描述。此外，本文包含的各个附图中所示的连接线旨在表示各种元件之间的示例功能关系和/或物理耦接。应当注意，在本公开的一个或多个实施例中可以存在许多替代的或附加的功能关系或物理连接。

图1是示出传统的太空飞行器有效载荷适配器100的透视图的图示。在该图中，传统的太空飞行器有效载荷适配器100被示为包括实心硬壳式环设计。传统的太空飞行器有效载荷适配器(例如，称为环)100包括单个铝锻件，该单个铝锻件被机加工成其凸缘120a、120b及其二级有效载荷适配器(例如，以网的形式)110a、110b、110c、110d、110e、110f，每个二级有效载荷适配器通常大约半英寸厚。传统的太空飞行器有效载荷适配器100的硬壳式结构固有地限定了外壳130。环100的外壳130承载施加在太空飞行器有效载荷适配器100上的任何载荷的应力。

应当注意，由于二级有效载荷适配器(例如，网)110a、110b、110c、110d、110e、110f被机加工到环100中，因此二级有效载荷适配器110a、110b、110c、110d、110e、110f在环100的外圆周上的位置是固定的。因此，传统的太空飞行器有效载荷适配器100设计不提供将二级有效载荷如时针转动(例如，旋转)到外圆周环100上的不同位置以优化太空飞行器(例如，与有效载荷相结合的运载火箭)的重心(CG)的能力。

此外，传统的太空飞行器有效载荷适配器100设计使得进入环100内侧非常困难，因为在二级载荷被安装到环100上之后，不能从位于环100的外围上的二级有效载荷适配器110a、110b、110c、110d、110e、110f进入环100的内部。另外，二级有效载荷适配器110a、110b、110c、110d、110e、110f的厚度(例如，通常大约半英寸)以相当大的重量为代价提供了相对坚硬的接口。

图2是根据本公开的至少一个实施例的示出采用所公开的太空飞行器有效载荷适配器210的航天器(例如，主卫星，称为主要有效载荷)230的示例性发射次序200的图示(未按比例绘制)。在该图中，主要有效载荷230以及多个二级卫星(例如，称为二级有效载荷)220a、220b、220c经由所公开的太空飞行器有效载荷适配器210被安装到运载火箭(例如，运载火箭上部级(LVUS))240上。主要有效载荷230、二级有效载荷220a、220b、220c和太空飞行器有效载荷适配器210最初都容纳在运载火箭(例如，LVUS)240的有效载荷整流罩295内。

在发射次序200的开始，在发射次序200的预发射阶段期间，包括电气地面支持设备(EGSE)的有效载荷货车(PVAN)250与太空飞行器操作中心(SOC)260以及运载火箭(例如，LVUS)240通信(例如，传输辅助(AUX)有效载荷(PL)遥测(TLM))。运载火箭(例如，LVUS)240连接到运载火箭下部级(LVLS)280，并且位于地面上的发射台290上。

在发射期间，主要有效载荷230以及二级有效载荷220a、220b、220c经历高水平的振动。因此，重要的是太空飞行器有效载荷适配器210被制造和设计成具有足够的刚度，使得在发射次序的所有阶段期间保持高频模式(例如，>30GHz)。

在发射次序200的发射和上升阶段期间，LVLS 280与运载火箭(例如，LVUS)240分离，并且有效载荷整流罩295与运载火箭(例如，LVUS)240分离。而且，在发射和上升阶段期间，运载火箭(例如，LVUS)240经由地面站天线270a向SOC 260发送遥测信息。

在一个或多个实施例中，当运载火箭(例如，LVUS)240已经到达近地轨道(LEO)或地球静止转移轨道(GTO)时，安装在所公开的太空飞行器有效载荷适配器210上的二级有效载荷220a、220b、220c中的至少一个被部署到太空中。而且，当运载火箭(例如，LVUS)240已经到达近地轨道(LEO)或地球静止转移轨道(GTO)时，运载火箭(例如，LVUS)240经由地面站天线270a向SOC 260发送遥测信息。

然后，运载火箭(例如，LVUS)240执行一级跨发射注射(TLI)机动，这是一个人口机动。在一级TLI机动期间，运载火箭(例如，LVUS)240经由地面站天线270b向SOC 260发送遥测信息。

在一级TLI机动之后，安装在所公开的太空飞行器有效载荷适配器210上的主要有效载荷230被部署到太空中。在部署期间，运载火箭(例如，LVUS)240经由地面站天线270b向SOC 260发送遥测信息。

在一个或多个实施例中，运载火箭(例如，LVUS)240执行二级TLI机动。在该二级TLI机动期间，安装在所公开的太空飞行器有效载荷适配器210上的二级有效载荷220a、220b、220c中的至少一个被部署到太空中。而且，在该二级TLI机动期间，运载火箭(例如，LVUS)240经由地面站天线270b向SOC 260发送遥测信息。在二级TLI机动之后是发射次序200的任务结束(EoM)。

应当注意，图2中描绘的发射次序200仅仅是可以为利用所公开的太空飞行器有效载荷适配器210的航天器(例如，主要有效载荷)230所采用的多个阶段的示例性发射次序。因此，在一个或多个实施例中，除了图2所示的特定发射次序200之外的发射次序可以被利用所公开的太空飞行器有效载荷适配器210的航天器(例如，主要有效载荷)230采用。例如，在一个或多个实施例中，在发射次序期间，在航天器(例如，主要有效载荷)230与太空飞行器有效载荷适配器210分离之后，太空飞行器有效载荷适配器210然后可以与运载火箭(例如，LVUS)240分离。在另一个示例中，在发射次序期间，安装在所公开的太空飞行器有效载荷适配器210上的二级有效载荷220a、220b、220c中的至少一个在(一个或多个)二级有效载荷220a、220b、220c的整个寿命期间可以承载在太空飞行器有效载荷适配器210上。又例如，在发射次序期间，二级有效载荷220a、220b、220c可以从太空飞行器有效载荷适配器210部署到不同的特定轨道状态和/或位置。

图3是根据本公开的至少一个实施例的示出图2的所公开的太空飞行器有效载荷适配器210的细节的图示。在该图中，太空飞行器有效载荷适配器210位于主要有效载荷230下方，并且位于运载火箭(例如，LVUS)240上方。具体地，主要有效载荷230被附接(例如，可释放地附接)到太空飞行器有效载荷适配器210的前环450a，而运载火箭(例如LVUS)240被附接到太空飞行器有效载荷适配器210的后环450b。另外，多个二级有效载荷220a、220b、220c经由二级有效载荷适配器420被附接(例如，可释放地附接)到太空飞行器有效载荷适配器210的外围。

图4A是根据本公开的至少一个实施例的示出所公开的太空飞行器有效载荷适配器400的透视图的图示。太空飞行器有效载荷适配器400包括前环450a、后环450b、三个间隙环430a、430b、430c、数个二级有效载荷适配器420a、420b、420c、420d、420e、420f以及包括多个支柱460的开放式桁架结构。应当注意，在一个或多个实施例中，所公开的太空飞行器有效载荷适配器400的所有部件均由(一种或多种)低成本且重量轻的材料(例如，诸如铝或钛的轻质金属和/或复合材料)制成。

将铝(和/或其他(一种或多种)轻量材料)用于太空飞行器有效载荷适配器400的部件允许太空飞行器有效载荷适配器400重量轻且制造成本低。在一个或多个实施例中，当太空飞行器有效载荷适配器400的部件由铝制成时，铝部件涂有导电的阿洛丁(Alodine)抛光以提供铝腐蚀防护。应当注意，尽管图1的传统太空飞行器有效载荷适配器(例如，环)100也是由铝(例如，轻量材料)制成，但所公开的太空飞行器有效载荷适配器400的重量要轻得多，因为它采用了开放式桁架结构设计，而不是增加了相当大的重量的传统的实心硬壳式环设计(例如，参见图1的环100)。

在图4A中，所公开的太空飞行器有效载荷适配器400被示为具有限定圆周455的环形轮廓。在一个或多个实施例中，太空飞行器有效载荷适配器400包括由前环450a限定的前开口端465a，并且包括由后环450b限定的后开口端465b。前环450a被配置为将太空飞行器有效载荷适配器400直接(或间接)耦接(例如，可释放地附接)到主要有效载荷(例如，参见图3的230)。而且，后环450b被配置为将太空飞行器有效载荷适配器400直接(或间接)耦接(例如，可释放地附接)到运载火箭(例如，参见图3的240)。

在一个或多个实施例中，前环450a和后环450b具有相同的直径(D)，如图4A所示。然而，在另一些实施例中，前环450a和后环450b可以具有不同的直径。例如，前环450a可以具有第一直径(D1)并且后环450b可以具有第二直径(D2)，其中第一直径(D1)大于(或者，可替代地，小于)第二直径(D2)。太空飞行器有效载荷适配器400的前环450a和后环450b的具体直径是基于运载火箭的有效载荷整流罩(例如，参见图2的LVUS 240的有效载荷整流罩295)的封装要求确定的。

太空飞行器有效载荷适配器400还包括开放式桁架结构，该开放式桁架结构包括将前环450a连接到后环450b的多个支柱460，并且因此，支柱460中的每一个从前环450a延伸到后环450b。特别地，支柱460中的每一个的第一端连接到前环450a，并且支柱460中的每一个的第二端连接到后环450b。在一个或多个实施例中，支柱460以一致的角度定向以形成围绕太空飞行器有效载荷适配器400的圆周455的交替的倒等腰三角形开口475。在太空飞行器有效载荷适配器400的开放式桁架结构中的支柱460的这种特定布置在结构工程中被称为“华伦式桁架”或“等边桁架”。

此外，太空飞行器有效载荷适配器400包括围绕太空飞行器有效载荷适配器400的圆周455设置的六个二级有效载荷适配器420a、420b、420c、420d、420e、420f。二级有效载荷适配器420a、420b、420c、420d、420e、420f各自被配置为将二级有效载荷(例如，参见图6的610a、610b、610c、610d、610e、610f)固定(例如，可释放地附接)到太空飞行器有效载荷适配器400上。在一个或多个实施例中，太空飞行器有效载荷适配器400可以包括多于(或者，可替代地，少于)六个二级有效载荷适配器420a、420b、420c、420d、420e、420f，而不是如图4A所示。

在一个或多个实施例中，二级有效载荷适配器420a、420b、420c、420d、420e、420f可以具有各种不同的尺寸。例如，一些二级有效载荷适配器420a、420b、420c、420e中的一些可以具有比其他二级有效载荷适配器420d、420f更小的安装件。特别地，例如在图4A中，二级有效载荷适配器420a、420b、420c、420e各自具有小型安装尺寸(例如，适配器端口开口，其形状为圆形，直径约为十五(15)英寸)，用于安装比二级有效载荷适配器420d、420f更小的二级有效载荷，二级有效载荷适配器420d、420f具有大型安装尺寸(例如，适配器端口开口，其形状为矩形，高度和宽度约为二十四(24)英寸)，用于安装比较小的二级有效载荷更大的二级有效载荷，所述更大的二级有效载荷的尺寸(体积)和/或重量比较小的二级有效载荷更大。

应当注意，在一个或多个实施例中，所公开的太空飞行器有效载荷适配器400可以采用多于(或者，可替代地，少于)两种不同尺寸(和/或重量)的二级有效载荷适配器420a、420b、420c、420d、420e、420f。此外，在一个或多个实施例中，二级有效载荷适配器420a、420b、420c、420d、420e、420f可以包括除了如图4A所示的圆形和矩形形状之外的各种不同形状(例如三角形或多边形)的适配器端口开口。因此，二级有效载荷适配器420a、420b、420c、420d、420e、420f的适配器端口开口的形状(以及尺寸)可以根据(例如，互补于)要附接到太空飞行器有效载荷适配器400的二级有效载荷(例如，参见图6的610a、610b、610c、610d、610e、610f)的接口的形状(和尺寸)来定制。因此，二级有效载荷适配器420a、420b、420c、420d、420e、420f的适配器端口开口包括与二级有效载荷的接口互补的形状(和尺寸)。

此外，二级有效载荷适配器420a、420b、420c、420d、420e、420f各自包括多个螺栓孔，用于经由紧固件(例如，诸如运动学安装螺栓或易操作适配器之类的螺栓)可释放地附接二级有效载荷(例如，参见图6的610a、610b、610c、610d、610e、610f)。在图4A中，用于可释放地附接二级有效载荷的二级有效载荷适配器420a、420b、420c、420d、420e、420f中的每一个上的螺栓孔图案均被示出为圆的形式。然而，应当注意，在一个或多个实施例中，二级有效载荷适配器420a、420b、420c、420d、420e、420f可以包括除了如图4A所示的圆形螺栓孔图案之外的各种不同形状(例如三角形或多边形)的螺栓孔图案。二级有效载荷适配器420a、420b、420c、420d、420e、420f的螺栓孔图案的形状(以及尺寸)可以根据(例如，互补于)二级有效载荷(例如，参见图6的610a、610b、610c、610d、610e、610f)的接口上的螺栓孔图案的形状(和尺寸)来定制。而且，应当注意，在图4A中，二级有效载荷适配器420a、420b、420c、420d、420e、420f中的每一个被描绘为由单个部件(不包括紧固件)组成。然而，应当注意，在一个或多个实施例中，二级有效载荷适配器420a、420b、420c、420d、420e、420f中的每一个可以被制造为包括不止一个部件(不包括紧固件)，如图4A所示。

另外，二级有效载荷适配器420a、420b、420c、420d、420e、420f中的每一个可释放地附接到太空飞行器有效载荷适配器400的间隙环430a、430b、430c中的至少一个。三个间隙环430a、430b、430c各自包括围绕圆周455设置在外表面上的多个安装固定装置485(例如，以螺栓孔的形式)。而且，二级有效载荷适配器420a、420b、420c、420d、420e、420f各自包括数个附接点495(例如，以螺栓孔的形式)。间隙环430a、430b、430c的安装固定装置485被配置为可释放地附接至二级有效载荷适配器420a、420b、420c、420d、420e、420f的附接点495(例如，经由可移除紧固件(例如，诸如运动学安装螺栓或易操作适配器之类的螺栓))。因此，特别是在图4A中，二级有效载荷适配器420a、420b、420c、420d、420e、420f经由设置在间隙环430a、430b、430c的安装固定装置485内和二级有效载荷适配器420a、420b、420c、420d、420e、420f的附接点495内的可移除紧固件(例如，螺栓)(例如，参见图4B的497)可释放地附接到间隙环430a、430b、430c中的至少一个。例如，关于经由可移除紧固件(例如，螺栓)497将二级有效载荷适配器420a附接至间隙环430a的细节，参见图4B。

然而，应当注意，使用紧固件(例如，螺栓)来将二级有效载荷适配器420a、420b、420c、420d、420e、420f附接到间隙环430a、430b、430c仅仅是示例性的，并且所公开的太空飞行器有效载荷适配器400可以采用用于将二级有效载荷适配器420a、420b、420c、420d、420e、420f可释放地附接到间隙环430a、430b、430c的任何其他设备。因此，在一个或多个实施例中，除了通过如图4A所示的使用紧固件(例如，螺栓)之外，二级有效载荷适配器420a、420b、420c、420d、420e、420f可以通过另一种手段(例如，通过夹紧、通过在组件上钻孔或通过狭槽)可释放地附接到间隙环430a、430b、430中的至少一个。

在一个或多个实施例中，二级有效载荷适配器420a、420b、420c、420d、420e、420f是“可如时针转动的”，使得它们可以移动到太空飞行器有效载荷适配器400的圆周周围的不同位置(例如，到不同的如时针转动的位置)以平衡运载火箭的重心。例如，二级有效载荷适配器420a、420b、420c、420d、420e、420f中的至少一个可以从其在太空飞行器有效载荷适配器400的圆周455上的位置移除，并且然后附接到在太空飞行器有效载荷适配器400的圆周455上的另一个位置。特别地，二级有效载荷适配器420a、420b、420c、420d、420e、420f中的一个可以从其与间隙环430a、430b、430c中的至少一个上的第一位置的附接中释放。然后，二级有效载荷适配器420a、420b、420c、420d、420e、420f可以可释放地附接到间隙环430a、430b、430c中的至少一个上的第二位置。

应当注意，运载火箭的重心应被平衡，以确保发射过程中的可控性。如果二级有效载荷(例如，参见图6的610a、610b、610c、610d、610e、610f)的尺寸(体积)和/或质量不相等，并且/或者以不对称方式附接到有效载荷适配器，则运载火箭的重心可能超过可控偏移限制。因此，可能需要压载物来为运载火箭提供平衡。然而，引入压载物减小了运载火箭可以携带的可用有效载荷质量的量。

太空飞行器有效载荷适配器400的间隙环430a、430b、430c中的每一个附接到太空飞行器有效载荷适配器400的开放式桁架结构的支柱460。支柱460中的每一个包括多个安装孔口487(例如，以螺栓孔的形式)，每个安装孔口可配置为接收紧固件(例如，螺栓)。间隙环430a、430b、430c的安装固定装置485被配置为附接到支柱460的安装孔口487(例如，经由可移除的紧固件(例如，螺栓))。而且，支柱460中的每一个包括至少一个V形接头(例如，参见图4D的492)，该V形接头包括第一部分(例如，参见图4D的482a)和第二部分(例如，参见图4D的482b)，该V形接头被配置为接收间隙环430a、430b、430c之一。

例如，为了将间隙环430b(参见图4D)附接到支柱460，间隙环430b被设置在支柱460的V形接头(例如，参见图4D的492)内，从而形成嵌套的接头。具体地，间隙环430b在支柱460的V形接头(例如，参见图4D的492)的第一部分(例如，参见图4D的482a)和第二部分(例如，参见图4D的482b)之间滑动。在间隙环430b设置在支柱460的V形接头(例如，参见图4D的492)内之后，支柱460经由设置在支柱460的安装孔口487内和间隙环430b的安装固定装置485内的紧固件(例如，螺栓)被附接到间隙环430b。关于将支柱460附接到间隙环430b的细节，请参见图4D。

重要的是要注意，间隙环430a、430b、430c被所公开的太空飞行器有效载荷适配器400采用以向太空飞行器有效载荷适配器400提供足够的刚度，使得在发射的所有方面期间(例如，在发射次序的所有阶段期间)总是保持高频模式(例如，>30GHz)。在发射期间，主要有效载荷230以及二级有效载荷220a、220b、220c经历高水平的振动。二级有效载荷220a、220b、220c经历的高水平振动在二级有效载荷适配器420a、420b、420c、420d、420e、420f中产生弯曲载荷。间隙环430a、430b、430c将二级有效载荷适配器420a、420b、420c、420d、420e、420f中的弯曲载荷反作用到开放式桁架结构的支柱460中。支柱460然后将载荷反作用到前环450a和后环450b，并因此为太空飞行器有效载荷适配器400保持高频模式。

应当注意，在一个或多个实施例中，所公开的太空飞行器有效载荷适配器400包括多于两个的完整间隙环430a、430b、430c。通过在所公开的太空飞行器有效载荷适配器400内采用多于两个的完整间隙环430a、430b、430c，能够为太空飞行器有效载荷适配器400保持高频模式。并且，在一个或多个实施例中，所公开的太空飞行器有效载荷适配器400采用的间隙环430a、430b、430c中的至少一个可以仅仅是部分间隙环430a、430b、430c(例如，包括间隙环430a、430b、430c的至少一个区段，但不是完整间隙环430a、430b、430c的所有区段)。

图4B是根据本公开的至少一个实施例的示出图4A的所公开的太空飞行器有效载荷适配器400的部分410的细节的图示。特别地，图4B的图示示出了图4A中的部分410的细节，图4A描绘了二级有效载荷适配器420a到间隙环430a的可释放附接。特别地，在该图中，二级有效载荷适配器420a被示为经由设置在间隙环430a的安装固定装置485内和二级有效载荷适配器420a的附接点495内的可移除紧固件(例如，螺栓)497被可释放地附接到间隙环430a。

图4C是根据本公开的至少一个实施例的示出图4A的所公开的太空飞行器有效载荷适配器400的二级有效载荷适配器420a之一的细节的图示。特别地，在该图中，示出了二级有效载荷适配器420a到所有三个间隙环430a、430b、430c的可释放附接的细节。

图4D是根据本公开的至少一个实施例的示出图4A的所公开的太空飞行器有效载荷适配器400的间隙环(例如，间隙环430b)的嵌套的接头设计的细节的图示。特别地，图4D的图示出了图4C中表示的所述部分490的内侧(例如，在图4C中不可见的背面)的细节。在图4D中，间隙环430b被示出为附接到支柱460。为了附接，间隙环430b被设置在支柱460的V形接头492的第一部分482a和第二部分482b之间，从而形成了嵌套的接头构造。然后，支柱460经由设置在支柱460的安装孔口487内和间隙环430b的安装固定装置485内的紧固件(例如，螺栓)(图4D中未示出)而附接到间隙环430b。

图4E是根据本公开的至少一个实施例的示出图4A的所公开的太空飞行器有效载荷适配器400的间隙环430a、430b、430c的两部分设计的细节的图示。并且，图4F是根据本公开的至少一个实施例的示出了图4A的所公开的太空飞行器有效载荷适配器400的间隙环430a、430b、430c的两部分设计(例如，示出了内部部分(I)和外部部分(O))的细节的图4E的图示的分解详细视图。

应当注意，图4E和图4F中所示的两部分设计可以与图4D中关于所公开的间隙环430a、430b、430c所示的嵌套的接头设计结合使用(或者，可替代地，在没有该嵌套的接头设计的情况下使用)。类似地，应当注意，图4D中所示的嵌套的接头设计可以结合图4E和图4F中关于所公开的间隙环430a、430b、430c所示的两部分设计结合使用(或者，可替代地，在没有该两部分设计的情况下使用)。另外，应当注意，图4D、图4E和图4F中所示的设计仅是用于所公开的间隙环的嵌套的接头设计和两部分设计的示例性设计，并且因此，在一个或多个实施例中，可以在不脱离本公开的精神和范围的情况下，对这些设计进行改变和修改。

在一个或多个实施例中，对于图4E和图4F中所示的两部分设计，间隙环430a、430b、430c中的每一个周向地包括数个(例如，六个)节段(例如，区段(1)、(2)、(3)、(4)、(5)和(6))。并且，每个间隙环430a、430b、430c的区段(1)、(2)、(3)、(4)、(5)和(6)中的每一个包括内部部分(I)和外部部分(O)。例如，在图4F中，间隙环430c被示为包括数个区段，例如第一区段(1)和第二区段(2)。并且，每个区段(1)、(2)被示为包括内部部分(I)和外部部分(O)。因此，在图4E的分解图中，间隙环430c被示为包括430c(1)(O)(即，区段(1)、外部部分(O))；430c(1)(I)(即，区段(1)、内部部分(I))；430c(2)(O)(即，区段(2)、外部部分(O))；和430c(2)(I)(即，区段(2)、内部部分(I))。区段(1)、(2)、(3)、(4)、(5)和(6)中的每一个的外部部分(O)经由至少一个紧固件(例如，螺栓)472附接到它们对应的内部部分(I)。例如，对于间隙环430c的区段(1)，430c(1)(O)经由紧固件(例如，螺栓)472附接到430c(1)(I)。

图5是根据本公开的至少一个实施例的示出图4A的所公开的太空飞行器有效载荷适配器400的透视图的图示，其中电气部件510a、510b、510c、510d、510e被安装到间隙环430a、430b、430c上。在一个或多个实施例中，间隙环430a、430b、430c被配置为容纳电气设备。在该图中，各种不同的电气部件510a、510b、510c、510d、510e被示为安装到间隙环430a、430b、430c的顶(前)侧或底(后)侧。各种不同类型的电气设备可以安装到所公开的太空飞行器有效载荷适配器400的间隙环430a、430b、430c上，包括但不限于电源(例如，电池)、推进和机构模块(PAM)和嵌入式继电器模块(ERM)。

应当注意，在一个或多个实施例中，间隙环430a、430b、430c包括布线孔(例如，参见图4B、图4E和图4F中的470)以提供用于从电气部件510a、510b、510c、510d、510e在支柱460之间布线的路径。因此，连接到电气部件510a、510b、510c、510d、510e的布线可以通过间隙环430a、430b、430c上的布线孔被馈送到它们对应的有效载荷。

图6是根据本公开的至少一个实施例的示出安装在图4A的所公开的太空飞行器有效载荷适配器400上的二级卫星(例如，二级有效载荷)610a、610b、610c、610d、610e、610f的透视图的图示。在该图中，径向安装到太空飞行器有效载荷适配器400上的二级有效载荷610a、610b、610c、610d、610e、610f具有不同的尺寸(体积)和质量。特别地，二级有效载荷610a、610b、610d、610e被示为在尺寸(体积)上小于二级有效载荷610c、610f。应当注意，图6中所示的配置本质上仅仅是示例性的，并且任何数量和组成的二级有效载荷610a、610b、610c、610d、610e、610f可以安装到所公开的太空飞行器有效载荷适配器400。另外，应当注意，尽管图6示出了彼此等距间隔的二级有效载荷610a、610b、610c、610d、610e、610f，但安装在太空飞行器有效载荷适配器400上的二级有效载荷610a、610b、610c、610d、610e、610f的位置可以变化。

图7是根据本公开的至少一个实施例的示出图4A的包括圆周外部多层绝缘(MLI)710的所公开太空飞行器有效载荷适配器400的透视图的图示。在该图中，太空飞行器有效载荷适配器400的外圆周455(不包括二级有效载荷适配器720a、720b、720c、720d、720e、720f)被诸如MLI 710毯的MLI 710材料覆盖(例如，包裹)。MLI 710是一种绝热材料，其包括数层(例如六层)薄片。用MLI 710包裹太空飞行器有效载荷适配器400确保太空飞行器有效载荷适配器400保持恒定的内部温度，不管太空中的极端温度波动如何。

图8是根据本公开的至少一个实施例的示出安装在图4A的包括圆周外部MLI 710的所公开太空飞行器有效载荷适配器400上的二级卫星(例如，二级有效载荷)610a、610b、610c、610d、610e、610f的透视图的图示。在该图中，MLI 710毯被示为覆盖围绕太空飞行器有效载荷适配器400的圆周的外表面，除了包括二级有效载荷适配器的外表面的部分之外。

图9是根据本公开的至少一个实施例的用于将载荷反作用到太空飞行器有效载荷适配器中的所公开的方法900的流程图。在方法900的开始910处，太空飞行器有效载荷适配器的多于两个的间隙环将由安装在太空飞行器有效载荷适配器上的二级有效载荷产生的载荷反作用到太空飞行器有效载荷适配器920的桁架结构中。然后，桁架结构的支柱将载荷反作用到太空飞行器有效载荷适配器930的前环和后环。然后，方法900结束940。

尽管已经示出和描述了特定实施例，但应当理解，上述讨论并非旨在限制这些实施例的范围。虽然本文已经公开和描述了本发明的许多方面的实施例和变型，但是提供这种公开仅用于解释和说明的目的。因此，可以在不脱离权利要求的范围的情况下进行各种改变和修改。

在上述方法指示某些事件以某种顺序发生的情况下，受益于本公开的本领域普通技术人员将认识到，可以修改该排序并且这种修改符合本公开的变型。此外，如果可能，部分方法可以在并行过程中同时执行，并且也可以顺序执行。另外，可以执行该方法的更多步骤或更少步骤。因此，实施例旨在举例说明可能落入权利要求的范围内的替代方案、修改和等价物。

此外，本公开包括根据以下条款所述的实施例：

条款1.一种用于将载荷反作用到太空飞行器有效载荷适配器(400)中的方法，所述方法包括：

通过所述太空飞行器有效载荷适配器(400)的两个以上间隙环(430a、430b、430c)，将由安装在所述太空飞行器有效载荷适配器(400)上的二级有效载荷(220a、220b、220c)产生的载荷反作用(920)到所述太空飞行器有效载荷适配器(400)的桁架结构中；以及

通过所述桁架结构的支柱(460)将所述载荷反作用(930)到所述太空飞行器有效载荷适配器(400)的前环(450a)和后环(450b)。

条款2.根据条款1所述的方法，其中对所述载荷进行所述反作用保持所述太空飞行器有效载荷适配器(400)的高频模式。

条款3.根据条款1所述的方法，其中所述二级有效载荷(220a、220b、220c)经由二级有效载荷适配器(420a、420b、420c、420d、420e、420f)被安装到所述太空飞行器有效载荷适配器(400)上。

条款4.根据条款3所述的方法，其中所述二级有效载荷(220a、220b、220c)经由运动学安装螺栓或易操作适配器中的至少一个被安装到所述二级有效载荷适配器(420a、420b、420c、420d、420e、420f)上。

条款5.根据条款3所述的方法，其中所述二级有效载荷适配器(420a、420b、420c、420d、420e、420f)中的每一个可释放地附接到所述间隙环(430a、430b、430c)中的至少一个上的各种不同位置。

条款6.根据条款3所述的方法，其中所述二级有效载荷适配器(420a、420b、420c、420d、420e、420f)的适配器端口开口具有不同的尺寸。

条款7.根据条款3所述的方法，其中所述二级有效载荷适配器(420a、420b、420c、420d、420e、420f)的适配器端口开口包括与所述二级有效载荷(220a、220b、220c)的接口互补的形状。

条款8.根据条款3所述的方法，其中所述二级有效载荷适配器(420a、420b、420c、420d、420e、420f)由铝、钛或复合材料中的至少一种制成。

条款9.根据条款1所述的方法，其中所述支柱(460)将所述前环(450a)连接到所述后环(450b)。

条款10.根据条款1所述的方法，其中所述支柱(460)以一致的角度定向以在所述桁架结构内形成交替的倒等腰三角形开口。

条款11.根据条款1所述的方法，其中所述间隙环(430a、430b、430c)经由嵌套的接头构造连接到所述支柱(460)。

条款12.根据条款1所述的方法，其中所述间隙环(430a、430b、430c)位于所述前环(450a)和所述后环(450b)之间。

条款13.根据条款1所述的方法，其中所述间隙环(430a、430b、430c)中的至少一个是部分间隙环。

条款14.根据条款1所述的方法，其中所述间隙环(430a、430b、430c)中的至少一个包括多个区段(430c(1)、430c(2))。

条款15.根据条款14所述的方法，其中所述区段(430c(1)、430c(2))中的每一个包括内部部分(430c(1)(I)、430c(2)(I))和外部部分(430c(1)(O)、430c(2)(O))。

条款16.根据条款1所述的方法，其中所述间隙环(430a、430b、430c)中的至少一个、所述支柱(460)、所述前环(450a)或所述后环(450b)由铝、钛或复合材料中的至少一种制成。

条款17.一种太空飞行器有效载荷适配器(400)，所述太空飞行器有效载荷适配器(400)包括：

前环(450a)；

后环(450b)；

包括多个支柱(460)的桁架结构，其中所述支柱(460)将所述前环(450a)连接到所述后环(450b)；

多于两个的间隙环(430a、430b、430c)，所述间隙环连接到所述支柱(460)并位于所述前环(450a)和所述后环(450b)之间；和

多个二级有效载荷适配器(420a、420b、420c、420d、420e、420f)，每个二级有效载荷适配器可释放地附接到所述间隙环(430a、430b、430c)中的至少一个，

其中所述间隙环(430a、430b、430c)将由安装在所述二级有效载荷适配器(420a、420b、420c、420d、420e、420f)上的二级有效载荷(220a、220b、220c)产生的载荷反作用到所述桁架结构中，并且

其中所述桁架结构的所述支柱(460)将所述载荷反作用到所述前环(450a)和所述后环(450b)。

条款18.根据条款17所述的太空飞行器有效载荷适配器(400)，其中当所述载荷被反作用时，为所述太空飞行器有效载荷适配器(400)保持所述太空飞行器有效载荷适配器(400)的高频模式。

条款19.根据条款17所述的太空飞行器有效载荷适配器(400)，其中所述间隙环(430a、430b、430c)经由嵌套的接头构造连接到所述支柱(460)。

条款20.根据条款17所述的太空飞行器有效载荷适配器(400)，其中所述间隙环(430a、430b、430c)中的至少一个包括多个区段(430c(1)、430c(2))。

尽管本文已经公开了某些说明性实施例和方法，但是根据前述公开内容对本领域技术人员来说显而易见的是，可以在不脱离本公开的真实精神和范围的情况下对这些实施例和方法进行变化和修改。存在许多其他示例，每个示例仅在细节方面有所不同。因此，本公开意图仅限制在随附权利要求和适用法律的规则和原则所要求的范围内。