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制造技术

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。赫(GHz))模式。赫(GHz))模式。

【技术实现步骤摘要】
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


[0001]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。

技术介绍

[0002]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。
[0003]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。

技术实现思路

[0004]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。
[0005]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。
[0006]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。
[0007]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。
[0008]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。
[0009]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。
[0010]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
[0011]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：
[0012]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。
[0013]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)。
[0014]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。
[0015]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。
[0016]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。
[0017]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。
[0018]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。
[0019]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。
[0020]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。
[0021]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。
[0022]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。
[0023]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)。
[0024]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。
[0025]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
[0026]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)。...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
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)。2.根据权利要求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。3.根据权利要求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。4.根据权利要求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骑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、42...

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