用于从运载火箭释放卫星的系统的制作方法

用于从运载火箭释放卫星的系统
1.相关申请的交叉引用
2.本专利申请要求于2020年05月26日提交的第102020000012415号意大利申请的优先权，该意大利申请的全部公开内容通过引用并入本文。
技术领域
3.本发明涉及一种用于从运载火箭释放卫星的系统。


背景技术：

4.目前，广泛使用的释放系统设置为具有多个螺旋弹簧，这些螺旋弹簧以与运载火箭整体方式布置，并适于产生推力以弹出卫星。这种释放系统包括沿着垂直于分离平面的方向发射卫星。
5.对于本领域的技术人员来说显而易见的是，必须根据要发射的卫星的质量来选择螺旋弹簧，这必然意味着每当要发射的卫星的质量改变时必须更换螺旋弹簧的可能性。
6.然而，尽管广泛使用这种技术方案，但是这种技术方案涉及许多问题。
7.实际上，一旦卫星通过螺旋弹簧的作用而发射，卫星就经历旋转运动。
8.这种旋转运动主要是由于弹簧不可能彼此完全相同，同时，不可能相对于彼此同时伸长。
9.后一个方面源于不可能以精确同步的方式激活不同的释放元件。本领域技术人员可立即明白的是，即使在各种释放元件的致动之间有几微秒(μs)差异，也会导致卫星所受到的总推力中的重要不平衡，从而导致卫星旋转。在释放步骤中，卫星的不确定和随后旋转的其它因素是其质心位置和运载火箭结构的瞬态振动的非理想知识。
10.卫星在释放之后受到的旋转必然导致太阳能电池板的展开延迟，并因而延长了来自卫星内的电池的能量的使用。这方面代表了相当大的风险因素，因为卫星电池的能量必须在紧接着释放之后并且在太阳能电池板展开之前的步骤期间始终可用，以便执行“紧急”操作。
11.另外，在运载火箭承载并排布置的多个卫星的情况下，沿垂直于分离平面的方向释放卫星可能引发卫星之间碰撞的风险。实际上，众所周知的是，对于使用螺旋弹簧推力的释放系统，合适的是考虑相对于预期释放方向大约15
°
的方向“不确定锥”。这种情况意味着在运载火箭机头锥中可用的空间的占用较低，并且限制要安装在同一运载火箭上的卫星的数量。
12.除了上述问题之外，本领域中需要一种能够保证释放速度高于当前系统所产生的释放速度的系统，该系统使用有限数量的螺旋弹簧作为推压装置。实际上，较高的释放速率将导致卫星远离运载火箭的较快运动，因此，有可能更快地展开太阳能电池板。这将因此减少电池功率的使用，并具有如上所述的相关益处。
13.出于安全原因，太阳能电池板的展开必须在距运载火箭几百米的距离处进行，并且，如果该距离不是通过释放的推力达到的，则有必要依靠电池能量。
14.最后，本领域中的另一需求涉及具有释放系统的可能性，该释放系统可适用于具有不同质量的卫星，而不必更换部分部件。换言之，需要这样一种释放系统，该释放系统的推力装置无论卫星的质量如何都有效。如上所述，实际上，提供使用螺旋弹簧的解决方案必须要求根据要发射的卫星的质量来选择解决方案。


技术实现要素：

15.本发明的目的是一种用于从运载火箭释放卫星的系统；所述释放系统的特征在于其包括：(i)扭杆，具有第一端和第二端，所述第一端通过支承器件固定至运载火箭，并在围绕所述扭杆的纵向轴线的旋转方面被锁定，所述第二端通过铰接器件连接至所述运载火箭，并围绕所述纵向轴线自由旋转；(ii)至少一个发射臂，从所述扭杆垂直地延伸，并且包括(a)扭力杆，其具有以整体方式固定至所述扭杆的第一端，和(b)引导件，其具有连接至所述扭力杆的第二端的第一端，和第二自由端；(iii)至少一个滑动件，其以整体方式固定至待发射的卫星，并且布置成以滑动的方式接合所述引导件；以及(iv)限位止动元件，其设计成作用于所述扭力杆上，以中断发射臂绕纵向轴线的旋转。
16.优选地，所述引导件的所述第一端通过锁定接头连接至所述扭力杆的所述第二端。因而，通过锁定接头，可根据引导件和扭力杆之间的角度来改变释放方向。
17.优选地，所述引导件包括能量吸收器。
18.优选地，该系统包括作用在扭杆的所述第一端上的扭转预加载器件。这些扭转预加载器件设定杆启动扭转，即，由于待发射的卫星所接合的发射臂的旋转而已经在装载扭转的上游。因而，可根据待发射的卫星的质量来调整有效释放所需的弹性力。
19.优选地，该系统包括可逆锁定元件，该可逆锁定元件布置成将发射臂锁定至限位止动元件上。
附图说明
20.在下文中，借助于附图，出于说明性和非限制性的目的，描述了实施方式，在附图中：
21.图1是根据实施方式的本发明的释放系统的总体立体图；
22.图2示出了经受根据本发明的释放系统的作用的卫星的运动步骤；以及
23.图3示出了承载有两个卫星的运载火箭，根据本发明的释放系统应用在每个卫星上。
具体实施方式
24.在图1中，附图标记1整体上表示根据本发明优选实施方式的系统。
25.系统1包括固定至运载火箭3的扭杆2。特别地，扭杆2具有通过支承件4固定至运载火箭3的第一端2a和通过铰接件5固定至运载火箭3的第二端2b。第一端2a在旋转方面被锁定，即，在由发射臂的旋转执行的装载期间，第一端2a不能围绕扭杆的纵向轴线x旋转，如下文所述。相反，由于铰接件5，第二端2b可绕纵向轴线x自由旋转。如将在下文中所示，由于第一端2a被锁定而第二端2b自由旋转这一事实而产生的扭转，获得释放卫星所需的弹性载荷。
26.系统1包括发射臂6，发射臂6是将由扭杆的扭转产生的推力传递至待发射的卫星的构件。发射臂6由扭力杆7和通过锁定接头9连接至扭力杆7的引导件8组成。特别地，扭力杆7具有以整体方式连接至扭杆2的第一端7a和由锁定接头9接合的第二端7b，而引导件8具有由锁定接头9接合的第一端8a和第二自由端8b。
27.系统1包括滑动件10，该滑动件10在使用时固定至待发射的卫星上，并布置成在引导件8上滑动，然后在引导件的第二端8b离开引导件。
28.锁定接头9的存在使得能够改变扭力杆7与引导件8之间的角度，并且因而允许选择将传递至卫星的释放方向。
29.引导件8包括位于其第一端8a附近的能量吸收器11。
30.系统1包括限位止动元件12，限位止动元件12布置成锁定扭力杆7围绕轴线x的旋转。具体地，限位止动元件12包括撞击表面13，扭力杆7的部分撞击在撞击表面13上。
31.系统1包括锁定元件14，一旦扭力杆7的部分撞击表面13，则该锁定元件14确保扭力杆7可逆地锁定在限位止动元件12上。根据优选实施方式，锁定元件14包括在扭力杆7的部分中获得的槽15以及从撞击表面13延伸的销16。由此实现可逆的阳-阴锁定。一旦扭力杆7由于存在限位止动元件12而结束其行程，扭力杆7将被锁定在撞击表面13上。显然，与已经公开的内容不同，还可通过在撞击表面13中形成槽并将销布置在扭力杆7的部分上来获得锁定元件14。
32.最后，系统1包括扭转预加载元件，该扭转预加载元件示意性地示出，并由附图标记17表示。
33.扭转预加载元件17作用在扭杆2的第一端2a上，并设定扭杆的基本扭转水平。实际上，扭转预加载元件17使扭杆2的第一端2a旋转，并且随后锁定其位置。因而，可根据待发射的卫星的质量来改变扭杆的弹性力。
34.优选地，扭杆2由钢以及经受高机械应力的其它部件制成，而该系统的大部分由铝制成。优选地，滑动件10由聚合材料制成，以便确保滑动件10与引导件8之间的低水平摩擦。
35.在使用中，在已设定锁定接头9之后，发射臂6旋转，从而实现扭杆2的扭转(加载)，直到其位置通过临时锁定器件锁定，该临时锁定器件在卫星发射之前去除，并且为了简单起见，在本文中未示出或描述该临时锁定器件。因此，通过将附接至其上的滑动件10接合至发射臂6的引导件8上来安装卫星。
36.一旦带有卫星的运载火箭已达到分离条件，则可命令运载火箭释放卫星锁定系统(例如，利用爆破带张紧器系统或利用爆炸螺栓)，以及随后命令发射臂6自由旋转。
37.如图2所示，一旦卫星与运载火箭的锁定停止，则扭杆2迫使发射臂6和卫星18围绕轴线x旋转，直到扭力杆7撞击限位止动元件12。在推动步骤中，引导件与滑动件之间的约束以这样一种方式获得，即，除了期望的圆形轨道之外，不允许卫星的其它轨道。因而，卫星18的运动从旋转转换为纯平移，同时滑动件10沿着引导件8滑动，然后在引导件的第二端8b处离开引导件8。为此目的，引导件和滑动件(棱镜约束)的尺寸设置成在三个坐标轴上提供卫星扭矩脉冲，以便消除所有可能的旋转，并且仅在引导件的出口处获得所需的纯平移。
38.应当注意的是，本发明的释放系统不会在垂直于分离平面的方向上释放卫星。
39.这使得可将多个卫星安装在运载火箭上，该多个卫星甚至彼此非常接近。
40.从图3可看出，运载火箭可容纳两个卫星，并将这两个卫星彼此靠近设置，不存在
释放过程中发生碰撞的风险。
41.实际上，本发明的释放系统使得两个卫星从运载火箭的相对侧发射。
42.由上述可知，本发明的释放系统包括在卫星上的单个推力点，该单个推力点与棱镜引导件的稳定作用结合，该释放系统不会产生旋转运动，产生旋转运动是现有技术的释放系统的典型特征。
43.与现有技术的系统相比，不存在旋转运动和由扭杆产生的高释放速率使得能够在三个卫星轴线上获得稳定，并且随后太阳能电池板的展开更快。这种效果必然带来与来自卫星电池的能量消耗较低相关的重要优点，由此产生了备用能量，以支持可能的初始紧急情况。
44.另外，扭转预加载元件17的存在使得可根据待发射的卫星的质量和期望的释放速率来改变从扭杆产生的推力，而不需要改变该系统的部件。
45.与上面所公开的不同，本发明的释放系统可包括两个发射臂，而不是一个发射臂。在卫星的质量显著高的情况下，这种变化是必要的。然而，这两个发射臂以这样一种方式连接至同一扭杆，即，乃至防止最轻微的异步释放。该解决方案可通过在其端部连接至扭杆的第一发射臂与第二发射臂之间的连接元件来实现。这种连接元件可包括布置在扭杆外部的连接管。