推進裝置艙的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種旨在在空間運載火箭(2)中被至少臨時地運送的推進裝置艙(1)，其包括適配器(3)，所述適配器(3)與至少臨時位于所述艙(1)上的至少一個系統(tǒng)協(xié)作，所述系統(tǒng)包括電源。所述艙的特征在于其還包括至少一個電動空間推進發(fā)動機，所述電動空間推進發(fā)動機能夠由所述系統(tǒng)的電源提供動力。
【專利說明】推進裝置艙
【技術(shù)領域】
[0001]本發(fā)明涉及一種推進裝置艙，其旨在在空間運載火箭中至少臨時地被運送，所述推進裝置艙包括適配器，該適配器與至少臨時裝載的至少一個系統(tǒng)協(xié)作，所述系統(tǒng)包括電源。
【背景技術(shù)】
[0002]如圖1所示，空間運載火箭2已知用于至少臨時地運送至少一種設備艙16，設備6或7和推進裝置230固定在該設備艙16上。
[0003]所述設備艙16包括適配器3、4，該適配器3、4與至少臨時地裝載在艙16上的至少系統(tǒng)6協(xié)作。所裝載的系統(tǒng)6通常形成人造衛(wèi)星。
[0004]為了將系統(tǒng)6送到太空中并且將其放入軌道上，運載火箭2常規(guī)包括若干級，即:
[0005]-升空級21，其包括用已知的固體燃料推進的助推器210；
[0006]-下部低溫燃料級22，其包括用已知的液體燃料推進的發(fā)動機220；
[0007]-上部低溫燃料級23，其包括用已知的液體燃料推進的發(fā)動機230；以及
[0008]-發(fā)射級24，系統(tǒng)6位于由整流罩13保護的該發(fā)射級24內(nèi)部。
[0009]從圖2中能夠看到，級21和22被首先點火(El)，用于運載火箭2的升空，之后當運載火箭2離開地球大氣層時僅保持級22 (E2)(級21則從級22分離)。然后由于整流罩13比較重(通常為1.7噸)并在之后沒有用處(在高度大約為69km處不再有大氣)，整流罩23與運載火箭2分離(E3)，然后在與級22分離的步驟(E4)之后所述級23接管推進(E5)。一旦級23的發(fā)動機230被中斷(E6),系統(tǒng)6隨后與設備艙16分尚，并且被放入軌道上。
[0010]然而，前述已知的技術(shù)具有不足。
[0011]級23的發(fā)動機230為液體推進的發(fā)動機，其使用的靈活性很小(任何操作性的中斷都是確定好的)。由于發(fā)動機230使用化學燃料，則由運載火箭2 (以及特別是由設備艙16)運送的運載火箭2(即，旨在完成確定任務的設備，特別是系統(tǒng)6和7)的有效載荷受到限制，并且僅能夠被射入到單一軌道上。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0012]本發(fā)明能夠克服至少一個上述缺點。
[0013]為此目的，根據(jù)第一方面，本發(fā)明提出了一種其旨在在空間運載火箭中被至少臨時地運送的推進裝置艙，所述推進裝置艙包括適配器，該適配器與至少臨時裝載于所述艙上的至少一個系統(tǒng)協(xié)作，所述系統(tǒng)包括電源。
[0014]本發(fā)明的推進裝置艙特征在于其進一步包括電動空間推進發(fā)動機，其適配成由所述系統(tǒng)的電源提供動力。
[0015]根據(jù)第一方面，本發(fā)明有利地由下述特征單獨或以任何可能的技術(shù)結(jié)合來完成:
[0016]-適配器，所述適配器包括具有內(nèi)部空間的承載結(jié)構(gòu)，用以接收裝載在內(nèi)部空間中的第一系統(tǒng)；
[0017]-所述承載結(jié)構(gòu)包括一個端部，該端部與裝載的第二系統(tǒng)協(xié)作；
[0018]-第一系統(tǒng)和/或第二系統(tǒng)形成人造衛(wèi)星；
[0019]-所述承載結(jié)構(gòu)具有開口，該開口適配成用于太陽能電池板的展開，從而為經(jīng)由該開口形成人造衛(wèi)星的第一系統(tǒng)提供動力；
[0020]-所述適配器適配成用于與裝載的第三系統(tǒng)協(xié)作，所述第三系統(tǒng)形成額外的液體或固體空間推進系統(tǒng)。
[0021]根據(jù)第二方面，本發(fā)明提出一種組件，其特征在于所述組件包括:旨在在空間運載火箭中被至少臨時地運送的推進裝置艙和第一系統(tǒng)，所述推進裝置艙包括具有內(nèi)部空間的承載結(jié)構(gòu)，至少一個適配成由電源提供動力的電動空間推進發(fā)動機；所述第一系統(tǒng)形成人造衛(wèi)星，該第一系統(tǒng)至少臨時裝載于所述承載結(jié)構(gòu)的內(nèi)部空間中，并具有適配成對所述艙的電動發(fā)動機提供動力的電源。
[0022]根據(jù)第二方面，本發(fā)明有利地由下述特征單獨或以任何可能的技術(shù)結(jié)合來完成:
[0023]-電源包括太陽能電池板，而承載結(jié)構(gòu)具有適配成用于太陽能電池板展開的開Π ；
[0024]-電源包括核動力發(fā)電機；
[0025]-所述艙包括形成額外的液體或固體空間推進系統(tǒng)的裝載的系統(tǒng)。
[0026]本發(fā)明具有很多優(yōu)點。
[0027]與在本申請【背景技術(shù)】部分中介紹的已知的現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明提供了額外的推
進裝置艙。
[0028]本發(fā)明因此能夠提供具有使用靈活性的推進，這是因為其使用了至少一個電動空間推進發(fā)動機，具有較低推力但卻具有非常良好的性能。
[0029]本發(fā)明允許資源在運載火箭內(nèi)互相使用，這是由于其允許所裝載的位于所述艙上的系統(tǒng)的電源用于對前述的所述艙的電動發(fā)動機提供動力:所述艙上的重量的增加因此能夠轉(zhuǎn)化為有效載荷的增加。
[0030]本發(fā)明因此能夠增加運載火箭的有效載荷，并且特別地能夠增加在所述艙上裝載的系統(tǒng)的的重量，特別是人造衛(wèi)星的重量。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0031]通過僅用于描述性并且非限制性的下文描述，并與所附附圖結(jié)合進行解讀，本發(fā)明的其它特征、目的和優(yōu)點將變得清楚，在這些幅圖中:
[0032]-圖1和2已經(jīng)在上文進行描述，分別示意性地顯示了已知的運載火箭及其發(fā)射模式；
[0033]-圖3和4以立體圖和局部透視圖的方式示意性地顯示了根據(jù)本發(fā)明的艙的視圖；
[0034]-圖5和6分別示意性地顯示了根據(jù)圖3和4的艙的俯視圖和仰視圖；
[0035]-圖7示意性地顯示了電動空間推進發(fā)動機的一個可能的實施方式，其能夠用在根據(jù)圖3至6的艙上；
[0036]-圖8示意性地顯示了可能的電氣安裝，其通過艙上裝載的系統(tǒng)為根據(jù)圖3至6中的一個所述的艙的電動發(fā)動機提供電力；
[0037]-圖9示意性地顯示了根據(jù)本發(fā)明的艙的適配器的側(cè)視圖；
[0038]-圖10以立體圖和局部透視的方式示意性地顯示了根據(jù)圖9的適配器的細節(jié)；
[0039]-圖11示意性地顯示了用于根據(jù)本發(fā)明的艙的可能的適配器的分解圖；
[0040]-圖12示意性地顯示了裝載在根據(jù)本發(fā)明的艙上的系統(tǒng)的電源的展開的太陽能電池板；
[0041]-圖13示意性地顯示了用于所裝載的系統(tǒng)的可能選擇，其形成用于根據(jù)本發(fā)明所述的艙的額外的推進；以及
[0042]-圖14示意性地顯示了彈性缸體，其用于將所述艙適配器的結(jié)構(gòu)與所述艙的上方部分分離。
[0043]在所有這些圖形中，相似的部件帶有相同的附圖標記。
【具體實施方式】
[0044]圖3至14示意性地顯示了根據(jù)本發(fā)明的推進裝置艙I的一個可能的實施方式。
[0045]所述艙I旨在用于被容納在運載火箭2中。
[0046]與參考【背景技術(shù)】所介紹的運載火箭2相比，艙I額外地并且至少臨時地容納在運載火箭2中，位于設備艙16的水平處。不需要對運載火箭2進行改變用以容納艙I。因此艙I的尺寸適配成用于在運載火箭2內(nèi)部容納:通常直徑為幾米并且高度大約為一米。除了該區(qū)別之外，至少臨時地運送艙I的運載火箭2與在本申請的背景部分中的所給出介紹的相符，并且出于清楚和簡潔的原因，將不再進一步進行描述。
[0047]如圖3和4所示，艙I為基本扁平的柱體形狀，并且主要包括形成圓環(huán)面的外圍赤道帶12，其具有內(nèi)部空間127并且將艙I分成兩部分:即上方外部部分121和下方外部部分 122。
[0048]上方外部部分121會在圖5中看的更清楚，而下方外部部分122會在圖6中可見。
[0049]內(nèi)部空間127在其下方外圍部分中包括環(huán)123，該環(huán)123形成設備承載平臺(例如箱體126)，其包括箭載計算機以對艙I進行控制和引導。
[0050]因此艙I還包括電源15以對箱體126提供動力，最有利地電源15由低功率的(例如，4千瓦)的太陽能電池板15形成。電池板15的數(shù)量例如為兩個，并且彼此沿直徑相對地布置在帶12的外圍上。
[0051]艙I包括使用液體燃料(例如單元推進劑)的發(fā)動機125和用于發(fā)動機125的液體燃料存儲器124。
[0052]發(fā)動機125允許提供:
[0053]-用于將艙I與級23分離所需的額外的推進；以及
[0054]-用于在上述分離之后對艙I進行引導的艙I的姿態(tài)控制。
[0055]有利地發(fā)動機125數(shù)量為四臺，并且在艙I的外圍上彼此等距離布置，從而在發(fā)動機125中的一個失效的情況下獲得發(fā)動機125的冗余度，并在姿態(tài)控制期間獲得有效的常平架效果。
[0056]有利地存儲器124形狀為球形，并且在空間127中由環(huán)123承載。
[0057]艙I還主要包括適配器3、4、5，其與所裝載的系統(tǒng)6、7或8中的至少一個協(xié)作。所述系統(tǒng)6、7或8至少臨時地裝載在艙I上。
[0058]根據(jù)一個優(yōu)選實施方式，適配器3、5位于上方部分121的水平處。
[0059]部分121會在圖3和5中看的更清楚，其具有上方結(jié)構(gòu)1211，上方結(jié)構(gòu)1211在外圍上基本為扁平的椎體形狀，在中心部分中是平坦的。
[0060]結(jié)構(gòu)1211在其中心處接收適配器3，適配器3為從結(jié)構(gòu)1211突出的圓錐形狀，從而其通過相匹配的形狀而與至少第一系統(tǒng)6的下方部分協(xié)作，所述第一系統(tǒng)6至少臨時地裝載在艙I上。
[0061]如圖9至11所示，適配器3、5還包括承載結(jié)構(gòu)5，所述承載結(jié)構(gòu)5基本為柱體形狀并且具有內(nèi)部空間51，從而接收第一系統(tǒng)6 (參見圖10)。
[0062]承載結(jié)構(gòu)5還包括一個端部52，用以與所裝載的至少一個第二系統(tǒng)7相協(xié)作。
[0063]與適配器3、5放置在結(jié)構(gòu)1211水平處的部分類似，端部52為圓錐形狀，并且從所述結(jié)構(gòu)突出從而經(jīng)由相匹配的形狀與所裝載的第二系統(tǒng)7的下方部分相協(xié)作。
[0064]完全與傳統(tǒng)一樣，第一系統(tǒng)6形成人造衛(wèi)星和/或第二系統(tǒng)7形成人造衛(wèi)星。就此而言，第一系統(tǒng)6和/或第二系統(tǒng)7包括電源9。
[0065]艙I還包括至少一個電動空間推進發(fā)動機10，其適配成由系統(tǒng)6或7的電源9提供動力。最有利地，發(fā)動機10僅通過第一系統(tǒng)6和/或第二系統(tǒng)7的電源9提供動力。因此將理解，由于使用裝載在艙上的系統(tǒng)的電源為前述的所述艙的電動發(fā)動機提供動力，因此在運載火箭內(nèi)存在資源的相互使用:所述艙的重量的增加因此可以轉(zhuǎn)化為運載火箭的有效載荷的增加，特別是裝載在箭上的系統(tǒng)的重量的增加。
[0066]如圖8所示，通過用于傳送電能的電連接，所裝載的系統(tǒng)的電源9直接或經(jīng)由艙的電池B (例如放置在設備艙126中)而經(jīng)由電力轉(zhuǎn)換器T連接至艙I的電動發(fā)動機10。所述轉(zhuǎn)換器T可放置在所裝載的系統(tǒng)上，或者其還可以直接放置在艙I上。
[0067]如圖7所示，電動空間推進發(fā)動機10適配成產(chǎn)生電/磁場，并適配成通過將燃料(其對于電/磁場敏感)噴入到空間中而造成空間推進。
[0068]因此，所述艙還包括燃料存儲器14(例如，或者為圓環(huán)圈形狀)，存儲器14被放置在帶12的內(nèi)部空間127中。因此燃料可例如為氙、氪或氬。
[0069]發(fā)動機10還可以為本領域技術(shù)人員所使用的任何已知類型，例如:
[0070]-電熱推進；和/或
[0071]-電磁推進(磁等離子體動態(tài)類型(MPD)的推進器或者使用洛倫茨力的加速器(LFA洛倫茲力加速器))；和/或
[0072]-有質(zhì)動力(無電極等離子體推進器-EIPT);和/或
[0073]-脈沖等離子推進(脈沖等離子推進器-PPT);和/或
[0074]-離子推進(例如，場發(fā)射電推進器-FEEP、轟擊離子推進器、射頻電離作用推進器或霍爾效應推力器(穩(wěn)態(tài)等離子體推進器-SPT、用于衛(wèi)星的等離子體推進器-PPSJH極層推進器-ALT))。
[0075]與通過用于與級23分離并用于需要強勁推力的飛行階段的發(fā)動機125提供的液體推進劑相反，電動發(fā)動機10的推進相對動力較小，但是其具有較大的使用靈活性(隨意停止/啟動模式)，并且收益較高。因此電動發(fā)動機10有利地用于需要較低動力但需要較高精準度和較高收益的階段，例如但并不限于用于人造衛(wèi)星在軌道上的最終放置或者用于改變?nèi)嗽煨l(wèi)星的軌道。
[0076]如之前的發(fā)動機125 —樣，艙I優(yōu)選包括四個在艙I的外圍彼此等距離放置的發(fā)動機10，從而在發(fā)動機中的一個失效的情況下獲得發(fā)動機10的冗余度，并在前述階段期間獲得對于艙I的姿態(tài)控制的有效的常平架效果。
[0077]如圖4中的雙箭頭所示，發(fā)動機10在兩個位置之間相對于帶12是可移動的，即:
[0078]-收回位置，在該收回位置上發(fā)動機10平躺在帶12上以允許艙I放置在運載火箭2內(nèi)(發(fā)動機10的收回位置在例如圖9和10中可見)；和
[0079]-展開位置，所述展開位置允許所述艙在必要時的推進，其特別在圖3、4、5和6中可見。
[0080]在圖3和4中可以確定的是，發(fā)動機10包括支撐件102，其形狀與帶12相匹配，并且還形成散熱元件以允許電動發(fā)動機10在必要時的冷卻。
[0081]如圖4和圖6所示，根據(jù)一個作為上述實施方式的替代(或另外的)的優(yōu)選實施方式，適配器4位于下方部分122處。
[0082]下方部分122包括局部外凸的下方外圍扁平椎體結(jié)構(gòu)1221和在中心部分內(nèi)凹的椎體1222。結(jié)構(gòu)1221和椎體1222允許力的傳遞。
[0083]椎體1222在其中心部分接收適配器4，所述適配器4適配成通過相匹配的形狀而與所裝載的系統(tǒng)協(xié)作， 所裝載的系統(tǒng)例如有利地形成額外的液體或固體空間推進系統(tǒng)的所裝載的第三系統(tǒng)8。
[0084]如圖13所示，第三系統(tǒng)8可從下列類型中的一個進行選擇:
[0085]?已知的固體燃料推進8a，或者
[0086]?已知的液體燃料推進8b，或者
[0087]-可存儲的
[0088]-低溫的
[0089].具有用于發(fā)動機10的額外的燃料存儲器141的已知的混合推進8c。
[0090]與由發(fā)動機125提供的液體燃料推進類似，由第三系統(tǒng)8提供的推進可用于與級23的分離和用于需要強勁推力的飛行階段。
[0091]如圖12中所示，在完全常規(guī)的情況下(其中第一系統(tǒng)6形成人造衛(wèi)星和/或第二系統(tǒng)7形成人造衛(wèi)星)，電源9包括太陽能電池板11，太陽能電池板11放置在第一系統(tǒng)6和/或第二系統(tǒng)7上，并且一旦展開就將太陽輻射轉(zhuǎn)化為旨在特別用于發(fā)動機10的電能。太陽能電池板11可以產(chǎn)生大約20kw的電能。
[0092]如在圖12中所見，從而能夠?qū)⑷匀痪臀辉谶m配器3、5上的系統(tǒng)6的太陽能電池板11展開，承載結(jié)構(gòu)5設有開口 53，其適配成用于電源9的太陽能電池板11的展開。
[0093]盡管存在開口 53，為了保持承載結(jié)構(gòu)5的剛度，結(jié)構(gòu)5包括放置在承載結(jié)構(gòu)5的下方部分與上方結(jié)構(gòu)1211之間的加強件54。
[0094]因此加強件54可為剛性材料的網(wǎng)格結(jié)構(gòu)形式，例如三角形，其底座支承在上方結(jié)構(gòu)1211上。
[0095]有利地，在完全常規(guī)的情況下(其中第三系統(tǒng)8形成額外的液體或固體空間推進系統(tǒng))，電源9包括轉(zhuǎn)換器T (例如在圖8中所示)，所述轉(zhuǎn)換器適配成將液體推進的機械能轉(zhuǎn)變?yōu)橛糜陔妱影l(fā)動機10的電能。[0096]根據(jù)一個變體方式，電源9可包括核動力發(fā)電機，而不是熱發(fā)電機或太陽能發(fā)電機，并且電源9放置在例如系統(tǒng)6或7處。
[0097]與常規(guī)一樣，上方結(jié)構(gòu)1211還包括本身為已知的彈性缸體1214，并且所述彈性缸體1214主要包括由機械彈簧環(huán)繞的金屬桿，所述金屬桿借助本身也為已知的點火裝置螺栓1213和外圍帶1215而在彈性推動下得以保持。當點火裝置螺栓和帶1215爆炸的時候，缸體1214展開并允許結(jié)構(gòu)5與結(jié)構(gòu)1211機械分離。有利地，艙I包括四對點火裝置螺栓1213和六個分離缸體1214。
[0098]應了解艙I還可包括上述之外的元件，例如著陸裝置，所述著陸裝置放置在下方結(jié)構(gòu)1221上，用于一些需要艙I著陸類型的任務。
【權(quán)利要求】
1.一種推進裝置艙(1)，其旨在在空間運載火箭(2)中被至少臨時地運送，所述推進裝置艙包括: -適配器(3、4、5)，所述適配器與至少臨時裝載于所述艙(1)上的至少一個系統(tǒng)(6、7、8)協(xié)作，所述適配器包括具有內(nèi)部空間(51)的承載結(jié)構(gòu)(5)，用以接收裝載在所述內(nèi)部空間(51)中的第一系統(tǒng)(6)，所述承載結(jié)構(gòu)(5)包括一個端部(52)以與所裝載的第二系統(tǒng)(7)協(xié)作，所述適配器(4)適配成與所裝載的第三系統(tǒng)(8)協(xié)作，所述第三系統(tǒng)(8)形成額外的液體或固體空間推進系統(tǒng)，所述系統(tǒng)(6、7、8)包括電源(9)； -至少一個電動空間推進發(fā)動機(10)，其適配成由所述系統(tǒng)(6、7、8)的電源(9)提供動力。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的艙，其中所述第一系統(tǒng)(6)和/或所述第二系統(tǒng)(7)形成人造衛(wèi)星。
3.根據(jù)上一個權(quán)利要求所述的艙，其中所述承載結(jié)構(gòu)(5)具有開口(53)，該開口(53)適配成用于所述第一系統(tǒng)(6)的所述電源(9)的太陽能電池板(11)的展開，所述第一系統(tǒng)(6)經(jīng)由該開口(53)形成人造衛(wèi)星。
4.一種組件，其特征在于所述組件包括: ?旨在在空間運載火箭(2)中被至少臨時地運送的推進裝置艙(I)，所述推進裝置艙(I)包括: -具有內(nèi)部空間(51)的承載結(jié)構(gòu)(5)； -至少一個由電源(9)提供動力的電動空間推進發(fā)動機(10);和 ?第一系統(tǒng)(6)，所述第一系統(tǒng)(6)形成人造衛(wèi)星，所述第一系統(tǒng)(6)臨時裝載于所述承載結(jié)構(gòu)(5)的所述內(nèi)部空間(51)中，并包括對所述艙(1)的電動發(fā)動機(10)提供動力的電源(9)。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的組件，其中所述電源(9)包括太陽能電池板，并且所述承載結(jié)構(gòu)(5)具有適配成用于所述太陽能電池板(11)展開的開口(53)。
6.根據(jù)權(quán)利要求4所述的組件，其中所述電源(9)包括核動力發(fā)電機。
7.根據(jù)權(quán)利要求4至6中的任一項所述的組件，其中所述艙(I)包括形成額外的液體或固體空間推進系統(tǒng)的裝載的系統(tǒng)(8)。
【文檔編號】B64G1/24GK103930348SQ201280056155
【公開日】2014年7月16日 申請日期:2012年9月20日 優(yōu)先權(quán)日:2011年9月20日
【發(fā)明者】P·比爾泰爾 申請人:國家空間研究中心