[发明专利]卫星组件及用于将卫星运送到太空的装置

说明书

公开了一种卫星组件及用于将卫星运送到太空的装置，该卫星组件包括卫星和护罩。卫星收起在运载火箭中并且护罩包括支撑包围卫星的柔性保温毯的框架。

背景技术

从发射时的强烈热条件开始，航天器必须承受极端温度。通常，运载火箭包括有效载荷整流罩以在发射期间保护运送的有效载荷(诸如卫星)免于动态压力和空气动力加热。笨重又庞大的整流罩可限制有效载荷可用的空间和重量，并且在一些情况下，有效载荷可能需要承受来自连接的整流罩的弯曲载荷或振动。存在对于重量轻且体积小的热保护装置的需要。

发明内容

本公开提供与用于卫星的隔热外壳有关的系统、装置和方法。在一些实例中，卫星组件可包括卫星和护罩。卫星可收起在运载火箭中并且护罩可包括支撑包围卫星的柔性保温毯的框架。

在一些实例中，用于将卫星运送到太空的装置可包括运载火箭和隔热护罩。护罩可包括框架和由框架支撑的柔性材料。护罩还可连接到运载火箭并构造成用于在发射阶段容纳卫星。

在一些实例中，用于将卫星运送到太空的组件可包括环形结构和从环形结构径向向外延伸的多个护罩。环形结构可具有平行于发射方向的中心轴线。每个护罩可包括支撑柔性壁材料的框架。每个护罩还可具有连接到环形结构的近端和包括允许将卫星部署到太空中的门的远端。

特征、功能和优点可以在本公开的各种实例中独立地实现，或者可以在其他实例中组合，其进一步的细节可参考以下描述和附图看出。

附图说明

图1是被发射并从运载火箭部署的示例性卫星的示意图。

图2是图1的卫星的框图。

图3是根据本公开的方面的示例性隔热护罩的等距视图，该隔热护罩安装到运载火箭有效载荷适配器并且包围卫星组件。

图4是图3的隔热护罩和卫星组件的顶视图。

图5是图3的隔热护罩和卫星组件处于收起位置的等距视图。

图6是图3的隔热护罩和卫星组件处于展开位置的等距视图，其中门处于关闭位置。

图7是图3的隔热护罩和卫星组件处于展开位置的等距视图，其中门处于打开位置。

图8是图3的隔热护罩的门的上拐角的详细视图。

图9是图3的隔热护罩和卫星组件的门致动器和上凸片的详细视图。

图10是图3的隔热护罩和卫星组件的门释放件和下凸片的详细视图。

图11是图3的隔热护罩的扩展释放且可枢转角架的详细视图。

图12是处于收起位置的图3的隔热护罩的框架的竖直支柱的横截面详细视图。

图13是处于展开位置的图12的竖直支柱的横截面详细视图。

图14是图3的隔热护罩的门的侧支柱的棘轮锁的横截面详细视图。

图15是描述根据本教导的将卫星运送到太空的示例性方法的步骤的流程图。

具体实施方式

下文描述并在相关附图中示出了具有可扩展框架的隔热外壳的各个方面和实例以及相关方法。除非另有规定，否则根据本教导的隔热外壳和/或其各种部件可以但不要求包含本文所描述、示出和/或结合的结构、部件、功能和/或变型中的至少一种。此外，除非特别排除，结合本教导在本文中描述、示出和/或结合的处理步骤、结构、部件、功能和/或变型可包括在其他类似装置和方法中，包括在公开的实例之间可互换。以下各种实例的描述本质上仅是示例性的，并且绝非旨在限制本公开、其应用或用途。此外，由以下描述的实例提供的优点本质上是示例性的，并非所有实例提供相同的优点或相同程度的优点。