[发明专利]人造卫星

说明书

本发明涉及人造卫星，所述人造卫星包括：‑支撑设备承重壁的安装结构，‑刚性连接着安装结构的发射器适配器，‑第一散热器(26)，‑至少一个通过流体进行热传递的第一系统(42)，包括具有第一热交换部分(50)和第二热交换部分(52)的至少一个管道(44)，所述第二热交换部分(52)能够与所述第一散热器(26)热接触，其特征在于，所述第一热交换部分(50)与至少一部分发射器适配器(16)热接触。本发明还涉及填充所述人造卫星的气体推进剂箱的方法。

本发明涉及人造卫星的技术领域，更具体而言，涉及天线反射器的错误定位以及气体推进剂的储存。

众所周知，人造卫星1，如图1、图2和图4所图示，通常是由安装结构14构成的，所述安装结构用于支撑六个扁平的设备承重壁6、10，以便构成立方体形或平行六面体形的设备箱。天线反射器18固定于扁平的设备承重壁6、10的底座或者直接固定在结构支架上。发射器适配器16(通常是指利用首字母缩略字LVA(运载火箭适配器))直接固定在安装结构14的底座上。该发射器适配器可以拆卸地刚性连接着附加适配器，而所述附加适配器则刚性连接着卫星的发射器。在反射器推进阶段结束时，抛投卫星的情况下，发射器适配器16从反射器的附加适配器释放出来。

安装结构14必须非常轻而且能够承受抵御数克的静态加速的发射。因此，安装结构14通常由碳纤维制成。该材料非常结实而且其热膨胀系数接近零，从而使得安装结构难以变形。相反，发射器适配器16由铝制成。该材料在发射过程中能够抵御大量的局部变形。但是，该材料的热膨胀系数较高。然而，在发射站内，发射器适配器16要周期性地经受温度的变化，所述温度可从夜间区域到太阳一侧9持续变化可达60℃。因此，发射器适配器16在本地太阳时间的午夜收缩(比较图1)并且在本地太阳时间的正午膨胀(比较图2)。若将发射器适配器16直接固定于安装结构14，这样的膨胀以及这样的收缩都会导致安装结构和扁平的设备承重壁6、8底座的变形。这样的变形又会进一步导致天线反射器18周期性的错误定位。图3显示了发射器适配器16随时间的温度变化TA以及所产生的天线反射器18的错误定位α的变化。

为了避免这些错误定位，有可能将天线反射器固定在距离发射器适配器更大距离的位置上，例如，将天线反射器固定在扁平的设备承重壁的中间部分上。但是，如此定位减少了天线反射器的焦距。天线反射器的焦距的减少会限制其性能。

为了避免这些错误定位，某些制造商因此开发了复杂机构，来保持天线反射器的重新定位。这些机构包括能够捕获错误定位的传感器、能够计算给予天线反射器新的定位的处理单元以及能够使天线反射器改变方向的致动器。然而，这些重新定位的机构并不尽如人意，因为所述机构由于缺乏空间的固定基准而在捕获错误定位方面存有困难。此外，所述机构也非常昂贵。

本发明的目的旨在提出一种人造卫星，其天线反射器没有错误定位或者几乎没有错误定位，而且所述人造卫星没有现有机构的缺点。

有利的是，根据本发明的人造卫星不会减少天线反射器的焦距。

有利的是，根据本发明的人造卫星的成本低于具有重新定位机构的卫星且长期而言更加可靠。

为此效果，本发明的目的是一种其纵轴按照发射方向延伸的人造卫星，所述人造卫星包括：

-支撑设备承重壁的安装结构，

-刚性连接着安装结构的发射器适配器，

-第一散热器，

-至少一个通过流体进行热传递的第一系统，至少包括第一热交换部分和第二热交换部分，所述第二热交换部分与所述第一散热器热接触，特征在于所述第一热交换部分与至少一部分发射器适配器热接触，从而使发射器适配器与第一散热器之间能够进行热交换。

根据特殊实施例，人造卫星包括以下特征中的一项或多项：

-所述人造卫星包括刚性连接着发射器适配器的轮廓，所述轮廓在垂直于卫星纵轴的平面中延伸，而且，其中，所述轮廓支撑和直接热接触第一热交换部分的至少一部分。