专利名称：用于航天器的设备的制作方法
技术领域：
本发明涉及对于航天器针对碎片的保护，在优选实施形态中，涉及提供防护结构以及用于监测空间碎片对防护结构的撞击。本发明还涉及离轨装置领域，在优选实施形态中，为大气阻力式离轨装置。本发明还涉及优选用于从空间环境中移除碎片的碎片清扫设备。
背景技术：
近地轨道(LEO)中的典型航天器，由于受到大于Imm的轨道碎片群的干扰，会具有高达5%的全寿命撞击引发故障率(through-life impact-induced probability offailure)。在常规的航天器可靠性设定中，对撞击保护的需求是重要的并要凸显该需求。在航天器(例如EURECA，LDEF，及哈勃空间望远镜)上观测到的飞行中撞击损坏数据使该需求更具说服力。 机构间空间碎片协调委员会(IADC)将空间碎片定义为“在地球轨道中或重返大气层中的无功能人造物体，包括其碎块和组件”。总的来说，有三个碎片来源与发射和航天任务相关的物体(LMR0)，爆炸和碰撞碎块，以及非碎块式碎片。目前，在众多在轨碎片中LMRO占据多数。这些物体中的大部分由维护物体及其相关轨道的编目的美国空间监视网(SSN)观测和跟踪。SSN定期监测在近地轨道中大于IOcm的物体及在地球同步轨道高度(GEO)上大于Im的物体。根据欧洲空间局空间碎片处的负责人H. Klinkrad博士所述，当通过物体类别分类时，2005年编目物体中的31. 8%是有效载荷(其中6%至7%是有源卫星)，17. 6%是已燃火箭上面级和助推器，10. 5%是与航天任务相关的物体，且剩余约39. 9%是主要来自于碎裂事件(28. 4%由上面级造成，而11.5%由卫星造成)的碎片。当根据轨道制度分类时，编目物体中的69. 2%是在高度低于2000km的近地轨道中，9. 3%是在地球同步圆环附近，9. 7%是在包括GEO转移轨道(GTO)的高偏心轨道(HEO)上，3. 9%是在LEO与GEO之间的中地球轨道(MEO)中，且近7. 8%是在GEO区域的外側。约160的小部分物体投入到地球脱离轨道中。此外，在不可跟踪的尺寸范围内，估计Imm尺寸碎片中的10%和IOcm尺寸碎片中的74%是由爆炸或碰撞的航天器和火箭主体造成的碎块。亚厘米碎片的另ー主要来源是实质上非碎裂。从固体燃料火箭发动机点火释放的产物是该类别的主要贡献者。在航天器与可跟踪碎片物体之间的第一次记录的碰撞发生在1996年，当Cerise卫星受到来自于十年前爆炸Ariane火箭级的碎块撞击吋。该碰撞切断了使卫星快速翻转的重力梯度稳定杆。最近，在2009年，铱(Iridium) 33卫星和过期的COSMOS 2251卫星之间的碰撞摧毁了这两个卫星，并产生了将在轨道中保留多年的数百个碎片碎块，从而増加了环绕地球的轨道中的碎片的增长量。幸运的是，由于地球轨道中的可跟踪物体(包括碎片)的数量仍然较小(即、截止至2009年7月，大约15000编目物体)，这种戏剧性事件很稀少。然而，对于较小的、不可跟踪的碎片却不是如此。据估计，数千万毫米尺寸的碎片绕地球作轨道运行，因此，这些物体撞击航天器的可能性较高。证据证实航天器经常受到小尺寸碎片和流星体的撞击。对例如航天飞机和国际空间站(ISS)的载人航天器以及例如EURECA，LDEF,及哈勃空间望远镜(HST)的不载人航天器的表面的检查掲示了各种撞击损坏。在这些航天器的外表面上以及其外部安装装备上观测到坑和洞。
对航天器撞击的后果取决于撞击物的特性(例如质量和速度)、撞击的位置以及航天器的设计。因此，可以预料各种损坏效果，从可忽略不计的到航天任务终止的。流星体会以l-72km/s范围内的速度撞击航天器。对于轨道碎片，在近地轨道(LEO)中的撞击速度会高达16km/s，然而在GEO上，相対速度低于lkm/s。这些速度，可以近似方式使撞击物尺寸与损坏效果相关。例如，Imm尺寸的碎片颗粒会产生直径大至Icm的坑或洞，且具有足够的能量以穿透典型的航天器夹心板或外部装备。来自Icm颗粒的损坏会穿透深入不载人航天器的内部，导致大范围的内部损坏和航天任务的潜在损失。即使载人航天器上的专用多层防护物也只能抵御Icm的颗粒。IOcm的碎片撞击物最有可能造成航天器的损毁。典型的航天器面板，防护物以及例如电气盒、电线、电池、太阳能电池和推进剂箱的装备零件的撞击响应由其弾道性能经实验量化。重要的參数是弾道限度，其是当撞击结构时故障发生的阈值。对于给定的撞击速度，这是使结构故障所需的颗粒的最小尺寸，其中故障通常定义为穿透。此外，对于给定的颗粒尺寸，这是使颗粒穿透结构所要求的速度。总的来说，有两种不同且有区别的方法可考虑用于降低航天器的撞击易损性1)根据装备的布局修改其结构，或2)增加防护。已知，一种对不载人航天器增强保护的方法是增加多层防护块至蜂窝板和多层绝缘(MLI)。经证明，这可以使弾道限度从约0. 7mm増加至Imm以上。虽然这种改进是有用的，但是即使采用这种形式的增强，航天器的故障率仍然相当高(几个百分点)。目前，多层防护物是抵御尺寸大至I厘米的颗粒最有效的防护。一个例子是填充式Whipple防护物。现有技术中已知的这种类型的撞击防护物如图I所示，其中牺牲撞击物干扰层(sacrificialimpactor disrupting layer)101设置在主间_层102的上方。这种配置保持在盖104和基体105之间，并固定至航天器结构103。使撞击云(impact cloud)消散的位于干扰层与航天器结构之间的间隔由间隔层102表示。其他已知的装置包括在WO 00/35753中公开的装置，其中记载了多层超高速撞击防护物。这些防护物体积庞大且重量费用大，而且通常用于载人航天器上。航天器可分为载人航天器或不载人航天器。载人航天任务的损失风险证明需提供大范围的防护。目前，很少有乘载宇航员的航天器。在地球轨道中，绝大多数的航天器是不载人航天器。这些不载人航天器可根据其功能分类；通信卫星是尤为常见的，且通常用于从地球表面上的一个点向另ー个点中继无线信号。地球观测卫星也是常见类型的航天器，且出于以下种种理由对地球的陆地、海洋和大气层进行观测，包括科学研究、资源监测和管理、气象(即、用干天气预报)、大地測量、及侦察和预警(用于军事和情报目的)。导航卫星的数目在过去的二十年中显著增长。这使得能对地球上的任何位置进行測定。另ー种对航天器分类的方式是根据它们的质量。这是有用的，因为卫星的尺寸直接与其发射的成本有夫。卫星质量范围从非常小(小于0. Ikg)到非常大(大于1000kg)。不载人航天器上的问题是对于空间碎片损失航天任务的风险与提供高水平防护在重量方面的成本之间的平衡。
由于航天器上的各子系统的质量受到仔细控制，因此任何额外的质量，例如防护，必须合理。由于其运行利益和独特的性质，GEO和LEO区域被认为是关于空间碎片的保护区域，以确保其安全和将来的可持续使用。由IADC定义的GEO保护区是具有以下特征的球壳段
a)下高度=地球同步高度减去200km,
b)上高度=地球同步高度加上200km，且
c)纬度区段=南纬15°<纬度<北纬15°，
其中，地球同步高度约35786km，即、具有6378km赤道半径的球形地球上方的地球同步轨道的高度。地球同步轨道是具有近似24小时周期的正转、零倾斜、零偏心軌道。当从地球观看时，在这样的轨道中的航天器看起来似乎静止。因此，该轨道对于某种类型的通信卫星和气象卫星是理想的。由IADC定义的LEO保护区域是从具有6378km赤道半径的球形地球的表面延伸至高达2000km的高度的壳体。根据该定义，任何在该区域内作轨道运行的航天器称为在近地轨道(LEO)中。中地球轨道(MEO)是位于以上定义的LEO和GEO区域之间的区域。GEO转移轨道(GTO)是具有约37000km的远地点和数百千米的近地点的特殊类型的高偏心(即、高度椭圆形)轨道(HE0)。预定在GEO中运行的航天器最初发射至GTO中。LEO中的两个高度尤其普遍用于航天器运行。这两个高度是在地球表面上方约800km和1400km。可惜的是，这些高度也是轨道碎片最密集的高度。在这些有价值区域中的碎片数量长期增长的预期表明，由于碰撞危害，很快将不能再进行常规航天器运行。在这种背景下，公开了一系列空间碎片减缓指南。特别重要的是需要航天器设计者和操作者在航天任务结束的25年内将航天器从LEO区域清除，并且越快越理想。通过包括受控的推进策略的方式或通过部署轨道衰减增大装置可实现航天器的移除。在航天器寿命终止时增加航天器的表面积相对于重量的比率逐渐使航天器減速，这主要是由于航天器与地球大气层(其高度延伸高至数百千米)的相互作用。US2009/0218448记载了ー种卫星空气制动翼结构。离轨装置理想地应尽快使航天器从轨道降落下来，以最小化与产生许多危险碎片碎块的其他大物体的灾难性碰撞的风险。因此，大表面积是理想的。然而，产生大表面积会出现重量费用的问题，出于成本的原因，该问题必须保持在最小。减轻空间碎片的风险的其他方法是通过将碎片从空间环境中移除。已知提供专用于碎片移除的航天器，例如通过沿轨道路径“扫掠”大面板以吸收或粉碎碎片颗粒。US4991799记载了ー种轨道碎片清扫机。这些系统的缺点是提供专用清扫车是非常昂贵的。改进航天器相对于碎片撞击的耐受性的措施的实施是于1999年公布的UNC0PU0S(联合国和平利用外层空间委员会)的科学技术委员会对于空间碎片的技术报告的建议。做到这个的最常用的方法之一是通过加强航天器结构，例如増加防护
发明内容
本发明g在提供改进的航天器设备。根据本发明的一方面，提供了一种航天器的碎片防护设备，包括包含用于阻碍入射的碎片的防护表面的防护单元，用于将所述防护単元安装至航天器主体的安装装置，及用于使所述防护単元相对于所述航天器主体定位的驱动设备，其中，所述驱动设备能使所述防护単元在第一收起位置和第二展开位置之间运动，且在所述第二展开位置中所述防护単元的防护表面的平面相对于所述航天器主体呈ー角度。所述防护単元的边缘优选地通过可驱动接头，例如铰链，连接至所述安装装置，以使所述防护単元在收起位置和防护位置之间运动。也可以是，所述防护単元通过机构，例如杆，连接至所述航天器，该机构可以具有一个或多个可驱动端部接头(未图示)。诸如此种配置产生了防护单元与航天器之间的离开距离(stand-off distance),从而允许防护单元通过面板面或边缘连接。防护设备可以在弹道限度上实现重大改进，而不会产生与典型的载人航天器防护物相关的费用。这以两种方式实现。第一种方式是通过提供如下所述防护単元，该防护单 元在发射时靠着航天器主体储存，而在航天器从发射器释放后展开至相对于航天器主体呈一角度的位置以提供大的离开距离。第二种方式是通过取决于入射的碎片流的入射的期望角而选择防护物与航天器之间的角度。碎片会从任何方向撞击防护物，尽管对于特别的轨道或轨迹，碎片将从优先的方向撞击。例如，对于800km高度处的极地轨道航天器、太阳同步LEO航天器的面向前方的表面上的碎片撞击更有可能发生在相对于运行方向的约+45度与约ー 45度之间的方位角处。因此，为了优化保护，防护物相对于航天器主体的角度可与峰值碎片流或平均碎片流的入射角有夫。防护单元可由单个防护层或多个防护层形成，其中该防护层或各防护层由防护材料制成。多个防护层彼此枢转连接并枢转连接至驱动装置，以可通过所述驱动装置使所述防护层展开至第三位置，从而进一步增加所述防护単元的表面积以提供増加的大气阻力。以此方式，多层碎片防护物具有双重功能和三重功能，从而当航天器航天任务完成时，碎片防护物可展开成离轨装置。有利地，防护物的多个层枢转连接以使其展开从而增加航天器的有效表面积并产生阻力。大表面积的第二个有利效果是展开的面板可用于从空间环境中清扫碎片。通过将这种多重功能结合至单个设备，可降低重量费用并可增强防护保护。驱动装置可与用于驱动防护层的驱动设备相同，或对各防护层提供単独的驱动装置。多个防护层可包括具有通过可驱动接头，例如铰链，连接至所述安装装置的边缘的第一防护层，和可通过铰链或具有垂直于防护表面的旋转轴的枢轴枢转连接至该第一防护层的附加防护层。也可以是，所述附加防护层中的每个以如下配置枢转连接，其中第二防护层连接至第一防护层，且第三防护层连接至第二防护层，等等，以使后续的防护层连接至在前的防护层。在第三位置中的防护层的配置和定向可使航天器进入稳定的翻转或自旋运动，从而使面向给定方向的层的表面积最大化。在第三位置中的防护层的配置和定向可使面向运动的方向的层的表面积最大化以最大化大气阻力，或在第三位置中的防护层的配置和定向可使面向最大入射碎片流的方向的层的表面积最大化。在第三位置中的防护层的配置和定向可使面向运动的方向的层的表面积和面向入射碎片流的方向的层的表面积两者优化，以最大化大气阻力和与碎片流的作用。防护层的材料从Nextel 、Kevlar 、贝塔布、Spectra、CFRP, GFRP、铝片和铝网的列表中选择。也可以使用其他合适的材料。用于展开防护层的驱动设备可以是电动马达，或者是具有受控闩的例如弹簧的弾性元件。碎片防护设备可设有检测来自空间的碎片的撞击的至少ー个传感器。防护层设有用于识别入射的碎片颗粒的撞击点和能量的多个撞击传感器，且多个撞击传感器设置在选择的防护层上，例如外防护层和内防护层以确定入射的碎片颗粒的速度和轨迹。可存储和/或传输来自所述撞击传感器的数据。根据本发明的另一方面，提供ー种包括至少ー个碎片防护设备的航天器。
根据本发明的又一方面，提供一种航天器的离轨设备，包括各自包含用于产生大气阻カ的表面的多个面板，用于将所述多个面板安装至航天器主体的安装装置，及用于使所述面板相对于所述航天器主体定位的驱动设备，其中，所述面板彼此枢转连接并枢转连接至所述驱动设备，以使所述面板在所述面板层叠的第一收起位置和所述面板并排且离开所述航天器的主体延伸的第二展开位置之间运动。离轨装置的面板由防护材料制成，且因此在所述第一收起位置中时对所述航天器具有防护效果。该面板能运动至所述面板层叠且相对于安装有所述面板的航天器表面呈ー角度定向的中间位置。在所述第二展开位置中的所述面板可从空间环境中清扫碎片。本发明的另一方面，提供一种航天器的碎片清扫设备，包括各自包含用于收集空间碎片、或阻碍空间碎片的通路的表面的多个面板，用于将所述多个面板安装至航天器主体的安装装置，及用于使所述面板相对于所述航天器主体定位的驱动设备，其中，所述面板彼此枢转连接并枢转连接至所述驱动设备，以使所述面板在所述面板层叠的第一收起位置和所述面板并排且离开所述航天器的主体延伸的第二展开位置之间运动。面板由防护材料制成，且在所述第一收起位置中时对所述航天器具有防护效果。面板能运动至所述面板层叠且相对于安装有所述面板的航天器表面呈ー角度定向的中间位置。在所述第二展开位置中的所述面板可产生用于使所述航天器离轨的大气阻力。本发明的又一方面，提供ー种操作本文所教导的类型的碎片防护设备的方法，所述方法包括使防护单元在第一收起位置与相对于所述航天器呈一角度倾斜的第二展开位置之间运动。在第一位置中，防护单元可相对于航天器齐平，或可离开航天器以容纳航天器的表面上的零件；该第一收起位置是防护単元和航天器所占据的空间最小的位置。所述方法还可包括使所述防护単元的多个防护层从层叠配置运动至并排配置。本发明可用于地球轨道中的不载人航天器，或地球轨道中的载人航天器，或行星际航天器。
以下參考附图，描述本发明的仅作为示例的实施形态，其中
图I是现有技术中已知的防护结构的剖视图；图2是示出防护面板及相关附件和驱动机构的本发明的实施形态的俯视 图3a是面板形式的防护层的立体 图3b是复合的防护层面板的立体 图3c是由固定至支持框架的柔性材料形成的防护层的立体 图4是示出防护单元的防护层组成的本发明的实施形态的 剖视 图5a是处于运载火箭的有效载重舱内适当位置处的根据本发明的实施形态的具有处于收起位置的ー组防护设备的长方体形航天器的剖视 图5b是具有处于展开防护位置的ー组防护设备的长方体形航天器的剖视 图6a是具有以收起位置示出的以第二配置设置的ー组防护设备的长方体形航天器的首1J视图;
图6b是具有以展开防护位置示出的以第二配置设置的ー组防护设备的长方体形航天器的剖视 图7是说明射入到防护层上的碎片颗粒的效果的具有ー组防护设备的长方体形航天器的剖视 图8a是具有撞击传感器的防护单元的俯视 图8b是具有撞击传感器的防护单元的剖视 图9a是出于离轨和碎片清扫的目的展开至面板呈线性排列的防护单元的侧视 图9b是具有一组防护设备的航天器的剖视图，其中防护单元展开至出于离轨和碎片清扫的目的的位置；
图IOa是根据另ー实施形态的具有ー组防护设备的长方体形航天器的剖视图；其中防护单元展开至出于离轨和碎片清扫的目的的位置；
图IOb是防护単元的防护层设置为以花形排列打开的实施形态的立体 图IOc是防护単元的防护层设置为以扇形排列打开的实施形态的立体图。
具体实施例方式本文的教导提供了一种可向航天器提供以下功能组合的可展开的多功能装置i)抵御来自空间碎片和流星体的撞击的防护，ii)原位检测空间碎片和流星体撞击，iii)对LEO中的航天器进行寿命終止离轨，iv)通过作为“清扫机”从空间环境中移除小尺寸碎片。该防护配置以经济有效的方式对典型的LEO航天器在撞击保护方面提供重大改迸。撞击探測器提供对于空间碎片环境监测的数据，从而増加了对碎片环境模型的认知，向航天器操作者提供实时信息，并提高了对碎片撞击问题的认识。增加航天器的表面积的能力有助于在LEO中进行寿命终止航天器离轨，从而提供如下优点，例如节省推进剂、増加的航天任务收入潜力、及减少的在轨道中的后任务时间(post-mission time),从而有助于实现遵守如国际碎片减缓指南/标准中定义的25年离轨规则。増加的表面积也可以使航天器在离轨阶段作为碎片清扫机，以对从空间环境中移除碎片做出贡献。图2是根据本发明的实施形态的碎片防护设备200的视图。该防护设备200包括防护层201、用于主接头(在该示例中为铰链)的驱动机构，及用于将防护层201连接至航天器结构208的安装装置204。该防护层201是平坦的且为矩形形状，具有长度和宽度比厚度大的实质上平坦的防护面或防护表面。防护层201的绝对尺寸将根据安装该防护层的航天器的尺寸而改变，但是通常足以保护航天器的暴露面。面板不必为矩形或平坦的，且取决于航天器的形状和配置可以使用其他形状和尺寸。防护层201沿其两侧边缘具有铰链元件202和203。主铰链元件202具有用于与主铰链驱动机构204啮合的啮合装置(未图示)。主铰链驱动机构204可以是电动马达或可以是弹簧和栓配置，或任何其他合适的驱动装置。主铰链驱动装置204设置为连接至航天器结构208的一部分，该部分可以是表面面板或内部上层结构的部分，例如翼梁或机架。该主铰链驱动装置204连接至电子控制系统206，该电子控制系统206出于抵御辐射和撞击的防护目的容纳在铝制控制电气盒中。次铰链元件203沿防护层201的主铰链元件202的相对边缘设置，以连接至另ー防护层209的铰链元件。次铰链驱动机构也可以设置为连接至次铰链元件203并连接至电子控制系统206。如图4所示，后续的防护层可以类似的方式连接至另ー防护层209。撞击传感器207设置在防护层201的角落中，并通过数据电源线205连接至电子控制系统206。图3a至图3c单独示出各种形式的防护层。图3a示出了单ー结构的防护层，包括由例如铝材料制成的单个实心面板201。该面板是刚性的，且因此自支持和固定装置可直接 安装至该面板上。图3b示出了更复杂结构的防护层，包括由为了优化強度、重量和防护性能而选择的实心且柔性防护材料制成的多个结合层301、302、303。该防护层也是刚性的。图3c示出了由防护材料制成的柔性片304构成的防护层，且因此采用框架305以提供要求的刚性和将该防护层安装至其他结构的位置。可用于提供防护层的合适的防护材料包括
作为用于航天器上的首选防护材料之一的铝片。作为由3M公司制造的编织陶瓷纤维的Nextel 。其是最广泛使用的防护材料之一。其纤维将入射的抛射体冲击成较小的碎片碎块云。这对于减小该云的冲击载荷也是有效的。Nextel以多种式样和密度制造。Kevlar 是由杜邦公司制造的也普遍使用的航天器防护材料。其也广泛用于防弹背心。Nextel和Kevlar的结合可用于对于整个范围的射入碎片进行减缓。贝塔布(beta cloth)广泛用于热保护航天器部件的多层绝缘。由于贝塔布提供针对于空间中的原子氧降解的保护，因此也使用贝塔布。铝网可用作防护物的前层，以有助于在射入的抛射体击打在防护物的下一层之前冲击并破碎该射入的抛射体。碳纤维增强聚合物(CFRP)和石墨纤维增强聚合物(GFRP)也可被使用，并制造为刚性片。Spectra也是可用于形成防护层的材料。例如那些通常用于航空器结构的夹心板是另外的可能性。图4示出根据实施形态的碎片防护设备，其中四个防护层201a、201b、201c和201d以此方式连接在一起，以使其形成多层结构，称为防护单元210。上防护层201a连接至附件和主铰链驱动机构204，且还通过铰链驱动机构204b连接至第二防护层201b，第二防护层201b与第一防护层201a大致重合且位于第一防护层201a下方。第二防护层201b通过铰链驱动机构204c连接至第三防护层201c，且第三防护层201c与第二防护层201b大致重合且位于第二防护层201b下方。第三防护层201c通过铰链驱动机构204d连接至第四防护层201d，且第四防护层201d位干与第三防护层201c大致重合且位于第三防护层201c下方。以此方式，设置多层防护単元210，且在防护操作期间，这些层保持彼此重合且作为ー组通过主铰链驱动机构204在收起和倾斜位置之间移动。防护设备200単独示出，即、未安装至航天器。航天器可使用多个此种防护配置，以对整个航天器提供充分保护。在该情况下，各防护设备的电子器件可使用线束互连而交叉耦合，以在发生故障时提供额外的余度。控制通信子系统的电子接ロ以允许地面操作者对装置的控制以及将传感器数据传输至地面站。在图4中，防护层201a-201d的长度不是按比例示出。图5a示出图4中所示类型的多个防护设备200如何安装至航天器501上。所示航天器501是具有简单长方体形状的卫星。在航天体501的内部501a中，与控制电子器件501c—起示出线束501b。防护系统是可伸縮的，且因此不仅可适用于最大的航天器也可适用于小的航天器，例如，具有20cm宽度的航天器。要保护的航天器的形状不限于长方体，且该系统可安装至航天器的许多不同形状和结构。防护单元210a、210b、210c和210d在图5a中以收起位置示出。当航天器设置在进入空间之旅的合适的运载火箭的罩或有效载重舱内部吋，这对于最小化体积是有必要的。在所示的示例中，防护单元210a-210d靠着航天器 501的侧面折叠，且航天器的面向前方的表面暴露。图5b示出了包括处于展开位置503的ー个或多个缓冲层的防护物。图6a示出了另ー种配置，其中防护物210a和210b设置在航天器501的侧面上，而防护物210c和210d设置在航天器501的面向前方的表面上。航天器的面向前方的表面有时称为RAM面，且航天器的运行的方向称为RAM方向，在图中以“R”标记。在剖面中不可见的附加防护物可设置在航天器的其他面上。图5b和图6b示出防护物210a_210d处于对RAM面和侧面提供保护的展开位置中的图5a和图6a的航天器501。该特殊配置非常适合于保护很有可能遭受近乎迎面碎片撞击的极地轨道航天器、太阳同步LEO航天器。然而，对于其他轨道中的航天器，展开的防护物的不同配置对于提供有效保护可能是必要的。如图5a所示，根据实施形态，在运行中航天器安装有防护系统。防护单元210a_210d各自包括在运载火箭中运输期间在收起位置折叠的一系列防护层。可设置故障自动防护锁定机构以确保防护单元210a-210d直到需要时才展开。当运载火箭在合适的高度时，航天器501从有效载重舱500弹出，且航天器控制系统接管操作。这可以包括航天器501自推进至其运行轨道。当航天器从运载火箭脱离时，且在航天器的航天任务开始之前，信号发送至主铰链驱动机构以展开防护系统210a-210d。对于侧面防护物210a和210b，这意味着使多层防护物相对于航天器501的侧面倾斜一角度。对于RAM面防护物，两个防护単元210c和210d旋转通过一角度，以使端部抵接并完全保护RAM面。在图6b所示的实施形态中，防护单元210a_210d在航天器上具有不同的配置，但是当它们旋转离开航天器主体时，对RAM面和侧面提供与图5b中所示实施形态所实现的保护类似的保护。图7示出处于展开倾斜位置中的一组防护设备。可见，在该位置中，在防护层201a-201d与航天器501的表面之间具有大的离开距离。由于防护物相对于下面的航天器表面(例如蜂窝夹心板)傾斜，因此该配置比具有受限的离开距离的防护物能提供更好的保护。这出于两个原因；第一个原因是弹道限度与防护物和下面的航天器结构之间的离开距离成正比，因此较大的离开距离改进了防护结构配置的弹道限度，即、可抵御较大或较快的碎片颗粒。当颗粒701穿透壁且破碎时，碎片云702形成有会使下面的表面损坏的冲击波面(shock front)。较大的离开距离允许碎片云在到达下面的航天器结构之前消散得更多。倾斜的防护物比其他防护物更有效的第二个原因是弹道限度与撞击碎片颗粒相对于与防护物垂直的方向的入射角成正比。因此，比起垂直于防护物撞击的颗粒，将更有效地阻碍具有给定尺寸和速度的掠过的颗粒。在防护物展开时，倾斜角因而设定为增加角度与弾道限度的相关性。最佳的角度将取决于航天器的航天任务，这适用于轨道航天器，特别是围绕地球的轨道。这是因为航天器将遭受的撞击流(impact flux)的方向高度取决于其轨道。例如，在轨道面相对于赤道倾斜90度的800km高度处的近圆形轨道(即、极地轨道)中的航天器将在约+ 45度与约ー 45度之间的方位角处遭受最高的碎片撞击流。方位角是在航天器的相对于其运动方向的本地水平面上测得的碎片物体对航天器的撞击角。即、0度方位角表示迎面撞击，+ 90度方位角是右侧撞击，一 90度方位角是左侧撞击，而180度方位角是后方撞击。在该特殊的极地轨道的情况下，撞击流的峰值在约+ 10度至约ー 10度的方位角处，且因此更有可能发生近似迎面撞击。然而，对于轨道面相对于赤道倾斜0度的800km高度处的近圆形轨道(即、赤道轨道)中的航天器，峰值撞击流在约+60度至约ー 60度的方位角处。因此，更有可能对航天器的右侧或左侧进行撞击。所以，防护物的最佳倾斜角取决于 航天器的轨道。当防护物在合适的角度展开时，由穿透该防护物的颗粒产生的碎片云材料会从RAM面和侧面偏离，或会以更倾斜的角度撞击这些表面，从而降低穿透的可能性。设置撞击传感器以在航天任务期间收集实时撞击数据。特别是，从撞击传感器收集的数据不仅对航天器操作者有利，还可增加对离散轨道区域中的碎片数量的认知，并提高对碎片撞击问题的认识。该防护设备200保护航天器上遭受最高撞击流的表面，且因此是撞击传感器系统的理想位置。如图8a和Sb所示，使用声学传感器或加速度计的配置。在该示例中，四个传感器801a-801d位于外防护层201a的下表面上，另外有四个传感器位于内层201d的下方。最少，该配置提供关于碎片颗粒的撞击点和撞击能量的数据。此外，如果颗粒穿透防护层，也可以获取速度和轨迹信息。显然，对于传感器的选择和定位可以有许多其他可能。传感器通过数据电源线连接至电子控制系统206。撞击数据可存储或传输至地面站。建议应将LEO区域中的航天器在其寿命終止时从轨道中移除，从而不会出现对其他大的轨道物体的碰撞危害。构成各防护单元210a-210d的多个防护层201a-201d设置为展开至不同的位置以最大化航天器的横截面积相对重量的比率，从而增加与地球的上层大气相互作用的大气阻力，有助于航天器离轨。各防护单元210a-210d的各防护层201a-201d展开以将防护物转换成大面积离轨装置。最近出现的国际指南和标准对使近地轨道中的航天器在航天任务终止的25年内离轨寄予了強烈的期望/要求。遵守这个25年的规定对于制造者可能非常具有挑战性。因此，该装置应在这方面做出有用的贡献。图9a示出了图4中所示的防护层201a_201d如何展开。从电子控制系统206发出信号至铰链驱动机构204b、204c和204d，铰链驱动机构204b、204c和204d启动并使各防护面板201a-201d相对于其相邻的防护面板旋转，以使其不再重合并层叠，而是边对边对齐。在ー实施形态中，各铰链由例如弹簧的弹性装置驱动，但只使用单个闩，以便当释放该闩时，所有的层展开。图9b和图IOa示出了航天器501的两个视图，其中侧面防护单元210a、210b和RAM面防护单元210c、210d以其最大程度展开。在该情况下，防护层展开成线性排列的面板。然而，取决于铰链的定位和层数，许多其他配置也是可能的。特别是，用于展开各列的方法，及其最終配置和定向由航天器上的其他外部零件的位置、例如振动缓冲的设计问题、及出于大气阻力引发的离轨的目的使横截面积最大化的需要而确定。关于后者，展开的大面积排列的配置和定向可设计为确保航天任务后不受控的航天器进入稳定的翻转或自旋运动。在图IOa中，RAM面防护单元210c、210d沿第一防护面板201a的边缘安装至航天器。两个另外的防护面板201b、201c沿第一防护面板201a的垂直于航天器安装边缘的边缘连接至第一防护面板201a。附加防护面板201d、201e在相同的方向上从面板201b、201c延伸。以此方式，航天器的前横截面积最大化。在图IOb中，通过按照与打开花瓣的花朵相同的原理展开防护层，将多层防护物转换成大面积离轨装置。在图IOc中，主防护层201a连接至主铰链驱动机构204，该主铰链驱动机构204进 而连接至航天器(未图示)。两个另外的防护层201b、201c连接至主防护层201a。防护层201b和201c分别由位于角落处的铰链1001连接至防护层201a，从而允许围绕垂直于防护层的碎片撞击面的轴旋转。当展开防护单元时，防护层的运动是以扇形配置在碎片撞击面的平面中旋转。或者，防护单元也可以采用例如杆的机构安装至航天器，该杆可以具有一个或多个可驱动端部接头。诸如此种配置产生了防护单元与航天器之间的离开距离，从而允许防护单元通过面板面或边缘连接。如果不能相对于航天器齐平地收起防护单元，该配置也是必要的。在离轨阶段，由于装置的大面积和防护材料的使用，该装置也作为碎片“清扫机”。取决于防护层的设计，撞击展开的面板的小颗粒(例如，具有大约0. Imm直径或更小)将从环境中移除，然而，撞击面板的较大的亚厘米颗粒将穿透并破碎成小颗粒云。由于其较小的尺寸以及减少的轨道寿命，将会被视为危害性较小。因此，该装置对清扫空间环境做出了贡献。在设备作为离轨装置和/或清扫装置运行期间，传感器801a-801d可保持运转，提供关于航天器遭遇的碎片分布的有用数据。应理解，防护单元210可由多个防护层形成，或也可由单个层形成。在多层防护结构的情况下，对于各层可使用不同的材料。防护层的数目、尺寸、间隔、材料和厚度不仅由保护的需要确定，也由在寿命終止时转换成大面积装置的设计要求和航天器自身的总体设计限制确定。该确定的一方面将确保通过防护物的颗粒的通路不会使防护层熔合在一起，防护层熔合在一起会妨碍它们在寿命终止时展开。碎片防护设备200可以仅用作离轨装置。在该情况下，图4和图5a中所示类型的多层结构在航天任务寿命期间设置在收起位置。当要求航天器501离轨吋，电子控制系统发送信号至全部铰链驱动机构以从收起位置直接展开离轨面板至最大表面积离轨位置。在该情况下，为了增加阻力的能力而非为了经受空间碎片的撞击的能力而选择面板材料，因此面板材料可以是薄片材料，例如箔片。可以选择面板在其展开状态中的配置以确保航天器的稳定的翻转运动，因此可以优化该结构的大气阻力性质。碎片防护设备200可以仅用作碎片清扫装置。在该情况下，使用图4中所示的多层结构，且如图5a所示，该多层结构在运载火箭中收起。当展开该设备时，层展开成如图IOa中所示的表面积最大化的配置。可能也需要对航天器提供额外的推进カ以克服大气阻力的影响。在该情况下，为了吸收并破碎碎片的能力而选择层材料。碎片防护设备200可以用作防护物和离轨装置，或用作防护物和碎片清扫装置，或用作离轨装置和碎片清扫装置。
在典型的LEO航天器上的ー个或多个装置的集成将由除了出于离轨/碎片清扫目的而最大化撞击保护或横截面积的需要以外的多个考虑因素推动。ー个重要的因素是将限制可能位置选项的航天器的配置。航天器上的外部安装装备的定位也会限制装置位置，及如何收起和展开装置的可选性。相反地，为了容纳装置，必须修改其他装备零件的设计或位置。装置可能也会根据其要求的资源，例如数据电源连接影响各个航天器子系统的设计。考虑到这些因素，应清楚，在航天器设计过程的最早阶段就应考虑在航天器上的ー个或多个装置的集成。可使用本申请的所有组合，且可具有或不具有关于图8所描述的传感器能力。
权利要求
1.一种航天器的碎片防护设备，包括 包含用于阻碍入射的碎片的防护表面的防护单元， 用于将所述防护単元安装至航天器主体的安装装置，及 用于使所述防护単元相对于所述航天器主体定位的驱动设备， 其中，所述驱动设备能使所述防护単元在第一收起位置和第二展开位置之间运动，且在所述第二展开位置中所述防护表面的平面相对于所述航天器主体呈ー角度。
2.根据权利要求I所述的碎片防护设备，其特征在于，取决于入射的碎片流的入射的峰值期望角或平均期望角选择防护物与所述航天器之间的所述角度。
3.根据前述权利要求I至2中的任一项所述的碎片防护设备，其特征在于，所述防护单元的边缘连接至所述安装装置。
4.根据权利要求I或2所述的碎片防护设备，其特征在于，所述防护単元的面连接至所述安装装置。
5.根据权利要求3或4所述的碎片防护设备，其特征在于，所述防护単元通过可驱动接头，例如铰链，连接至所述安装装置。
6.根据权利要求3或4所述的碎片防护设备，其特征在干，所述防护単元通过离开机构，例如杆，连接至所述安装装置。
7.根据权利要求6所述的碎片防护设备，其特征在干，所述离开机构具有可驱动端部接头。
8.根据前述权利要求I至7中的任一项所述的碎片防护设备，其特征在于，所述防护单元由防护材料制成的多个防护层形成。
9.根据权利要求8所述的碎片防护设备，其特征在干，所述防护层彼此枢转连接并枢转连接至驱动装置，以通过所述驱动装置使所述防护层展开至第三位置，从而进一步增加所述防护単元的表面积以提供増加的大气阻力和/或碎片清扫。
10.根据权利要求9所述的碎片防护设备，其特征在于，所述驱动装置与用于驱动所述防护单元的驱动设备相同。
11.根据权利要求9所述的碎片防护设备，其特征在于，对各防护层提供単独的驱动装置。
12.根据权利要求8至11中的任一项所述的碎片防护设备，其特征在于，所述多个防护层包括连接至所述安装装置的第一防护层。
13.根据权利要求12所述的碎片防护设备，其特征在于，所述第一防护层的边缘连接至所述安装装置。
14.根据权利要求12所述的碎片防护设备，其特征在于，所述第一防护层的面连接至所述安装装置。
15.根据权利要求13或14所述的碎片防护设备，其特征在于，所述第一防护层通过可驱动接头，例如铰链，连接至所述安装装置。
16.根据权利要求13或14所述的碎片防护设备，其特征在于，所述第一防护层通过离开机构，例如杆，连接至所述安装装置。
17.根据权利要求16所述的碎片防护设备，其特征在于，所述离开机构具有可驱动端部接头。
18.根据权利要求8至17中的任一项所述的碎片防护设备，其特征在干，附加防护层枢转连接至所述第一防护层。
19.根据权利要求18所述的碎片防护设备，其特征在于，各所述附加防护层的边缘通过铰链连接至所述第一防护层。
20.根据权利要求18或19所述的碎片防护设备，其特征在于，所述附加防护层以后续的防护层连接至在前的防护层的配置连接至所述第一防护层。
21.根据权利要求18至20中的任一项所述的碎片防护设备，其特征在于，各所述附加防护层通过具有垂直于所述防护表面的旋转轴的枢轴连接至所述第一防护层。
22.根据前述权利要求I至21中的任一项所述的碎片防护设备，其特征在于，各所述防护层的材料从所列的Nextel、Kevlar、贝塔布、Spectra、CFRP> GFRP和招中选择。
23.根据前述权利要求I至22中的任一项所述的碎片防护设备，其特征在于，所述驱动设备是电动马达。
24.根据前述权利要求I至23中的任一项所述的碎片防护设备，其特征在于，所述驱动设备是具有受控闩的弾性元件。
25.根据前述权利要求I至24中的任一项所述的碎片防护设备，其特征在于，防护层设有至少ー个撞击传感器。
26.根据前述权利要求I至25中的任一项所述的碎片防护设备，其特征在于，所述防护层设有用于识别入射的碎片颗粒的撞击点和能量的多个撞击传感器。
27.根据前述权利要求I至26中的任一项所述的碎片防护设备，其特征在于，多个撞击传感器设置在选择的防护层上。
28.根据权利要求27所述的碎片防护设备，其特征在于，所述选择的防护层是外防护层和内防护层以确定入射的碎片颗粒的速度和轨迹。
29.根据权利要求25至28中的任一项所述的碎片防护设备，其特征在于，存储和/或传输来自所述撞击传感器的数据。
30.根据权利要求8至29中的任一项所述的碎片防护设备，其特征在于，在所述第三位置中，所述防护层配置为使所述航天器的面向运动的方向的表面积最大化以最大化大气阻力。
31.根据权利要求8至29中的任一项所述的碎片防护设备，其特征在于，在所述第三位置中，所述防护层配置为使所述航天器的面向最大入射碎片流量的方向的表面积最大化以最大化所述防护层的碎片清扫效果。
32.根据权利要求8至29中的任一项所述的碎片防护设备，其特征在于，在所述第三位置中，所述防护层配置为使所述大气阻力和碎片清扫效果最大化。
33.ー种具有至少ー个根据权利要求I至32中的任一项所述的碎片防护设备的航天器。
34.一种航天器的离轨设备，包括 各自包含用于产生大气阻力的表面的多个面板， 用于将所述多个面板安装至航天器主体的安装装置，及 用于使所述面板相对于所述航天器主体定位的驱动设备， 其中，所述面板彼此枢转连接并枢转连接至所述驱动设备，以使所述面板在所述面板层叠的第一收起位置和所述面板并排且离开所述航天器的主体延伸的第二展开位置之间运动。
35.根据权利要求34所述的离轨设备，其特征在于，所述面板由防护材料制成，且在所述第一收起位置中时对所述航天器具有防护效果。
36.根据权利要求34或35所述的离轨设备，其特征在于，所述面板能运动至所述面板层叠且相对于安装有所述面板的航天器表面呈ー角度定向的中间位置，从而对所述航天器提供防护效果。
37.根据权利要求34至36中的任ー项所述的离轨设备，其特征在于，在所述第二展开位置中的所述面板从空间环境中清扫碎片。
38.一种航天器的碎片清扫设备,包括 各自包含用于阻碍空间碎片的通路的表面的多个面板， 用于将所述多个面板安装至航天器主体的安装装置，及 用于使所述面板相对于所述航天器主体定位的驱动设备， 其中，所述面板彼此枢转连接并枢转连接至所述驱动设备，以使所述面板在所述面板层叠的第一收起位置和所述面板并排且离开所述航天器的主体延伸的第二展开位置之间运动。
39.根据权利要求38所述的碎片清扫设备，其特征在于，所述面板由防护材料制成，且在所述第一收起位置中时对所述航天器具有防护效果。
40.根据权利要求38或39所述的碎片清扫设备，其特征在于，所述面板能运动至所述面板层叠且相对于安装有所述面板的航天器表面呈ー角度定向的中间位置，从而对所述航天器提供防护效果。
41.根据权利要求38至40中的任一项所述的碎片清扫设备，其特征在于，在所述第二展开位置中的所述面板产生用于使所述航天器离轨的大气阻力。
42.ー种操作根据权利要求I至32中的任一项所述的碎片防护设备的方法，所述方法包括使防护单元在第一收起位置与相对于所述航天器呈一角度倾斜的第二展开位置之间运动。
43.根据权利要求42所述的操作碎片防护设备的方法，其特征在于，所述方法还包括使所述防护単元的多个防护层从层叠配置运动至离开所述航天器的主体延伸的并排配置。
44.一种根据本文所述及图I至图IOc所示的碎片防护组件。
全文摘要
本发明涉及对于航天器(501)针对碎片(701)的保护，并涉及大气阻力式离轨装置，以及涉及用于从空间环境中移除碎片的碎片清扫设备。航天器的碎片防护设备(200)包括包含用于阻碍入射的碎片的防护表面的防护单元(210)，用于将防护单元安装至航天器主体的安装装置(204)，及用于使防护单元相对于航天器主体定位的驱动设备(204a-204d)，其中，驱动设备能使防护单元在第一收起位置和第二展开位置之间运动，且在第二展开位置中防护单元的防护表面的平面相对于航天器主体呈一角度。防护单元包括可进一步展开以增加航天器的有效表面积从而产生阻力和/或从空间环境中清扫碎片的防护层。
文档编号B64G1/14GK102656090SQ201080055436
公开日2012年9月5日 申请日期2010年12月7日 优先权日2009年12月7日
发明者海德利·史多克斯 申请人:Phs航天有限公司