被优化以制作微卫星的模块架构的制作方法

本发明大致涉及被优化用于制作微卫星的模块架构和特别地基于所述模块架构制作微卫星的方法和系统。

背景技术：

如所已知，现在甚至使用统一技术建造卫星的平均时间仍然至少是24-30个月。这些时间标度被认为足以用于战略太空任务，但是对于不能提前较长时间计划的任务，诸如，例如用于战术军事操作或用于临时通知监控要求的太空任务，明显地太长。

实际上，通常每个卫星通常被明确设计用于其执行的特定任务，用这种方法表示用于该任务的最优解决方案，但是同时用于固有地关联到该任务的解决方案。

特别地，当前，由于现有预解决方案难以再次使用，并且即使当现有预解决方案可再使用时，仍然要求修改和因此新的测试，所以对于每个新的任务，需要几乎完全地重复执行该任务的卫星、以及搭载在卫星上的电子、机械和其它系统的设计、研发和测试。

这全部需要非常高的成本和非常长的时间标度以完成过程，即在轨发射卫星。

近年来，科技进步已经能使制作在质量和尺寸方面比较小的能够执行较多功能的卫星。总的来说，相对于传统的“更大的”卫星，较小质量和尺寸的卫星提供一系列优点，特别地基本上能够降低成本和减小制造时间。因此，较小质量和尺寸的卫星，诸如所谓微卫星例如，逐渐用于具有有限任务预算和/或不能很好地预先计划的太空任务(例如，因为微卫星被设置对可能未预见的突然需要作出响应)。

然而，不幸地，当前甚至这些较小质量和尺寸的卫星，诸如所谓的微卫星例如，继续用上述用于传统“更大”卫星的传统的设计、研发和测试方法制成。容易想到，该方法不允许将制造时间和成本减少超过某个极限，因此实际上限制使用该类型的卫星。

因而，现在在空间/卫星产业中，逐渐需要进一步地减少较小质量和尺寸的卫星，特别地微卫星，的制造时间和成本，以对参考市场的逐渐紧迫的要求作出响应。

us2007/0029446a1中提供了用于该需要的一个可能的解决方案，描述了用于执行构造卫星和其它空间站的模块平台的方法。

特别地，us2007/0029446a1中描述的方法包括:

·识别可能用于卫星搭载的多个功能元件和其相关联的功能程序；

·以战略方式使功能程序彼此关联；

·将功能程序划分以限定多个子系统；并且

·从多个子系统得到多个模块，每个模块被构造成用于与至少一个其它模块可操作地配合以构成能够执行预定数量的所述功能程序的工作卫星。

换句话说，为提供针对减少卫星的制造时间和成本的上述需要的解决方案，us2007/0029446a1提出使用模块架构。然而，不幸地，us2007/0029446a1中描述的上述解决方案是一般的和抽象的，实际上，其不能被诸如申请人的操作员用于空间/卫星产业中，以有效地减少卫星，特别地是微卫星的制造时间和成本。

技术实现要素：

如所已知，术语“微卫星”通常用于指示具有10kg到100kg的质量的人造卫星。然而，这不是官方约定，有时术语微卫星也用于指示具有小于10kg或大于100kg的质量的卫星。因此，为了清楚起见，此处希望指出，在本发明的形成本专利申请的主题的下文描述和限定中，术语微卫星将用于指示具有小于或最多等于150kg的质量的人造卫星。

申请人已经进行深入研究以成功地形成针对减少微卫星的制造时间和成本的上述需要的解决方案。多亏该深入研究，申请人已经形成本发明，本发明涉及优化以用于制作微卫星的模块架构，与us2007/0029446a1中描述的一般的和抽象的解决方案不同，本发明十分适用和实用，并且能使有效地减少微卫星的制造时间和成本。

因此，本发明的一个目的是，提供针对减少微卫星的制造时间和成本的上述需要的解决方案。

在本发明涉及的用于制作微卫星的由随附权利要求限定的方法和模块系统的范围内，实现本发明的该目的和其它目的。

特别地，根据本发明的用于制作微卫星的方法包括提供:

·被构造成容纳微卫星的电路板的第一类型的模块；

·被构造成容纳微卫星的装置和系统的第二类型的模块；和

·第三类型的模块，所述第三类型的模块

-包括被构造成连接到运载火箭的第一接口装置，

-包括被构造成连接到微卫星的外部附件的第二接口装置，并且

-被设计成促使微卫星的主体具有预定高度；

其中，所有第一类型、第二类型和第三类型的模块被构造成被与类型无关地堆叠。

所述方法进一步包括通过堆叠不同类型的模块以制作微卫星的主体，其中被堆叠模块包括至少一个第二类型的模块和至少一个第三类型的模块。

优选地，所述被堆叠模块还包括至少一个第一类型的模块。

方便地，制作微卫星的主体包括执行如下操作:

·提供电路板、装置和系统，所述电路板、装置和系统被设计成搭载安装在微卫星上，并且，当搭载安装在微卫星上时，促使微卫星被构造成执行预定任务；

·在一个或多个所述第一类型的模块中容纳所述电路板，从而获得一个或多个对应的第一模块以用于制造微卫星的主体；

·在一个或多个所述第二类型的模块中容纳所述装置和所述系统，从而获得一个或多个对应的第二模块以用于制造微卫星的主体；

·提供所述第一模块和第二模块的堆叠顺序，并且在所述堆叠顺序中插入一个或多个所述第三类型的模块，从而获得一个或多个对应的第三模块以用于制造微卫星的主体，其中每个第三模块插入在所述堆叠顺序中以执行至少一个如下功能:

-促使微卫星的主体具有预定高度，

-间隔开旨在根据所述堆叠顺序直接在所述第三模块上方和下方堆叠的两个模块，

-增加第二模块的容纳体积，所述第二模块旨在根据所述堆叠顺序直接堆叠在所述第三模块下方，

-增加第一模块或第二模块的内部热处理，第一模块或第二模块旨在根据所述堆叠顺序直接堆叠在所述第三模块下方，

-提供接口点以用于将微卫星的主体连接到外部附件和/或运载火箭；并且

·通过根据所述堆叠顺序堆叠所述第一模块、第二模块和第三模块制作微卫星的主体。

方便地，所述方法进一步包括通过将外部附件连接到至少一个被堆叠的第三类型的模块的第二接口装置，将微卫星的主体连接到外部附件。更方便地，连接到微卫星的主体的所述外部附件包括至少一个如下元件:一个或多个太阳能板、一个或多个传感器、一个或多个天线和一个或多个远程感测系统。

优选地，微卫星的主体包括布置在预定位置处的至少两个第三类型的模块，并且所述方法进一步包括将布置在所述预定位置处的所述至少两个第三类型的模块的第一接口装置连接到被设计成将所述微卫星连接到以分配器模式操作的运载火箭的另一接口装置。可选地，微卫星的主体在底部处以第三类型的模块终结，第三类型的模块在底部处连接到接口结构，接口结构被构造成连接到用于运载火箭的环状适配器。

方便地，所有第一类型、第二类型和第三类型的模块具有同一个基础尺寸、同一个基础形状和相同的机械连接点，从而被构造成被与类型无关地堆叠。

优选地，所有第一类型的模块具有同一个第一高度，所有第二类型的模块具有同一个第二高度，所有第三类型的模块具有同一个第三高度；并且其中，第一高度大于第三高度，并且第二高度大于第一高度。方便地，所述第一高度使得保证第一类型的模块的内部温度不超过预定最大温度。

附图说明

为了更好理解本发明，现在将参照附图(不按比例)描述通过非限制性示例提供的一些优选实施例，其中:

·图1、2和3分别地示出根据本发明的优选实施例的第一类型、第二类型和第三类型的模块；

·图4示出根据本发明的实施例的微卫星的主体；

·图5、6和7分别地示出根据本发明的三个实施例的用于sar远程感测的微卫星、用于光学远程感测的微卫星和用于通讯的微卫星；

·图8和9示出根据本发明的两个实施例的被构造成分别地借助于环状运载火箭适配器和分配器接口连接到运载火箭的同一个微卫星；并且

·图10和11示出根据本发明的实施例的同一个微卫星的主体。

具体实施方式

如下描述被提供以能使本领域专家实现和使用本发明。示出的实施例的各种修改将对于专家是明显的，并且本文中描述的一般原理可以在未脱离随附权利要求限定的本发明的保护范围的情况下应用于其它的实施例和应用。

因而，本发明不旨在受限于本文中阐述的实施例，而是在最宽范围内与在随附权利要求中限定的和在本文中公开的原理和特征一致。

本发明涉及针对制作微卫星优化的模块架构。特别地，根据本发明的模块架构能使通过堆叠标准模块而制作微卫星的主体，标准模块根据执行的特定功能可以属于三个不同的类型，即:

·第一类型的模块，所述第一类型的模块被申请人称为电子功能托盘(eft)并且被构造成容纳电子元件，电子元件具有较高的耗散性(即，生成大量的热)并且大致地是二维的(2d)，即通常是电路板，特别地是印刷电路板(pcb)；

·第二类型的模块，所述第二类型的模块被申请人称为体积功能托盘(vft)并且被构造成容纳需要搭载安装在微卫星上的各种形状和尺寸的三维(3d)装置和系统，诸如，例如航空电子致动器(反作用轮、姿态控制陀螺仪等)、推进元件(储箱、管道、阀等)、电池等；和

·第三类型的模块，所述第三类型的模块被申请人称为几何功能托盘(gft)并且被设计成执行以下功能中的一个或多个功能:

-促使微卫星的主体具有预定高度，和/或

-使直接在上方和下方堆叠的第一和/或第二类型的两个模块间隔开，和/或

-增加直接在下方堆叠的第二类型的模块的容纳体积，和/或

-增加直接在下方堆叠的第一或第二类型的模块的辐射表面以增加由布置在所述第一或第二类型的所述模块内侧的元件所生成的热的外部耗散或处理，和/或

-提供接口点以用于将微卫星的主体连接到运载火箭(或发射器)和/或外部附件(诸如太阳能板)和/或有效载荷物品(诸如合成孔径雷达(sar)天线/装置/系统、通讯天线/装置/系统、光学远程感测天线/装置/系统、传感器等)。

具体地，所有三个类型的所有模块是内部中空的，具有直棱柱形状并且具有基本相同的形状和基本相同的尺寸以允许模块被与类型无关地堆叠。

方便地，第一类型和第二类型的模块可以根据要求设置有或不设置有顶壁。实际上，在某些情况下，有利的是使用第一类型和第二类型的没有顶壁的模块，并且在这些情况下该“容器”模块在顶部处被直接堆叠在上方的模块的基壁闭合。替代地，在其它情况下，有利的是使用装配有顶壁的第一类型和第二类型的模块，例如以增加多个堆叠“容器”模块之间的热和/或电磁绝缘，或增加用于某些内部体积的宇宙辐射防护。

此外，并且方便地，第三类型的模块可以根据要求设置有或不设置有顶壁，并且可以根据要求设置有或不设置有基壁。

方便地，所有三个类型的所有模块在顶部和底部处具有相同的机械连接点以允许与类型无关地连接被堆叠模块。

方便地，每个类型的模块尺寸地形成为在高度上符合关于执行的相应功能的对应要求，即:

·所有第一类型的模块具有同一个第一高度，第一高度被限定成诸如保证对于80w的整体最大内部耗散，这些模块的内部温度不超过容纳在这些模块中的电路板所承受的最大温度(考虑到由可能的轨道和姿态施加的边界条件)；

·所有第二类型的模块具有同一个第二高度，借助于针对布置的构造实践以及对基于硬件矩阵执行的搭载单元的容纳并且根据任务要求来计算第二高度。

·所有第三类型的模块具有同一个第三高度，所述第三高度表示用于管理来自接口点的集中载荷的尺寸和最小化这些模块的厚度之间的折衷(实际上，如上所述，第三类型的模块可以用于稍微地增加微卫星的主体的内部体积和/或高度，和/或将微卫星的主体连接到发射器和/或外部附件和/或有效载荷物品，和/或增加辐射表面)。

方便地，第二高度大于第一高度和第三高度，第一高度大于第三高度。

在模块相对于整体“最坏情况”的构造(特别地在质量、重心和热功率方面)所要求的系统级需求具有足够的尺寸时，其使用成为构造的主要问题。这样，根据本发明的模块架构能使减少在限定微卫星的热机械布局方面的设计工作。

换句话说，由于使用根据本发明的模块架构，设计微卫星的构造(特别地，微卫星的主体的高度的限定以及内部元件、外部附件和有效载荷物品的布局)成为基于任务要求和相关联的硬件矩阵而按顺序堆叠模块的简单实践。

特别地，通过使用根据本发明的模块架构，制作微卫星的主体成为根据微卫星所执行的任务要求，特别地基于如下方面的任务要求，而选择和堆叠标准模块:

·关于卫星总线的功能的选择(例如，插入或不插入包括推进子系统的模块或具有敏捷致动器的模块等的可能性)；

·有效载荷单元的矩阵；

·外部附件；

·微卫星的整体质量和功率；

·飞行姿态和轨道；和

·发射模式。

此外，借助于安装在模块外部和连接到连接器的标准布线方便地执行用于在各种被堆叠模块之间交换数据信号和/或功率信号(即供应功率)的电气互连，连接器也是标准的并且定位在模块上。特别地，在形成微卫星的主体的被堆叠模块中，所有连接器可以沿着一个或多个竖直线，或更确切地说一个或多个主干，布置，使得其容易地断开和移除以用于维护/测试操作(如下详述)。例如，被构造成允许数据信号通过的所有连接器可以有利地沿着在由多个被堆叠模块形成的微卫星的主体的横向侧上的同一个主干放置，并且被构造成允许功率信号(即供应功率)通过的所有连接器可以有利地沿着布置在所述微卫星的主体的另一横向侧上的同一个主干放置。

关于形成微卫星的主体的单独的被堆叠模块的访问性，应该注意模块的每个堆叠可以容易地在每个水平高度处打开以容易访问所有内部元件。

为了更好理解本发明，将在下文具体地描述本发明的一个或多个优选的实施例的特定方面和特定特性。

为此，图1、2和3分别地示出根据本发明的优选实施例的第一类型的模块(整体上由附图标记1指示)、第二类型的模块(整体上由附图标记2指示)和第三类型的模块(整体上由附图标记3指示)。

特别地，如图1所示，第一类型的模块1具有类似于没有顶壁的直棱柱的形状(但是，如上所述，其也可以有利地设置有顶壁)，所述形状是内侧中空的并且具有不规则的八角形基部，八角形基部包括具有第一外部预定长度l1的两对相对侧和具有第二外部预定长度l2的两对相对侧，第二预定长度l2比第一预定长度l1小很多。换句话说，第一类型的模块1可以有利地被视为一种“抽屉”结构，该“抽屉”结构具有“磨圆”的角部和设置“锥形”顶点的大致正方形的基部(但是其也可以有利地是矩形)。

此外，第一类型的模块1具有第一预定高度h1使得保证，对于来自容纳在所述第一类型的模块1中的电路板的80w的最大整体耗散值，所述第一类型的模块1内侧的温度不超过容纳在其内侧的电路板所承受的最大温度。

第一类型的模块1被构造成容纳被分成两组、每组四个的平坦的线路板的八个电路板，特别地八个pcb，一组设置在另一组上方并且经由横向母板互连以彻底减少线缆的数量。对于此，图1非常示意性地示出四个电路板(分别地由附图标记11、12、13和14指示)，四个电路板连接到沿着第一类型的模块1的基部的中线布置的母板15。

另外，所述第一类型的模块1还包括布置在具有上述第一预定长度l1的两个相对侧壁的中心区域中的连接器16和17。

因而，本发明优选地预期放弃用于电子单元的当前用于卫星的传统“盒箱”构造，并且替代地使用具有标准格式的高度集成的电路板。为此，第一类型的模块，如图1所示，被构造成容纳某个数量的标准格式的电路板，特别地标准格式的pcb，而不依赖于电路板所执行的功能。

在任何情况下，应该注意在某些情况下，仍然可能需要使用未成标准格式pcb的形式的电子构件/装置/系统，并且因此在一个或多个第二类型的模块中容纳这些电子构件/装置/系统。例如，在特定任务必须要求使用“现成的”电子单元的情况下，重新设计和制造pcb方面的电子单元决不是合适的，则在这种情况下所述“现成的”电子单元可以有利地被容纳在第二类型的模块中。

更通常地，应该注意在某些情况下甚至可能不使用第一类型的模块。例如，在特定任务专门地要求使用“现成的”电子单元的情况下，重新设计和制造pcb方面的电子单元决不是合适的，则在这种情况下可以通过仅堆叠第二和第三类型的模块(因此，没有使用任何第一类型的模块)和在一个或多个第二类型的模块中插入所述“现成的”电子单元而有利地制成微卫星的主体。

参见图2，第二类型的模块2具有类似于没有顶壁的直棱柱的形状(但是，如上所述，其也可以有利地设置有顶壁)，所述形状是内部地中空的并且具有不规则的八角形基部，所述八角形基部包括具有上述第一外部的预定长度l1的两对相对侧和具有上述第二外部的预定长度l2的另一两对相对侧。换句话说，第二类型的模块2可以也有利地被视为一种“抽屉”结构，该“抽屉”结构具有“磨圆”的角部和具有“锥形”顶点的大致正方形的基部(但是其可以有利地是矩形)。

此外，第二类型的模块2具有大于第一类型的模块1的第一预定高度h1的第二预定高度h2并且诸如:

·允许在第二类型的模块2内侧容纳用于搭载安装在微卫星上的各种形状和尺寸的非可定制的和通常“现成”的装置和系统，诸如，例如航空电子致动器(反作用轮、姿态控制陀螺仪等)、推进元件(储箱、管道、阀等)、电池等；和

·允许第二类型的模块2支持由容纳在其内侧的装置和系统生成的热负载。

换句话说，类似于图2所示的特别地关于高度的第二类型的模块的设计表示在容纳的装置和系统的体积方面的容纳能力和支持由这些装置和系统生成的热负载的能力之间的平衡。

第二类型的模块2被构造成根据可以可选地或一起使用的两个模式容纳上述类型的装置和系统，即通过下述方式:

·将装置和系统紧固到所述第二类型的模块的侧壁和/或基壁；和/或

·将装置和系统紧固在铝框架上，铝框架布置在所述第二类型的模块2内侧并且可以根据要求而改变。

关于该方面，图2非常示意性地示出紧固到第二类型的模块2的侧壁的两个装置/系统(分别地由附图标记21和22指示)和紧固到所述第二类型的模块2的基壁的两个装置/系统(分别地由附图标记23和24指示)。

通常，在制作微卫星的过程中，可能合适的是在单个第二类型的模块中容纳执行相同或类似功能(例如，推进、姿态控制、电力等)的所有装置和系统。

即使相对于容纳在第一类型的模块中的电路板，容纳在第二类型的模块中的装置和系统在散热方面具有较少的要求，但是由于其内侧存在的较大质量，第二类型的模块必须支持更高的局部机械载荷。

最后，如图2所示，第二类型的模块2还包括布置在具有上述第一预定长度l1的两个相对侧壁的中心区域中的连接器25和26。

参见图3，第三类型的模块3具有类似于没有顶壁的直棱柱的形状(但是，如上所述，其也可以有利地设置有顶壁)，所述形状是内部地中空的并且具有不规则的八角形基部，所述八角形基部包括:

·具有上述第一外部的预定长度l1的两对相对侧；

·具有上述第二外部的预定长度l2的两个侧面；

·并且其中，在与具有上述第二外部的预定长度l2的侧面相对的两个侧面处，接口部分31和32被布置，所述接口部分向外地突出，即朝向外侧突出并且被构造成能使微卫星的主体连接到发射器(如下更详细地所述)。

另外，第三类型的模块3包括多个接口点33(例如，实施成预定尺寸的孔的形式)，多个接口点33沿着所述第三类型的模块3的侧壁布置并且被构造成连接到微卫星的外部附件，诸如例如，太阳能板、传感器、天线、远程感测装置/系统等。

此外，第三类型的模块3具有小于第一类型的模块1的第一预定高度h1和第二类型的模块2的第二预定高度h2的第三预定高度h3。特别地，所述第三预定高度h3表示减少微卫星的主体的整体高度的需要和处理从接口点33和接口装置31和32得到的集中机械载荷的需要之间的最优折衷，在使用时，微卫星的主体可以经由接口点33和接口装置31和32分别地连接到外部附件和发射器。

如上所述，第三类型的模块3被设计成执行一系列功能，即:

·特别地为了如下目的的几何结构功能：

-适当地限定微卫星的主体的高度，和/或

-间隔开被堆叠模块，和/或

-增加第二特别填入的类型的模块的容纳体积，和/或

-在适当位置处限定与发射器和/或外部附件(例如太阳能板)和/或有效载荷物品(诸如sar天线/装置/系统、光学远程感测天线/装置/系统、通讯天线/装置/系统等)的接口点；和

·热支持功能，特别地为了提供其他辐射表面以用于放置在第一或第二类型的规定模块内侧的特别耗散的物品。

此外，图4示出(整体上由附图标记4指示的)根据本发明的实施例的微卫星的主体。特别地，如图4所示，微卫星的主体4包括一个堆叠在另一个顶部上的第一类型、第二类型和第三类型的多个模块。具体地，形成微卫星的主体4的所述被堆叠模块从底部向上包括:

·第三类型的第一模块41；

·布置在第三类型的第一模块41上的第二类型的第一模块42；

·布置在第二类型的第一模块42上的第二类型的第二模块43；

·布置在第二类型的第二模块43上的第一类型的第一模块44；

·布置在第一类型的第一模块44上的第三类型的第二模块45；

·布置在第三类型的第二模块45上的第二类型的第三模块46；和

·布置在第二类型的第三模块46上的第一类型的第二模块47。

此外，图5、6和7示出根据本发明的实施例的分别地由附图标记5、6和7指示的三个微卫星。

特别地，图5示出的微卫星5是用于sar类型的远程感测应用的微卫星，所述微卫星的主体包括一个堆叠在另一个顶部上的第一类型、第二类型和第三类型的多个模块。

具体地，形成微卫星的主体5的所述被堆叠模块从底部向上包括:

·第三类型的第一模块51；

·布置在第三类型的第一模块51上的第二类型的第一模块52；

·布置在第二类型的第一模块52上的第二类型的第二模块53；

·布置在第二类型的第二模块53上的第三类型的第二模块54；

·布置在第三类型的第二模块54上的第二类型的第三模块55；

·布置在第二类型的第三模块55上的第一类型的模块56；

·布置在第一类型的模块56上的第三类型的第三模块57；

·布置在第三类型的第三模块57上的第二类型的第四模块58；和

·布置在第二类型的第四模块58上的第三类型的第四模块59。

另外，微卫星5还包括连接到第三类型的第一模块51的两组太阳能板501和502和安装在第三类型的第四模块59上的sar系统503。

参见图6，微卫星6是用于光学远程感测应用的微卫星，所述微卫星的主体包括一个堆叠在另一个顶部上的第一类型、第二类型和第三类型的多个模块。

具体地，形成微卫星的主体6的所述被堆叠模块从底部向上包括:

·第三类型的第一模块61；

·布置在第三类型的第一模块61上的第二类型的第一模块62；

·布置在第二类型的第一模块62上的第二类型的第二模块63；

·布置在第二类型的第二模块63上的第二类型的第三模块64；

·布置在第二类型的第三模块64上的第一类型的模块65；

·布置在第一类型的模块65上的第二类型的第四模块66；和

·布置在第二类型的第四模块66上的第三类型的第二模块67。

此外，微卫星6还包括连接到第三类型第一模块61和第三类型的第二模块67的两个太阳能板601和602，和安装在第三类型的第二模块67上的光学远程感测系统603。

参见图7，微卫星7是用于通讯的微卫星，所述微卫星的主体包括一个堆叠在另一个顶部上的第一类型、第二类型和第三类型的多个模块。

具体地，形成微卫星的主体7的所述被堆叠模块从底部向上包括:

·第三类型的第一模块71；

·布置在第三类型的第一模块71上的第二类型的第一模块72；

·布置在第二类型的第一模块72上的第二类型的第二模块73；

·布置在第二类型的第二模块73上的第二类型的第三模块74；

·布置在第二类型的第三模块74上的第一类型的第一模块75；

·布置在第一类型的第一模块75上的第三类型的第二模块76；

·布置在第三类型的第二模块76上的第一类型的第二模块77；和

·布置在第一类型的第二模块77上的第三类型的第三模块78。

此外，微卫星7还包括连接到第三类型第一模块71和第三类型的第二模块76的两组太阳能板701和702，和安装在第三类型的第三模块78上的电信系统703。

根据本发明的模块架构确保用于被构造的微卫星的双重发射能力；特别地，根据本发明的模块架构使得能够制作可以经由两个主要发射方法，即所谓的“分配器”和“肩扛”模式，在轨发射的微卫星。特别地，由于一个或多个第三类型的模块的适当布置，微卫星可以适当地被构造成经由如下各项连接到发射器:

·典型的环状运载火箭适配器(lva)(在这种情况下，第三类型的模块放置在微卫星的主体的最低位置处并且经由特定的端部连接结构连接到环状lva)；或

·分配器接口(在这种情况下，通过以堆叠序列适当地定位两个或多个第三类型的模块，与分配器的接口布置在微卫星的主体的适当位置处)。

关于此，图8和9示出根据本发明的两个实施例的被构造成分别地经由环状lva和分配器接口连接到发射器的同一个微卫星(整体上由附图标记8指示)。

特别地，如图8和9所示，微卫星的主体8从底部向上包括:

·第三类型的第一模块81；

·布置在第三类型的第一模块81上的第二类型的第一模块82；

·布置在第二类型的第一模块82上的第二类型的第二模块83；

·布置在第二类型的第二模块83上的第一类型的第一模块84；

·布置在第一类型的第一模块84上的第三类型的第二模块85；

·布置在第三类型的第二模块85上的第一类型的第二模块86；和

·布置在第一类型的第二模块86上的第一类型的第三模块87。

此外，微卫星8还包括连接到第三类型的第一模块81并且沿着所述微卫星8的主体(即在用于发射卫星的典型构造中)折叠的两个太阳能板801和802。

在图8示出的示例中，微卫星8包括接口结构803，接口结构803布置在第三类型的第一模块81之下并且被构造成连接到lva环(图8中未示出)，而在图9的示例中，第三类型的第一模块81和第三类型的第二模块85中的每个都包括相应的一对横向突出的接口部分(分别地由附图标记811和812和附图标记851和852指示)并且被构造成连接到特别设置的分配器接口装置。

基于根据本发明的模块架构构造的微卫星的上述双重接口连接和因此双重发射能力确保较大的发射灵活性。实际上，基于根据本发明的模块架构构造的微卫星可以被发射:

·作为主要有效载荷(使用环状lva)；

·作为第二有效载荷(以肩扛模式和/或使用环状lva)；和also

·作为经由分配器的多个发射的部分。

因而，由于该灵活性，本发明能使:

·在紧急情况下，试图和然后使用可获得的第一发射解决方案；和

·评估许多发射解决方案以选择最小成本和/或最适于特定任务的性能的解决方案。

此外，由于本发明，可以在单个动作中执行多个微卫星的多个发射(例如，在集群的情况下)。

本发明的另一方面涉及各种被堆叠模块的布线。关于此，图10和11示出根据本发明的实施例的同一个微卫星9的主体，所述微卫星9的主体从底部向上包括:

·第三类型的第一模块91；

·布置在第三类型的第一模块91上并且包括布置在相应侧壁的中心区域中的连接器921的第二类型的第一模块92；

·布置在第二类型的第一模块92上并且包括布置在相应侧壁的中心区域中的连接器931的第二类型的第二模块93；

·布置在第二类型的第二模块93上并且包括布置在相应侧壁的中心区域中的连接器941的第二类型的第三模块94；

·布置在第二类型的第三模块94上并且包括布置在相应侧壁的中心区域中的连接器951的第一类型的模块95；

·布置在第一类型的模块95上并且包括布置在相应侧壁的中心区域中的连接器961的第二类型的第四模块96；和

·布置在第二类型的第四模块96上的第三类型的第二模块97。

如图10所示，由于连接器921、931、941、951和961在相应模块91、93、94、95和96(即在这些模块的相应侧壁的相同预定中心区域中)上的标准布置和由于这些模块的适当堆叠，所述连接器921、931、941、951和961都沿着同一个竖直线或主干布置，然后如图11所示，竖直线或主干被专用铝板98适当地覆盖。

这样，在每个模块内侧的布线行进到该模块的相应连接器，在此之后，数据信号和功率信号可以沿着模块外部的上述主干从模块行进到模块。

多亏该特性，堆叠灵活性和适应性被保证以便于，如果有必要，重组堆叠顺序。

根据以上描述，本发明的无数技术优点是十分显而易见的。

首先，重要的是强调，由于使用另外地也是标准的有限数量的类型的模块，根据本发明的模块架构能使:

·减少用于微卫星的设计、制造、集成和测试工作，和结果相关联的构造时间和成本；

·在组件级实现高水平的标准化；和

·使用有限数量的生产工具和过程，并且使这些工具和过程标准化和优化，用这种方法致使基于根据本发明的模块架构的解决方案以非常低的成本和较快的速度执行。

此外，由于本发明，可以对单独的模块和包括用于规定任务的装置、系统和电路板的模块的组件，甚至部分组件，执行初步台架测试和环境测试，用这种方法减少在微卫星集成时在系统级进行的测试数量。自然地，所有这些措施促使用于微卫星的安装时间的进一步减少。换句话说，由于本发明，集成和测试操作可以在单独的模块上和模块组件上，甚至部分组件上，并行执行，以提供对这些模块和这些模块组件的预验证，用这种方法获得使系统级集成和测试操作更快的“现成的”模块和模块组件。

此外，根据本发明的模块架构具有较大的灵活性和适应性，使得能够:

·制作适用于许多任务的微卫星；并且

·使用不同的发射模式。

总之，根据本发明的模块架构最终在构造微卫星时能使实现非常多的优点，特别在如下方面：

·减少制造时间和成本；

·任务灵活性；和

·发射灵活性。

总之，清楚的是在没有脱离本发明的在随附权利要求其限定的范围的情况下，各种修改可以用于本发明。