包括光学摄影仪器的卫星的制作方法

本发明涉及到太空交通工具的领域，尤其是其任务涉及到光学仪器存在的卫星，比如用于观测或测量的卫星。

背景技术：

为了在太空中释放卫星，首先要把卫星安装并固定在运载火箭上。然后，推动运载火箭进入太空，再然后使卫星与运载火箭分离，以便释放在其确定轨道中。

在释放之前，以及在释放阶段过程中，运载火箭上的卫星经受与冲击和振动相关的很多应力，卫星与运载火箭的附接以及卫星本身必须能够承受所述应力。然而，必须小心地控制好传到卫星的应力的传递，尤其是，如果卫星具有冲击和振动会使其偏移或损坏的精密光学仪器，更是如此。

用于太空任务的光学仪器通常是由使射线聚焦的至少一个折射接物镜、反射折射接物镜或反射接物镜构成的，例如，所述射线为光射线，从而在装有检测系统的焦面中得到图像。

光学仪器的视线，意即光学仪器所面对的方向，可与仪器的接物镜的光轴相一致，或者可以借助偏转镜与光轴形成一定角度。在光学仪器是图像采集仪器的情况下，意即所述光学仪器包括能够形成一个区域的图像的至少一个传感器，例如所述区域为地球表面的区域，光学仪器还确定与截头锥相对应的视场，所述截头锥从传感器的功能表面延伸到所采集的区域，所述功能表面即在其上面形成图像的传感器表面。

光学仪器通常安装在支撑结构上，例如，所述支撑结构是本身安装在运载火箭上的平台，仪器的视线垂直于平台或者平行于平台。更具体而言，接物镜由平台承载，使其光轴垂直于平台，偏转镜能够令视线倾斜。支撑结构也可以承载其它卫星设备。

在发射和释放过程中，冲击和振动会影响仪器的完整性及其部件的对齐性，有可能导致仪器功能减弱。

因此，为了确保运载火箭内的卫星的机械强度以及对光学仪器的保护，通常的做法是，经由环通过把支撑结构组装到运载火箭，把卫星固定到运载火箭，所述环使卫星与运载火箭相互接口，以至于视线指向远离接口环或者处于垂直方向。光学仪器通过支撑结构与接口环相隔一定距离，减少了冲击和振动从接口环向光学仪器的传递。

如此设置也是卫星制作和安装链的结果。支撑结构和光学仪器通常是在两个不同地点分开制造的，然后组装在一起。因此，把仪器加到支撑结构上，然后自然使视线的定向远离或者垂直于支撑结构。结构的内部体积也用于容纳卫星设备，尤其是电子产品和推进剂贮箱，并因此形成检修平台。

专利FR2，959，490描述了这种卫星的一个实例。在这个实例中，卫星结构包括设备支撑平台和承重壁，在这种情况下，承重壁有四个，形成检修外壳并刚性地固定到运载火箭接口环，该环要固定到运载火箭的卫星接口环。根据一个实施例，卫星包括有效荷载外壳，其一端固定到承重壁，另一端固定到平台，所述平台支撑光学仪器，所述光学仪器的开口的方向与接口环相对或者指向一侧。每个外壳都可以容纳用于卫星和光学仪器操作的各种设备。光学仪器因此通过检修外壳和有效荷载外壳与接口环相隔一定距离，由此减少应力从运载火箭向光学仪器的传递。

图1在分解图中图示地阐释了根据现有技术的这种卫星100。现有技术的卫星100包括要完整地固定到运载火箭的卫星接口环的运载火箭接口环101、固定到运载火箭接口环的支撑平台102、占据用虚影圆柱体表示的体积103的安装在支架102上的光学仪器、固定到支撑平台102的支撑结构104以及用于支撑光学仪器及与仪器相关的可能存在的电子产品的结构105。在该设计中，光学仪器103包括视线106，视线平行于接口环101的轴107并且背对环101定向，所以仪器103的开口108的方向远离环101。如前文所述，视线106可选择性地垂直于环101的轴107，所以开口108通向一侧。这仅是根据该设计的卫星的两种可能性设置。

如此设计的一个缺点是，该设计限制了分辨率方面的性能，尤其是光学仪器的分辨率。

实际上，光学仪器的性能通常与其直径有关，即接物镜的直径：所述直径越大，则在分辨率和辐射灵敏度方面的性能越好。在光学仪器是望远镜的情况下，更是如此，更准确地说，Korsch式望远镜由于其紧凑性而普遍用于空间区段，其中，反射镜的直径与焦距有关。因此，如果必须要提高望远镜的性能，则必须增加其直径和长度，这意味着增加卫星的尺寸。

然而，在运载火箭中，可供卫星使用的空间的宽度和高度受有效荷载整流罩内的可用体积的限制。在双重发射的情况下，双重发射的结构(例如，VEGA运载火箭上的VESPA结构)包括下舱，其中，乘员的尺寸特别紧迫。

在现有技术的设计中，卫星的长度部分地已经被支撑结构占据，所以仪器的长度以及因此仪器的直径都受有效荷载整流罩或双重发射结构的直径限制。

因此需要一种克服上述缺点的新型卫星设计。

技术实现要素：

因此，本发明的一个目的是提出一种新型卫星，其包括性能得以提高的光学仪器，与此同时保证仪器受到保护。

为此目的，本发明的第一方面涉及到一种卫星，其包括：

-至少一个图像采集光学仪器，其包括具有光轴的主接物镜，且光学仪器具有视场；

-至少一个运载火箭接口系统，其用于可拆卸地固定到卫星运载火箭的卫星接口系统；

-运载火箭接口与光学仪器之间的链接设备，其大致平行于主接物镜的光轴在上端与下端之间延伸。

运载火箭接口系统然后通过下端连接到链接设备，光学仪器的光轴从上端指向链接设备的下端，运载火箭接口系统在仪器的视场外。

根据一个实施例，链接设备包括其轴平行于视线的圆柱形侧壁，并且包括转向视线的内表面，界定出内部空间，光学仪器主接物镜的至少一部分延伸到所述内部空间中。

例如，主接物镜是包括至少一个主反射镜的望远镜，主反射镜的光轴是接物镜的光轴，主反射镜最好完全在内部空间中延伸。

侧壁可以是具有圆形准线的圆柱形，或者具有多边形准线的圆柱形，或者具有方形或长方形准线的圆柱形，所以链接设备包括四个壁。

根据一个实施例，卫星进一步包括固定到链接设备的至少一个次要设备项目。

例如，次要设备项目包括用于推进的推进剂贮箱以及用于电力推进的气体贮箱。

根据一个实施例，运载火箭接口系统是接口环，光学仪器的视线穿过接口环。

例如，光学仪器的直径大于50cm，例如为100cm。

根据一个实施例，链接设备的上端包括辅助接口系统，所述辅助接口系统用于与另一个卫星啮合，以便形成一堆叠。

附图说明

从对本发明的具体实施例的说明，辅以附图，其它特征和优点将变得显而易见，在附图中：

图1是根据现有技术的卫星的分解图的示意图。

图2是根据本发明的卫星的分解图的示意图。

图3是根据本发明的示例性卫星的截面图的示意图。

图4是卫星的示例性实施例的三维视图。

图5是图4的卫星的分解图。

图6是图4和图5的卫星的仰视图。

图7是根据本发明的两个卫星堆叠的截面图的示意图。

图8是用于双重发射的VEGA运载火箭的有效荷载整流罩的示意图，其包括两个舱，其下舱是VESPA舱，图4至图6的卫星放置于所述VESPA舱中。

具体实施方式

图1已经在引言中进行了说明。

在图2和图3中，按照图示展示了根据本发明的卫星1的第一个实施例，其包括运载火箭接口系统2，所述运载火箭接口系统要可拆卸地固定到在图3中用虚线表示的卫星运载火箭的卫星接口系统2’。接口系统2通常是具有轴A的接口环，在下文说明中就是这种情况。接口环2的直径通常选自标准空间维度，即：937mm、1194mm和1666mm。卫星接口系统2’是环形的，并且具有互补的尺寸。利用锁定机构固定两个环2，2’，在此未显示所述锁定机构，例如，其呈夹紧皮带的形式，也称为带子，其与两个环之中一个成为一体，所述环最好是卫星1的运载火箭接口环2。

卫星1包括光学仪器3，其在图2中显示为用虚线画出的圆柱体，表示由光学仪器3占据的空间。例如，光学仪器3的接物镜是望远镜并且包括主反射镜M₁，也称为输入反射镜，其光轴在此与仪器的视线V相对应。光学仪器3在此是卫星有效荷载的一部分，意即用于卫星1任务的主设备。

卫星1的主反射镜M₁固定到支撑平台6。支撑平台的形式是包括上表面6a和下表面6b的板，所述两个表面6a，6b大体垂直于仪器3的视线3。

为清晰起见，在此参考各图的自然定向，使用了形容词“上”和“下”及其变形，并且在运载火箭处于发射位置时，这些形容词与运载火箭中的卫星的位置相对应。

更准确地说，在各图所示的实例中，仪器3的反射镜M₁的后部与支撑平台6的下表面6b相接触。

卫星1进一步包括光学仪器3与运载火箭接口环2之间的链接设备7。在此以非限制性的方式所示的实施例中，链接设备7形成主体7，意即卫星1的支撑结构，除光学仪器3外，次要设备也可以附接到所述支撑结构，这将在下文中进一步可见。具体而言，在下文中，指定为次要设备项是除了光学仪器3之外的所有设备项，例如，其包括卫星控制电子产品以及为了确保光学仪器3适当运行的设备。

在此所示的实施例中，主体7具有至少一个侧壁8，其在上部第一端9和下部第二端10之间大体平行于光学仪器的视线V延伸。

作为选择，链接设备7可以是把运载火箭接口环2连接到光学仪器3的一个或多个杆或棒。卫星1可包括附加结构，次要设备可以附接到所述附加结构。

为简化起见，在以下实施例中，链接设备7将被称为卫星1的主体。

侧壁8的上端9固定到支撑平台6，更准确地说，固定到支撑平台6的下表面6b。例如，上端9的整个表面与平台6的下表面6b相接触。线性连接装置，意即在上端9整个表面上连续延伸的装置，或者或多或少局限性的连接装置，该线性连接装置把主体7固定到平台6。

卫星1的运载火箭接口环2通过下端10连接到主体7，意即沿着视线V相对于主体7把接口环2设置在下端10，接口环2与主体7之间的连接建立在下端10处。

因此，例如，侧壁8下端10直接抵靠在对接口环2上，并把侧壁8固定到接口环2。换言之，侧壁8下端10的至少一部分表面与接口环2的至少一部分上表面接触。

根据另一个实例，主体7的下端10不直接抵靠在接口环2上：减振系统放置在接口环2上表面与下端10之间。

因此，通过在下端10建立主体7与接口环2之间的连接，光学仪器的视线V大体平行于接口环2的轴A。此外，因为主反射镜M1的后部与平台6接触，所述平台固定到主体7的上端9，所以视线V朝接口环2定向。

通常，根据本发明，接物镜的光轴，在此与光学仪器3的视线V一致，从上端9指向下端10，接物镜的附接与接口环2相隔一定距离，以便保护其免受冲击和振动，所述冲击和振动至少部分地被主体7吸收。在接物镜是具有输入反射镜M₁的望远镜的情况下，该反射镜因此与接口环2相隔一定距离，以保护输入反射镜M₁。

此外，根据本发明，接口装置2在光学仪器3视场之外。换言之，接口装置2不阻碍来自光学仪器3的视场的某些射线，以便优化图像采集的分辨率。在示例中，环形接口装置2界定闭合等值线，在中间留出自由空间，仪器3的视场穿过所述自由空间。

在下文中，形容词“纵向的”及其变形是指平行于接口环2的轴A并且平行于视线V的方向；形容词“横向的”及其变形是指垂直于纵向的方向。

根据一个示例性实施例，侧壁8是围绕视线V的圆柱形，横截面呈圆形或多边形。例如，为了形成下文可见的大致为平面的表面，侧壁8的横截面可有利地为正方形。侧壁8因此使主体7的内部空间11与外部环境隔开。具体而言，侧壁8具有转向视线V的内表面12，以及背离视线V的外表面13。然后通过内表面12与侧壁8的两个末端9、10界定内部空间11，通过平台6封闭上端9，上端10敞开，以便允许射线R能够进入光学仪器3并达到主反射镜M₁，所述主反射镜在内部空间11内。侧壁8的下端10因此直接或者间接地抵靠在接口环2上，以使光学仪器3的视线V横过接口环2。

因此只有卫星的主体7接触接口环2，所以由运载火箭传递到卫星1的应力必须穿过主体7，所述主体7吸收至少一部分所述应力，并且有助于保护光学仪器3。

次要设备，即除光学仪器3之外的其它设备，可以安装在主体7和平台6上。尤其是，次要设备可以安装在侧壁8的外表面13上，意即由外表面13直接支撑所述次要设备。圆柱形侧壁8可以对中在视线V上，但并非一定如此，所以光学仪器3对中在内部空间11中。光学仪器3也可以在内部空间11中偏离中心，从而留出没有阻碍的区域用于附接次要设备，所述次要设备直接支撑在内表面12上，尤其是与光学仪器3的操作相关的电子设备。

例如，光学仪器3的接物镜是Korsch型望远镜，其包括主反射镜M₁和次反射镜M₂。主反射镜M₁在其中心具有一个孔14。两个反射镜M₁和M₂面对彼此设置，所以沿着视线V进入仪器3的射线R首先被主反射镜M₁反射到次反射镜M₂上，从而再次被次反射镜M₂朝反射镜M₁反射，所述射线在此穿过孔14。主反射镜M₁的孔14与支撑平台6的孔15一致，所述支撑平台6的孔15使射线R能够穿过平台6进入光学仪器3的检测系统，例如，所述检测系统安装在主体7外。检测系统包括外部反射镜M₃以及至少一个传感器16，将它们安装在平台6的外表面6a上。外部反射镜M₃面对平台6的孔15放置，其放置方式使其朝传感器16的功能表面反射射线R，所述传感器16安装在支撑平台6的上表面6a上。

平台6横向延伸到横向壁8外，意即平台6的横向尺寸大于侧壁8的横向尺寸，由此使之能够增加仪器3的焦距，而不增加其长度。传感器16位于平台上表面6a的周缘上，所以平台6的横向尺寸越大，则传感器16与外部反射镜M₃之间的距离可以越大。有利的是，与其功能表面相对的传感器16的那个表面，意即卫星在轨道上时面向太空的表面，该表面可以用放热材料覆盖，以便耗散卫星内产生的热量。因此，传感器16相对于外部反射镜M₃的距离，以及因此相对于光学仪器3的距离，也允许更好地散热。

光学仪器3的两个反射镜M₁和M₁放置在主体7的内部空间11中，所以侧壁8对光学仪器3形成保护。

主体7的侧壁8然后有利地形成光学仪器3的保护装置。例如，如前文已经提及，侧壁8可用作与视线V不平行的射线的屏障。

仪器3的反射镜M₁和M₂的设置使反射镜M₁能够与接口环2隔开，并且因此防止其受应力之害，所述应力是经由运载火箭接口环2从运载火箭传递的。

卫星1的许多变化都是可能的，例如，在主体7的形状方面，在光学仪器3的类型方面，以及在主体7可提供的尺寸和附加特征方面。

参照图4至图6，我们现将描述根据本发明的卫星1的实施例，其中，光学仪器是上文所述的Korsch型望远镜3。将用相同的标号指代与参考图2和图3所述相同或相似的元件或部件。

在图4中，用虚影阐释平台6，以揭示主反射镜M₁和传感器16，忽略了检测系统的外部反射镜。

在这个实施例中，主体7侧壁8的横截面是长方形或正方形，由四个大体为平面的壁17构成，所述壁大致呈90°设置。四个壁17中的每个壁则在内表面12上分别形成大致为平面的内面，以及在侧壁8外表面13上形成大致为平面的外面，使之能够把次要设备附接到其上面，所述次要设备即指除了光学仪器3之外的其它设备，这样有助于卫星合适运行并且有助于任务成功。

侧壁8的正方形或长方形横截面使之能够把尺寸优化为运载火箭的横向尺寸，把安装在外壁13上的次要设备考虑在内。然而，也可以采用其它多边形形状，包括六边形或八边形。

每个壁17都通过下端10固定到接口环2。具体而言，每个壁17的下端10的两个单独表面部分直接与接口环2的上表面接触，实际上，形成两个接触点或者接触区域。例如，通过比如螺丝这样的或多或少的局限性的连接件，在每个接触点或区域提供每个壁17与接口环2之间的连接。作为选择，每个壁17可以只有与接口环2接触的单独一个点或单独一个区域。

在侧壁8的横截面是圆形的情况下，直径最好与接口环2的直径相对应。然后，可以把比如胶接、装订或焊接这样的线性连接装置连续地放置在下端10的整个表面以及接口环2的上表面上，由此提高机械强度。

最好，卫星1没有其它部分与接口环2接触，于是把所有应力从运载火箭传递到主体7。

由于大体为平面的表面由壁17形成，所以易于安装次要设备。尤其是，在此所示的实施例中，为了具有最高可能的分辨率，望远镜占据了主体7的大部分乃至全部内部空间11，换言之，主反射镜M₁具有最大直径。然后，最好把次要设备项目固定到壁17的外表面13，意即所述次要设备由壁17的外表面13直接支撑。扁平壁17特别适合安装电子设备，但这并不是限制性的。

推进系统18因此可以安装在主体7的外表面13上。使用电力推进是有利的，因为要承载的推进剂体积明显低于传统的化学推进。通常为氙气的燃料箱因此容易地在外部放在壁17的外表面13上，与此同时在横向上保持运载火箭内的可接受尺寸，由此能够留出可供光学仪器3使用的内部空间11，主反射镜M₁的整个直径可以在内部空间11内。然而，在短期任务中，可以采用传统的化学推进：所需的推进剂体积较小，燃料箱可被容纳在主体13的外表面上。

其它次要设备19也可以附接到壁17的外表面13，比如电池、控制单元或传感器。

卫星1可进一步包括可伸缩的太阳能板21，借助于枢转臂22，将太阳能板固定到主体7的外表面13。

致动器装置，比如CMGs23(控制动量陀螺仪的缩略词)，也可以安装在壁17的外表面13上。

因此，支撑平台6和主体7共同支撑起卫星1的所有设备。结果是模块化程度很高，因为次要单元可以独立于光学仪器3设置在壁17的外表面13上。通过接口环2传递应力的路径必须遵循主体7的侧壁8，以保护光学仪器3。光学仪器3的长度，即其沿着其视线V的尺寸，则可以增加，与此同时与现有技术相比，卫星1的总长度较短。在光学仪器3是如前文所述的望远镜的情况下，增加光学仪器的长度使之能够增加主反射镜M₁与次反射镜M₂之间的距离，并因此增加反射镜M₁和M₂的直径，与此同时考虑到光学原理的尺寸要求。通过增加反射镜M₁和M₂的直径，直到主反射镜M₁填充内部空间11，望远镜的分辨率得到提高。

作为比较，尽管根据现有技术的卫星的光学仪器的主反射镜的直径在VEGA的VESPA有效荷载整流罩的体积内可达到约为40至50cm(厘米)，但根据本发明的卫星的主反射镜M₁可以超出该值，直到该值的二倍，意即在运载火箭接口为1194mm的结构中，可以达到高为1m的直径，并且仍在VEGA的Vespa有效荷载整流罩的相同体积内。

换言之，由于卫星1的设计，其中，应力穿过主体7的侧壁8，并且通过调整光学仪器3的定向，使其视线V朝向连接到接口环2的下端10，所以可以缩短光学仪器3的总长度，并因此缩短卫星的总长度，以便保持性能至少与现有技术的性能相当。如引言部分所述，就运载火箭内的占用空间而言，卫星1的长度是最关键的尺寸。

在双重发射系统的情况下，根据本发明的卫星1特别适合放置在较小的舱中，通常为下舱，比如在VEGA运载火箭的VESPA结构中。图7因此按照图示阐释了包括VESPA结构的VEGA运载火箭的有效荷载整流罩24的体积。形成两个独立舱：下舱25和上舱26，在此参考图7的自然定向使用形容词“下”和“上”，所述自然定向与用于卫星组装的坐在地面上的运载火箭的定向相对应。每个舱25，26用于接收附接到卫星接口环的卫星。

下舱25的尺寸较小，尤其是在放入内部时，在卫星纵向的尺寸较小。根据本发明的卫星1长度较小却保持预期性能，因此特别适合放置在下舱25内。

卫星1可特别适合与具有相同设计或不同设计的另一个卫星相堆叠。为此目的，根据另一个实施例，链接设备7呈具有纵向主轴的中心柱的形式，例如，所述纵向主轴与接口环2的轴A相一致。卫星1仍可以包括壁17，所述壁固定到中心柱7。支撑平台6固定到中心柱7。例如，光学仪器3和支撑平台6封装在中心柱7内。检测系统可以安装在中心柱7外，在上端9的表面上。中心柱7可以在每个末端处纵向延伸到壁17外，以至于运载火箭接口环2可以在下端10处固定到中心柱7，中心柱7的上端可供安装要与另一个卫星系统的互补接口啮合的辅助接口系统27。就运载火箭接口环2来说，辅助接口系统27可以是接口环，在下文中也是如此指定的。辅助接口环2具有固定到中心柱7的内表面。

为了便于堆叠根据本发明的设计的两个卫星1，第一个卫星1的辅助接口环2要与第二个卫星1的运载火箭接口环2相啮合。

本发明的两个卫星1可以按照以下步骤堆叠在一起。

通过运载火箭接口环2把第一个卫星1固定到运载火箭28的卫星接口环。把第二个卫星1放置在第一个卫星1上，以使它们的视线V重合，或者至少平行。第一个卫星1的上端9面对第二个卫星1的下端10，第一个卫星的辅助接口环27与第二个卫星1的运载火箭接口环2相结合。两个环2、27确保两个卫星1之间的连接。

安装在中心柱7上端9表面上的检测系统就可能纵向延伸到壁17的外面。在这种情况下，当两个卫星1堆叠在一起时，所述堆叠的第二个卫星1包括用来容纳第一个卫星1的检测系统的空间。

在这种堆叠中，由运载火箭的卫星接口环2’传递到第一个卫星1的所有应力沿着第一个卫星1的主体7的侧壁8行进，并且传递到第二个卫星1的主体7的侧壁8，在此再次保护第二个卫星1的光学仪器3。因此，应力遵循的力学路径受限到两个卫星1的主体7的侧壁8。

在如此堆叠两个以上根据本发明的卫星1时，情况也是这样。

根据本发明的设计的卫星1因此能够提供紧凑的结构，与此同时确保光学仪器3的性能，尤其是在分辨率方面，至少与现有技术相当。

除了在提供与现有技术相同的性能的同时缩小其尺寸之外，卫星1的紧凑性还能够减小其惯性，并因此有助于卫星的姿态控制，从而减少能量消耗。

此外，因为减少了卫星长度，所以减少了暴露于速度矢量的表面积，因此减少了拖曳，并且因此进一步有助于姿态控制，从而减少能量消耗。

在把卫星1安装在运载火箭中时，使运载火箭接口环2与卫星接口环2’成为一体，视线V相对于重力方向向下定向。因为运载火箭中的环境并不是没有诸如灰尘这样的颗粒，所以通过调整光学仪器3的定向，使其视线向下瞄准，反射镜M₁受到保护而免受微粒子污染，所述微粒子污染会降低光学仪器3的性能。