卫星设备、卫星组件及从发射载具部署卫星的方法与流程

1.本公开涉及一种卫星设备，并且更具体地，涉及一种包括壳体和支撑结构的卫星设备和堆叠该卫星设备的方法。


背景技术：

2.为了弥补高发射成本，正在从单个发射载具部署越来越多的卫星。诸如微型卫星(microsats)和立方卫星(cubesats)的较小卫星尤其是多舱单发射的良好候选者。然而，发射的强烈且高度定向的力需要这样的安装结构和卫星设计，其特别设计成将载荷有效地传递到发射载具结构并承受诸如由所选择的安装布置和定向产生的高弯曲或扭转载荷的条件。需要有效的结构设计和布置，其最大化地利用受限的发射载具空间，并且允许在空间中有效部署，同时使得重量、生产成本和发射准备时间最小化。


技术实现要素：

3.本公开提供了涉及卫星支撑结构和组件的系统、设备和方法。在一些实例中，卫星设备可以包括具有相对的第一壁和第二壁的壳体，以及在壳体内横跨第一壁和第二壁的支撑结构。支撑结构可以仅在第一壁和第二壁处结构性地连接到壳体，并且支撑结构的近端部分可以配置成通过分离系统连接到发射载具。
4.在一些实例中，卫星组件可以包括具有发射轴线的发射载具和在发射载具内部的多个卫星。这些多个卫星可以垂直于发射轴线堆叠。
5.在一些实例中，一种从发射载具部署卫星的方法可以包括通过相对于竖直发射轴线水平地堆叠卫星而将多个卫星装载在发射载具内部。该方法还可以包括将卫星在发射载具中运送到太空，并且相对于竖直发射轴线水平地将卫星与发射载具分离。
6.本公开的特征、功能和优点可以在本公开的各种实例中独立地实现，或者可以与其他实例组合，本公开的进一步的细节可以参考以下描述和附图来看到。
附图说明
7.图1是从发射载具发射和部署的说明性卫星的示意图。
8.图2是图1的卫星的框图。
9.图3是根据本公开的各方面的多个说明性卫星堆叠安装到根据本公开的各方面的发射载具有效载荷适配器的等距视图。
10.图4是图3的卫星组件的近侧卫星的等距前视图。
11.图5是图4的卫星的等距后视图。
12.图6是图4的卫星的芯部结构、燃料箱和壳体面板的等距前视图，其中面板被描绘为透明的。
13.图7是图4的卫星的壳体的等距视图，其中面板被描绘为透明的。
14.图8是一说明性卫星堆叠的等距测图，包括连接到远侧卫星的芯部结构的图4的近
侧卫星的芯部结构并包括安装板，其中卫星的壳体面板被描绘为透明的。
15.图9是图8的安装板和芯部结构的剖视图。
16.图10是图8的卫星堆叠的剖视图，包括芯部结构，壳体和推进系统。
17.图11是描绘了根据本教导的从发射载具部署卫星的说明性方法的步骤的流程图。
具体实施方式
18.下面描述并在相关联的附图中示出具有圆柱形支撑结构的卫星的各个方面和实例以及相关的堆叠卫星组件和方法。除非另外指明，否则根据本教导的卫星和/或卫星组件，和/或其各种部件可以但不是必须包含本文描述、示出和/或结合的结构、部件、功能和/或变型中的至少一个。此外，除非明确排除，否则结合本教导描述、示出和/或结合在本文的过程步骤、结构、部件、功能和/或变型可以包括在其他类似的装置和方法中，包括在所公开的实例之间是可互换的。以下对各种实例的描述本质上仅是说明性的，并且决不旨在限制本公开、本公开的应用或使用。另外，由下面描述的实例提供的优点本质上是说明性的，并且不是所有的实例都提供相同的优点或相同程度的优点。
19.此详细描述包括以下部分，其紧接着在下文如下所述：(1)概述；(2) 实例、部件和替代方式；(3)说明性组合和另外的实例；(4)优点、特征和益处；以及(5)结论。将这些实例、部件和替代方式部分进一步划分为子部分a到c，其中每一个都被相应地标记。
20.概述
21.通常，根据本教导的卫星可以包括中空的中央支撑结构并包括壳体。中央支撑结构可以是卫星的主结构，其支撑壳体并连接到发射载具。中央支撑结构可以横跨在壳体的第一面板和第二面板之间，并且可以仅通过第一面板和第二面板连接到壳体。卫星的有效载荷和操作设备可以由壳体支撑。中央支撑结构可以是增材制造的，并且包括具有菱形孔口阵列的圆柱形壁。为了发射，卫星可以形成结构卫星发射构造的一部分。
22.通常，根据本教导的结构卫星发射构造可以包括两个卫星，每个卫星具有作为该卫星的主结构的中央支撑结构。两个卫星的中央支撑结构可以连接以形成单梁结构，该单梁结构可以作为悬臂梁安装到发射载具的有效载荷适配器。换句话说，两个卫星的中央支撑结构可以限定芯部轴线，并且卫星可以安装在发射载具中，使得芯部轴线垂直于发射载具的发射轴线。
23.在一些实例中，结构卫星发射构造可以包括多对连接的卫星。每对连接的卫星可以连接到发射载具的中心环有效载荷适配器，这些连接的卫星从环适配器径向地向外延伸。在一些实例中，结构卫星发射构造可以包括三个或更多个具有连接的中央支撑结构的卫星的一个或多个堆叠，该一个或多个堆叠安装到发射载具，使得由中央支撑结构限定的芯部轴线垂直于发射载具的发射轴线。
24.实例、部件和替代方式
25.以下部分描述了说明性卫星以及相关组件和/或方法的所选择的方面。这些部分中的实例旨在说明，而不应被解释为限制本公开的整个范围。每个部分可以包括一个或多个不同的实例、和/或上下文或相关的信息、功能和/或结构。
26.a.说明性卫星及相关方法
27.本文公开的实例可以在说明性卫星发射方法80(参见图1)和说明性卫星100(参见
图2)的上下文中进行描述。在本实例中，方法80包括三个阶段：发射阶段20、分离或部署阶段40以及操作阶段60。发射阶段20 可以包括使用发射载具124将卫星100(或者航天器)从诸如地球的行星体120运输到外层空间122。在地球的环境中，外层空间可以包括卡门线之外的区域。部署阶段40可以包括一旦已经实现期望的位置、轨迹和/或轨道，就将卫星100与发射载具124分离。操作阶段60可以包括准备卫星100以进行操作，例如与行星体120上的控制器建立通信，延伸太阳能板或仪器臂、和/或操纵到相对于行星体的期望取向。在一些实例中，该方法还可以包括设计、生产和/或服务阶段。
28.方法80的每个过程可以由系统集成商，第三方和/或操作者(例如，客户)执行或实施。为了本说明书的目的，系统集成商可以包括但不限于任何数量的航空航天制造商和主系统转包商；第三方可以包括但不限于任何数量的销售商、分包商和供应商；并且操作者可以是通信公司、租赁公司、军事实体、服务组织等。
29.如图2所示，卫星100可以包括具有多个卫星系统的总线102并包括有效载荷104和分离系统106。该多个系统的实例包括主结构108、推进系统110、电力系统112、热管理系统114、辐射屏蔽系统116和通信系统 118中的一个或多个。每个系统根据所涉及的功能可以包括各种子系统，例如控制器、处理器、致动器、效应器、电机、发电机等。可以包括任何数量的其他系统。尽管示出了无人驾驶人造卫星的实例，但是本文公开的原理可以应用于其他航空航天载具和技术，例如发射载具、空间站、载人航天器和/或星际探测器。
30.在卫星发射方法80的任何一个或多个阶段期间，可以采用本文示出或描述的设备和方法。例如，在发射阶段20期间，可以垂直于发射载具 124的发射轴线堆叠两个或更多个卫星。类似地，例如但不限于，在执行发射方法80之前在卫星100和/或发射载具124处于准备中时，也可以利用该设备或方法实现的一个或多个实例或其组合。同样，在部署阶段40 期间，例如，通过垂直于发射载具124的发射轴线从该发射载具径向地向外部署卫星，可以利用该设备、方法的一个或多个实例或其组合。
31.b.说明性卫星组件
32.如图3至图6所示，本部分描述了说明性卫星组件200。卫星组件200 是如上所述的结构卫星发射构造的实例。该组件包括多个卫星堆叠210。每个堆叠210包括近侧卫星212和远侧卫星214，并且每个堆叠通过安装板218连接到有效载荷适配器216。在一些实例中，堆叠可以包括三个或更多个卫星。
33.在图3所示的实例中，有效载荷适配器216包括环结构217，例如穆格公司(moog,inc.)生产的演进型次级有效载荷适配器(espa)。该多个卫星堆叠210在围绕环结构对称布置的六个安装点220处连接到环结构 217。在图3中，卫星堆叠210中的一个没有描绘，以示出对应的安装点 220。通常，该多个卫星堆叠可以围绕有效载荷适配器216对称地布置，以便平衡传递到有效载荷适配器的载荷。
34.有效载荷适配器216是具有发射轴线222的发射载具的一部分。发射轴线也可以描述为发射载具的纵向轴线，z轴线或竖直轴线。垂直于发射轴线的方向可以描述为横向的和/或水平的。
35.在发射之前，发射轴线可以与由重力参考系限定的竖直方向对准。在发射期间，当发射载具沿非线性发射轨迹运动时，发射轴线可能相对于重力参考系旋转。因此，为了在以下描述中清楚起见，诸如“上”，“下”，“顶部”，“底部”等的方向术语和描述应该相对于发射
轴线来理解。
36.在本实例中，有效载荷适配器216的环结构217具有平行于发射轴线 222的中心轴线224。每个卫星堆叠210具有芯部轴线226，该芯部轴线也可以描述为堆叠的纵向轴线或中心轴线。每个卫星堆叠210的芯部轴线 226延伸通过环结构217的位于环结构的中心轴线224上的中心点228。即，该多个卫星堆叠的芯部轴线在环结构的中心点处相交。
37.该多个卫星堆叠210可以描述为水平堆叠、分支、突出组件和/或径向连接的卫星组。每个卫星堆叠210垂直于环结构的中心轴线224从环结构 217径向地向外延伸出。即，每个卫星堆叠的芯部轴线226均垂直于发射轴线222。
38.每个卫星堆叠的近侧卫星212通过如下面进一步讨论的分离系统和/ 或装置可释放地连接到对应的安装板218。每个远侧卫星214类似地通过分离系统和/或装置可释放地连接到对应的近侧卫星。每个安装板218固定地附接到环结构217的安装点220中的一个。在本实例中，安装板被螺栓连接到环结构。在一些实例中，安装板可以是有效载荷适配器216的一体部分和/或近侧卫星可以直接连接到安装点。在一些实例中，安装板218 可以支撑其他附加的有效载荷或发射载具部件，和/或可以形成另一结构的一部分。
39.图8至图10描绘了一个卫星堆叠210，并且图4至图7描绘了该卫星堆叠的近侧卫星212。除了另外说明的情况，可以理解该卫星堆叠的描述同样适用于每个卫星堆叠210。通常，如本文所述的卫星组件的卫星可以包括如下所述的主结构，但是可以在有效载荷、壳体设计和诸如通信、屏蔽和热调节的操作系统的规格方面变化。
40.图4和图5是近侧卫星212的相对的等距视图。在卫星相对于有效载荷适配器的取向的情况下，图4描绘了卫星的远侧，图5描绘了卫星的近侧。在本实例中，近侧卫星212大致为立方体，并且包括由六个平面的且呈正方形或矩形的壁面板构成的壳体234。更具体地，卫星包括前面板236 和相对的后面板238。四个设备面板240横跨在前面板和后面板之间。
41.近侧卫星212还包括多个贴片天线242、柱状挡板244、以及由两个可展开面板组成的太阳能电池板246。四个推进器248安装在后面板238 的四个拐角处的支架250中。卫星212还可以包括任何适当的操作或有效载荷设备，包括但不限于燃料箱、星象跟踪仪、反作用轮、散热片、散热器面板，和/或航空电子设备。大部分设备可以安装到设备面板240的内表面。
42.图5中还示出了近侧卫星212的圆柱形芯部结构260的近端部分262，其通过后面板238伸出。在图6中可以更完整地看到芯部结构260，其中壳体234被描绘为透明的。芯部结构也可以描述为支撑结构、中空柱和/ 或中心梁。
43.芯部结构260是中空圆柱体，其横跨在后面板238和前面板236之间并且封闭在壳体234中。芯部结构也可以描述为中空柱。芯部结构限定了中心轴线270，并且在近侧卫星212中居中。近端部分262固定到后面板 238，并且芯部结构的远端部分264固定到前面板236。包括多个孔口268 的壁266在两个端部之间延伸。壁266相对于芯部结构的直径较薄，从而允许芯部结构坚固且坚硬但较轻。孔口268可以进一步减轻芯部结构，而不牺牲期望的结构特性。
44.芯部结构260在卫星的主结构处起作用，并且配置成将卫星结构性地连接到发射载具和远侧卫星两者。更具体地，近端部分262配置成通过安装板连接到发射载具有效载荷适配器，并且远端部分264配置成连接到另一卫星的芯部结构。芯部结构260的每个端部部
分配置成通过分离系统或装置连接。在本实例中，两个端部部分配置成通过类似的分离系统连接，如下文进一步描述的。在一些实例中，近端部分和远端部分可以配置成通过不同的分离系统或装置连接。
45.远端部分264包括接触前面板236的内表面的接口(interface，接合部)凸缘272。在本实例中，芯部结构通过多个紧固件固定到前面板，该多个紧固件延伸通过接口凸缘272中的孔口并进入前面板。近端部分262 包括多个围绕壁266的圆周的接口凸片，其从壁延伸出并接触后面板238 的外表面。在本实例中，芯部结构通过多个紧固件固定到后面板，这些紧固件延伸通过接口凸片274中的孔口而进入后面板。
46.如图6所示，近侧卫星212包括安装在芯部结构260内部的燃料箱280。这种布置可以帮助使卫星中的空间效率最大化，从而允许芯部结构260具有大横截面以具有提高的强度和刚度，而不浪费内部空间。孔口268可以便于必要的进入和/或连接到燃料箱，例如流体连接到填充阀或电连接到传感器。
47.燃料箱280的外径可以接近但小于芯部结构260的壁266的内径。为了允许紧密配合的燃料箱定位在芯部结构260内，芯部结构包括两个部分，这两个部分可围绕燃料箱280组装。更具体地，芯部结构260包括第一段 276和第二段278。
48.第一段276包括近端部分262，第二段278包括远端部分264，并且第一段和第二段在中间接口284处螺栓连接在一起。中间接口284可以描述为沿着壁266的范围设置在中间部分(part-way)。第一段和第二段中的每一个在中间接口284附近加厚，以加强和强化连接，并且允许这两个段用作卫星212的单个有效结构支撑。
49.在本实例中，壁266还包括用于多个垫片螺栓282的孔口，以将燃料箱280居中并精确地定位在芯部结构中。通常，芯部结构260可以包括适合于近侧卫星212的操作设备的安装、支撑或集成的任何定制或修改。
50.图7是近侧卫星212的壳体234的等距视图，其中面板236，238，240 被描绘为透明的。在本实例中，壳体的面板通过八个角托架286和四个角夹288连接。角托架286包括四个推力器支架250，并且每个角托架定位在壳体234的拐角内，在该位置处前面板236或后面板238的拐角与两个设备面板240的拐角相交。每个角夹288沿着壳体234的边缘的内侧延伸，两个设备面板240的边缘在该处相遇。
51.每个角托架286的主体287位于前面板236或后面板238的对应的角切口上。角托架的主体287的侧面接触三个相邻面板的内表面，并且可以粘结或以其他方式固定到这些面板。角托架286还包括角凸片289，这些角凸片配置成接触角夹288的内表面。对于每个角托架286，一个角凸片 289可以粘结或以其他方式固定到相邻的角夹288。因此，每个角夹288 可以固定到后面板238处的第一角托架和前面板236处的第二角托架，并且在该第一角托架和第二角托架之间延伸。
52.角夹288和角托架286可以将设备面板240结构性地连接到前面板 236和后面板238，该前面板和后面板进而结构性地连接到卫星的芯部结构。设备面板240直接连接到芯部结构。换句话说，芯部结构仅通过前面板和后面板连接到设备面板240。来自安装到设备面板240的设备的载荷可以通过前面板236和后面板238传递到芯部结构。
53.壳体234不形成近侧卫星212的主结构的一部分。如图8至图10所示，近侧卫星212的芯部结构260直接连接到安装板218和远侧卫星的芯部结构。芯部结构260是近侧卫星212
的主结构，以及到发射载具的主载荷路径。壳体234包围并封闭芯部结构和卫星设备。壳体由芯部结构260 支撑，并且该壳体不直接连接到发射载具。因此，显著地增加了壳体234 的材料选择和设计的自由度。
54.如图7所示并如上所述，在本实例中，壳体234大致为立方体，并且由平面面板组成。通常，壳体可以具有适于容纳卫星系统和设备并有效地装载在发射载具内部的任何形状。例如，壳体可以是多面体，可以包括弯曲面板，和/或可以具有不规则形状。壳体234可以围绕中心轴线270大致对称和/或平衡以在部署期间直接且无翻滚地分离。
55.在本实例中，面板236，238，240包括复合蜂窝夹层材料。通常，面板可以包括任何轻质材料或强度足以支撑安装的设备的材料。例如，面板可以是增材制造的和/或包括增材制造的部分，该增材制造的部分可以通过三维(3d)打印、金属合金的激光烧结或其他方法来形成。面板不需要针对主结构所需的强度或刚度来设计。
56.壳体234可以针对所选择的有效载荷和操作卫星设备来高度定制。在不影响卫星的主结构的情况下，可以在壳体上形成观察端口、支撑件、屏蔽件、进入孔或其他修改。特别地，与增材制造部件的快速原型设计和设计实施能力相结合，这种自由度可以显著地简化设计并减少测试和认证时间。
57.在壳体234中，前面板236和后面板238可以具有最大的设计约束。即，壳体234的连接到芯部结构的近端和远端的两个面板或结构可能需要配置成与芯部结构对接。在本实例中，芯部结构与由卫星推进器的位置和方向限定的前面板和后面板对接。在一些实例中，芯部结构可以连接到卫星的侧面，使得卫星可以被描述为侧向安装到发射载具，或者可以安装到壳体的任何两个相对的壁或壁部。
58.再次参考图7，后面板238包括具有六个周向切口或凹槽292的圆形孔口290。圆形孔口290和凹槽292可以允许芯部结构260穿过后面板238 伸出，使得近端部分262在后面板的外部，如图5所示。更具体地，壁266 可以延伸通过圆形孔口290，并且从壁266伸出的六个隔室294可以延伸通过凹槽292。换句话说，后面板238可以包括成形为与芯部结构260对应的孔口，使得近端部分262可延伸通过后面板。近端部分262和后面板 238中的孔口的具体形状可以取决于所选择的分离系统，如下面进一步描述的。
59.如图4和图7所示，前面板236包括六个大的圆形孔口和三个小的圆形孔口296，这些圆形孔定位成允许分离系统的装置延伸通过该前面板以接合芯部结构260的远端部分264。类似于后面板238，前面板236可以包括形状和位置设计成与所选择的分离系统和远端部分264的对应构造相匹配的任何一个或多个孔口。
60.图8描绘了作为卫星堆叠210的一部分的连接到远侧卫星214和安装板218的近侧卫星212。类似于近侧卫星212，远侧卫星214包括大致立方体的壳体334和具有近端部分362及远端部分364的圆柱形芯部结构 360。芯部结构360横跨在前面板336和后面板338之间，其中近端部分 362延伸通过后面板以连接到近侧卫星214的远端部分264。
61.在本实例中，除了芯部结构360的远端部分364的构造之外，远侧卫星214与近侧卫星212大致相同。因此，远侧卫星214的部件的附图标记
62.与近侧卫星212的对应部件的那些附图标记相匹配。通常，远侧卫星214
63.可以包括芯部结构360，该芯部结构通常匹配并配置成连接到近侧卫星212
64.的芯部结构260，但是在设计上可以与近侧卫星212不同。例如，两个卫星的有效载
荷、操作设备和/或壳体可以不同。
65.远侧卫星214的远端部分364比近侧卫星212的远端部分264构造得更简单，如图9中更清楚地示出的。与远端部分264不同，在本实例中，远端部分364不需要配置成连接到另一芯部结构。因此，远端部分364包括圆柱形壁366，直到圆形的环形接口凸缘372，以连接到远侧卫星214 的前面板。这种更简单的形状可以期望地更轻。在一些实例中，为了简化制造和/或卫星设计，远侧卫星214的远端部分364可以与近侧卫星212 的远端部分264相匹配。在一些实例中，卫星堆叠210可以包括三个或更多个卫星，其中至少一个卫星可以包括配置成在近端和远端这两者处连接到相邻卫星的芯部。
66.在本实例中，远侧卫星214以与近侧卫星连接到安装板218相同的方式连接到近侧卫星212。因此，远侧卫星214的芯部结构360的近端部分 362与近侧卫星212的芯部结构260的近端部分262相匹配。安装板218 还包括与近侧卫星212的远端部分264匹配的远端部分464。
67.安装板218可以用作适配器，便于近侧卫星212的芯部结构260和发射载具有效载荷适配器之间的结构连接。安装板包括配置成用于连接到有效载荷适配器的安装点的近端部分462。在本实例中，近端部分462包括在每个拐角处具有螺栓孔的正方形平面。近端部分462和远端部分464通过具有支撑支架的圆柱形中心壁连结。通常，安装板218可以具有适于在卫星的芯部结构和发射载具之间提供强连接和有效载荷路径的任何几何形状或构造。
68.安装板218、芯部结构260和芯部结构360一起可以用作从发射载具有效载荷适配器向外水平延伸的悬臂梁。组合的芯部结构足够刚性的以支撑近侧卫星212和远侧卫星214这两者，从而承受与发射相关联的弯曲力矩和振动载荷。连结的芯部结构还提供了通向发射载具的坚固且简单的载荷路径。如下面进一步描述的，芯部结构的尺寸和设计提供了所需的刚度，同时重量最小。
69.对于受组合的芯部结构影响的梁的刚度而言同样重要的是芯部结构 260和芯部结构360之间以及芯部结构260和安装板218之间的连接的刚度。任何有效的分离系统或装置都可以用于连接卫星。然而，例如在本实例中所描绘的在芯部结构之间提供直接连接的系统可以提供足够刚性的连接。
70.卫星堆叠210包括连接近侧卫星212和安装板218的近侧分离系统 410，以及连接远侧卫星214和近侧卫星212的远侧分离系统412。如图4 至图6中最清楚地示出的，每个分离系统410，412包括六个可分离连接器414和三个推离销416。每个可分离连接器414包括凸形部分(maleportion)415和凹形部分(female portion)417。
71.在近侧卫星212上，分离系统410的可分离连接器414的凸形部分415 容纳在近端部分262的隔室294中，并且通过近端部分的接口凸缘258伸出以接合安装板上的对应的凹形部分。在接口凸缘272的与前面板236相背对的一侧上，分离系统412的可分离连接器414的凹形部分417安装在远端部分264的壁266中的凹槽中。接口凸缘272中的对应孔口允许远侧卫星上的相应凸形部分穿过凸缘到达凹形部分417。
72.分离系统412的推离销416类似于分离系统的凹形部分417安装。即，推离销安装在接口凸缘272的与前面板236相背对的一侧上，并且这些推离销延伸通过接口凸缘和前面板中的对应的孔口以接触远侧卫星214的近端部分的接口凸缘。近侧卫星212的近端部分262的接口凸缘258包括三个扇形部420，以接合安装板218上的推离销。
73.分离系统410，412的可分离连接器414和推离销416围绕芯部结构 260，360的圆周均匀地间隔开。分离系统的每个装置414，416是弹簧致动的，以便平稳和可靠地分离，并且这些装置连接到控制系统，以便协调地触发。
74.如图9至图10所示，在安装板218和芯部结构260之间未插入分离系统410的装置414，416。类似地，在芯部结构260和芯部结构360之间未插入分离系统412的装置。芯部结构260的近端部分262的接口凸缘258 直接接触安装板218。芯部结构260的远端部分264的接口凸缘272和芯部结构360的近端部分362的接口凸缘358分别接触近侧卫星的前面板 236的内表面和外表面，其中仅前面板在两个凸缘之间。芯部结构之间的直接连接可以产生期望的刚度。分离系统的装置也可以单独地配置成便于刚性连接。
75.在本实例中，分离系统412还包括两个可分离的壳体连接器430，如图8和图10所示。每个壳体连接器430包括安装到近侧卫星212的前面板236的第一支架431和安装到远侧卫星214的后面板338的第二支架。第一支架431和第二支架432通过类似于可分离连接器414的弹簧致动可释放机构连接。两个连接的支架431，432一起具有与远侧卫星的近端部分362相匹配的轴向范围，从而当芯部结构260连接到芯部结构360时允许壳体连接器430桥接在两个卫星之间。
76.壳体连接器430可以根据壳体234和334的几何形状或其他特性来配置和/或定位。在本实例中，两个壳体连接器定位在卫星的相对的外侧向边缘处，以向卫星之间的连接提供附加的侧向稳定性，并且帮助无翻转 (tumble-free)分离。
77.图9是卫星堆叠210的主结构的剖视图，其包括安装板218、分离系统410、芯部结构260、分离系统412和芯部结构360。每个芯部结构具有由壁266或366的内表面限定的内径424。每个芯部结构260，360还具有从近端处的接口凸缘到远端处的接口凸缘的长度426。芯部结构260和芯部结构360的内径424和长度426各自相同。
78.在本实例中，芯部结构具有大约12英寸的内径424和大约20英寸的长度。芯部结构的壁266，366的厚度在大约千分之一百和千分之二百英寸之间。芯部结构和通过连接芯部结构而形成的悬臂梁结构足够强和有刚性，以在大约30赫兹的振动频率下支撑每个大约100千克的近侧卫星和远侧卫星。通常，芯部结构260，360可以是适合于卫星的尺寸和重量的任何尺寸。即，芯部结构设计可以适用于从微型卫星到全尺寸卫星。
79.壁266中的孔口268和壁366中的孔口368可以帮助减小芯部结构的重量，而不牺牲结构强度。在本实例中，每个芯部结构包括孔口428的两个阵列，其中第一阵列在第一段中，第二阵列在第二段中。在一些实例中，孔口可以以附加阵列布置，并且在诸如整体芯部结构的实例中，该孔口可以形成单个阵列。
80.孔口268，368中的每一个是菱形形状的。在本实例中，每个孔口的长度是大约两英寸，并且与相邻的孔口间隔大约四分之一英寸。孔口428 的阵列也可以描述为网格和/或菱形格子。菱形可以特别适合于增材制造。可以使用任何期望的孔口形状，并且适当的孔口形状可以取决于所选择的制造方法。孔口尺寸和间距可以根据芯部结构的期望结构特性和/或电磁特性来选择。
81.在本实例中，芯部结构260，360由金属增材制造。更具体地，芯部结构可以包括激光烧结金属合金，该激光烧结金属合金使用铝合金的直接金属激光烧结(dmls)来制造。通常，芯部结构可以根据任何有效的方法和任何足够强且轻的材料来制造。芯部结构的增材
制造可以特别适合于薄壁、孔口和定制接口特征的形成。
82.卫星212，214的其他部件可以有利地使用诸如dmls或电子束熔化 (ebm)的增材制造方法来制造。例如，燃料箱280、角夹288、角托架 286和/或面板236，238，240可以是增材制造的。
83.c.说明性方法
84.这部分描述了从发射载具部署卫星的说明性方法的步骤；见图11。上述卫星、结构卫星发射构造和/或发射载具有效载荷适配器和安装板的各方面可以在下面描述的方法步骤中使用。在适当的情况下，可以参考可以用于执行每个步骤的部件和系统。这些参考是为了说明，而不是要限制执行该方法的任何特定步骤的可能方式。
85.图11是示出了在说明性方法中执行的步骤的流程图，并且可能未叙述该方法的完整过程或所有步骤。尽管方法500的各个步骤在下面描述并在图11中描绘，但是这些步骤不需要必须全部执行，并且在一些情况下可以同时执行或者以与所示顺序不同的顺序执行。
86.在步骤510，该方法包括将多个卫星装载在发射载具中。发射载具可以包括适于将有效载荷运输到太空的任何发射载具。例如，该发射载具可以是可消耗的自主载具，或者可以是载人航天器。步骤510可以作为准备发射发射载具的一部分来执行，并且该多个卫星可以配置成连接到发射载具并且在发射载具中发射。装载卫星可以包括使用一个或多个分离系统和 /或装置将卫星附接到发射载具的有效载荷适配器和/或附接到彼此。可以根据步骤510的子步骤512-516来装载卫星。
87.子步骤512包括相对于发射载具的竖直轴线水平地堆叠多个卫星。换句话说，两个或更多个卫星可以沿着水平轴线彼此相邻地定位。竖直轴线可以对应于在准备发射期间的发射载具的取向和/或可以对应于发射方向或发射轴线。竖直轴线也可以称为发射载具的主轴线。该两个或更多个卫星可以被称为水平堆叠和/或侧向组件。该堆叠中的卫星中只有一个可以直接连接到发射载具。
88.子步骤512的子步骤514包括连接堆叠卫星的相邻卫星的圆柱形芯部结构。该多个卫星中的每个卫星的主结构可以包括圆柱形芯部结构。每个芯部结构可以具有相同的直径，并且该芯部结构可以配置成通过分离系统连接到另一个芯部结构。在卫星的水平堆叠内，每个卫星可以通过芯部结构连接到相邻卫星。该堆叠的卫星的连接的芯部结构可以形成从发射载具有效载荷适配器水平延伸出的横梁。
89.步骤510的子步骤516包括围绕发射载具的环结构组装和附接多个堆叠。环结构可以是发射载具的有效载荷适配器，并且可以包括多个附接点或安装点。多个水平堆叠可以根据子步骤512来组装，并且每个堆叠的一个卫星可以连接到环结构的安装点。卫星的水平堆叠和/或每个堆叠的水平轴线可以从环径向地向外延伸。
90.步骤518包括将这些多个卫星在发射载具中运送到太空。步骤518和 /或方法500可以包括完成用于发射载具和/或卫星的发射准备。例如，该方法可以包括连接控制系统和分离系统，将卫星封闭在热保护中，和/或装载其他的有效载荷。步骤518可以包括发射发射载具，并且通过火箭将发射载具推进到太空中。
91.太空可以被理解为包括用于部署所运送的多个卫星中的一个或多个的任何期望的区域或位置。例如，太空可以包括但不限于地球的卡门线之外的区域、行星体的大气之外的区域、或者围绕非行星体的轨道。
92.步骤520包括垂直于发射载具轴线将卫星与发射载具分离。分离卫星可以顺序地执行，并且可以通过依次致动将相邻卫星连接的分离系统和将卫星堆叠连接到发射载具的环结构的分离系统来执行。
93.分离系统可以设置在相邻的卫星之间，和/或以其他方式配置成在平行于卫星沿着其堆叠的轴线的方向上提供分离脉冲。换句话说，每个分离系统可以被致动以在垂直于发射载具的主轴线的方向上和/或在从环结构径向向外的方向上推动卫星远离发射载具。
94.根据在以下段落中描述的本公开的进一步说明性和非排他性的实例包括根据以下条款的实施方式：
95.在根据本公开的实例中，第一卫星设备(100，212)包括壳体(234) 和支撑结构(260)，该壳体包括彼此相对的第一壁和第二壁(236，238)，该支撑结构横跨彼此相对的第一壁和第二壁并且由壳体包围，其中，支撑结构的近端部分(262)配置成通过分离系统(106，410)连接到发射载具(124)。
96.可选地，在前述段落的设备中，支撑结构(260)是中空柱。
97.可选地，在前述段落之一的设备中，支撑结构(260)是圆柱形的。
98.可选地，在前述段落之一的设备中，支撑结构(260)由激光烧结金属合金构成。
99.可选地，在前述段落之一的设备中，支撑结构(260)包括具有菱形孔口(268)的壁部(266)。
100.可选地，在前述段落之一的设备中，支撑结构(260)的远端部分(264) 配置成通过分离系统(106，412)连接到另一卫星(214)。
101.可选地，前述段落之一的设备还包括第二卫星设备(214)，该第二卫星设备包括壳体(334)和支撑结构(360)，该壳体包括彼此相对的第一壁和第二壁(336，338)，该支撑结构横跨彼此相对的第一壁和第二壁并且由壳体包围，其中，第一卫星(212)中的支撑结构的远端部分(264) 连接到第二卫星中的支撑结构的近端部分(362)。
102.可选地，在前述段落之一的设备中，载荷从第二卫星(214)通过第一卫星(212)的支撑结构(260)传递到发射载具(124)。
103.可选地，在前述段落之一的设备中，第一卫星设备和第二卫星设备 (212，214)的支撑结构(260，360)在连接时共用公共中心轴线(226)。
104.可选地，在前述段落之一的设备中，第一卫星(212)的支撑结构(260) 通过分离系统(106，412)连接到第二卫星(214)的支撑结构(360)。
105.在根据本公开的另一实例中，卫星组件(200)包括具有发射轴线(222) 的发射载具(124)以及在发射载具内部的垂直于发射轴线堆叠的多个卫星(212，214)。
106.可选地，在前一段的设备中，多个卫星(212，214)中的每一个均具有内部圆柱形芯部结构(260，360)，这些内部圆柱形芯部结构沿着公共芯部轴线(226)对准。
107.可选地，在前述段落之一的设备中，圆柱形芯部结构(260，360)是增材制造的。
108.可选地，在前述段落之一的设备中，圆柱形芯部结构(260，360)具有包括菱形孔口(268，368)的壁部(266，366)。
109.可选地，在前述段落之一的设备中，多个卫星(212，214)固定在围绕环结构(217)的圆周等距分布的多个卫星堆叠(210)中。
110.可选地，在前述段落之一的设备中，环结构(217)具有中心点(228)，卫星(212，
214)中的每一个均包括沿着穿过环结构的中心点的芯部轴线 (226)对准的圆柱形芯部结构(260，360)。
111.可选地，在前述段落之一的设备中，每个卫星(212，214)通过分离系统(106，412)连接到相邻的堆叠卫星(212，214)。
112.在根据本公开的另一实例中，一种从发射载具部署卫星的方法(500) 包括通过相对于竖直发射轴线水平地堆叠多个卫星的堆叠步骤(512)而在发射载具内部装载该多个卫星的装载步骤(510)，将卫星在发射载具运送到太空的运送步骤(518)，以及相对于竖直发射轴线水平地将卫星与发射载具分离的分离步骤(520)。
113.可选地，在前述段落的方法中，每个卫星具有圆柱形芯部结构，装载步骤(510)包括连接相邻卫星的圆柱形芯部结构的连接步骤(514)。
114.可选地，在前述段落之一的方法中，堆叠步骤(512)包括：
115.组装围绕环结构均匀分布的卫星的多个堆叠的组装步骤(516)。
116.本文描述的卫星和卫星组件的不同实例提供了优于用于设计和安装卫星以进行发射的已知解决方案的若干优点。例如，本文描述的说明性实例允许坚固且简单的卫星结构设计。
117.另外，除了其他益处之外，本文描述的说明性实例提供了刚性且轻质的主结构。
118.另外，除了其他益处之外，本文描述的说明性实例允许通过增材制造来快速且便宜地生产卫星主结构。
119.另外，除了其他益处之外，本文描述的说明性实例允许用于堆叠卫星的坚固且简单的载荷路径。
120.另外，除了其他益处之外，本文描述的说明性实例从卫星壳体去除了主结构功能限制。
121.没有已知的系统或装置可以执行这些功能，特别是在水平构造中。因此，本文描述的说明性实例对于发射载具中的次级有效载荷空间的有效利用特别有用。然而，并非本文描述的所有实例都提供相同的优点或相同程度的优点。
122.以上阐述的公开内容可以涵盖具有独立效用的多个不同实例。尽管这些中的每一个都以其优选形式公开，但是如本文公开和示出的其具体实例不应被认为是限制性的，因为许多变型是可能的。就本公开内容中使用的章节标题而言，这种标题仅用于组织目的。本公开的主题包括本文公开的各种元件、特征、功能和/或特性的所有新颖的和非显而易见的组合和子组合。下面的权利要求特别指出了被认为是新颖的和非显而易见的某些组合和子组合。这些特征、功能、元件和/或特性的其他组合和子组合可以在要求本技术或相关申请的优先权的申请中要求保护。这种权利要求，无论其范围比原始权利要求更宽、更窄、相同或不同，都被认为包括在本公开的主题内。