新型航天器结构的利记博彩app
【专利摘要】本发明涉及一种航天器(10)，该航天器其包括本体(20)、刚性地连接至所述本体的回转表面(40)，该航天器包括定位在回转表面(40)的中心处的热力发动机，并且所述回转表面包括第一部分(411)和第二部分(412)，其中，第一部分(411)形成用于将太阳辐射集中在所述热力发动机方向上的太阳能集中器，第二部分(412)与第一部分(411)是同轴的，从而使得第一部分(411)和第二部分(412)相对于彼此形成卡塞格仑型太阳能集中器，该卡塞格仑型太阳能集中器的焦点位于热力发动机处。
【专利说明】
新型航天器结构
技术领域
[0001]本发明属于航天器领域。更具体地，本发明涉及具有用于产生电力的新型结构的航天器。
现有技术
[0002]以本身已知的方式，当今的卫星设置有本体、用于无线电传输的天线、以及以大致对称的方式位于所述本体的两个侧部上的“机翼”，“机翼”包括用于为卫星提供电力的太阳能板。
[0003]还已知的是，每个机翼均形成为可展开的结构使得:所述每个机翼占据的空间在卫星发射时是最小的，并且一旦所述卫星处于轨道中，每个机翼就均采用其工作尺寸和位置。因此每个机翼均包括支承光伏电池的一组太阳能板，所述太阳能板铰接在一起使得其可以占据折叠发射位置或者展开工作位置，其中，在折叠发射位置中，所述太阳能板以Z字形方式折叠至彼此，在展开工作位置中，所述太阳能板至少大约位于彼此的延伸部分中。
[0004]太阳能板的展开通常通过由位于卫星上的处理单元控制的不可逆驱动装置被控制。
[0005]除此之外，机翼以铰接的方式连接至卫星的本体，使得太阳能板可以相对于入射太阳辐射定向并且所述太阳能板的效率可以通过对机翼进行定向的下述装置增大:该装置优选地包括多个电动马达、以及与所述多个电动马达相关联的由所述处理单元控制的控制电子器件。
[0006]用于操作轨道运行卫星所需的太阳能板的数目、驱动装置、高效能的光伏涂层或者还有机翼定向装置构成了卫星的总成本的远不可忽略的成本，并且可能总计高达可替换卫星的总成本的20 %。
【发明内容】
[0007]本发明的目的在于提供一种用于航天器的新型结构，通过该新型结构，制造卫星的财务成本可以通过减小与产生电力和收集太阳能量相关联的成本而显著地减小，而不会对质量方面产生任何不利的影响。
[0008]为了该目的，本发明提供一种航天器，该航天器包括:
[0009]-本体；
[0010]-热力发动机；
[0011]-回转表面，该回转表面围绕回转轴线与所述本体成一体，并且所述热力发动机定位在该回转表面的中心处。
[0012]根据本发明，回转表面包括在所述热力发动机方向上形成太阳辐射集中器的第一部分。
[0013]所述第一部分具有适于形成太阳辐射反射器的涂层。
[0014]热力发动机设置成使得所述热力发动机的输入部位于所述第一部分的焦点处。第一部分根据太阳相对于第一部分的位置而经由马达绕回转表面的回转轴线旋转，使得第一部分将太阳辐射集中在热力发动机方向上。热力发动机的输入部或者在适当时的热力发动机自身根据太阳相对于第一部分的位置而经由马达绕回转表面的回转轴线旋转，使得热力发动机的输入部或者热力发动机自身总是定位在第一部分的焦点处，在所述焦点处，太阳辐射被聚焦成使得所述太阳辐射可以被收集。
[0015]在这种航天器中，太阳辐射可以通过第一部分的设置和热力发动机与所述第一部分的相对位置而被收集、集中并被引向热力发动机的输入部，以为航天器提供电力使得航天器可以运行。
[0016]航天器优选地是卫星。
[0017]根据优选的实施方式，本发明还具有以下特点:独立地实施或以其各个技术操作组合的方式实施。
[0018]在优选的实施方式中，所述第一部分是绕回转表面的回转轴线回转的部分。因此不需要依靠马达来将所述第一部分朝向太阳定向。通过第一部分的形状，无论太阳的位置如何，太阳辐射都可以有利地沿着从回转表面的中心朝向多个焦点的方向被集中在热力发动机处。成组的这些焦点大致描绘了绕回转表面的回转轴线且具有大体恒定半径的圆。
[0019]热力发动机设置成使得所述热力发动机的输入部位于由成组的焦点形成的圆上的点处。热力发动机或子系统中的诸如热力发动机的输入部之类的一个子系统根据太阳相对于第一部分的位置而经由马达绕回转表面的回转轴线旋转，使得该输入部总是定位在太阳辐射被聚焦以收集所述太阳辐射的焦点处。
[0020]在本发明的优选的实施方式中，回转表面包括第二部分，第二部分与第一部分是同轴的，使得第一部分与第二部分相对于彼此形成具有位于热力发动机的输入部处的焦点的卡塞格仑型太阳辐射集中器。
[0021]所述第二部分具有适于形成太阳辐射反射器的涂层。
[0022]热力发动机随后设置成使得所述热力发动机的输入部位于卡塞格仑型太阳辐射集中器的焦点处。卡塞格仑型太阳辐射集中器根据太阳相对于所述卡塞格仑型太阳辐射集中器的位置而经由马达绕回转表面的回转轴线旋转，使得卡塞格仑型太阳辐射集中器将太阳辐射集中在热力发动机方向上。热力发动机或者热力发动机子系统中的一个子系统根据太阳相对于第一部分的位置而经由马达绕回转表面的回转轴线旋转，使得输入部总是定位在卡塞格仑型太阳辐射集中器的所述焦点处，在所述焦点处，太阳辐射出于收集所述太阳辐射的目的而被聚焦。
[0023]在优选的实施方式中，所述第一部分和第二部分是绕所述回转表面的回转轴线回转的部分。因此不需要依靠马达来将第一部分和第二部分朝向太阳定向。通过第一部分和第二部分的形状以及第一部分和第二部分相对于彼此的布置，不管太阳相对于回转表面的中心的位置如何，太阳辐射都可以被集中到热力发动机位置处的多个焦点上。成组的这些焦点大致界定了绕回转表面的回转轴线且具有大致恒定半径的圆。
[0024]热力发动机设置成使得所述热力发动机的输入部位于由成组的焦点形成的圆上的点处。热力发动机或热力发动机的子系统中的一个子系统根据太阳相对于第一部分的位置而经由马达绕回转表面的回转轴线旋转，使得该输入部总是定位在太阳辐射被聚焦使得所述太阳辐射能够被收集的焦点处。
[0025]在本发明的优选实施方式中，回转表面包括第三部分和第四部分，第三部分和第四部分与第一部分和第二部分是同轴的，以形成第一部分与第二部分之间的连结部;第一部分、第二部分、第三部分和第四部分形成具有中空的内部容积的一个组件。
[0026]在一些实施方式中，回转表面是敞开的环面。
[0027]环面在其呈空气室的形式时被认为是敞开的。
[0028]在本发明的优选实施方式中，回转表面由膜形成。
[0029]在本发明的优选实施方式中，膜全部地或部分地由紫外线辐射可穿透的材料制成，使得太阳辐射可以穿过第一部分和第二部分。
[0030]在本发明的优选实施方式中，膜全部地或部分地由在紫外线辐射下降解的材料制成。
[0031 ]在本发明优选的实施方式中，膜由覆盖有或浸渍有对硬化剂起反应的硬化材料的均质材料制成。通过这种材料，膜在航天器的整个使用寿命期间呈现刚性。
[0032]在本发明的优选实施方式中，膜是非延展性的。
[0033]非延展性，是指膜在所述膜在其使用寿命期间必须承受的力的作用下呈现零变形或几乎呈现零变形。
[0034]在本发明的优选实施方式中，一旦航天器处于轨道中，膜就可以被展开。
[0035]因此，膜构造成使得其可以储存在卫星上的小容积中，并且一旦航天器处于轨道中，膜就随后展开。
[0036]在本发明的优选实施方式中，膜可以通过充气被展开。
[0037]优选地，膜是非延展性的并且包括多个非延展性丝状件，所述多个非延展性丝状件设置成使得当所述膜通过充气被展开时，所述多个非延展性丝状件限定第一部部分的第一曲率和第二部分的第二曲率。
[0038]在本发明的优选实施方式中，所述航天器包括用于将回转表面与航天器的本体分离的支撑杆，所述支撑杆在第一末端部处与所述航天器的本体成一体并且在相反的第二末端部处与热力发动机成一体。
[0039]在本发明的优选实施方式中，支撑杆是可以展开、优选地通过充气展开的杆。
[0040]因此，支撑杆构造成使得其可以储存在卫星上的小容积中，并且在所述航天器处于轨道中时，支撑杆随后展开。
[0041 ]在本发明的优选实施方式中，支撑杆可以通过充气展开。
[0042]在本发明的实施方式的优选装置中，支撑杆式可伸缩的杆。
[0043]在本发明的优选实施方式中，支撑杆包括外壳，所述外壳在处于折叠状态时以波纹管方式折叠使得由支撑杆在卫星上所占据的空间最小化。
[0044]在本发明的优选实施方式中，支撑杆包括覆盖有或浸渍有与硬化剂起反应的硬化材料的外壳。通过这种外壳，支撑杆在航天器的整体使用寿命期间呈现刚性。
[0045]在一些实施方式中，硬化剂是紫外线辐射、热辐射、用于对支撑杆或者膜进行充气的气体、或者温度。
[0046]在本发明的优选实施方式中，热力发动机的输入部包括光学聚焦系统，所述光学聚焦系统定位在卡塞格林式太阳辐射集中器的焦点处，从而无论航天器相对于太阳的位置如何，都可以收集太阳辐射，其中，所述光学聚焦系统绕与回转表面的回转轴线垂直的旋转轴线旋转。
[0047]在本发明的优选实施方式中，所述航天器包括在遮蔽(日食)(eClipSeS)期间产生用于操作航天器的电力的燃料电池，并且还包括同轴地围绕所述支撑杆的以下各者:
[0048]-水罐，该水优选地呈蒸汽的形式；
[0049]-氢罐；
[0050]-氧罐。
【附图说明】
[0051]现在将在图1至图4中示出的不以任何方式限制的优选实施方式的背景下对本发明进行更具体地描述，在附图中:
[0052]图1示出了根据本发明的卫星的处于展开状态的新型结构；
[0053]图2示出了根据本发明的一个实施方式的环面的沿着所述环面的母线截取的横截面；
[0054]图3示出了沿着穿过膜的回转轴线的平面切割的半膜；
[0055]图4示出了用于在遮蔽(日食)期间使卫星运行的罐(tank)的关于支撑杆的一个同轴位置。
【具体实施方式】
[0056]现在将在卫星10的非限制性背景下对本发明进行描述。本发明更具体地涉及卫星，卫星布置在与地球同步的轨道中、并且特别地布置在对地静止的轨道中、并且稳定成使得卫星的一个特定轴线保持指向地球。
[0057]本发明也可以应用到所有的航天器，比如航天探测器或勘探探测器。
[0058]图1示意性地示出了根据一个实施方式的卫星10的总体结构，该总体结构在所述卫星处于轨道中时处于展开状态。
[0059]卫星10包括本体20，在图1中，本体20以非限制性的方式示出为实心矩形，本体20具有朝向地球80定向的第一面21、以及与所述第一面相反的第二面22。
[0060]本体20通常包括罐、有效载荷、设备壳体和机载电子器件。
[0061]卫星10包括至少一个天线30，在图1中，以非限制性示例的方式设置有所述至少一个天线30中的仅一个天线，所述至少一个天线30与本体20成一体、优选地位于第一面21的侧部处、沿地球80的区域的方向精确地定向并且用于例如无线电传输。
[0062]用于卫星10的有效载荷所需的电力通过回转表面40提供至热力发动机(未示出)。
[0063]回转表面40构造成并用于集中太阳辐射91;该太阳辐射随后被传输至热力发动机，使得所述热力发动机转而将电力提供至卫星10以用于卫星10的操作。
[0064]在热力发动机的优选实施方式中，热力发动机是一种热声机。
[0065]在热声机的一个实施方式中，热声机可以由法国专利申请FR2 956 200中所描述的电反作用回路式热声机制成。这种热声机具有以较低的财务成本提供良好的转换效率、大约70%的卡诺(Carnot)效率的优点。这种热声机还具有长度为大约I米且直径为30厘米的合理尺寸。
[0066]回转表面40和热力发动机布置在距离卫星10的本体20的由支撑杆50分开的距离处。
[0067]支撑杆50具有长形形状、具有纵向轴线53并且在第一末端部处与本体20成一体。
[0068]支撑杆50包括与所述第一末端部51相反的第二末端部52，第二末端部52与回转表面40和热力发动机成一体。
[0069]在一个实施方式中，支撑杆50直接连接至卫星10的本体20。
[0070]在另一实施方式中，所述支撑杆经由辅助杆60连结至卫星的本体以将支撑杆50与卫星1的本体20分开。
[0071]在图1中的示例中，辅助杆60附接至本体20的第二面22。
[0072]如图3中部分地示出的，回转表面40呈敞开的中空环面形状，并且具有回转轴线42和中心C。回转表面40由膜41形成。
[0073]膜41具有中空的内部容积V。
[0074]膜界定空间43，中心C位于空间43内。
[0075]优选地，膜41的穿过中心C的回转轴线42与支撑杆50的纵向轴线53—致。
[0076]通常，如由图2中的虚线所示，常规的环面在穿过环面的回转轴线的平面中、即在环面的一个母线处具有一致的圆形横截面。
[0077]根据本发明，如图2中所示，环面具有呈在两个直径上相反的区域中变形的圆41形式的横截面，并且因此膜41具有呈在两个直径上相反的区域中变形的圆41形式的横截面。
[0078]图3示出了沿着穿过回转轴线42的平面切割的半膜。
[0079]如图3中所示，膜41具有:
[0080]-第一部分411，第一部分411具有第一曲率；
[0081 ]-第二部分412，第二部分412具有与第一曲率不同的第二曲率；
[0082]-第一部分411和第二部分412在各自的两个侧部上通过第三部分413和第四部分414被连接在一起，其中，第三部分413和第四部分414具有对第三部分413和第四部分414而言基本上相同的恒定曲率。
[0083]第一部分411、第二部分412、第三部分413和第四部分414均是绕回转轴线42回转的部分。
[0084]第一部分411和第二部分412具有凸曲率；
[0085]凸曲率，是指朝向膜的内部容积V的外部定向的曲率。
[0086]第一部分411、第二部分412、第三部分413和第四部分414是同轴的，并且将回转轴线42作为其轴线。
[0087]第一部分411和第二部分412设置成使得其提供卡塞格仑(Cassegrain)型太阳辐射集中器。
[0088]在一个实施方式中，第一曲率是抛物线曲率并且第二曲率是双曲线曲率。
[0089]膜41在第一部分411的内表面4111上包括涂层4112以及在第二部分412的内表面4121上的涂层4122。
[0090]第一部分411的涂层4112适于形成被称为主反射器的太阳辐射反射器。
[0091]第二部分412的涂层4122适于形成称为次反射器的太阳辐射反射器。
[0092]因此，如图3中所示，第一部分411位于膜41的中心C的一侧并且第二部分412位于膜41的中心C的相反侧。
[0093]主反射器包括沿着与膜的回转轴线大致垂直的平面的纵向开口4114。优选地，所述纵向开口是沿着与膜41的回转轴线42垂直的中平面。
[0094]所述开口4114定尺寸成使得太阳辐射91可以在反射之后沿由膜41界定的空间43的方向传递，这种反射在主反射器和次反射器处可以是多重的(multiple)也可以不是多重的。
[0095]已经发现，通过膜41的这种几何形状，不再需要依靠马达将所述膜朝向太阳定向，而在常规的太阳能板的情况下则需要依靠马达将膜朝向太阳定向。膜41的环面形式有利地使得:无论太阳90相对于卫星10的相对位置如何，膜41都可以将太阳辐射91沿由膜41界定的空间43的方向朝向被称为焦点的多个点集中，只要卫星1的一个轨迹保持平坦并且卫星10保持恒定的偏位角(attitude)即可。成组的这些焦点大致形成围绕膜41的回转轴线42 优选地中心C 的具有大致丨旦定半径的圆45。在图3中，半圆以不例的方式以虚线示出。
[0096]当太阳辐射91被朝向由膜41界定的空间43聚焦时，热力发动机定位成使得:不管太阳90相对于膜41的位置如何，热力发动机都收集所有的太阳辐射。
[0097]热力发动机在支撑杆50的延伸部分中位于该杆的第二末端52处。
[0098]在一个实施方式中，热力发动机相对于膜41定位成使得热力发动机的一个输入部位于限定成组焦点的圆45的一个点处。出于收集所述被集中的太阳辐射的目的，马达，优选地为电动马达，根据太阳相对于膜41的位置使热力发动机或热力发动机的输入部绕支撑杆50的纵向轴线53枢转，使得热力发动机的输入部总是定位在太阳辐射91到达的焦点处。
[0099]在另一实施方式中，热力发动机包括中空管，该中空管将支撑杆50的纵向轴线53作为其轴线。中空管包括优选地大致垂直于所述管的支路，该支路在与所述管相对的一个末端部处包括光学聚焦系统。热力发动机相对于膜41定位成使得光学聚焦系统位于限定卡塞格仑型太阳辐射集中器的聚焦点的圆45的点处。
[0100]光学聚焦系统优选地构造成收集在大致180°范围内的太阳辐射91并且将太阳辐射91经由支路和中空管内的路径传递到热力发动机的输入部。
[0101]光学聚焦系统选定成使得其承受大约100tC的高温。所述光学聚焦系统根据例如透过度、光学纯度和耐用性等方面的期望光学性能来进一步选择。
[0102]在支路的一个实施方式中，所述支路是波导管。
[0103]在波导管的一个实施方式中，所述波导管是用于承受大约100tC高温的光纤。
[0104]在光学聚焦系统的一个实施方式中，所述光学聚焦系统是透镜。
[0105]在一个实施方式中，透镜是蓝宝石透镜。
[0106]马达，优选地为电动马达，使光学聚焦系统与热力发动机可能同时地相对于太阳照射绕支撑杆的纵向轴线枢转，使得光学聚焦系统总是定位在太阳辐射91到达的焦点处，使得被集中的太阳辐射可以被收集。
[0107]在改进的实施方式中，仅支路和光学聚焦系统可以绕支撑杆的纵向轴线以旋转的方式移动。支路和光学聚焦系统通过旋转接头连接至热力发动机的管，该旋转接头允许支路和光学聚焦系统旋转，而不会导致管和热力发动机旋转。因此，可以使用具有更小尺寸的马达。
[0108]支撑杆50和回转表面40是优选地由非延展性材料制成的结构。
[0109]所述结构被制造成使得:其可以在卫星10上的小容积中被运输和/或储存在卫星10上的小容积中并且随后展开并就地呈刚性，换言之，一旦卫星处于轨道中时，所述结构就展开并就地呈刚性。
[0110]支撑杆50和回转表面40的结构优选地是轻的且柔性的并且在卫星10上占有小的体积，以在卫星10被发射时使卫星10的质量和体积最小化。
[0111]在具有或不具有约束的情况下，所述结构通常在例如折叠、卷起或收缩的状态下储存在小容积中。
[0112]在轨道中，所述结构在没有外部辅助的情况下展开或者通过适当的展开装置，比如例如可充气囊状件、千斤顶或铰接的机械装置，来展开。
[0113]优选地，为了使所述结构不以太过剧烈(brutal)的方式展开并且因此不被损坏，所述结构还包括用于限制所述结构在其展开期间的展开速度的制动装置。
[0114]在一个结构实施方式中，所述结构中的至少一个结构包括铰接在一起的刚性件，一旦所述结构在卫星10处于轨道中时展开，所述刚性件就使得可以将所述至少一个结构保持展开。
[0115]在另一实施方式中，所述结构中的至少一个结构是可充气结构，优选地，所述两个结构都是可充气的。
[0116]在优选的实施方式中，使用永久性充气装置以在卫星10的使用寿命期间将所述至少一个结构保持展开。
[0117]在另一优选的实施方式中，至少一个结构覆盖有或浸渍有展开之后硬化的材料，以在卫星10的使用寿命期间将所述结构保持展开。
[0118]展开之后硬化的材料，是指一旦展开就已经实现(effect)硬化的材料。
[0119]展开之后硬化的材料的使用使得可以克服对所述至少一个结构的在卫星10的使用寿命期间可能发生的在结构的相对于周围环境的密封性方面的任何损坏，因此展开之后硬化的材料使得可以在卫星处于轨道中时增大结构的使用寿命。因此，不需要依靠具有长期密封性能的结构，这在卫星10的构造成本方面具有不可忽略的优势。
[0120]在硬化材料的一个实施方式中，硬化材料与诸如例如紫外线辐射、热辐射、温度、湿度或者还有用于对结构进行充气的机载气体之类的至少一个硬化剂起反应。
[0121]在特定的实施方式中，所述至少一个结构结合诸如例如加热丝之类的加热元件，一旦所述至少一个结构已经被展开，加热元件的加热就对硬化材料的硬化进行控制。
[0122]在特定的实施方式中，当所述至少一个结构浸渍有硬化材料时，所述至少一个结构可以由预浸渍的纤维制成、优选地由特别是在航空制造业中由复合材料支承的结构当前所采用诸如例如矿物纤维(碳、玻璃、聚酰胺和聚酯纤维等)或人造纤维(植物纤维)或不同种类纤维的混合之类的这些纤维制成。
[0123]由于所述至少一个结构浸渍有诸如例如可聚合树脂之类的硬化材料，因此只要浸渍树脂未被聚合，所述至少一个结构就保持柔性;随后，在所述至少一个结构展开之后并且在所述至少一个结构被保持展开并紧绷的同时，所述至少一个结构通过由将所述至少一个结构至用于根据树脂的性质使树脂硬化或聚合的适当试剂的暴露而引发的树脂聚合而硬化并且呈现刚性。
[0124]然而，无论结构是如何构造的，都重要的是硬化的开始针对所述结构展开的地点一一换言之，在轨道中一一起支配作用的环境条件应该能够控制、并且被调节或能够调节的。
[0125]在支撑杆的一个实施方式中，所述支撑杆的结构是包括嵌套件的外壳，使得在展开时该嵌套件以伸缩的方式延伸。优选地，该结构是可充气的并且全部地或部分地覆盖有或浸渍有在展开之后硬化的材料。
[0126]在支撑杆的另一实施方式中，所述支撑杆的结构是以绕分配器卷绕的方式存储的带型外壳，该带型外壳在展开的过程中退卷。
[0127]在支撑杆50的一个实施方式中，当所述支撑杆的外壳覆盖有或浸渍有展开之后硬化的材料时，不需要在卫星10的使用寿命期间将该外壳密封，该外壳在外壳的展开阶段期间是足够密封的并且直到正硬化材料硬化为止。因此，所需的用于对外壳进行充气的气体的量减少，并且对于给定的成本而言，卫星10的使用寿命被非常显著地延长。
[0128]在膜41的实施方式中，除形成开口4114的纵向部分之外，所述膜由覆盖有或浸渍有硬化材料的均质材料制成。除了形成开口 4114的纵向部分之外，形成主反射器和次反射器的涂层4112和4122是由反射太阳辐射的材料制成。
[0129]在一个实施方式中，主反射器和次反射器通过使银蒸汽或铝蒸汽沉淀在第一部分411的内表面4111和第二部分412的内表面4121上而形成。
[0130]在一个实施方式中，膜41在主反射器和次反射器中包括由在太阳福射中硬化的材料制成的保护层(未示出)。
[0131]在保护层的一个实施方式中，所述保护层由太阳辐射可穿透的聚合物制成。
[0132]两个纵向部分是由在与降解剂起反应之后降解的材料制成，使得紫外线辐射允许太阳辐射91穿入到由膜41界定的空间43中。
[0133]所述均质材料由紫外线辐射可穿透的材料制成，使得太阳辐射可以穿过第三部分413和第四部分414中的均质材料并且与主反射器和次反射器接触。
[0134]在膜41的另一实施方式中，所述膜由未覆盖有或未浸渍有硬化材料的均质材料制成。仅主反射器和次反射器的保护层由除太阳辐射可穿透之外的还可通过硬化剂硬化的材料制成。膜41的均质材料由这样的材料制成:该材料与诸如紫外线辐射之类的降解剂起反应之后降解直到均质材料消失为止。
[0135]在该实施方式中，一旦均质材料已经降解，主反射器和次反射器就不再连接至彼此。在这种情况下，膜的某些部分一一所述某些部分形成横截面并且提供在形成主反射器的涂层4112与形成次反射器的涂层4122之间的连结部一一的均质材料覆盖有或浸渍有硬化材料。所述部分被认为不会通过UV降解。
[0136]同样地，一旦均质材料已经降解，形成主反射器的涂层在开口4114处沿着与回转轴线42垂直的平面被分成两部分。膜41包括连接梁(未示出)，优选地，连接梁也能够优选地通过充气将主反射器的两部分连接。
[0137]连接梁优选由硬化材料制成。
[0138]为了使膜41可以采纳具有不一致的圆形环面形状的横截面，所述膜包括如图2中所示的柔性且非延展性的丝状件46。
[0139]柔性，是指:丝状件可以弯曲、折叠或卷绕，使得在发射期间，丝状件可以在折叠的状态下与膜41 一起容置在卫星10的小的专用容积中。
[0140]非延展性，是指所述丝状件在膜41的展开期间必须承受的力的作用下零变形或几乎零变形。
[0141]第一部分411的第一曲率和第二部分412的第二曲率分别利用至少一个丝状件46形成。
[0142]在折叠状态下，丝状件46定位并定尺寸成使得:当膜41展开时，丝状件在所述膜的展开过程期间伸展到其最大限度，并且一旦膜已经被展开，就使所述膜变形直到所述膜形成第一部分411的具有第一曲率的部分以及第二部分412的具有第二曲率的部分为止。
[0143]在一个实施方式中，所述丝状件由紫外线辐射可穿透的材料制成。
[0144]优选地，所述丝状件由这样的材料制成:该材料在主反射器和次反射器的保护层已经硬化之后、并在与诸如紫外线辐射之类的降解剂起反应之后而降解。
[0M5]在一个实施方式中，卫星10包括与热力发动机相关联的散热器(未不出)。
[0146]在一个实施方式中，所述散热器沿着支撑杆50定位成靠近发动机的冷源。
[0147]在一个实施方式中，为了产生用于使卫星10在遮蔽(日食)期间运行的能量，作为热力发动机的替代物或者与热力发动机结合，卫星10包括燃料电池、优选地包括通常在大约800°C的温度下运行的高温燃料电池。
[0148]在第一实施方式中，卫星1包括优选地定位在卫星1内的低温电池。
[0149]在另一实施方式中，为了明显的协同效应，卫星10包括高温电池，该高温电池优选地在支撑杆50上定位成靠近热力发动机的热源。
[0150]优选地，在H2/02燃料电池的示例中，卫星10包括三个罐，所述三个罐同轴地构造成围绕支撑杆50、自支撑杆50开始并且从支撑杆50延伸，如图4中所示:
[0151]-用于呈蒸汽形式的水的罐71;
[0152]-氢罐72;
[0153]-氧罐73。
[0154]无论是否存在遮蔽(日食)，三个罐71、72、73都交替地排空或填充。
[0155]罐的这种定位是有利的，主要因为:
[0156]-氧与氢是分离的；
[0157]-更易挥发组分的氢在泄露到真空中之前必须穿过构成水罐和氧罐的若干个壁；因此实现了更加密封的效果；
[0158]-假定三个罐接近热力发动机，由于热力发动机需要冷源，因此三个罐71、72、73具有作为散热器的第二功能。
[0159]-三个罐的散热器功能有利地使得可以特别地在遮蔽(日食)阶段期间保存呈处于非常低温的蒸汽形式的水。为此，这足以使储存压力非常低，这意味着大的罐并且因此意味着大的散热表面，因此意味着特别有效的散热器；
[0160]-散热器内的燃料电池气体将用作热传递的媒介，因此热传递将通过对流和传导来进行。
[0161]优选地，氧罐定位成距支撑杆50最远。这种定位使得可以在遮蔽(日食)阶段期间在非常低的压力下，通常是50mbar下，保持用于使水处于蒸汽阶段的最低温度。
[0162]在罐的一个实施方式中，所述罐是由这样的材料制成:该材料是在卫星的大约18年的整个使用寿命期间对于其容纳物是密封的。
[0163]在罐的一个实施方式中，所述罐由硬化材料制成。
[0164]在罐的一个实施方式中，壁是全部或部分地可穿透的。
[0165]在罐的一个实施方式中，形成罐的壁是全部或部分地反射的。
[0166]在罐的一个实施方式中，杆50自身可以是罐(例如氢罐)的一部分。
[0167]以上描述清楚地说明了:本发明通过其各种特点和其优势实现了设定的目的。特别地，本发明提供了这样的航天器:该航天器代表较其他航天器相比更低财务投资，同时保持电力生成和执行的简易而不会使航天器重量不利。
【主权项】
1.一种航天器(10)，包括: -本体(20); -与所述本体成一体的回转表面(40); 其特征在于，所述航天器包括定位在所述回转表面(40)的中心处的热力发动机，其中，所述回转表面包括第一部分(411)和第二部分(412)，所述第一部分(411)形成用于将太阳辐射集中在所述热力发动机方向上的集中器，所述第二部分(412)与所述第一部分(411)是同轴的，从而使得所述第一部分(411)和所述第二部分(412)相对于彼此形成卡塞格仑型太阳辐射集中器，所述卡塞格仑型太阳辐射集中器的一个焦点位于所述热力发动机处。2.根据权利要求1所述的航天器(10)，其中，所述回转表面(40)包括第三部分(413)和第四部分(414)，所述第三部分(413)和所述第四部分(414)与所述第一部分(411)和所述第二部分(412)是同轴的，以形成所述第一部分(411)与所述第二部分(412)之间的连结部，所述第一部分、所述第二部分、所述第三部分和所述第四部分形成具有中空的内部容积(V)的组件。3.根据权利要求2所述的航天器(10)，其中，所述回转表面(40)由膜(41)形成。4.根据权利要求3所述的航天器(10)，其中，所述膜(41)全部地或部分地由紫外线辐射可穿透的材料制成。5.根据权利要求3或4中的任一项所述的航天器(10)，其中，所述膜(41)全部地或部分地由在所述膜已展开之后在紫外线辐射下降解的材料制成。6.根据权利要求3至5中的任一项所述的航天器(10)，其中，所述膜(41)能够展开。7.根据权利要求6所述的航天器(10)，其中，所述膜(41)能够通过充气展开。8.根据权利要求7所述的航天器(10)，其中，所述膜(41)包括多个非延展性丝状件(45)，所述多个非延展性丝状件(45)用以在所述膜的展开期间限定所述第一部分(411)的第一曲率和所述第二部分(412)的第二曲率。9.根据权利要求1至8中的任一项所述的航天器(10)，包括支撑杆(50)，所述第一支撑杆在第一末端部(51)处与所述航天器(10)的所述本体(20)成一体并且在相反的第二末端部(52)处与所述热力发动机成一体。10.根据权利要求9所述的航天器(10)，其中，所述支撑杆(50)是可展开的杆。11.根据权利要求9或10中的任一项所述的航天器(10)，其中，所述支撑杆(50)是可伸缩的杆。12.根据要求要求9至11中的任一项所述的航天器(10)，其中，所述支撑杆(50)包括覆盖有或浸渍有硬化材料的外壳。13.根据权利要求1至12中的任一项所述的航天器(10)，其中，所述热力发动机的一个输入部包括定位在所述卡塞格仑型太阳辐射集中器的焦点处的光学聚焦系统，所述光学聚焦系统能够绕与所述回转表面(40)的回转轴线(42)垂直的旋转轴线旋转。14.根据权利要求9至13中的任一项所述的航天器(10)，包括同轴地围绕所述支撑杆(50)的下述各者: -水罐(71); -氢罐(72); -氧罐(73)。
【文档编号】H01L31/052GK106061843SQ201480072568
【公开日】2016年10月26日
【申请日】2014年12月8日
【发明人】让-弗朗索瓦·热内斯特
【申请人】空客集团有限公司