阅读说明：本技术 从附接毂展开的柔性卫星 (Flexible satellite deployed from an attachment hub ) 是由 C·M·科斯纳 M·S·鲍德温 于 2018-07-31 设计创作，主要内容包括：一种示例性卫星,其包括通过柔性悬臂彼此耦接的一对有效载荷,其中,该柔性悬臂被配置为使得该对有效载荷能够容易地与相关联的附接毂手动接合,并且还提供一被动释放力用于从附接毂向外的方向展开至少一个有效载荷。当柔性悬臂挠曲以将有效载荷附接至附接毂时,柔性悬臂中存储的应变能将作为用于实现被动释放的势能。当至少一个有效载荷从附接毂释放时,该应变能将会释放。附加的有效载荷可以与该对有效载荷串联附接,其中柔性悬臂用于附接相邻的有效载荷。这些附加的有效载荷可以通过非复杂的或复杂的附接机构从附接毂上释放。(An exemplary satellite includes a pair of payloads coupled to each other by a flexible cantilever, wherein the flexible cantilever is configured to enable the pair of payloads to easily manually engage an associated attachment hub and also provide a passive release force for deploying at least one payload in an outward direction from the attachment hub. When the flexible cantilever is flexed to attach a payload to the attachment hub, the stored strain energy in the flexible cantilever will serve as potential energy for achieving passive release. When the at least one payload is released from the attachment hub, the strain energy will be released. An additional payload may be attached in series with the pair of payloads, with a flexible cantilever arm used to attach adjacent payloads. These additional payloads may be released from the attachment hub by uncomplicated or complex attachment mechanisms.)

从附接毂展开的柔性卫星

技术领域

本发明总体上涉及一种从附接毂展开的卫星，并且更具体地涉及一种附接到ESPA类毂并从其向外展开的柔性小卫星，以及该柔性小卫星与ESPA类毂附接和自该ESPA类毂展开的方法。

背景技术

小型卫星(也称为小卫星)的发展，需要遵守的要求很多，其清单十分冗长，包括重量、体积、质量、尺寸、间距等。这些要求通常引起对低功率、低散热规格的需要，因此反过来减少了小卫星的任务用途。这些要求通常还导致负载设备和展开设备的包装密集。

例如，在卫星具有可附接到演进式消耗性运载火箭(EELV)次级有效载荷适配器(ESPA)和从其向外展开的有效载荷的情况下，这些有效载荷模块必须遵守许多前面列出的要求。经过展开后的卫星可以包括许多有效载荷，这些有效载荷以某种方式互连并处于附接和展开状态。由于在展开之后需要使有效载荷模块相对于彼此保持稳定，或者需要使有效载荷模块彼此接合，因此互连本身可能会限制任务的实用性。因此，通常情况下，互连设备需要运动部件，但这反过来会在一个或多个方面限制或完全阻止有效负载模块之间的连接性(例如电连接性、热连接性、RF连接性和电源连接性)。

此外，每个有效载荷模块都需要展开机构，并且通常地，与有效载荷模块的互连性相比，这种展开机构的复杂性会增大。展开机构的一个示例来自Planetary SystemsCorporation的Lightband，其机构复杂且价格昂贵。在这些示例中，复杂性通常会增加重量、质量、体积、功率需求、成本以及承担故障风险的组件数量。

发明内容

本公开提供了一种示例性卫星，其可附接到诸如ESPA类毂之类的附接毂以及从其向外展开，并且能够解决许多先前列出的问题。该示例性卫星包括至少一对有效载荷模块(也称为有效载荷)，其通过柔性构件彼此耦接。柔性构件被配置为满足ESPA接口上的扭矩、附接到ESPA毂时的刚度要求以及展开操作时的刚度要求。柔性构件使得相邻的有效载荷之间能够保持连续的连接，从而消除了利用有效载荷彼此接合以建立这种连接的复杂系统的需要。此外，该柔性构件有助于展开一个或多个有效载荷，从而减少或完全消除了对一种或多种复杂且昂贵的展开机构的需求。

一种示例性卫星，包括：通过柔性悬臂彼此耦接的一对有效载荷，其中，该柔性悬臂被配置为使得该对有效载荷能够容易地与相关联的附接毂手动接合，并且还提供一被动释放力用于从附接毂向外的方向展开至少一个有效载荷。当柔性悬臂挠曲以将有效载荷附接至附接毂时，柔性悬臂中存储的应变能将作为用于实现被动释放的势能。当至少一个有效载荷从附接毂释放时，该应变能将会释放，该释放可以通过非复杂、非异乎寻常的附接机构来进行。附加的有效载荷可以与该对有效载荷串联附接，其中柔性悬臂用于附接相邻的有效载荷。这些附加的有效载荷可以通过复杂的非复杂(non-complex)附接机构从附接毂上释放。

根据一个方面，公开了一种卫星，其包括一对有效载荷和柔性悬臂，该柔性悬臂在各个有效载荷之间延伸并将各个有效载荷耦接。该卫星配置成通过悬臂的挠曲而与附接毂接合，并提供一被动释放力，用于从附接毂释放该卫星。

该被动释放力可使得至少一个有效载荷被动地从附接毂向外分离。

悬臂的挠曲可以允许各个有效载荷围绕毂彼此间隔开地附接在毂上。

柔性悬臂可以具有单一(single)静止位置。

柔性悬臂可以沿着有效载荷之间的非直线性(non-straight linear)中心路径延伸。

柔性悬臂可以是无铰链悬臂。

有效载荷中的至少一个可以包括联接器，该联接器构造成在不向有效载荷施加力的情况下仍能使有效载荷从该附接毂上分离，以使得有效载荷从附接毂向外远离。

所有配置中的悬臂可以在有效载荷之间允许连续的热连接、RF连接或电附接。

所有配置中的悬臂可以配置为防止有效载荷彼此物理地接合。

该卫星可以进一步包括第三载荷和第二柔性悬臂，该第二柔性悬臂在第三载荷和上述一对载荷中的其中一个载荷之间延伸并将它们耦接，其中，包括上述三个载荷和两个柔性悬臂的卫星被配置成通过挠曲两个悬臂以与附接毂接合，并提供一被动释放力，用于从附接毂释放该卫星。

卫星可以与具有多个端口的附接毂结合，其中上述一对有效载荷中的至少一个有效载荷在端口之一处附接到该附接毂。

根据另一方面，公开了一种卫星，其包括一对有效载荷，其中每个有效载荷分别具有用于附接到附接毂的端口的附接部；以及在该对有效载荷的每个有效载荷之间延伸并将它们耦接的联接构件，其中，该联接构件被构造成在偏置状态和默认状态之间转变，当偏置状态用于附接到附接毂，且联接构件具有存储的能量，并且当存储的能量释放之后的默认状态用于从附接毂向外至少部分地展开有效载荷。

当联接构件处于偏置状态时，与其处于默认状态时相比，有效载荷彼此之间的间距更小。

联接构件可以配置为使得其具有单一默认状态。

处于所有状态下的联接构件可以配置为在有效载荷之间允许连续的热连接、RF连接或电连接。

处于所有状态下的联接构件可以构造成防止有效载荷彼此物理地接合。

该卫星可以进一步包括第三有效载荷和第二联接构件，该第二联接构件在第三载荷和上述一对载荷中的其中一个载荷之间延伸并将它们耦接，其中，该第二联接构件被配置为在偏置状态和默认状态之间转变，偏置状态用于附接至附接毂且第二联接构件具有存储的能量，并且当释放储存的能量之后的默认状态，用于附接毂向外至少部分地展开有效载荷。

根据另一方面，公开了一种从附接毂展开卫星的方法，其包括以下步骤：(a)为具有一对有效载荷的卫星提供在其间延伸的柔性悬臂，并且每个有效载荷耦接到附接毂；(b)将其中一个有效载荷与附接毂的附接释放；以及(c)将柔性悬臂从具有存储的应变能的偏置状态转换到默认状态，从而通过柔性悬臂释放的该存储的应变能来使得有效载荷之一从附接毂向外展开。

从柔性悬臂释放所存储的应变能可以包括使悬臂由处于偏置状态下的挠曲状变成不挠曲状。

该方法可以进一步包括以下步骤：释放联接构件，该联接构件选择性地将有效载荷联接至附接毂而不必向有效载荷施加力，该力将使有效载荷从附接毂向外展开。

为了实现前述和相关目的，本发明包括以下特征，其将在下文中充分描述并且在权利要求中特别地指出。以下描述和附图详细地阐述了本发明的某些说明性实施例。然而，这些实施例仅仅指示出可以采用本发明原理的各种方式中的数种。当结合附图考虑时，根据本发明的以下详细描述，本发明的其他目的、优点和新颖特征将变得显而易见。

附图说明

以下附图并未按比例绘制，其示出了本公开的各个方面。

图1是根据本发明的包括卫星的航空航天载具的示意图；

图2是根据本发明的示例性卫星的正交图，其中该示例性卫星被附接到附接毂；

图3是图2所示卫星的另一个正交图；

图4是用于将图2的卫星附接到附接毂的示例性释放机构的正视图；

图5是在图4的A-A部分中示出的图4的释放机构的局部视图；

图6是沿图4的线B-B截取的图4的释放机构的剖视图；

图7是图2所示卫星的正视图，其中该卫星附接在图2所示的附接毂上；

图8是图2所示卫星的正视图，示出了从附接毂至少部分地展开的卫星；

图9是图2所示卫星的正视图，示出了从附接毂完全展开的卫星；

图10是图2所示卫星的正视图，其中该卫星与附接毂分开；

图11是处于展开状态的图2卫星的示意图；

图12是处于装载状态的图2卫星的示意图；

图13是根据本发明的另一示例性卫星的正交图，其中该卫星被附接到附接毂；

图14是图13所示卫星的另一个正交视图；

图15是图13所示卫星的正视图，示出了附接到图13所示附接毂的卫星；

图16是图13所示卫星的正视图，其中该卫星与附接毂分开。

具体实施方式

本公开总体上针对一种用于在航空航天空间从附接毂展开的卫星，展开通常发生在行星的大气层之外，该附接毂例如可以是被ESPA类载具带入外层空间的ESPA类毂。本公开更具体地涉及一种附接到ESPA类毂并从其向外展开的柔性小卫星，以及该柔性小卫星与ESPA类毂附接和自该ESPA类毂展开的方法。

本发明提供了一种卫星，该卫星易于附接到附接毂，并且在满足所载卫星由航空航天载具带入太空的必要标准和要求的同时，降低了用于从附接毂拆卸和展开卫星的展开机构的成本和复杂性。尽管本发明通常针对的是所谓的小型卫星(通常与大型卫星相比，其质量和尺寸都较小)，例如是重量在约500kg(约1100磅)以下小型卫星-但本发明同样可以直接应用在各种尺寸的卫星中，无论大型卫星或小型卫星。本发明还可用于在其他释放环境中将模块释放，例如在大气中、水下等。

图1示出了示例性的航空航天载具10，其用于将设备带离行星的大气层并运输到一释放环境，该释放环境具有低或无大气压、低或无重力或通常被称为外层空间。载具10可在附接到附接毂14时用于将根据本发明的卫星12运送到释放环境中。

载具10包括附接至一个或多个助推器16的机身(未示出)。助推器16包括喷嘴18，该喷嘴18用于引导推进气体从助推器16中喷出。机身安置在整流罩20内，并且该机身上附接有一个或多个附接毂14。该机身还可以附接有一个或多个将要在释放环境中释放的载具，例如同样位于整流罩20内的诸如卫星的主载具15。尽管在一些实施例中可以将该一个或多个附接毂14和卫星12直接附接至主载具15，但在此示出的实施例中，附接毂14和卫星12没有直接附接至主载具15。在一些实施例中，载具10中可以包括一个以上的主载具15，或者可以省去主载具15。

整流罩20可相对于机身可拆卸地释放，并且在运输过程中保护主载具15、附接毂14和附接到毂14的卫星12。整流罩20可以包括前锥体22，或者前锥体22可以附接到机身上并且与整流罩20分离。整流罩20被设置为能够以任何合适的方式分离，以允许在合适的释放环境中使得该附接毂14(以及附接在毂14上的卫星12)与载具10的其余部分脱离。

参考图2和图3，示出了示例性卫星组件24，其例如与图1的载具10一起使用。所描绘的卫星组件24包括附接毂14和分别附接到该毂14的附接位置(例如端口26)处的卫星12。该卫星12包括多个相互耦接的有效载荷30。特别地，所示的卫星12包括一对有效载荷30，该对有效载荷30通过联接构件32彼此联接。每个有效载荷30(也可以称为有效载荷模块或模块)分别附接至附接毂14上的端口26。

该附接毂14可以是能够在被运输到释放环境的期间，用于稳定一个或多个卫星12的一个或多个有效载荷30的任何合适的结构。所描绘的附接毂14是演进式消耗性运载火箭(EELV)次级有效载荷适配器(ESPA)毂，其具有大体上刚性且环形的结构(例如，呈环状形)。附接毂14由任何合适的材料制成，例如金属(例如轻质金属)。围绕环形毂设置有多个端口26。所示的附接毂14包括在附接毂14的周边上围绕其均等地间隔开的四个端口26。每个端口26包括径向向外突出的边缘40，用于支撑卫星12的有效载荷30的附接。由每个端口26限定一个孔42。每个端口26限定了孔42，其中每个孔42完全延伸穿过附接毂14的环形圈主体46，自环形圈主体46的径向外表面44到环形圈主体46的径向内表面48。上套环和下套环50分别在环形主体46的相对设置的轴向端52和54径向地向外延伸。

每个端口26均是呈大致圆形的并且具有相同的尺寸。每个端口26与相对设置的轴向端52和54均等地间隔开。端口26所具备的相同尺寸和间距以及其居中的间隔，促进了围绕附接毂14的力的平衡和各种卫星12的均匀附接。应当理解，在其他实施例中，端口26可以具有其他尺寸、形状并且相对于彼此具有不同的位置。还可以包括不同数量的端口26，例如1个或更多。

尽管本文提到了卫星12配置为附接于附接毂14并从该附接毂14展开，但是在其他实施例中，并非所有有效载荷30或卫星12都必须从附接毂14上拆离。相反，在一些任务中，卫星12的一个或多个附接的有效载荷30可以保持与附接毂14的附接，而耦接到该附接的有效载荷30的一个或多个其他有效载荷30可以以适当的顺序从附接毂14释放，同时保持至少部分地耦接到该附接的有效载荷30中的一个或多个。

所描绘的卫星12配置为通过使联接构件32挠曲(flex)来接合附接毂14，并且提供一被动释放力，用于从该附接构件14上释放该卫星12。该被动释放力为卫星12的至少一个有效载荷30提供了从附接毂14向外分开的被动分离方式。以这种方式，卫星12不需要设置复杂的释放和展开机构，以用于该至少一个有效载荷30的释放和展开，这将在下文进一步详细地描述。

通常，卫星12的一对有效载荷30被要求具有有限的装载体积、质量和重量。尽管有效载荷30被示意性地描绘为矩形，但是该有效载荷30可以具有任何合适的形状，诸如符合与特定附接毂或特定任务一起使用的尺寸要求。例如，有效载荷30的体积可以不大于约4英尺立方至约1英尺立方的范围，或者在另一个示例中，该范围为约3英尺立方至约2英尺立方，或者在另一个示例中，其体积例如为约24英寸×约28英寸×约38英寸，因此在任何实施例中，其宽度、长度和高度都不必彼此相等。不同的有效载荷30也可以具有不同的装载体积。

有效载荷30可以包括用于完成任务的任何必要设备，例如视觉、音频、成像、电力供应、通信、推进、命令和控制设备。设备可以包括例如机械、电气、化学、RF、化学和热组件。设备的特定示例可能包括远程成像相机、天线、中继器、电池、燃料、太阳能电池板或科学实验设备。

在将有效载荷30装载、展开和展开后的过程中，该有效载荷30相对于彼此的支撑由联接构件32提供。联接构件32被构造成允许至少一个有效载荷30从附接毂14的端口26向外被动地释放。鉴于联接构件32是柔性的联接构件，所以该联接构件32允许实现该被动释放。

例如，所示的联接构件32是柔性悬臂32，其在一对有效载荷30中的有效载荷30之间延伸并且将其耦接在一起。悬臂32通常是圆柱形的，并且沿着该悬臂32的相对的端部66和68之间的线性中心路径64延伸。该线性中心路径64是非直线的，并且包括一弯曲部69。该弯曲部69可以是例如具有单个顶点的锐角，或者可以是例如具有多个顶点的曲线。

悬臂32的弯曲部70对应于弯曲部69，并且位于相对的端部66和68之间，例如位于悬臂32的中点。这样，悬臂32是具备弯曲部79的呈弯曲状的悬臂，其中该弯曲部70设置在相对延伸的悬臂部72之间。所示的悬臂部72具有相同的尺寸和长度，并且大体上呈直线状直到转变到弯曲部70为止。示例性悬臂32可以是实心的或空心的，例如具有在中心延伸的空腔。

在其他实施例中，悬臂32可包括以下任意特征的一个或多个：附加弯曲部70、两个以上的悬臂部72或悬臂部72具有不同形状、直径或长度。在一些实施例中，悬臂部72可以不是笔直的。在一些实施例中，弯曲部70可以不设置在柔性悬臂32的中点。

悬臂32的相对设置的端部66和68均附接到不同的有效载荷30，以将有效载荷30彼此分开。端部66和68可以通过紧固件、焊接、粘合剂、其他机械耦接方式或其任意组合来与有效载荷30刚性地耦接，例如固定地耦接到有效载荷30。其他耦接方法也可能适用于此。

示例性的悬臂32具有中心线性路径64，该中心线性路径的弦长的范围为约8英尺至约2英尺、或为约7英尺至约3英尺、或为约6英尺到5英尺(例如约5.5英尺)。

示例性的悬臂32沿着路径64的长度方向具有一致的直径。例如，悬臂32的直径可以在约12英寸至约2英寸的范围内、或者在约10英寸至约4英寸的范围内、或在约8英寸至约6英寸的范围内(例如约7英寸)。

悬臂32可以由任何适当的材料制成，以提供足够的刚度和最小的柔性。悬臂32例如可以包括石墨、铝、铍、碳纤维或玻璃纤维。悬臂32的挠性受悬臂32的材料、尺寸和整体形状影响。

悬臂32的挠曲使悬臂32能够(通过挠曲)运动到偏置状态，以允许围绕附接毂14间隔开的一对有效载荷30中的每个有效载荷30均能附接在附接毂14上。特别地，悬臂32可挠曲地偏置到偏置状态，以将卫星12附接到附接毂14的端口26。在偏置状态下，柔性悬臂32将应变能保持在其中，该应变能是由于悬臂32从非偏置的默认位置向偏置位置的挠曲而导致预先加载在悬臂32中的。应变能的释放将允许卫星12至少部分地从附接毂14向外展开，例如，在相应的有效载荷30从端口26断开之后，允许有效载荷30之一从相应的端口26向外被动释放。以这种方式，相应的有效载荷30被定位成在其发生被动释放之后与附接毂14间隔开。

当释放了所存储的应变能时，柔性悬臂32迅速从悬臂32的偏置状态转变到默认状态。在一个实施例中，该转变可以包括使柔性悬臂的端部66或68沿着一中心平面发生移位，该中心平面将悬臂32一分为二并沿着中心线性路径64延伸。转变使得有效载荷30移动到与悬臂32彼此远离的位置，与处于默认状态时的悬臂32彼此远离的位置比处于偏置状态时的悬臂32彼此远离的位置更远。该转变导致移位端66或68在平面内线性移动大约1mm至大约10mm、或大约2mm至大约8mm、或大约3mm至大约7mm、或大约4mm至大约6mm(例如约5mm)。例如，与用于具有较小直径的附接毂的情况相比，悬臂32在具有较大直径的附接毂14上可能需要更少的弯曲以实现有效载荷30的附接。这种最小的运动使得各悬臂部72能够在从悬臂32的偏置状态转变到默认状态时，最小地增加它们之间的角度。

悬臂32构造成使得其具有单一静止长度和单一默认状态(也称为静止(rest)状态)。同样，悬臂32是无铰链的，这至少部分地允许实现该单一静止长度。结果，处于所有构造(例如处于偏置状态、默认状态以及它们之间的转***)的悬臂32能够防止一对有效载荷30中的有效载荷30彼此物理地接合，从而在悬臂32的所有构造中该有效载荷30均能相互隔开。

尽管悬臂32是柔性的，但是如上所述，悬臂32还配置成为卫星12提供足够的刚度。悬臂32在展开操作期间与附接毂14分开具有足够的刚度，例如具有足够的刚度以自由飞行(free-flying)或自由操纵卫星12。由于这些特性，当卫星12处于分离状态(而柔性悬臂32处于默认状态)时，便不再需要在展开后将有效载荷30彼此配合以维持必要的操作刚度。

同样，悬臂32还允许卫星12在附接至附接毂14时(例如在发射载具10和载具10进入释放环境的转变期间装载时)满足刚度要求。例如，当从附接毂14上拆离时，所示的卫星12具有自由(free-free)两体系统(two-body system)的固有谐振频率(拆离频率)，其间具有两个质量体和一个弹性元件(spring)。当柔性悬臂32挠曲以允许将卫星12附接到附接毂14，在附接到附接毂14之后，所描绘的卫星12具有两质量体三弹性元件系统的第二频率(附接频率)。

拆离的卫星12的谐振频率可以是附接到附接毂时的谐振频率的大约30％至大约5％、或者是附接到附接毂时的谐振频率的大约20％至大约5％、或者拆离的谐振频率与附接的谐振频率之比为大约1:10时。悬臂32被构造成通过其形状、尺寸和材料来提供拆离的谐振频率与附接的谐振频率的这种比率。

在一个实施例中，卫星12的拆离谐振频率可以在约1Hz至约5Hz的范围内、或在约2Hz至约4Hz的范围内、或者为约3.5Hz或约3.0Hz。在这样的实施例中，卫星12的附接谐振频率可以在约10Hz至约50Hz的范围内、或者在约20Hz至约40Hz的范围内，或者为约30Hz或约35Hz。

鉴于柔性悬臂32是无铰链的并且具有单一默认状态或静止状态，悬臂32允许在一对有效载荷30中的有效载荷30之间进行连续的附接。本文所有构造的悬臂32，例如，该柔性悬臂32允许连续的热、电、功率和RF连接。与常规卫星(在相应有效载荷之间具有延伸的铰链附接)相比，卫星12的该方面大大增加了任务实用性。

参考图4-7所示，有效载荷30分别通过各自的附接机构80(在此也称为释放机构)附接到各自的端口26。每个附接机构80将相应的有效载荷30的附接部82物理地联接到相应的端口26的边缘40。鉴于当有效载荷30从毂14脱离时，预加载的应变能能够从弯曲的悬臂32传递给断开的有效载荷30，因此该卫星12不需要包括用于将两个有效载荷30附接到附接毂14的两个复杂的附接机构80。相反，卫星12可以包括一个复杂的附接机构106和一个非复杂的、非异乎寻常的附接机构84，其区别将进一步详细讨论。

例如，通常，与诸如Lightband之类的复杂且异乎寻常的替代附接机构相比，附接机构84具有的部件和致动部更少、功率需求更低以及成本更低。所描绘的卫星12包括至少一个非复杂的、非异乎寻常的附接机构84，其成本相对便宜。该非复杂的附接机构84可以附接到相应的有效载荷30的相应的附接部82。在其他实施例中，该非复杂的附接机构84与卫星12可以是隔离的，例如，在将卫星12附接到附接毂14之前，先将其附接到附接毂14的相应端口26。

具体地参见图4-6，示出了示例性的非复杂的附接机构84。附接机构84配置为从附接毂14可拆卸地释放相应的有效载荷30，而无需向有效载荷30施加力，该力将使有效载荷30从附接毂14向外展开。相反，机构84(诸如改进的桶形环)构造成仅被分离以释放与相应边缘40和相应附接部82的附接。虽然本文仅示出了一种示例性机构84，但是在一些实施例中也可能使用合适的替代机构。

示例性机构84包括两个可分离的半部85。每个半部85包括具有半环形形状的带86和从该带86径向向内延伸的开槽段88。开槽段88可以与带86成一体或以任何合适的方式附接到该带86形成一体。半部85通过任何合适的方式附接到带86上。半部85通过连接件92彼此连接，每个连接件92包括一组配件94，该组配件94相连以形成连接件92。所示的机构84包括一对连接件92，该对连接件92相对于机构84的环形形状在其周向相对的位置处相对地布置。每个连接件92的配件94通过相应半部85的带86和开槽段88附接到另一个连接件92中的配件94。接合部96在每个连接件92的配件94之间延伸。接合部96的一端或两端的释放使得两个半部85彼此分离，从而使有效载荷30和端口26的连接断开。

更具体地，开槽段88构造成接收并保持轴向相邻的环形圈98和100。环形圈98和100之一可以与边缘40或附接部82之一成一体或以其他方式附接到其上。环形环98和100中的另一个与边缘40或附接部82中的另一个成一体或以其他方式附接到其上。环形圈98和100的径向外键102和104分别地成形为能够被容纳在开槽段88中。槽段88是V形的，并且环形圈98和100的径向外键102和104一起形成相应的V形。在一些实施例中，键和槽可以具有任何其他合适的对应形状。

附接机构84的一个或两个连接件92的释放使得有效载荷30和端口26的连接断开，即当环形圈98和100没有被开槽段88保持彼此相邻接合时，它们彼此分离。连接件92的释放可以通过任何合适的方法，例如机械、机电或化学方法。

参考图7，另一个有效载荷30通过典型的、更复杂的附接机构106附接到附接毂14的相应端口26。该更复杂的附接机构106将相应的有效载荷30的附接部82与相应端口26的边缘40耦接。所描绘的卫星12包括附接到相应的有效载荷30的相应的附接部82的附接机构106。在其他实施例中，该复杂的附接机构106与卫星12可以是隔离的，诸如在将卫星12附接到附接毂14之前，先将其附接到附接毂14的相应端口26。

参照图7-图10，依次示出了卫星12从附接毂14展开。附接机构80被依次释放，其中附接机构84在附接机构106之前被释放。

在图7中，卫星12被附接到附接毂14。每个附接机构80包括：附接机构84和附接机构106，该附接机构80将相应的边缘40保持与该对有效载荷30中的相应有效载荷30的相应附接部82接合或至少邻接。柔性悬臂32已经挠曲成处于其偏置状态下，因此在柔性悬臂32中建立了适合于展开至少一个有效载荷30的预加载力或应变能。该预加载提供的力通常由复杂的释放机构(例如，附接/释放机构106)提供。

在图8中，连接件92已被释放，从而释放了附接机构84。有效载荷30a的附接部82从端口26a的相应边缘40断开，在该边缘40附接有附接部82。附接部82的释放使得柔性悬臂32的挠曲释放从而释放所存储的应变能。柔性悬臂32从偏置位置到默认位置的转变使得有效载荷30a能够向外移动远离附接毂14。通过使用该悬臂32可以实现有效载荷30a从附接毂14的展开，并且完全消除了在端口26a处设置昂贵且复杂的附接机构的需要。

在图9中，该复杂的附接机构106已经被致动，从而使有效载荷30b远离端口26b向外展开。卫星12与附接毂14完全分离，并且处于与附接毂14分离的自由操作模式。在图10中，示出了与附接毂14分离的卫星12。在操纵和使用与附接毂14分离的卫星12的过程中，有效载荷30a和30b被悬臂32保持彼此隔开。

总之，与常规卫星12相比，卫星12具有许多好处。柔性悬臂32的使用足够满足轨道操作的刚性要求，并且也满足在ESPA附接毂14处的装载。弯曲的悬臂32对ESPA接口端口26处的力产生的影响可忽略不计。弯曲的悬臂32的预载荷使得一对有效载荷30中的一个有效载荷30可以从附接毂14快速展开，从而消除了设置两个复杂的附接机构106来展开卫星12的需要。这种消除减少了将卫星12附接到附接毂14的总成本、零件数量和复杂性。柔性悬臂32不会使有效载荷30a向端口26a的附接复杂化(例如手动附接)，这是由于建立预载荷并使相应的附接部82与相应的端口26接合需要的挠曲能达到最小。通过在有效载荷30之间提供连续的连接并消除展开后的有效载荷30彼此之间的配合需要，可以实现更大的任务实用性。此外，如图11-图14所示，本发明的概念可以扩展为包括附加的有效载荷30，例如使用附加的柔性悬臂32。

现在部分地参考图11和图12，本公开包括用于卫星12的设计方法，该卫星12具有从相应的附接毂14被动展开的有效载荷30中的至少一个有效载荷30。如前所述，所描绘的卫星12被配置为在发射或行进至释放环境期间，满足附接到附接毂14并由该附接毂14承载的卫星的刚度要求，同时还提供足够刚度的自由分离的卫星，从而能够在释放环境中独立于与附接毂14***控进行运动。

在图11和图12的示意图中，两个有效载荷标识为有效载荷30_α和有效载荷30_β。有效载荷30_α通过非复杂的附接机构84附接至附接毂14，而有效载荷30_α通过复杂的附接机构106附接至附接毂14。图11描绘了作为两质量体一弹性元件系统的卫星12的自由、分离或展开状态。图12描绘了作为两质量体三弹性元件系统的卫星12的装载或附接状态，其中两个额外的弹性元件为附接机构84和106。

图11的展开系统具有固有频率，该固有频率可由等式1表示，其中ω_n是固有频率，K₃₂是悬臂32的弹性元件常数，m_α和m_β代表耦合后的一对有效载荷30中的有效载荷30_α和30_β的质量。关于等式1，在某些实施例中，有效载荷30_α和30_β的质量可以认为是相等的。

等式1：

图12的装载系统具有第二和更高的频率ω₂，由下面的等式2和等式3表示。再次，在这样的等式中，在一些实施例中，可以假定有效载荷30_α和30_β的质量相等，因此m可代表m_α或m_β。在一些实施例中，至少对于等式2和等式3，可以假设非复杂附接机构84的弹性元件常数K₈₄和复杂附接机构106的弹性元件常数K₁₀₆相等，并且K代表K₈₄或K₁₀₆。

等式2：

等式3：

另外，在卫星12的装载状态中，因此悬臂32处于其偏置状态中，该悬臂32的刚度通过等式4从目标固有频率中得出。悬臂32的预载荷力F_PL由等式5表示，该预载荷力用以在释放附接机构84之后将有效载荷30之一从附接毂14被动地释放。在等式5中，ΔR_α是在释放预载荷力时各个有效载荷30从附接毂14向外的偏转距离。

等式4：

等式5：

F_PL＝K₃₂ΔR_α

关于以上提供的等式1至5，在下面的表1中提供了三个卫星实施例的相关尺寸和特性。例如，不同的实施例表示卫星12的各方面，该卫星12可以与具有不同直径和数量的端口26(即，端口26之间的周向间隔不同)的不同附接毂一起使用。

表1：

鉴于卫星12的挠曲能够允许将卫星12附接至附接毂14，卫星12将向至少一个相应的端口26施加扭矩，这些端口26上附接有相应的有效载荷30。在假设复杂的附接机构106不施加扭矩或假设K₁₀₆无限期地呈刚性的情况下，示例性悬臂32将在与附接机构84和有效载荷30_α附接的边缘40上施加扭矩。

在表1的实施例3的示例中(附加假设为K₈₄≠K₁₀₆)，在与附接机构84附接的各个边缘40上的扭矩的范围为约5Nm至约35Nm、或为约10Nm至约30Nm、或为约20Nm至约25Nm(例如约21Nm)。

在表1的实施例3的同一修改示例中，其中在环形ESPA附接毂14的边缘40处指定的扭矩能力约为1.2x10³Nm，通过规范(via specification)，柔性悬臂32所施加的扭矩可以等于或小于在边缘40处的容许扭矩的大约1％至大约5％。例如，扭矩可以在容许扭矩的约1.5％至约3％的范围内、或为容许扭矩能力的约1.7％。

参考图13至图16，示出了另一示例性卫星112。该卫星112使用的附图标记与用于指代卫星12的附图标记相同，但是用100作为各附图标记的前缀。另外，除了如下所述，对卫星12的前述描述同样适用于卫星112。此外，在阅读和理解说明书后将理解，在适用的情况下，卫星12和卫星112的各方面可以彼此替代或彼此结合使用。

首先参考图13，示出了与附接毂114附接的卫星112。该卫星112包括多个有效载荷130和多个柔性悬臂132。根据本发明的卫星112可以包括通过柔性悬臂132将彼此耦接的两个初始有效载荷130，还包括另外的有效载荷130，该另外的有效载荷130例如可以与初始有效载荷130串联连接，以及例如可以通过附加的柔性悬臂132附接至初始有效载荷130。

所描绘的卫星112包括三个有效载荷130，其中相邻的有效载荷130通过柔性悬臂132彼此耦接(例如串联耦接)。尽管每个有效载荷130被描绘为具有相同的体积，但是在一些实施例中它们的体积可以不同。同样，尽管多个柔性悬臂132被描绘为彼此相同的，但是在其他实施例中，悬臂132可以在形状、尺寸、长度或比例中的任何一个或多个方面存在不同。

在图13至图15中，卫星112附接到附接毂114。两个非复杂的附接机构184和一个附接机构206将相应的边缘140与相应有效载荷130的相应附接部182保持接合或至少邻接。柔性悬臂132已挠曲到其相应的偏置状态。附接机构184用于将外部有效载荷130a和130c与附接毂114断开。

为了从附接毂114展开卫星112，附接机构180被依次顺序释放，其中在释放端口126b处的附接机构206之前，端口126a和126c处的附接机构184分别被释放。附接机构184可以被同时释放，或者其中一个附接机构184可以在另一个附接机构184释放之前被释放。

例如，当两个附接机构184的连接件(与图5的连接件92相同)被释放之后，从而释放附接机构184时，有效载荷130a和130c的附接部182将与端口126a和126c的相应边缘140断连，在端口126a和126c上附接有附接部182。附接部182的释放使得柔性悬臂132能够不挠曲并释放所存储的应变能。柔性悬臂132从偏置位置到默认位置的转变使得有效载荷130a和130c向外移动远离附接毂114。通过使用悬臂132可以实现有效载荷130a和130c从附接毂114的展开，因此完全消除了在端口126a和126c处设置昂贵且复杂的附接机构的需要。

在图16中，复杂的附接机构206(图15)也已被致动，因此允许有效载荷130b远离端口126b向外展开。卫星112与附接毂114完全分离。在操纵和使用卫星112期间，悬臂132将有效载荷130a、130b和130c彼此隔开。

在一些实施例中，附接机构184可用于断开中间有效载荷130b，并且相反，复杂的附接机构可用于展开有效载荷130a或有效载荷130c之一。在其他实施例中，有效载荷130a或有效载荷130c中的仅一个可以经由非复杂的附接机构184与附接毂114断开连接，而有效载荷130的另外两个则经由复杂的附接机构206来展开。

继续参照图13至图16，并参照图7至图10，本发明包括一种从附接毂14、114展开卫星12、112的方法。该方法包括以下步骤：(a)为具有一对有效载荷30、130的卫星12、112提供在其间延伸的悬臂32、132，并且每个有效载荷30、130耦接到附接毂14、114；(b)将有效载荷30、130之一与附接毂14、114的附接释放；以及(c)将柔性悬臂32、132从具有存储的应变能的偏置状态转换到默认状态，从而通过柔性悬臂32、132释放的该存储的应变能来使有效载荷30、130之一从附接毂14、114向外展开。该方法可以包括：从柔性悬臂32、132释放所存储的应变能包括使悬臂32、132由处于偏置状态下的挠曲状变成不挠曲状。该方法可以进一步包括以下步骤：(d)释放附接机构84、184，该附接机构选择性地将有效载荷30、130联接至附接毂14、114而不必向有效载荷30、130施加力，该力将使有效载荷30、130从附接毂14、114向外展开。

总而言之，参考上述每个实施例，本公开提供了示例性卫星12、112，其包括：通过柔性悬臂32、132彼此耦接的一对有效载荷30、130。其中，柔性悬臂32、132被配置为使其一对有效载荷30、130易于与相关联的附接毂14、114手动接合，并且还提供一被动释放力，用于朝附接毂14向外的方向展开至少一个有效载荷30、130。当柔性悬臂32、132挠曲以将有效载荷30、130附接到附接毂14、114时，柔性悬臂32、132中存储的应变能将作为用于实现被动释放的势能。当至少一个有效载荷30、130从附接毂14、114释放时，该应变能将会释放，该释放可以通过非复杂、非异乎寻常的附接机构84、184来进行。附加的有效载荷30、130可以与该对有效载荷30、130串联附接，其中柔性悬臂用于附接相邻的有效载荷30、130。这些有效载荷30，130可以经由附接机构84、184或通过复杂的附接机构106、206从附接毂14、114释放。

尽管已经关于一个或多个特定优选实施例示出和描述了本发明，但是显而易见的是，在阅读和理解了本说明书和附图之后，本领域的其他技术人员将可以想到等同的变更和修改。特别地，除非另有说明，否则关于上述元件(组件、组件、存储、组合物等)执行的各种功能、用于描述此类元件的术语(包括对“装置”的标号)旨在对应于执行所描述的元件的指定功能的任何元件(即，在功能上等同)，即使在结构上不等同于在本文所示的示例性实施例或本发明的实施例中执行功能的公开结构。另外，尽管以上可能仅针对几个示出的实施例中的一个或多个描述了本发明的特定特征，但是这种特征可以与其他实施例的一个或多个其他特征组合，这对于任何给定或特定的应用而言将是期望且有利的。