用于展开一组面板的方法和设备的制造方法
用于展开一组面板的方法和设备的制造方法
【技术领域】
[0001]本公开总体上涉及展开组件，特别地，涉及用于展开组件的系统。另外更特别地，本公开涉及用于展开航天器的组件的方法和设备。
【背景技术】
[0002]航天器在太空中时用于各种目的。本文中使用的航天器是被构造成在太空中执行多种操作的飞行器、飞船或机器。航天器可以是被构造用于短期太空任务的自推进式太空飞行器或者被构造成在太空中保持更长时段的太空飞行器。在其它情况下，航天器可以是太空站、卫星或某种其它合适结构。
[0003]卫星是在太空中时用于各种操作的航天器的越来越普及的类型。这些卫星用于多个不同领域。例如，非限制性地，卫星可用于导航、通信、环境监控、天气预报、研宄、广播和其它应用。许多家庭、商业、政府组织和其它用户可每天使用卫星用于娱乐、通信、信息收集和其它目的。
[0004]通常使用运载火箭将卫星送入轨道并且可从可移动平台或地面发送卫星。卫星的尺寸决定了运载火箭为了发送卫星所需的推力的量。为了降低将卫星送入轨道的成本，操作人员正在减小卫星的尺寸。随着卫星的尺寸减小，发送卫星所需的推力的量也减小。卫星尺寸的减小以及所使用的运载火箭的类型降低了将卫星发送到轨道的成本。结果，越来越多的实体正在减小所使用的卫星的尺寸。
[0005]根据卫星的目的，在操作的各种阶段期间，可从卫星展开组件。这些组件采取面板的形式。例如，可从卫星展开转向装置、增阻装置、天线、太阳能面板、或某种其它类型的组件中的至少一种。
[0006]在一些情况下，卫星使用太阳能面板，以由太阳产生能量。在这个例证性示例中，太阳能面板是与支承结构电连接的光伏模块的群组。这些太阳能面板可以在发送期间被贮存在靠近卫星壳体的地方并且随后在卫星没有处于轨道上时被展开。例如，抵靠卫星的各面贮存的太阳能面板可被摊开。以类似方式，诸如天线的其它组件在从地面传输到轨道期间贮存在靠近卫星壳体的地方并且随后被展开。
[0007]对于较小的卫星，卫星的存储容量可能没有所期望的大。例如，卫星可能需要比贮存在卫星中并且在从卫星展开的太阳能面板可产生的电力更多的电力来执行操作。在其它情形下，可从卫星展开天线的尺寸无法提供所需通信能力的量。结果，卫星可能没有根据需要发挥作用。因此，将理想的是，具有考虑到以上讨论的问题中的至少一些以及其它可能问题的方法和设备。
【发明内容】
[0008]在一个例证性实施方式中，一种设备包括一组面板、连接到所述一组面板的一组柔性构件以及与所述一组面板和所述一组柔性构件关联的接口系统。所述一组面板在处于折叠构型时抵靠航天器的多个面。所述接口系统被构造成当所述一组柔性构件从所述航天器伸展开时将所述一组面板从折叠构型移动到展开构型。
[0009]在另一个例证性实施方式中，提出了一种展开一组面板的方法。将一组柔性构件从航天器伸展开。使用接口系统将所述一组面板从折叠构型移动到展开构型，使得所述一组柔性构件从所述航天器伸展开。
[0010]在另一个例证性实施方式中，一种天线系统包括一组柔性杆、接口系统和展开机构。所述一组柔性杆与一组天线反射器面板关联，所述一组天线反射器面板在处于折叠构型时抵靠卫星的多个面。所述接口系统与所述一组天线反射器面板和所述一组柔性杆关联。所述接口系统被构造成将所述一组天线反射器面板从折叠构型移动到展开构型。所述展开机构被构造成当所述一组天线反射器面板从折叠构型移动到展开构型时使所述一组柔性杆伸展开。在另一个例证性实施方式中，一种转向系统包括平台和移动系统。所述平台位于卫星的壳体内。所述移动系统与所述平台关联，并且所述移动系统被构造成改变所述平台的取向，以在一组组件从所述卫星展开之后在太空中操纵所述一组组件。
[0011]在另一个例证性实施方式中，一种天线系统包括抛物线天线反射器、一组柔性杆、接口系统和展开机构。所述抛物线天线反射器在处于折叠构型时抵靠卫星的多个面。所述一组柔性杆与所述抛物线天线反射器关联。所述接口系统与所述抛物线天线反射器和所述一组柔性杆关联。所述接口系统被构造成将所述抛物线天线反射器从折叠构型移动到展开构型。所述展开机构被构造成当所述抛物线天线反射器从折叠构型移动到展开构型时使所述一组柔性杆伸展开。
[0012]在另一个例证性实施方式中，一种太阳能面板包括太阳能阵列。太阳能阵列具有第一组太阳能模块和第二组太阳能模块。所述第一组太阳能模块被构造成沿着纵轴折叠，所述第二组太阳能模块被构造成沿着对角轴折叠，以形成所述太阳能阵列的折叠构型。
[0013]特征和功能可独立地在本公开的各种实施方式中实现或者可在其它实施方式中组合，在所述其它实施方式中，可参照下面的描述和附图明白进一步的细节。
【附图说明】
[0014]新颖性特征认为在随附权利要求书中阐述了例证性实施方式的特性。然而，将在结合附图阅读时参照下面对本公开的例证性实施方式的详细描述，最好地理解例证性实施方式以及所需使用模式及其目的和特征，其中:
[0015]图1是根据例证性实施方式的航天器的图示；
[0016]图2是根据例证性实施方式的宇航飞行器的框图的图示；
[0017]图3是根据例证性实施方式的接口系统的框图的图示；
[0018]图4是根据例证性实施方式的面板的框图的图示；
[0019]图5是根据例证性实施方式的卫星的展开系统的图示；
[0020]图6是根据例证性实施方式的卫星的展开系统的图示；
[0021]图7是根据例证性实施方式的卫星的展开系统的剖视图的图示；
[0022]图8是根据例证性实施方式的卫星的展开系统的图示；
[0023]图9是根据例证性实施方式的卫星的展开系统的剖视图的图示；
[0024]图10是根据例证性实施方式的卫星的面板的折叠构型的图示；
[0025]图11是根据例证性实施方式的从卫星展开的面板的图示；
[0026]图12是根据例证性实施方式的从卫星展开的面板的图示；
[0027]图13是根据例证性实施方式的从卫星展开的面板的图示；
[0028]图14是根据例证性实施方式的从卫星展开的面板的图示；
[0029]图15是根据例证性实施方式的从卫星展开的面板的图示；
[0030]图16是根据例证性实施方式的从卫星展开的面板的图示；
[0031]图17是根据例证性实施方式的从卫星展开的面板的图示；
[0032]图18是根据例证性实施方式的成展开构型的面板和接口系统的剖视图的图示；
[0033]图19是根据例证性实施方式的卫星的展开系统的剖视图的图示；
[0034]图20是根据例证性实施方式的卫星的展开系统的剖视图的图示；
[0035]图21是根据例证性实施方式的卫星的展开系统的剖视图的图示；
[0036]图22是根据例证性实施方式的卫星与从卫星展开的一组面板的图示；
[0037]图23是根据例证性实施方式的卫星与从卫星展开的一组面板的图示；
[0038]图24是根据例证性实施方式的卫星的图示；
[0039]图25是根据例证性实施方式的卫星的图示；
[0040]图26是根据例证性实施方式的卫星与从卫星展开的一组组件的图示；
[0041]图27是根据例证性实施方式的太阳能面板的图示；
[0042]图28是根据例证性实施方式的太阳能阵列的部分的图示；
[0043]图29是根据例证性实施方式的太阳能模块的图示；
[0044]图30是根据例证性实施方式的太阳能模块的图示；
[0045]图31是根据例证性实施方式的卫星的转向系统的图示；
[0046]图32是根据例证性实施方式的卫星的转向系统的剖视图的图示；
[0047]图33是根据例证性实施方式的卫星的转向系统的剖视图的图示；
[0048]图34是根据例证性实施方式的卫星的转向系统的剖视图的图示；
[0049]图35是根据例证性实施方式的用于展开一组面板的过程的流程图的图示；
[0050]图36是根据例证性实施方式的用于在航天器中展开一组面板的过程的流程图的图示；
[0051]图37是根据例证性实施方式的框图形式的航天器制造和维修方法的图示；以及
[0052]图38是可实现例证性实施方式的框图形式的航天器的图示。
【具体实施方式】
[0053]例证性实施方式认识和考虑到一个或多个不同的考虑。例如，例证性实施方式认识和考虑到，可能期望的是增加从卫星展开的组件的尺寸。例如，例证性实施方式认识和考虑到，随着从卫星展开的太阳能面板越大，卫星可产生的电力越多。电力的这种增加可为卫星提供额外的操作能力，延长卫星的运行寿命，或这二者。以类似形式，例证性实施方式认识和考虑到，通过增大从卫星展开的天线的尺寸来增加卫星的通信能力。
[0054]然而，例证性实施方式认识和考虑到，当前一些用于从卫星展开组件的展开系统包括的结构会超过预期地增加卫星重量，需要比预期更大的卫星内存储空间，或这二者。例如，一些当前使用的系统包括抵靠卫星的各面贮存的面板。在卫星处于轨道上之后，这些面板被展开成脱离航天器。用于摊开面板的带支架系统可能不如预期那样刚性或平坦地固定面板，并且会使卫星增加比预期更大的重量。卫星的重量增加是不可取的，因为随着卫星的重量增加，发送卫星的成本增加。另外，抵靠卫星的各面正确贮存的面板的尺寸会受到卫星尺寸的限制。
[0055]例证性实施方式还认识和考虑到，一些当前用于从卫星展开组件的展开系统可能不按预期地执行。例如，当正在展开太阳能面板时，一些展开系统不能展开太阳能面板以使得太阳能面板被平放。结果，太阳能面板不能从太阳获取所需量的光能。
[0056]因此，例证性实施方式提供了用于展开一组面板的方法和设备。在一个例证性实施方式中，一种设备包括:一组面板，所述一组面板在处于折叠构型时抵靠航天器的多个面；一组柔性构件，所述一组柔性构件连接到所述一组面板；以及接口系统，所述接口系统与所述一组面板和所述一组柔性构件关联。接口系统被构造成当所述一组柔性构件从航天器伸展开时将所述一组面板从折叠构型移动到展开构型。
[0057]现在，参照附图，特别是参照图1，根据例证性实施方式示出航天器的图示。航天器100采取卫星102的形式。
[0058]如所示的，卫星102包括具有多个面106的壳体104。多个面106包括面108、面110、面112和面114。卫星102还包括顶板116和底板118。
[0059]在这个例证性示例中，卫星102包括展开系统120。展开系统120与卫星102的壳体104关联。在这个例证性示例中，展开系统120位于壳体104的底部部分122内。展开系统120被构造成从卫星102展开多个组件(该视图中未示出)。
[0060]接下来，参照图2，根据例证性实施方式示出宇航飞行器的框图的图示。在这个示出的示例中，宇航飞行器200是能够在地球的大气内、地球的大气外、或既在地球的大气内又在地球的大气外飞行的飞行器。例如，宇航飞行器200可选自飞机、航天器或某种其它合适类型的宇航飞行器中的一种。
[0061]如所示的，宇航飞行器200采取航天器201的形式。在这个示出的示例中，图1中的航天器100是在该图中以框图形式示出的航天器201的物理实现方式的示例。在这个例证性示例中，航天器201是卫星202。
[0062]卫星202是被送入轨道的对象。在这个例证性示例中，卫星202是人工卫星(artificial satellite)。换句话讲，卫星 202 是人造卫星(man-made satellite)。
[0063]在这个示出的示例中，卫星202可采取各种形式。例如，卫星202可采取天文卫星、研宄卫星、通信卫星、导航卫星、侦查卫星、天气卫星或其它合适类型的卫星中的至少一种的形式。
[0064]如本文所用的，短语“至少一个”当与一列项使用时，意指可使用所列项中的一个或多个的不同组合并且可能只需要该列中的一项。该项可以是特定的对象、事物或类别。换句话讲，“至少一个”意指在该列中可使用的一项或多项的任何组合，但可能并不需要该列中的所有项。
[0065]例如，“项A、项B和项C中的至少一个”可意指项A ;项A和项B ;项B ;项A、项B和项C ;或项B和项C。在一些情况下，“项A、项B和项C中的至少一个”可意指(例如，而非限制)两个项A、一个项B和十个项C ;四个项B和七个项C ;或某种其它合适的组合。
[0066]在该例证性示例中，卫星202是小卫星204。小卫星204是重量是大约I克至大约500千克的卫星。在其它例证性示例中，卫星202可更小或更大，这取决于特定实现方式。小卫星204可选自小型卫星、微卫星、纳卫星、立方卫星和其它合适类型的小卫星中的一个。
[0067]在这个示出的示例中，卫星202包括具有多个面208的壳体206。如本文所用的，“多个”项是一个或多个项。例如，多个面208是一个或多个面。
[0068]如所示的，壳体206形成卫星202的为卫星202提供机械支承的结构。在这个例证性示例中，壳体206包含选自金属、金属合金、复合材料、其它合适类型的材料或这些材料的组合中的一种的材料。
[0069]如所示出的，展开系统210与卫星202的壳体206关联。第一组件(诸如，展开系统210)可被视为通过固定于第二组件(诸如，卫星202的壳体206)、结合于第二组件、安装于第二组件、焊接到第二组件、紧固于第二组件、以某种其它合适方式连接到第二组件或它们的组合而与第二组件物理关联。第一组件还可利用第三组件连接到第二组件。另外，第一组件可被视为通过形成为第二组件的部分、第 二组件的延伸或它们的组合而与第二组件关联。
[0070]在这个示出的示例中，展开系统210位于卫星202的壳体206内。展开系统210包括一组组件212、一组柔性构件214、接口系统216和展开机构218。如本文所用的，“一组”项是一个或多个项。例如，一组组件212是一个或多个组件。一组组件212内的组件可包括相同或不同类型的组件。
[0071]在这个例证性示例中，展开系统210被构造成从卫星202展开一组组件212。例如，展开系统210被构造成将一组组件212从卫星202的内部220移动到卫星202的外部222。
[0072]在其它例证性示例中，展开系统210将贮存在卫星202的外部222的一组组件212移动到所需位置。例如，展开系统210可摊开一组组件212。
[0073]在这个示出的示例中，一组组件212包括一组面板224。一组面板224是被构造成当被从卫星202展开时采取所需形式的结构。在例证性示例中，当被从卫星202展开时，一组面板224可采取平坦的矩形结构。
[0074]如所示的，一组面板224包括面板226。面板226可采取多种不同形式。例如，一组面板224中的面板226可选自太阳能面板、天线、增阻装置和其它合适类型的面板中的一种。
[0075]在这个例证性示例中，展开系统210被构造成将一组面板224在折叠构型228和展开构型230之间移动。折叠构型228是一组面板224的如下布置:一组面板224中的每个本身弯曲，使得一组面板224中的每个的至少一部分覆盖一组面板224中的每个的另一部分。在折叠构型228中，一组面板224中的每个可折叠数次，以装配到卫星202的壳体206内。
[0076]展开构型230是一组面板224伸展开的布置。在这个例证性示例中，展开构型230是一组面板224的摊开布置。
[0077]处于折叠构型228的一组面板224与卫星202的多个面208关联。例如，一组面板224中的面板226被折叠成抵靠卫星202的壳体206的多个面208中的面232。
[0078]在这个示出的示例中，一组柔性构件214连接到一组面板224。一组柔性构件214被构造成将一组面板224从卫星202伸展出开。
[0079]在这个例证性示例中，一组柔性构件214可采取各种形式。例如，一组柔性构件214可采取杆、线缆、绳索、绳子、带、丝、梁、线、或某种其它合适类型的柔性构件的形式。
[0080]一组柔性构件214可包括具有不同类型的横截面形状的结构。例如，一组柔性构件214可包括横截面形状选自圆形形状、三角形形状、矩形形状、不规则形状、六边形形状或某种其它合适类型的横截面形状中的至少一种的结构。一组柔性构件214可具有相同或相互不同的横截面形状。
[0081]在这个例证性示例中，一组柔性构件214还可包括多种不同类型的材料。例如，一组柔性构件214可包括选自复合材料、碳纤维、金属、金属合金、玻璃纤维、聚合物或某种其它合适材料中的至少一种的材料。选择用于一组柔性构件214的材料是允许一组柔性构件214在不断裂的情况下以所需方式弯曲同时仍然支承一组面板224和接口系统216的材料。在这个例证性示例中，一组柔性构件214可采取一组柔性杆215的形式。
[0082]如所示出的，接口系统216与一组面板224和一组柔性构件214物理关联。接口系统216被构造成当柔性构件214从卫星202伸展开时将一组面板224从折叠构型228移动到展开构型230。例如，当一组面板224处于展开构型230时，接口系统216将一组面板224保持成基本上是平坦的。
[0083]在这个例证性示例中，展开机构218与卫星202的壳体206关联。例如，展开机构218可位于卫星202的壳体206内。展开机构218是被构造成将一组柔性构件214从卫星202的内部220伸展到卫星202的外部222以使得一组面板224从折叠构型228移动到展开构型230的机械装置。
[0084]如所示的，展开机构218采取各种形式。例如，展开机构218可采取弹簧233、电机235、以及其它合适类型的展开机构的形式。
[0085]当展开机构218采取弹簧233的形式时，弹簧233可选自拉伸弹簧、压缩弹簧、抗扭弹簧、主弹簧、带式弹簧、板簧、卷簧、和其它合适类型的弹簧中的一种。当展开机构218采取电机235的形式时，可按受控方式从卫星202展开一组柔性构件214。换句话讲，基于电机235的速度，可控制一组柔性构件214的展开。在展开一组柔性构件214期间，电机235的速度可以是预定的或调节的。
[0086]在其它例证性示例中，除了弹簧233和电机235之外或者作为弹簧233和电机235的替代，展开机构218可包括多种类型的装置。在这个例证性示例中，展开机构218采取抗扭弹簧234的形式。抗扭弹簧234是当盘绕时存储机械能的柔性的弹性装置。
[0087]在这个例证性示例中，抗扭弹簧234被构造成盘绕位于卫星202的壳体206内的线轴236。一组柔性构件214还被构造成缠绕在线轴236上。一旦释放，抗扭弹簧234就从线轴236退绕以将一组柔性构件214伸展开。以此方式，使用一组柔性构件214和抗扭弹簧234来展开一组面板224。另选地，当在展开机构218中使用电机235时，电机235转动线轴236，以将一组柔性构件214伸展开。
[0088]在这个示出的示例中，一组面板224在沿着壳体206的多个接触点238连接到卫星202的壳体206。多个接触点238设置在卫星202的壳体206的多个面208上。例如，面板226可在接触点240连接于壳体206的面232。
[0089]一组面板224中的每个可按许多方式在多个接触点238连接到壳体206。例如，可使用粘合剂将一组面板224中的每个在多个接触点238连接到壳体206。在另一个例证性示例中，可使用紧固件将一组面板224中的每个在多个接触点238连接到壳体206。这些紧固件可选自夹子、销、螺杆、系绳或其它合适类型的紧固件中的一种。
[0090]如所示出的，当一组面板224处于折叠构型228时，一组面板224被定位成抵靠卫星202的壳体206的多个面208。多个门242与抵靠壳体206的多个面208定位的一组面板224关联。
[0091]在这个例证性示例中，多个门242被构造成覆盖处于折叠构型228时抵靠壳体206的多个面208定位的一组面板224，并且多个门打开，以使得一组面板224从折叠构型228移动到展开构型230。例如，多个门242中的门244被构造成是打开的，以将抵靠壳体206的面232定位的面板226从折叠构型228移动到展开构型230。
[0092]如所示的，卫星202的壳体206还包括转向系统246。转向系统246被构造成在使用展开系统210展开一组组件212之后在空中操纵一组组件212。例如，转向系统246移动一组面板224，使得一组面板224面对太阳、指定目标或太空中某种其它合适结构中的至少一个。转向系统246移动一组面板224，同时卫星202的主体向着结构、背离结构、向着另一个所关注对象、或其一些组合移动。
[0093]在另一个例证性示例中，转向系统246以所需方式移动一组面板224，使得可实现任务目标。例如，转向系统246可倾斜一组面板224，使得一组面板224接收所需量的电磁信号。
[0094]在这个例证性示例中，转向系统246包括平台248和移动系统249。在其它例证性示例中，转向系统246包括其它组件和组件的组合。转向系统246内的组件被构造成改变平台248的取向。特别地，转向系统246内的组件被构造成改变展开平台248的平面的法向矢量，使得一组面板224可指向所关注的任何数量的区域。
[0095]如所示的，平台248位于卫星202的壳体206内。在一些例证性示例中，平台248位于卫星202中的一组面板224之间的间隔中。在这种情况下，平台248附接于一组面板224，使得平台248的移动改变一组面板224的构型。
[0096]在这个示出的示例中，移动系统249被构造成将平台248的法向矢量向着其所需位置倾斜。移动系统249可包括(例如，而不限于)带有齿条-齿轮装置的至少一个电机或某种其它合适类型的移动系统。
[0097]在一些例证性示例中，转向系统246包括至少一个枢转点，使用移动系统249将平台248绕着枢转点倾斜。在其它示例中，除了移动系统249外，转向系统246可包括弹簧，弹簧被构造成当移动系统249缩回时伸长并且当移动系统249伸展时压缩。在这种情况下，弹簧的出现是为了平衡移动系统249的动作、减小移动系统249所需的扭矩、或二者。结果，移动系统249的尺寸可减小。
[0098]通过将展开系统210用于卫星202，可按所需方式从卫星202展开一组面板224。结果，相比于一些当前使用的系统，较大的面板可按折叠构型228贮存在多个门242后面。一组柔性构件214和接口系统216允许一组面板224以所需方式伸展，使得一组面板224中的每个摊开。
[0099]接下来，参照图3，根据例证性实施方式示出接口系统的框图的图示。在这个示出的示例中个，示出图2中的接口系统216内的组件。
[0100]如所示的，接口系统216包括连接器300和一组接合结构302。连接器300与图2中的一组面板224和一组柔性构件214关联。在这个例证性示例中，连接器300被构造成附接到一组面板224。例如，连接器300中的连接器304被构造成附接到一组面板224中的图2中的面板226。
[0101]在这个例证性示例中，连接器300中的每个在面板上的不同点附接于一组面板224中的一个。例如，当连接器300中的三个连接到面板226并且面板226是矩形结构时，这些连接器中的每个附接到面板226的角部。以此方式，面板226的一个角部在图2中的接触点240机械地或电地附接到卫星202的壳体206，而连接器300中的三个均在面板226的其它三个角部中的一个处附接到面板226。
[0102]在这个例证性示例中，连接器300被构造成当从卫星202展开面板226时移动。例如，当面板226从折叠构型228移动到展开构型230时，连接器300移动。
[0103]在这个示例的示例中，连接器300包括通道306。连接器300中的每个具有通道306中的一个。例如，连接器304包括通道308。通道306被构造成接纳一组接合结构302。
[0104]在这个例证性示例中，通道306可以是相同或不同尺寸的通道。作为示例，通道306中的一个可大于通道306中的另一个。当存在三个或更多个通道306时，各通道可以具有不同尺寸。
[0105]在这个示出的示例中，一组接合结构302与一组柔性构件214关联。例如，一组接合结构302可在沿着一组柔性构件214的各个点附接于一组柔性构件214。在这个例证性示例中，一组接合结构302中的每个具有不同尺寸。
[0106]通道306对应于一组接合结构302。具体地，通道306中的一个对应于一组接合结构302中的一个。例如，连接器304中的通道308对应于一组接合结构302中的接合结构310。
[0107]一组接合结构302中的接合结构310被构造成接合连接器300中的连接器304，以将一组面板224中的面板226从折叠构型228移动到展开构型230。在这种情况下，通道308成形为使得接合结构310可按所需方式被通道308接纳。当接合结构310被通道308接纳时，这两个组件有助于保持面板226的展开构型230。
[0108]在这个例证性示例中，接合结构310采取球体312的形式。球体312接合连接器304中的通道308。通道308成形为使得球体312被通道308接纳。例如，通道308可具有圆锥体的形状。
[0109]一组柔性构件214贯穿连接器300的通道306延伸。以此方式，当一组面板224伸展开时，一组接合结构302中的每个接合连接器300中的对应一个，这取决于连接器300中的各通道306的尺寸和形状。结果，通过一组接合结构302与连接器300中的通道306接合，将一组面板224中的每个从折叠构型228移动到展开构型230。
[0110]接下来，转到图4，根据例证性实施方式示出面板的框图的图示。在这个示出的示例中，示出可形成图2中的面板226的组件。
[0111]如所示的，面板226可选自太阳能面板400、天线402和增阻装置404中的一个。在其它例证性示例中，可将其它类型的面板用于面板226，这取决于特定的实现方式。
[0112]在这个示出的示例中，太阳能面板400被构造成向图2中的卫星202供应电力。太阳能面板400用阳光产生电力。
[0113]太阳能面板400包括太阳能阵列406。在这个例证性示例中，太阳能阵列406是太阳能模块408的布置。太阳能模块408包括被构造成将太阳能辐射转换成直流能量的单元。太阳能阵列406包括第一组太阳能模块410和第二组太阳能模块412。具有太阳能阵列406的太阳能面板400被构造成待被折叠成折叠构型并且被贮存在图2中的多个门242的后面。
[0114]在这个例证性示例中，第一组太阳能模块410被构造成沿着太阳能阵列406的纵轴414折叠。第二组太阳能模块412被构造成沿着太阳能阵列406的对角轴416折叠。第一组太阳能模块410和第二组太阳能模块412形成用于太阳能阵列406的折叠构型。
[0115]如所示出的，天线402是发送和接收用于卫星202的信号的装置。在一些例证性示例中，天线402可采取抛物面天线的形式。“抛物面天线”是具有弯曲表面的天线，该弯曲表面具有被构造成引导无线电波的抛物线的横截面形状。在其它例证性示例中，天线402是平坦的矩形结 构，类似于太阳能面板400。
[0116]天线402可在发送期间抵靠卫星202的壳体206的面232定位并且随后被展开以执行卫星202的通信操作。这些通信操作可采用电话通信、电视通信、无线电通信、互联网操作、军事通信和利用电磁谱中各种频率的其它类型的通信操作的形式。
[0117]在这个示出的示例中，增阻装置404是用于使卫星202动作变慢的结构。增阻装置404可在卫星202操作的各种阶段期间被展开，以产生阻力。
[0118]图2中的宇航飞行器200和宇航飞行器200内的组件的图示并不是为了表明对可实现例证性实施方式的方式的物理或构造限制。可使用作为图示组件的补充或替代的其它组件。一些组件可以是可选的。另外，呈现示出一些功能组件的块。这些块中的一个或多个当在例证性实施方式中实现时可被组合、划分、或者被组合和划分成不同块。
[0119]例如，尽管相对于宇航器描述了例证性实施方式的例证性示例，但例证性实施方式可应用于其它类型的平台。平台可以是例如移动平台、固定不动的平台、基于陆地的结构、基于水的结构以及基于太空的结构。更具体地，平台可以是水面舰艇、坦克、人员输送车、火车、飞机、潜艇、汽车、发电站、桥、水坝、房屋、风车、制造设施、建筑物和其它合适的平台。
[0120]在一些例证性示例中，宇航飞行器200采用飞机的形式。在例证性示例中，宇航飞行器200采取无人飞行器的形式。在这种情况下，展开系统210可用于从无人飞行器展开一组组件212。例如，可从无人飞行器展开增阻装置，以形成阻力而使无人飞行器变慢。
[0121]在其它例证性示例中，卫星202是不同于小卫星204的另一种类型的卫星。在其它例证性示例中，在卫星202中没有转向系统246。
[0122]在其它例证性示例中，图4中的太阳能阵列406中的太阳能模块408只包括一组相同类型的太阳能模块。在这种情况下，所有太阳能模块408均可被构造成沿着太阳能阵列406的纵轴414或对角轴416折叠。
[0123]在另一个例证性示例中，面板226可包括两种或更多种类型的阵列。例如，面板226中的一半可以是太阳能面板，而面板226中的另一半可以是天线。在这种情形下，面板226为卫星202提供各种功能。在另一个例证性示例中，可在互不相同的时间展开一组面板224。
[0124]尽管在一个示例中一组面板224中的面板226已经被描述为平坦的矩形结构，但面板226可采用其它形式。例如，面板226可包括抛物线结构、圆形结构、球体、三角形结构、六边形结构、或某种其它合适类型的结构。当面板226不是矩形结构时，可使用更多或更少的连接器和接合结构来展开面板226。
[0125]接下来，转到图5，根据例证性实施方式示出卫星的展开系统的图示。在这个示出的示例中，示出图1中的底部部分122中的展开系统120。在这个图示中，去除了卫星102内的其它组件，以更详细地示出展开系统120。
[0126]如所示出的，多个门500与卫星102的壳体104的多个面106关联。在这个例证性示例中，一组组件502贮存在多个门500后面。多个门500被构造成打开以从卫星102展开一组组件502。
[0127]在这个示出的示例中，门504、门506、门508和门510分别与卫星102的面108、110、面112和面114关联。门504、门506、门508和门510中的至少一个被构造成打开，以从卫星102展开一组组件502。
[0128]例如，命令可被发送到展开系统120内的装置，以命令门打开。这个装置可以是发送锁(launch lock)(该视图中未示出)。在一个例证性示例中，发送锁包括靠近聚合物丝的电命令热元件。一旦被启动，多个门500利用(例如，非限制性地)抗扭弹簧打开。在其它例证性示例中，根据特定实现方式，发送锁可包括电命令张力熔断丝、或某种其它合适的组件。
[0129]如所示出的，展开系统120用于在打开多个门500之后从卫星102展开一组组件502。在一些示例中，展开系统120的一部分可被暴露于卫星102的壳体104的底部部分122周围的环境。在这个例证性示例中，在一组组件502之间存在间隔512。
[0130]现在，参照图6，根据例证性实施方式示出卫星的展开系统的图示。在这个示出的示例中，示出具有多个门500的图1中的卫星102，这多个门500处于打开位置，以暴露贮存在多个门500后面的一组组件502。
[0131]在这个例证性示例中，一组组件502包括一组面板600。在这个例证性示例中，一组面板600是太阳能面板。门504、门506、门508和门510打开，以分别暴露面板602、面板604、面板606和面板608。此刻，可使用展开系统120从卫星102展开一组面板600。
[0132]在图7中，根据例证性实施方式示出卫星的展开系统的剖视图的图示。在这个示出的示例中，示出沿着图6中的7-7线截取的展开系统120的剖视图。在这个例证性示例中，更详细地示出卫星102的壳体104的底部部分122中的展开系统120内的组件。
[0133]如所示的，展开系统120包括线轴700、腔室701、弹簧隔室702、多个杆隔室704、轴承706和发送锁708。弹簧710缠绕线轴700并且贮存在弹簧隔室702内。
[0134]展开系统120的腔室701容纳弹簧隔室702、多个杆隔室704、弹簧710和一组柔性杆712。在这个例证性示例中，一组柔性杆712是可从卫星102展开的一种类型的一组柔性构件的一种实现方式的示例。
[0135]在这个示出的示例中，一组柔性杆712缠绕线轴700并且被贮存在多个杆隔室704中。在这个例证性示例中，一组柔性杆712中的各柔性杆被贮存在多个杆隔室704中的一个中。
[0136]当弹簧隔室702中贮存的弹簧710释放时，弹簧710退绕。附接于线轴700的轴承706造成线轴700随弹簧710退绕而转动。利用轴承706的线轴700的退绕和移动造成一组柔性杆712被推出多个杆隔室704。多个杆隔室704引导一组柔性杆712中的每个以所需方式伸展。在这个例证性示例中，轴承706采用推力轴承的形式。在其它例证性示例中，轴承706可采用被构造成提供线轴700的旋转的其它形式。
[0137]如所示出的，发送锁708启动弹簧710从线轴700退绕。发送锁708还造成多个门500使用例如各门铰链处的抗扭弹簧打开。
[0138]接下来，转到图8，根据例证性实施方式示出卫星的展开系统的图示。在这个示出的示例中，在图6中的8-8线的方向上示出展开系统120的视图。
[0139]如所示出的，展开系统120的腔室701具有开口 800。透过开口 800看到多个杆隔室704中的一组柔性杆712。当弹簧710从图7中示出的线轴700退绕时，柔性杆802从展开系统120中的开口 800伸展开。当柔性杆802伸展开时，柔性杆802被构造成展开面板604。
[0140]在这个例证性示例中，柔性杆802的第一端804附接到筒状螺母806。筒状螺母806是包括与螺母的长度垂直的螺纹的一种类型的螺母。柔性杆802(未示出)的第二端附接于线轴700。
[0141]在一些例证性示例中，筒状螺母806被构造成当柔性杆802从腔室701伸展开时枢转。例如，当柔性杆802从腔室701伸展开时，筒状螺母806可在箭头808的方向上枢转。一组柔性杆712中的各杆以与卫星102的不同面类似的方式伸展。
[0142]尽管柔性杆802的第一端804被示出和描述为附接到筒状螺母806，但第一端804可按某种其它方式附接在展开系统120内。例如，可使用作为筒状螺母806的补充或替代的不同类型的部件或部件的组合来附接柔性杆802的第一端804。
[0143]现在，参照图9，根据例证性实施方式示出卫星的展开系统的剖视图的图示。在这个示出的示例中，示出沿着图6中的9-9线截取的卫星102的展开系统120的剖视图。
[0144]如所示的，示出弹簧710缠绕线轴700。弹簧710的第一端900在接触点902附接于展开系统120的腔室701中的结构。第二端904与线轴700关联。弹簧710的第二端904在接触点906连接到线轴700。在这个示出的示例中，弹簧710在箭头908的方向上退绕。
[0145]图10至图18示出使用展开系统从卫星展开面板。特别地，图10至图18示出当从卫星102的面110处将面板604从折叠构型移动到展开构型时的展开系统120。尽管图10至图18仅示出一个面板604的移动，面板602、面板606和面板608 (这些图中未示出)是以类似方式从卫星102展开的。
[0146]在图10中，根据例证性实施方式示出卫星的面板的折叠构型的图示。在这个例证性示例中，门506打开并且准备展开面板604。面板604处于折叠构型1000。在这个例证性示例中，面板604被构造成摊开成平坦的矩形结构。
[0147]转到图11，根据例证性实施方式示出从卫星展开的面板的图示。在这个示出的示例中，当门506打开时，面板604的第一运动是将一半摊开。
[0148]此时，弹簧710 (该视图中未示出)还没有开始从线轴700退绕。当弹簧710开始退绕并且移动线轴700时，一组柔性杆712中的柔性杆802在箭头1100的方向上伸展开。
[0149]接下来，参照图12，根据例证性实施方式示出从卫星展开的面板的图示。在这个示出的示例中，弹簧710开始从线轴700退绕。当弹簧710从线轴700退绕时，一组柔性杆712中的柔性杆802从卫星102伸展开，从而造成面板604进一步摊开。
[0150]在这个例证性示例中，接口系统1200与一组柔性杆712和面板604关联。接口系统1200包括连接器1202和接合结构1204。连接器1202连接到面板604，而接合结构1204连接到柔性杆802。
[0151]在这个例证性示例中，面板604的连接器1202包括连接器1207、连接器1208和连接器1210。连接器1207、连接器1208和连接器1210中的每个附接于面板604的不同角部。面板604的第四角部在壳体104上的接触点(该视图中未示出)附接到卫星102的壳体 104。
[0152]在这个示出的示例中，接合结构1204中的每个被构造成接合连接器1202中的一个。特别地，接合结构1204中的每个被连接器1202中的一个中的通道(该视图中未示出)接纳。
[0153]在这个例证性示例中，连接器1202中的通道的尺寸不同，使得连接器1202中的每个接合不同尺寸的接合结构1204。以此方式，一些接合结构1204将穿过连接器1202中的通道，之后接合对应的连接器。
[0154]在这个视图中示出接合结构1204中的接合结构1212。接合结构1212连接到柔性杆802并且当展开系统120使柔性杆802伸展时移动。接合结构1212被构造成被连接器1207中的通道接纳。接合结构1212穿过连接器1210中的通道和连接器1208中的通道，之后接合连接器1207。
[0155]参照图13，根据例证性实施方式示出从卫星展开面板的图示。在这个视图中，接合结构1212被连接器1207中的通道接纳。在这个例证性示例中，连接器1207附接到面板604的角部1300。
[0156]接合结构1212与连接器1207的接合有助于以所需方式摊开面板604。特别地，接合结构1212与连接器1207的接合有助于使面板604变平。
[0157]在这个示出的示例中，示出接合结构1204中的接合结构1302。接合结构1302附接于柔性杆802并且当柔性杆802伸展开时移动。接合结构1302被构造成被连接器1208中的通道接纳。
[0158]如所示的，接合结构1302穿过连接器1210中的通道，之后与连接器1208中的通道接合。在该视图中，接合结构1302正移出图7中示出的腔室701。
[0159]在图14中，根据例证性实施方式示出从卫星展开的面板的图示。在该视图中，示出接合结构1204中的接合结构1400。接合结构1400连接到柔性杆802并且当展开系统120将柔性杆802伸展时移动。
[0160]在这个示出的示例中，接合结构1400被构造成接合连接器1210中的通道。在该视图中，接合结构1400正移出图7中示出的腔室701。
[0161]接下来，参照图15，根据例证性实施方式示出从卫星展开的面板的图示。在这个示出的示例中，面板604在壳体104上的接触点1500连接到卫星102的壳体104。在这个例证性示例中，面板604的角部1502在接触点1500连接到壳体104。
[0162]如所示的，接合结构1302被连接器1208中的通道接纳。在这个例证性示例中，连接器1208连接到面板604的角部1504。接合结构1302与连接器1208的接合进一步使面板604变平。
[0163]接下来，在图16中，根据例证性实施方式示出从卫星展开面板的图示。随着从卫星102展开更多的柔性杆802，面板604继续摊开和变平。
[0164]现在，转到图17，根据例证性实施方式示出从卫星展开面板的图示。在该视图中，接合结构1400被连接器1210中的通道接纳。在该例证性示例中，连接器1210附接于面板604的角部1700。当接合结构1400与连接器1210接合时，面板604变平。
[0165]此刻，面板604处于展开构型1702。箭头1704、箭头1706和箭头1708的方向上的力继续将面板604变平并且将面板604保持在展开构型1702。
[0166]接下来，参照图18，根据例证性实施方式示出处于展开构型的面板和接口系统的剖视图的图示。在这个示出的示例中，示出沿着图17中的18- 18线截取的处于展开构型1702的面板604与接口系统1200的剖视图。
[0167]在该视图中，在连接器1202中存在通道1800。通道1800包括通道1802、通道1804和通道1806。通道1802对应于连接器1207，通道1804对应于连接器1208，通道1806对应于连接器1210。
[0168]如所示的，通道1802、通道1804和通道1806的尺寸不同。在这个例证性示例中，通道1802是最小的通道，通道1804是次大的通道，通道1806是最大的通道。选择通道1800的尺寸，使得接合结构1204中只有一个被通道1800中的每个接纳。在这个例证性示例中，接合结构1212穿过通道1806和通道1804，之后被通道1802接纳。以类似方式，接合结构1302穿过通道1806，之后被通道1804接纳。在这个例证性示例中，接合结构1400被通道1806接纳。
[0169]尽管图10至图18示出面板604的展开，但可按类似方式展开一组面板600中的其它面板。在一些不例中，可同时地或不同时地展开一组面板600中的一个或多个。
[0170]另外，尽管示出接口系统1200具有三个连接器1202和三个接合结构1204，但可使用其它数量的连接器1202和对应的接合结构1204。例如，可使用两个连接器、四个连接器、五个连接器、十二个连接器、或某个其它数量的成对连接器1202连同对应的接合结构1204来展开面板604。
[0171]图19至图21示出使用展开系统从卫星展开一组柔性杆。具体地，图19至图21是当一组杆612从展开系统120伸展开时沿着图6中的19-19线截取的卫星102与展开系统120的剖视图的图示。示出没有一组面板600的一组柔性杆712，以表示一组柔性杆712的移动。一组面板600中的每个以与图10至图18中示出的面板604类似的方式摊开。
[0172]在图19中，根据例证性实施方式示出卫星的展开系统的剖视图的图示。在这个示出的示例中，一组柔性杆712没有开始从展开系统120的腔室701伸展。
[0173]除了柔性杆802外，一组柔性杆712还包括柔性杆1900、柔性杆1902和柔性杆1904。在这个例证性示例中，柔性杆1900附接于筒状螺母1906，柔性杆1902附接于筒状螺母1908，柔性杆1904附接于筒状螺母1910。筒状螺母1906、筒状螺母1908和筒状螺母1910被构造成当对应的各柔性杆伸展时枢转，如相对于图8中的柔性杆802和筒状螺母806描述的。
[0174]接下来，参照图20，根据例证性实施方式示出卫星的展开系统的剖视图的图示。在这个示出的示例中，弹簧710开始从线轴700退绕，如图9中所描述的，从而造成一组柔性杆712从展开系统120的腔室701伸展开。
[0175]当一组柔性杆712伸展开时，还从腔室701展开接合结构2000。在这个例证性示例中，接合结构2000附接于柔性杆1900，接合结构2002附接于柔性杆1902，并且在这个例证性示例中，接合结构2004附接于柔性杆1904。
[0176]接下来，转到图21，根据例证性实施方式示出卫星的展开系统的剖视图的图示。在这个示出的示例中，一组柔性杆712完全伸展开。
[0177]参照图22，根据例证性实施方式示出的卫星与从卫星展开的一组面板的图示。在这个示出的示例中，示出在使用展开系统120从卫星102展开一组面板600(如图10至图21中所描述的)之后的卫星102。在该视图中，通过展开系统120展开一组面板600中的全部四个面板。可使用一组面板600产生用于卫星102的电力。
[0178]在图23中，根据例证性实施方式示出卫星与从卫星展开的一组面板的图示。在这个示出的示例中，卫星2300是图2中的以框图形式示出的卫星202的另一个物理实现方式的示例。
[0179]在这个例证性示例中，示出使用展开系统2304从卫星2300展开一组面板2302之后的卫星2300。展开系统2304以与展开系统120类似的方式操作，如参照图1和图5至图21描述的。
[0180]如所示出的，一组面板2302是一组天线反射器面板2303。一组天线反射器面板2303包括面板2306、面板2308、面板2310和面板2312。在这个例证性示例中，面板2306、面板2308、面板2310和面板2312是反射性天线阵列。
[0181]面板2306、面板2308、面板2310和面板2312是天线系统2314的部分。天线系统2314中的一组天线反射器面板2303被构造成在所需方向上反射无线电波。在这个例证性示例中，使用卫星2300的壳体作为天线系统2314的结构的部分。一组天线反射器面板2303中的每个的尺寸不受卫星2300的尺寸限制。
[0182]接下来，转到图24，根据例证性实施方式示出卫星的图示。在这个示出的示例中，卫星2400是图2中以框图形式示出的卫星202的另一个物理实现方式的示例。
[0183]如所示的，卫星2400包括具有多个面2404的壳体2402。多个面2404包括面2406、面2408、面2410和面2412。卫星2400还包括顶板2414和底板2416。
[0184]卫星2400包括一组太阳能面板2417。在这个例证性示例中，一组太阳能面板2417包括太阳能面板2418、太阳能面板2419、太阳能面板2420和太阳能面板2421。太阳能面板2418、太阳能面板2419、太阳能面板2420和太阳能面板2421分别与卫星2400的面2406、面2408、面2410和面2412关联。
[0185]在这个例证性示例中，卫星2400还包括展开系统2422。展开系统2422与卫星2400的壳体2402关联。展开系统2422被构造成在太阳能面板2418、太阳能面板2419、太阳能面板2420和太阳能面板2421从卫星2400摊开之后从卫星2400展开一组组件(该视图中未示出)。
[0186]参照图25，根据例证性实施方式示出卫星的图示。在这个示出的示例中，示出的图24中的卫星2400具有处于摊开位置的太阳能面板2418、太阳能面板2419、太阳能面板2420和太阳能面板2421。抛物线天线反射器2500环绕卫星2400的多个面2404处于折叠构型。以此方式，抛物线天线反射器2500被贮存在一组太阳能面板2417和卫星2400的多个面2404之间，处于折叠构型2501，直到被展开为止。
[0187]抛物线天线反射器2500被构造成使用展开系统2422进行展开。在这个例证性示例中，展开系统2422位于卫星2400的上部中。展开系统2422可包括一组柔性杆、接口系统和展开机构。展开机构将一组柔性杆从展开系统2422伸展开以展开抛物线天线反射器2500，如上所述。
[0188]一组结构杆2502附接于抛物线天线反射器2500。一组结构杆2502被构造成用抛物线天线反射器2500进行展开，使得抛物线天线反射器2500具有所需形状。
[0189]在这个示出的示例中，卫星2400还包括板2504。板2504被从卫星2400的顶部展开并且用于将电磁信号聚集到卫星2400。
[0190]在图26中，根据例证性实施方式示出卫星与从卫星展开的一组组件的图示。在这个示出的示例中，抛物线天线反射器2500处于展开构型2601。
[0191]使用与抛物线天线反射器2500关联的一组柔性杆2600和展开机构(未示出)执行展开，展开机构被构造成当抛物线天线反射器2500从折叠构型2501移动到展开构型2601时伸展一组柔性杆2600。
[0192]一组结构杆2502用所需抛物线形状展开抛物线天线反射器2500。当抛物线天线反射器2500处于展开构型2601时，抛物线天线反射器2500环绕卫星2400。
[0193]在这个例证性示例中，卫星2400的壳体和抛物线天线反射器2500形成天线系统2602。卫星2400的壳体被用作天线系统2602的结构的部分。板2504用于将电磁信号聚集到天线系统2602。
[0194]图1和图5至图26中的展开系统120、展开系统2304和展开系统2422、展开系统120、展开系统2304和展开系统2422内的组件并不是为了表明对可实现例证性实施方式的方式的物理或构造限制。可使用作为图示组件的补充或替代的其它组件。一些组件可以是可选的。
[0195]例如，尽管太阳能面板和天线反射器面板被示出正从卫星2400展开，但展开系统2422还可展开增阻装置。在其它例证性示例中，可不存在一组太阳能面板2417。替代地，可响应于展开系统2422中的多个门开口来展开抛物线天线反射器2500，以暴露一组柔性杆 2600。
[0196]在其它例证性示例中，卫星102可比图1中示出的卫星小。例如，卫星102可只包括图6中示出的一组面板600之间的间隔。在这种情形下，电子器件可被集成在一组面板600之间的间隔内。换句话讲，整个航天器以图5中示出的展开系统120的最大线性尺寸为边界。
[0197]接下来，参照图27，根据例证性实施方式示出太阳能面板的图示。在这个示出的示例中，太阳能面板2700是图4中以框图形式示出的太阳能面板400的物理实现方式的示例。太阳能面板2700包括太阳能阵列2702。
[0198]在这个例证性示例中，太阳能模块2704包括第一组太阳能模块2706和第二组太阳能模块2708。第一组太阳能模块2706包括可沿着太阳能阵列2702的纵轴2710折叠的单元，而第二组太阳能模块2708包括可沿着太阳能阵列2702的对角轴2712或对角轴2714折叠的单元。在这个例证性示例中，太阳能阵列2702的部分2716包括第一组太阳能模块2706中的两个和第二组太阳能模块2708中的两个。
[0199]接下来，参照图28，根据例证性实施方式示出太阳能阵列的部分的图示。在这个示出的示例中，更详细地示出图27中的太阳能阵列2702的部分2716。
[0200]如所示出的，太阳能阵列2702的部分2716包括太阳能模块2800、太阳能模块2802、太阳能模块2804和太阳能模块2806。太阳能模块2800和太阳能模块2804是第一组太阳能模块2706的部分并且被构造成沿着纵轴2712折叠。太阳能模块2806和太阳能模块2804是第二组太阳能模块2708的部分并且被构造成沿着纵轴(诸如，图27中的纵轴2710)折叠。
[0201]在这个例证性示例中，太阳能模块2800、太阳能模块2802、太阳能模块2804和太阳能模块2806在连接点2808相互附接。连接点2808可包括机械连接、电连接或这二者。在这个例证性示例中，太阳能模块2800在连接点2810连接到太阳能模块2806并且在连接点2812连接到太阳能模块2802。以类似方式，太阳能模块2804在连接点2814连接到太阳能模块2802并且在连接点2816连接到太阳能模块2806。
[0202]在这个示出的示例中，在连接点2808，太阳能模块2800、太阳能模块2802、太阳能模块2804和太阳能模块2806被绑在一起，然后电连接。在例证性示例中，使用电阻焊进行连接。用于连接各太阳能模块的带可包括粘合剂，该粘合剂包括从硅树脂、丙烯酸塑料或某种其它合适类型的材料中的至少一种的材料。
[0203]在图29中，根据例证性实施方式示出太阳能模块的图示。在这个示出的示例中，更详细地示出图28中的太阳能模块2802。
[0204]如所示的，太阳能模块2802包括多个太阳能电池2900。在这个例证性示例中，太阳能电池2900包括九个单元。在其它例证性示例中，根据特定实现方式，太阳能模块2802中可存在更多或更少的单元。
[0205]在这个示出的示例中，汇流条2901环绕太阳能模块2802。汇流条2901是环绕太阳能模块2802的导电结构。
[0206]在这个例证性示例中，汇流条2901包括负汇流条2902、负汇流条2904、正汇流条2906和正汇流条2908。汇流条2901被构造成允许电流流向其它太阳能模块。特别地，使用将太阳能电池290相互电连接的互连件2912，使电流在箭头2910的方向上流动。换句话讲，箭头2910示出太阳能模块2802的能量路径。互连件2912包括选自铜、金、银或某种其它合适类型的材料中的至少一种的导电材料。
[0207]在其它例证性示例中，汇流条2901以与该图中所示不同的构造布置。例如，负汇流条2902和负汇流条2904的位置可与正汇流条2906和正汇流条2908的位置交换。结果，电流将以不同方式流向其它太阳能模块。
[0208]接下来，参照图30，根据例证性实施方式示出太阳能模块的图示。在这个示出的示例中，更详细地示出图28中的太阳能模块2800。
[0209]如所示的，太阳能模块2800包括多个太阳能电池3000。在这个例证性示例中，太阳能电池3000包括九个单元。在其它例证性示例中，根据特定实现方式，太阳能模块2800中可存在更多或更少的单元。
[0210]在这个示出的示例中，汇流条3001环绕太阳能模块2800。汇流条3001包括负汇流条3002、负汇流条3004、正汇流条3006和正汇流条3008。汇流条3001被构造成允许电流在太阳能模块之间流动。特别地，使用将太阳能电池300相互电连接的互连件3012，使电流在箭头3010的方向上流动。换句话讲，箭头3010示出太阳能模块2800的能量路径。互连件3012包括选自铜、金、银或某种其它合适类型的材料中的至少一种的导电材料。
[0211]图27至图30中的太阳能阵列2702中的太阳能模块2704的构造允许太阳能面板2700折叠成折叠构型。特别地，第一组太阳能模块2706和第二组太阳能模块2708被构造成允许沿着轴折叠，使得太阳能阵列 2702内的太阳能电池中的一个或多个受损的风险可降低。
[0212]作为将太阳能模块2704折叠到模块内的一个或多个太阳能电池的替代，太阳能模块2704中的每个可在连接点折叠。例如，在一个例证性示例中，太阳能模块2704在模块之间的连接点折叠，在模块内的太阳能电池之间互联，或这二者。此外，太阳能模块2802中的汇流条2901和太阳能模块2800中的汇流条3001的位置允许在太阳能模块2802和太阳能模块2800与其它太阳能模块集成期间同时垂直和水平地连接。
[0213]接下来，参照图31，根据例证性实施方式示出卫星的转向系统的图示。在这个示出的示例中，转向系统3100是图2中以框图形式示出的转向系统246的物理实现方式的示例。在其它例证性示例中，根据涉及的功能，可以与该图中所示出的不同的方式实现转向系统3100内的组件。
[0214]在这个示出的示例中，转向系统3100位于卫星的隔室3101内。例如，隔室3101可位于图6中示出的展开系统120的一组面板600之间的间隔512内。在另一个例证性示例中，转向系统3100可位于卫星壳体中的展开系统上方或下方的隔室内。
[0215]如所示的，转向系统3100包括移动系统3102和移动系统3104。移动系统3102和移动系统3104被构造成将平台3106绕着枢转点3108移动。
[0216]在这个例证性示例中，移动系统3102包括致动器3110和弹簧3112。移动系统3104包括致动器3114和弹簧3116。在这个例证性示例中，致动器3110和致动器3114可以是齿条与齿轮线性致动器。在其它例证性示例中，根据特定实现方式，致动器3110和致动器3114可采取其它形式。
[0217]如所示出的，致动器3110和致动器3114在箭头3118的方向上移动。例如，致动器3110和致动器3114在箭头3118的方向上伸缩。
[0218]在这个示出的示例中，弹簧3112和弹簧3116附接于卫星的壳体。特别地，弹簧3112和弹簧3116附接于板3120。在这个例证性示例中，板3120可形成展开系统中的展开机构的壳体的上部。
[0219]平台3106被构造成响应于致动器3110、致动器3114或这二者的移动而移动。在这个例证性示例中，平台3106绕着枢转点3108移动。以此方式，平台3106是用万向架固定的平台。展开组件(未示出)附接于平台3106，使得随着平台3106移动，展开组件倾斜。
[0220]具有移动系统3102和移动系统3104的转向系统3100在卫星的任务时间内使从卫星展开的组件提供转向。通过使用移动系统3102和移动系统3104，展开组件可移动，以具有所需取向。例如，平台3106可移动，使得附接于卫星的基本上所有太阳能面板倾斜，使得太阳能面板接收太阳能辐射。
[0221]接下来，转到图32，根据例证性实施方式示出卫星的转向系统的剖视图的图示。在这个示出的示例中，示出沿着图31中的32-32线截取的具有移动系统3102的转向系统3100的剖视图。在这个例证性示例中，致动器3114在箭头3200的方向上移动。
[0222]在图33中，根据例证性实施方式示出卫星的转向系统的剖视图的图示。在这个例证性示例中，致动器3114在图32中示出的箭头3200的方向上移动，从而导致平台3106移动。接下来，致动器3114在箭头3300的方向上移动。
[0223]接下来，参照图34，根据例证性实施方式示出卫星的转向系统的剖视图的图示。在这个例证性示例中，致动器3114在图33中示出的箭头3300的方向上移动，从而导致平台3106的移动。在另一个例证性示例中，可针对正交轴实现转向系统3100，以提供展开组件平面上的完全控制。
[0224]图27至图30中的太阳能阵列2702中的太阳能模块2704和图31至图34中的转向系统3100的图示并不是为了表明对可实现例证性实施方式的方式的物理或构造限制。可使用作为图示组件的补充或替代的其它组件。一些组件可以是可选的。
[0225]此外，图1和图5至图34中示出的不同组件可以是图2至图4中以框图形式示出的组件如何可被实现为物理结构的例证性示例。另外，图1和图5至图34中的一些组件可与图2至图4中的组件、用于图2至图4中的组件、或这两种的组合相结合。
[0226]现在，参照图35，根据例证性实施方式示出用于展开一组面板的过程的流程图的图示。可使用图2中的卫星202中的展开系统210实现图35中描述的过程。
[0227]该过程开始于启动展开系统(操作3500)。例如，展开系统中的发送锁可启动展开系统。
[0228]接下来，该过程将一组柔性构件从航天器伸展开(操作3502)。在这个例证性示例中，航天器是卫星。
[0229]然后，一组面板使用接口系统从折叠构型移动到展开构型，使得一组柔性构件从航天器伸展开(操作3504)，此后该过程终止。
[0230]接下来，参照图36，根据例证性实施方式，示出用于从航天器展开一组面板的过程的流程图的图示。可使用图2中的卫星202中的展开系统210实现图36中描述的过程。
[0231]该过程开始于打开覆盖抵靠航天器的壳体的多个面定位的一组面板的多个门(操作3600)。一组面板可在处于折叠构型时设置成抵靠航天器的多个面。
[0232]接下来，启动展开机构(操作3602)。这个展开机构可包括缠绕线轴的抗扭弹簧、或展开系统的壳体内的电机。
[0233]此后，一组柔性构件从线轴退绕(操作3604)。当启动展开机构时，将一组柔性构件推出展开系统中的腔室。
[0234]然后，该过程使与一组柔性构件关联的一组接合结构接合连接至一组面板的连接器，以将一组面板从折叠构型移动到展开构型(操作3606)，此后该过程终止。
[0235]示出的不同实施方式中的流程图和框图示出例证性实施方式中的设备和方法的一些可能的实现方式的构造、功能和操作。在这点上，流程图或框图中的各框可代表模块、段、功能或操作或步骤的一部分或其组合。
[0236]在例证性实施方式的一些替代实现方式中，框中注释的一个或多个功能可不按附图中注释的次序执行。例如，在一些情况下，根据涉及的功能，接连示出的两个框可基本上同时执行，或者这些框可有时以倒序执行。另外，除了流程图或框图中示出的框之外，可添加其它框。
[0237]本公开的例证性实施方式可在如图37中所示的航天器制造和维修方法3700和如图38中所示的航天器3800的背景下描述。首先，转到图37，根据例证性实施方式，以框图形式示出航天器制造和维修方法的图示。在预制造期间，航天器制造和维修方法3700可包括图38中的航天器3800的规格和设计3702和材料采购3704。在制造期间，发生组件和子组件制造3706和图38中的飞机3800的系统整合3708。此后，图38中的飞机3800可经过合格审定3710，以投入运行3712。合格审定3710可包括满足顾客要求、行业要求、政府要求或其某种组合。当由顾客投入运行时，安排对图38中的航天器3800进行常规维护和维修3714(可包括改装、重构、翻新和其它维护或维修)。
[0238]可由系统整合商、第三方或运营商中的至少一者执行或进行航天器制造和维修方法3700中的各过程。在这些示例中，运营商可以是顾客。出于进行此描述的目的，系统整合商可包括(而不限于)任何数量的飞机制造商和主系统分包商；第三方可包括(而不限于)任何数量的售卖方、分包商和供应商；运营商可以是公司、军事单位、服务组织等。
[0239]现在，参照图38，以可以实现例证性实施方式的框图形式示出航天器的图示。在这个例证性示例中，通过图37中的飞机制造和维修方法3700制造航天器3800。航天器3800可包括带有多个系统3804和内部3806的机身3802。
[0240]多个系统3804的示例包括推进系统3808、电系统3810、液压系统3812、环境系统3814和热系统3816中的一个或多个。尽管示出航天器示例，但不同的例证性实施方式可应用于其它行业(诸如，飞机行业、汽车行业、轮船行业或其它合适行业)。
[0241]可在图37中的航天器制造和维修方法3700的至少一个阶段期间采用本文中实施的设备和方法。特别地，可在航天器制造和维修方法3700的任一个阶段期间实现图2中的展开系统3700。例如，而非限制地，可在组件和子组件制造3706、系统整合3708、常规维护和维修3714、或航天器制造和维修方法3700的某个其它阶段中的至少一个期间安装展开系统210。在另一个例证性示例中，在投入运行3712期间使用展开系统210来展开组件。
[0242]在一个例证性示例中，以与在图37中在航天器3800投入运行3712时制造的组件或子组件类似的方式，构造或制造图37中的在组件和子组件制造3706中制造的组件或子组件。
[0243]作为又一个示例，可在制造阶段(诸如，图37中的组件和子组件制造3706和系统整合3708)期间利用多个设备实施方式、方法实施方式或其组合。在图37中的在航天器3800投入运行3712时，维护和维修3714期间、或这两者的情况下可利用多个设备实施方式、方法实施方式或其组合。使用多个不同的例证性实施方式可基本上加速航天器3800的组装、降低航天器3800的成本、或其组合。
[0244]因此，例证性实施方式提供了用于展开一组面板224的方法和设备。在一个例证性实施方式中，一种设备包括:一组面板224，所述一组面板在处于折叠构型228时抵靠航天器201的多个面；一组柔性构件214，所述一组柔性构件连接到一组面板224 ;以及接口系统216，所述接口系统与一组面板224和一组柔性构件214关联。接口系统216被构造成当一组柔性构件214从航天器201伸展开时将一组面板224从折叠构型228移动到展开构型 230。
[0245]通过使用例证性实施方式，相对于一些当前使用的系统，可在卫星中贮存并可从卫星展开更大的组件。例如，当面板被折叠并且贮存在卫星内时，面板的表面积可大于卫星。相比于其中面板尺寸受卫星尺寸限制的用万向架固定的解决方案，例证性实施方式提供了能够展开比以前更大面板的方法和系统。换句话讲，不同于一些当前使用的系统，从卫星展开的面板的尺寸不受卫星的尺寸限制。
[0246]例证性实施方式还允许更有效地折叠较大的面板，使面板内的组件受损的风险降低。例如，通过使用具有第一组太阳能模块410和第二组太阳能模块412的太阳能面板400，太阳能面板400可以按降低太阳能模块之一的受损风险的方式折叠和贮存在卫星内。
[0247]另外，具有一组柔性构件214和接口系统216的展开系统210提供了以所需方式展开一组面板224的被动方式。结果，相比于具有从卫星的一面摊开的面板的一些当前使用的系统，贮存在展开系统210内的一组面板224的尺寸可增大。较大的面板允许卫星执行更有效的操作。一组柔性构件214和接口系统216允许一组面板224以所需方式伸展，使得一组面板224中的每个摊开。
[0248]在其它示例中，当期望一组面板224具有替代构型时，展开系统210可布置在卫星内的各种位置，以根据需要展开一组面板224。例如，当展开抛物线天线时，展开系统210设置在卫星顶部并且将组件展开成绕着卫星折叠。
[0249]另外，展开系统210提供没有超过预期地增加卫星重量的紧凑且重量轻的展开系统。展开系统210可在各种尺寸的卫星中实现，而没有显著增加卫星的重量，进而增加发送卫星的成本。
[0250]通过使用转向系统246，可操纵从卫星202展开的一组面板224，以追踪太阳能，追踪所关注的对象，在卫星202的操作期间增加阻力，或其组合。结果，一组面板224可接收用于产生电力接收所需量的太阳能辐射，以执行卫星202的操作。另外，本公开包括根据下面条款的实施方式:
[0251]1.一种设备，该设备包括:
[0252]一组面板，所述一组面板在处于折叠构型时抵靠航天器的多个面；
[0253]一组柔性构件，所述一组柔性构件连接到所述一组面板；以及
[0254]接口系统，所述接口系统与所述一组面板和所述一组柔性构件关联，其中，所述接口系统被构造成当所述一组柔性构件从所述航天器伸展开时将所述一组面板从所述折叠构型移动到展开构型。
[0255]2.根据条款I所述的设备，所述设备还包括:
[0256]展开机构，该展开机构被构造成将所述一组柔性构件从所述航天器的内部伸展到所述航天器的外部，使得所述一组面板从所述折叠构型移动到所述展开构型。
[0257]3.根据条款2所述的设备，其中，所述展开机构包括所述航天器的壳体内的抗扭弹簧或电机中的至少一者。
[0258]4.根据条款I所述的设备，该设备还包括:位于所述航天器的壳体内的线轴，其中，所述一组柔性构件被构造成缠绕在所述线轴上。
[0259]5.根据条款I所述的设备，其中，所述接口系统包括:
[0260]连接器，该连接器与所述一组面板和所述一组柔性构件关联，其中，所述连接器中的各连接器均包括通道并且被构造成附接到所述一组面板中的面板；以及
[0261]一组接合结构，所述一组接合结构与所述一组柔性构件关联，其中，所述一组接合结构中的接合结构被构造成接合所述连接器中的对应连接器，以将所述一组面板中的面板从所述折叠构型移动到所述展开构型。
[0262]6.根据条款I所述的设备，其中，所述一组面板借助于多个接触点连接到所述航天器。
[0263]7.根据条款I所述的设备，其中，所述一组面板中的面板选自太阳能阵列、天线和增阻装置中的一者。
[0264]8.根据条款I所述的设备，该设备还包括:转向系统，该转向系统被构造成使所述一组面板在 空中转向。
[0265]9.根据条款I所述的设备，其中，当所述一组面板处于所述展开构型时，所述接口系统将所述一组面板保持成基本上平坦的。
[0266]10.根据条款I所述的设备，其中，所述一组面板包括太阳能阵列，所述太阳能阵列包括:
[0267]第一组太阳能模块，所述第一组太阳能模块被构造成沿着纵轴折叠；以及
[0268]第二组太阳能模块，所述第二组太阳能模块被构造成沿着对角轴折叠，以形成所述太阳能阵列的折叠构型。
[0269]11.根据条款I所述的设备，该设备还包括:
[0270]所述航天器的壳体，其中，当所述一组面板处于所述折叠构型时，所述一组面板被定位成抵靠所述壳体的多个面；以及
[0271]多个门，所述多个门被构造成覆盖处于所述折叠构型时抵靠所述壳体的所述多个面定位的所述一组面板，并且所述多个门打开，以使得所述一组面板从所述折叠构型移动到所述展开构型。
[0272]12.根据条款I所述的设备，其中，所述一组柔性构件包括横截面形状选自圆形形状、三角形形状、矩形形状、不规则形状或六边形形状中的至少一种形状的结构。
[0273]13.一种展开一组面板的方法，该方法包括:
[0274]将一组柔性构件从航天器伸展开；以及
[0275]使用接口系统将所述一组面板从折叠构型移动到展开构型，使得所述一组柔性构件从所述航天器伸展开。
[0276]14.根据条款13所述的方法，该方法还包括:
[0277]将处于所述折叠构型的所述一组面板定位成抵靠所述航天器的多个面。
[0278]15.根据条款13所述的方法，该方法还包括:
[0279]围绕展开机构的壳体内的线轴缠绕所述一组柔性构件；
[0280]启动所述展开机构；以及
[0281]当所述展开机构被启动时，使所述一组柔性构件从所述线轴退绕。
[0282]16.根据条款13所述的方法，其中，连接器连接到所述一组面板，并且所述连接器中的各连接器均具有通道，并且所述方法还包括:
[0283]使与所述一组柔性构件关联的一组接合结构接合所述连接器，以将所述一组面板从所述折叠构型移动到所述展开构型。
[0284]17.根据条款13所述的方法，其中，所述一组面板包括太阳能阵列，所述太阳能阵列包括第一组太阳能模块和第二组太阳能模块，并且所述方法还包括:
[0285]将所述第一组太阳能模块沿着纵轴折叠；以及
[0286]将所述第二组太阳能模块沿着对角轴折叠，以形成所述太阳能阵列的所述折叠构型。
[0287]18.—种天线系统，该天线系统包括:
[0288]一组柔性杆，所述一组柔性杆与一组天线反射器面板关联，其中，所述一组天线反射器面板在处于折叠构型时抵靠卫星的多个面；
[0289]接口系统，所述接口系统与所述一组天线反射器面板和所述一组柔性杆关联，其中，所述接口系统被构造成将所述一组天线反射器面板从所述折叠构型移动到所述展开构型；以及
[0290]展开机构，所述展开机构被构造成当所述一组天线反射器面板从所述折叠构型移动到所述展开构型时使所述一组柔性杆伸展开。
[0291]19.根据条款18所述的天线系统，其中，所述卫星具有壳体，所述壳体被构造成用作所述天线系统的结构的一部分。
[0292]20.根据条款19所述的天线系统，该天线系统还包括:
[0293]板，该板被构造成从所述卫星的顶部展开并且用于将电磁信号聚集到所述天线系统。
[0294]21.根据条款18所述的天线系统，其中，所述一组天线反射器面板均包括反射器天线阵列，所述反射器天线阵列被构造成在所需方向上反射无线电波。
[0295]22.—种转向系统，该转向系统包括:
[0296]平台，该平台位于卫星的壳体内；以及
[0297]移动系统，该移动系统与所述平台关联并且被构造成改变所述平台的取向，以在所述一组组件从所述卫星展开之后在空中操纵一组组件。
[0298]23.根据条款22所述的转向系统，其中，所述移动系统被构造成通过改变所述平台的取向来倾斜所述一组组件，使得所述一组组件具有所需取向。
[0299]24.根据条款23所述的转向系统，其中，所述移动系统包括致动器，所述致动器被构造成进行伸缩，使得所述平台绕着枢转点移动。
[0300]25.根据条款24所述的转向系统，其中，所述一组组件包括附接至所述平台的一组面板，并且所述移动系统被构造成倾斜所述一组面板以接收所需量的电磁信号。
[0301]26.根据条款22所述的转向系统，其中，所述平台位于所述卫星的所述壳体内。
[0302]27.根据条款22所述的转向系统，该转向系统还包括:
[0303]弹簧，该弹簧被构造成减少所述移动系统改变所述平台的取向所需的扭矩。
[0304]28.一种天线系统，该天线系统包括:
[0305]抛物线天线反射器，该抛物线天线反射器在处于折叠构型抵靠卫星的多个面；
[0306]一组柔性杆，所述一组柔性杆与所述抛物线天线反射器关联；
[0307]接口系统，该接口系统与所述抛物线天线反射器和所述一组柔性杆关联，其中，所述接口系统被构造成将所述抛物线天线反射器从所述折叠构型移动到展开构型；以及
[0308]展开机构，所述展开机构被构造成当所述抛物线天线反射器从所述折叠构型移动到所述展开构型时使所述一组柔性杆伸展开。
[0309]29.根据条款28所述的天线系统，其中，当所述抛物线天线反射器处于所述展开构型时，所述卫星被所述抛物线天线反射器环绕。
[0310]30.根据条款28所述的天线系统，该天线系统还包括:
[0311]一组太阳能面板，所述一组太阳能面板抵靠所述卫星的多个面，其中，所述抛物线天线反射器在处于所述折叠构型时被贮存在所述一组太阳能面板和所述卫星的所述多个面之间。
[0312]31.根据条款30所述的天线系统，其中，所述一组太阳能面板被构造成在所述抛物线天线反射器移动到所述展开构型之前摊开。
[0313]32.根据条款28所述的天线系统，该天线系统还包括:
[0314]一组结构杆，所述一组结构杆附接到所述抛物线天线反射器并且被构造成将所述抛物线天线反射器展开成具有所需形状。
[0315]33.一种太阳能面板，该太阳能面板包括:
[0316]太阳能阵列，该太阳能阵列具有第一组太阳能模块和第二组太阳能模块，所述第一组太阳能模块被构造成沿着纵轴折叠，所述第二组太阳能模块被构造成沿着对角轴折叠，以形成所述太阳能阵列的折叠构型。
[0317]34.根据条款33所述的太阳能面板，其中，所述太阳能阵列与卫星关联，并且被构造成使用展开系统从所述卫星展开。
[0318]35.根据条款33所述的太阳能面板，其中，所述第一组太阳能模块沿着所述纵轴折叠并且所述第二组太阳能模块沿着所述对角轴折叠，使得所述太阳能模块内的一个或多个太阳能电池受损的风险降低。
[0319]出于例证和描述的目的，已经呈现了对不同例证性实施方式的描述，该描述不旨在是排他性的或者限于公开形式的实施方式。对于本领域的普通技术人员，许多修改形式和变形形式将是清楚。另外，相比于其它理想实施方式，不同例证性实施方式可提供不同特征。选择描述所选的一个或多个实施方式，以最佳地说明实施方式的原理、实际应用、能够使本领域的其它普通技术人员理解各种实施方式的公开内容，这些实施方式进行了适于预料的特定使用的各种修改形式。
【主权项】
1.一种设备，该设备包括: 一组面板(224)，所述一组面板在处于折叠构型(228)时抵靠航天器(201)的多个面(208)； 一组柔性构件(214)，所述一组柔性构件连接到所述一组面板(224);以及 接口系统(216)，所述接口系统与所述一组面板(224)和所述一组柔性构件(214)关联，其中，所述接口系统(216)被构造成当所述一组柔性构件(214)从所述航天器(201)伸展开时将所述一组面板(224)从所述折叠构型(228)移动到展开构型(230)。2.根据权利要求1所述的设备，该设备还包括: 展开机构(218)，该展开机构被构造成将所述一组柔性构件(214)从所述航天器(201)的内部(220)伸展到所述航天器(201)的外部(222)，使得所述一组面板(224)从所述折叠构型(228)移动到所述展开构型(230)，其中，所述展开机构(218)包括所述航天器(201)的壳体(206)内的抗扭弹簧(234)或电机(235)中的至少一者。3.根据权利要求1或2所述的设备，该设备还包括:位于所述航天器(201)的壳体(206)内的线轴(236)，其中，所述一组柔性构件(214)被构造成缠绕在所述线轴(236)上。4.根据权利要求1所述的设备，其中，所述接口系统(216)包括: 连接器(300)，该连接器与所述一组面板(224)和所述一组柔性构件(214)关联，其中，所述连接器(300)中的各连接器均包括通道(308)并且被构造成附接到所述一组面板(224)中的面板(226);以及 一组接合结构(302)，所述一组接合结构与所述一组柔性构件(214)关联，其中，所述一组接合结构(302)中的接合结构(310)被构造成接合所述连接器(300)中的对应连接器，以将所述一组面板(224)中的面板(226)从所述折叠构型(228)移动到所述展开构型(230)。5.根据权利要求1所述的设备，其中，所述一组面板(224)借助于多个接触点(238)连接到所述航天器(201);其中所述一组面板(224)中的面板(226)选自太阳能阵列(406)、天线(402)和增阻装置(404)中的一者。6.根据权利要求1所述的设备，该设备还包括:转向系统(246)，该转向系统被构造成使所述一组面板(224)在空中转向。7.根据权利要求1所述的设备，其中，当所述一组面板(224)处于所述展开构型(230)时，所述接口系统(216)将所述一组面板(224)保持成基本上平坦的。8.根据权利要求1所述的设备，其中，所述一组面板(224)包括太阳能阵列(406)，所述太阳能阵列包括: 第一组太阳能模块(410)，所述第一组太阳能模块被构造成沿着纵轴(414)折叠；以及 第二组太阳能模块(412)，所述第二组太阳能模块被构造成沿着对角轴(416)折叠，以形成所述太阳能阵列(406)的所述折叠构型(228)。9.根据权利要求1所述的设备，该设备还包括: 所述航天器(201)的壳体(206)，其中，当所述一组面板(224)处于所述折叠构型(228)时，所述一组面板(224)被定位成抵靠所述壳体(206)的多个面(208);以及 多个门(242)，所述多个门被构造成覆盖处于所述折叠构型(228)时抵靠所述壳体(206)的所述多个面(208)定位的所述一组面板(224)，并且所述多个门打开，以使得所述一组面板(224)从所述折叠构型(228)移动到所述展开构型(230)。10.根据权利要求1所述的设备，其中，所述一组柔性构件(214)包括横截面形状选自圆形形状、三角形形状、矩形形状、不规则形状或六边形形状中的至少一种形状的结构。11.一种展开一组面板(224)的方法，该方法包括: 将一组柔性构件(214)从航天器(201)伸展开(3502);以及 使用接口系统(216)将所述一组面板(224)从折叠构型(228)移动到展开构型(230)，使得所述一组柔性构件(214)从所述航天器(201)伸展开。12.根据权利要求11所述的方法，该方法还包括: 将处于所述折叠构型(228)的所述一组面板(224)定位成抵靠所述航天器(201)的多个面(208) ο13.根据权利要求11或12所述的方法，该方法还包括: 围绕展开机构(218)的壳体(206)内的线轴(236)缠绕所述一组柔性构件(214); 启动所述展开机构(218);以及 当所述展开机构(218)被启动时，使所述一组柔性构件(214)从所述线轴(236)退绕。14.根据权利要求11所述的方法，其中，连接器(300)连接到所述一组面板(224)，并且所述连接器(300)中的各连接器均具有通道(308)，并且所述方法还包括: 使与所述一组柔性构件(214)关联的一组接合结构(302)接合所述连接器(300)，以将所述一组面板(224)从所述折叠构型(228)移动到所述展开构型(230)。15.根据权利要求11所述的方法，其中，所述一组面板(224)包括太阳能阵列(406)，所述太阳能阵列(406)包括第一组太阳能模块(410)和第二组太阳能模块(412)，并且所述方法还包括: 将所述第一组太阳能模块(410)沿着纵轴(414)折叠；以及 将所述第二组太阳能模块(412)沿着对角轴(416)折叠，以形成所述太阳能阵列(406)的所述折叠构型(228)。
【专利摘要】本发明涉及用于展开一组面板的方法和设备。一种设备包括：一组面板，所述一组面板在处于折叠构型时抵靠航天器的多个面；一组柔性构件，所述一组柔性构件连接到所述一组面板；以及接口系统，所述接口系统与所述一组面板和所述一组柔性构件关联。所述接口系统被构造成当所述一组柔性构件从所述航天器伸展开时将所述一组面板从所述折叠构型移动到展开构型。
【IPC分类】B64G1/10, B64G1/44
【公开号】CN104890900
【申请号】CN201510035637
【发明人】H·Q·小库克, A·R·斯特里特
【申请人】波音公司
【公开日】2015年9月9日
【申请日】2015年1月23日
【公告号】EP2915753A1, US20140263844
【技术领域】
[0001]本公开总体上涉及展开组件，特别地，涉及用于展开组件的系统。另外更特别地，本公开涉及用于展开航天器的组件的方法和设备。
【背景技术】
[0002]航天器在太空中时用于各种目的。本文中使用的航天器是被构造成在太空中执行多种操作的飞行器、飞船或机器。航天器可以是被构造用于短期太空任务的自推进式太空飞行器或者被构造成在太空中保持更长时段的太空飞行器。在其它情况下，航天器可以是太空站、卫星或某种其它合适结构。
[0003]卫星是在太空中时用于各种操作的航天器的越来越普及的类型。这些卫星用于多个不同领域。例如，非限制性地，卫星可用于导航、通信、环境监控、天气预报、研宄、广播和其它应用。许多家庭、商业、政府组织和其它用户可每天使用卫星用于娱乐、通信、信息收集和其它目的。
[0004]通常使用运载火箭将卫星送入轨道并且可从可移动平台或地面发送卫星。卫星的尺寸决定了运载火箭为了发送卫星所需的推力的量。为了降低将卫星送入轨道的成本，操作人员正在减小卫星的尺寸。随着卫星的尺寸减小，发送卫星所需的推力的量也减小。卫星尺寸的减小以及所使用的运载火箭的类型降低了将卫星发送到轨道的成本。结果，越来越多的实体正在减小所使用的卫星的尺寸。
[0005]根据卫星的目的，在操作的各种阶段期间，可从卫星展开组件。这些组件采取面板的形式。例如，可从卫星展开转向装置、增阻装置、天线、太阳能面板、或某种其它类型的组件中的至少一种。
[0006]在一些情况下，卫星使用太阳能面板，以由太阳产生能量。在这个例证性示例中，太阳能面板是与支承结构电连接的光伏模块的群组。这些太阳能面板可以在发送期间被贮存在靠近卫星壳体的地方并且随后在卫星没有处于轨道上时被展开。例如，抵靠卫星的各面贮存的太阳能面板可被摊开。以类似方式，诸如天线的其它组件在从地面传输到轨道期间贮存在靠近卫星壳体的地方并且随后被展开。
[0007]对于较小的卫星，卫星的存储容量可能没有所期望的大。例如，卫星可能需要比贮存在卫星中并且在从卫星展开的太阳能面板可产生的电力更多的电力来执行操作。在其它情形下，可从卫星展开天线的尺寸无法提供所需通信能力的量。结果，卫星可能没有根据需要发挥作用。因此，将理想的是，具有考虑到以上讨论的问题中的至少一些以及其它可能问题的方法和设备。
【发明内容】
[0008]在一个例证性实施方式中，一种设备包括一组面板、连接到所述一组面板的一组柔性构件以及与所述一组面板和所述一组柔性构件关联的接口系统。所述一组面板在处于折叠构型时抵靠航天器的多个面。所述接口系统被构造成当所述一组柔性构件从所述航天器伸展开时将所述一组面板从折叠构型移动到展开构型。
[0009]在另一个例证性实施方式中，提出了一种展开一组面板的方法。将一组柔性构件从航天器伸展开。使用接口系统将所述一组面板从折叠构型移动到展开构型，使得所述一组柔性构件从所述航天器伸展开。
[0010]在另一个例证性实施方式中，一种天线系统包括一组柔性杆、接口系统和展开机构。所述一组柔性杆与一组天线反射器面板关联，所述一组天线反射器面板在处于折叠构型时抵靠卫星的多个面。所述接口系统与所述一组天线反射器面板和所述一组柔性杆关联。所述接口系统被构造成将所述一组天线反射器面板从折叠构型移动到展开构型。所述展开机构被构造成当所述一组天线反射器面板从折叠构型移动到展开构型时使所述一组柔性杆伸展开。在另一个例证性实施方式中，一种转向系统包括平台和移动系统。所述平台位于卫星的壳体内。所述移动系统与所述平台关联，并且所述移动系统被构造成改变所述平台的取向，以在一组组件从所述卫星展开之后在太空中操纵所述一组组件。
[0011]在另一个例证性实施方式中，一种天线系统包括抛物线天线反射器、一组柔性杆、接口系统和展开机构。所述抛物线天线反射器在处于折叠构型时抵靠卫星的多个面。所述一组柔性杆与所述抛物线天线反射器关联。所述接口系统与所述抛物线天线反射器和所述一组柔性杆关联。所述接口系统被构造成将所述抛物线天线反射器从折叠构型移动到展开构型。所述展开机构被构造成当所述抛物线天线反射器从折叠构型移动到展开构型时使所述一组柔性杆伸展开。
[0012]在另一个例证性实施方式中，一种太阳能面板包括太阳能阵列。太阳能阵列具有第一组太阳能模块和第二组太阳能模块。所述第一组太阳能模块被构造成沿着纵轴折叠，所述第二组太阳能模块被构造成沿着对角轴折叠，以形成所述太阳能阵列的折叠构型。
[0013]特征和功能可独立地在本公开的各种实施方式中实现或者可在其它实施方式中组合，在所述其它实施方式中，可参照下面的描述和附图明白进一步的细节。
【附图说明】
[0014]新颖性特征认为在随附权利要求书中阐述了例证性实施方式的特性。然而，将在结合附图阅读时参照下面对本公开的例证性实施方式的详细描述，最好地理解例证性实施方式以及所需使用模式及其目的和特征，其中:
[0015]图1是根据例证性实施方式的航天器的图示；
[0016]图2是根据例证性实施方式的宇航飞行器的框图的图示；
[0017]图3是根据例证性实施方式的接口系统的框图的图示；
[0018]图4是根据例证性实施方式的面板的框图的图示；
[0019]图5是根据例证性实施方式的卫星的展开系统的图示；
[0020]图6是根据例证性实施方式的卫星的展开系统的图示；
[0021]图7是根据例证性实施方式的卫星的展开系统的剖视图的图示；
[0022]图8是根据例证性实施方式的卫星的展开系统的图示；
[0023]图9是根据例证性实施方式的卫星的展开系统的剖视图的图示；
[0024]图10是根据例证性实施方式的卫星的面板的折叠构型的图示；
[0025]图11是根据例证性实施方式的从卫星展开的面板的图示；
[0026]图12是根据例证性实施方式的从卫星展开的面板的图示；
[0027]图13是根据例证性实施方式的从卫星展开的面板的图示；
[0028]图14是根据例证性实施方式的从卫星展开的面板的图示；
[0029]图15是根据例证性实施方式的从卫星展开的面板的图示；
[0030]图16是根据例证性实施方式的从卫星展开的面板的图示；
[0031]图17是根据例证性实施方式的从卫星展开的面板的图示；
[0032]图18是根据例证性实施方式的成展开构型的面板和接口系统的剖视图的图示；
[0033]图19是根据例证性实施方式的卫星的展开系统的剖视图的图示；
[0034]图20是根据例证性实施方式的卫星的展开系统的剖视图的图示；
[0035]图21是根据例证性实施方式的卫星的展开系统的剖视图的图示；
[0036]图22是根据例证性实施方式的卫星与从卫星展开的一组面板的图示；
[0037]图23是根据例证性实施方式的卫星与从卫星展开的一组面板的图示；
[0038]图24是根据例证性实施方式的卫星的图示；
[0039]图25是根据例证性实施方式的卫星的图示；
[0040]图26是根据例证性实施方式的卫星与从卫星展开的一组组件的图示；
[0041]图27是根据例证性实施方式的太阳能面板的图示；
[0042]图28是根据例证性实施方式的太阳能阵列的部分的图示；
[0043]图29是根据例证性实施方式的太阳能模块的图示；
[0044]图30是根据例证性实施方式的太阳能模块的图示；
[0045]图31是根据例证性实施方式的卫星的转向系统的图示；
[0046]图32是根据例证性实施方式的卫星的转向系统的剖视图的图示；
[0047]图33是根据例证性实施方式的卫星的转向系统的剖视图的图示；
[0048]图34是根据例证性实施方式的卫星的转向系统的剖视图的图示；
[0049]图35是根据例证性实施方式的用于展开一组面板的过程的流程图的图示；
[0050]图36是根据例证性实施方式的用于在航天器中展开一组面板的过程的流程图的图示；
[0051]图37是根据例证性实施方式的框图形式的航天器制造和维修方法的图示；以及
[0052]图38是可实现例证性实施方式的框图形式的航天器的图示。
【具体实施方式】
[0053]例证性实施方式认识和考虑到一个或多个不同的考虑。例如，例证性实施方式认识和考虑到，可能期望的是增加从卫星展开的组件的尺寸。例如，例证性实施方式认识和考虑到，随着从卫星展开的太阳能面板越大，卫星可产生的电力越多。电力的这种增加可为卫星提供额外的操作能力，延长卫星的运行寿命，或这二者。以类似形式，例证性实施方式认识和考虑到，通过增大从卫星展开的天线的尺寸来增加卫星的通信能力。
[0054]然而，例证性实施方式认识和考虑到，当前一些用于从卫星展开组件的展开系统包括的结构会超过预期地增加卫星重量，需要比预期更大的卫星内存储空间，或这二者。例如，一些当前使用的系统包括抵靠卫星的各面贮存的面板。在卫星处于轨道上之后，这些面板被展开成脱离航天器。用于摊开面板的带支架系统可能不如预期那样刚性或平坦地固定面板，并且会使卫星增加比预期更大的重量。卫星的重量增加是不可取的，因为随着卫星的重量增加，发送卫星的成本增加。另外，抵靠卫星的各面正确贮存的面板的尺寸会受到卫星尺寸的限制。
[0055]例证性实施方式还认识和考虑到，一些当前用于从卫星展开组件的展开系统可能不按预期地执行。例如，当正在展开太阳能面板时，一些展开系统不能展开太阳能面板以使得太阳能面板被平放。结果，太阳能面板不能从太阳获取所需量的光能。
[0056]因此，例证性实施方式提供了用于展开一组面板的方法和设备。在一个例证性实施方式中，一种设备包括:一组面板，所述一组面板在处于折叠构型时抵靠航天器的多个面；一组柔性构件，所述一组柔性构件连接到所述一组面板；以及接口系统，所述接口系统与所述一组面板和所述一组柔性构件关联。接口系统被构造成当所述一组柔性构件从航天器伸展开时将所述一组面板从折叠构型移动到展开构型。
[0057]现在，参照附图，特别是参照图1，根据例证性实施方式示出航天器的图示。航天器100采取卫星102的形式。
[0058]如所示的，卫星102包括具有多个面106的壳体104。多个面106包括面108、面110、面112和面114。卫星102还包括顶板116和底板118。
[0059]在这个例证性示例中，卫星102包括展开系统120。展开系统120与卫星102的壳体104关联。在这个例证性示例中，展开系统120位于壳体104的底部部分122内。展开系统120被构造成从卫星102展开多个组件(该视图中未示出)。
[0060]接下来，参照图2，根据例证性实施方式示出宇航飞行器的框图的图示。在这个示出的示例中，宇航飞行器200是能够在地球的大气内、地球的大气外、或既在地球的大气内又在地球的大气外飞行的飞行器。例如，宇航飞行器200可选自飞机、航天器或某种其它合适类型的宇航飞行器中的一种。
[0061]如所示的，宇航飞行器200采取航天器201的形式。在这个示出的示例中，图1中的航天器100是在该图中以框图形式示出的航天器201的物理实现方式的示例。在这个例证性示例中，航天器201是卫星202。
[0062]卫星202是被送入轨道的对象。在这个例证性示例中，卫星202是人工卫星(artificial satellite)。换句话讲，卫星 202 是人造卫星(man-made satellite)。
[0063]在这个示出的示例中，卫星202可采取各种形式。例如，卫星202可采取天文卫星、研宄卫星、通信卫星、导航卫星、侦查卫星、天气卫星或其它合适类型的卫星中的至少一种的形式。
[0064]如本文所用的，短语“至少一个”当与一列项使用时，意指可使用所列项中的一个或多个的不同组合并且可能只需要该列中的一项。该项可以是特定的对象、事物或类别。换句话讲，“至少一个”意指在该列中可使用的一项或多项的任何组合，但可能并不需要该列中的所有项。
[0065]例如，“项A、项B和项C中的至少一个”可意指项A ;项A和项B ;项B ;项A、项B和项C ;或项B和项C。在一些情况下，“项A、项B和项C中的至少一个”可意指(例如，而非限制)两个项A、一个项B和十个项C ;四个项B和七个项C ;或某种其它合适的组合。
[0066]在该例证性示例中，卫星202是小卫星204。小卫星204是重量是大约I克至大约500千克的卫星。在其它例证性示例中，卫星202可更小或更大，这取决于特定实现方式。小卫星204可选自小型卫星、微卫星、纳卫星、立方卫星和其它合适类型的小卫星中的一个。
[0067]在这个示出的示例中，卫星202包括具有多个面208的壳体206。如本文所用的，“多个”项是一个或多个项。例如，多个面208是一个或多个面。
[0068]如所示的，壳体206形成卫星202的为卫星202提供机械支承的结构。在这个例证性示例中，壳体206包含选自金属、金属合金、复合材料、其它合适类型的材料或这些材料的组合中的一种的材料。
[0069]如所示出的，展开系统210与卫星202的壳体206关联。第一组件(诸如，展开系统210)可被视为通过固定于第二组件(诸如，卫星202的壳体206)、结合于第二组件、安装于第二组件、焊接到第二组件、紧固于第二组件、以某种其它合适方式连接到第二组件或它们的组合而与第二组件物理关联。第一组件还可利用第三组件连接到第二组件。另外，第一组件可被视为通过形成为第二组件的部分、第 二组件的延伸或它们的组合而与第二组件关联。
[0070]在这个示出的示例中，展开系统210位于卫星202的壳体206内。展开系统210包括一组组件212、一组柔性构件214、接口系统216和展开机构218。如本文所用的，“一组”项是一个或多个项。例如，一组组件212是一个或多个组件。一组组件212内的组件可包括相同或不同类型的组件。
[0071]在这个例证性示例中，展开系统210被构造成从卫星202展开一组组件212。例如，展开系统210被构造成将一组组件212从卫星202的内部220移动到卫星202的外部222。
[0072]在其它例证性示例中，展开系统210将贮存在卫星202的外部222的一组组件212移动到所需位置。例如，展开系统210可摊开一组组件212。
[0073]在这个示出的示例中，一组组件212包括一组面板224。一组面板224是被构造成当被从卫星202展开时采取所需形式的结构。在例证性示例中，当被从卫星202展开时，一组面板224可采取平坦的矩形结构。
[0074]如所示的，一组面板224包括面板226。面板226可采取多种不同形式。例如，一组面板224中的面板226可选自太阳能面板、天线、增阻装置和其它合适类型的面板中的一种。
[0075]在这个例证性示例中，展开系统210被构造成将一组面板224在折叠构型228和展开构型230之间移动。折叠构型228是一组面板224的如下布置:一组面板224中的每个本身弯曲，使得一组面板224中的每个的至少一部分覆盖一组面板224中的每个的另一部分。在折叠构型228中，一组面板224中的每个可折叠数次，以装配到卫星202的壳体206内。
[0076]展开构型230是一组面板224伸展开的布置。在这个例证性示例中，展开构型230是一组面板224的摊开布置。
[0077]处于折叠构型228的一组面板224与卫星202的多个面208关联。例如，一组面板224中的面板226被折叠成抵靠卫星202的壳体206的多个面208中的面232。
[0078]在这个示出的示例中，一组柔性构件214连接到一组面板224。一组柔性构件214被构造成将一组面板224从卫星202伸展出开。
[0079]在这个例证性示例中，一组柔性构件214可采取各种形式。例如，一组柔性构件214可采取杆、线缆、绳索、绳子、带、丝、梁、线、或某种其它合适类型的柔性构件的形式。
[0080]一组柔性构件214可包括具有不同类型的横截面形状的结构。例如，一组柔性构件214可包括横截面形状选自圆形形状、三角形形状、矩形形状、不规则形状、六边形形状或某种其它合适类型的横截面形状中的至少一种的结构。一组柔性构件214可具有相同或相互不同的横截面形状。
[0081]在这个例证性示例中，一组柔性构件214还可包括多种不同类型的材料。例如，一组柔性构件214可包括选自复合材料、碳纤维、金属、金属合金、玻璃纤维、聚合物或某种其它合适材料中的至少一种的材料。选择用于一组柔性构件214的材料是允许一组柔性构件214在不断裂的情况下以所需方式弯曲同时仍然支承一组面板224和接口系统216的材料。在这个例证性示例中，一组柔性构件214可采取一组柔性杆215的形式。
[0082]如所示出的，接口系统216与一组面板224和一组柔性构件214物理关联。接口系统216被构造成当柔性构件214从卫星202伸展开时将一组面板224从折叠构型228移动到展开构型230。例如，当一组面板224处于展开构型230时，接口系统216将一组面板224保持成基本上是平坦的。
[0083]在这个例证性示例中，展开机构218与卫星202的壳体206关联。例如，展开机构218可位于卫星202的壳体206内。展开机构218是被构造成将一组柔性构件214从卫星202的内部220伸展到卫星202的外部222以使得一组面板224从折叠构型228移动到展开构型230的机械装置。
[0084]如所示的，展开机构218采取各种形式。例如，展开机构218可采取弹簧233、电机235、以及其它合适类型的展开机构的形式。
[0085]当展开机构218采取弹簧233的形式时，弹簧233可选自拉伸弹簧、压缩弹簧、抗扭弹簧、主弹簧、带式弹簧、板簧、卷簧、和其它合适类型的弹簧中的一种。当展开机构218采取电机235的形式时，可按受控方式从卫星202展开一组柔性构件214。换句话讲，基于电机235的速度，可控制一组柔性构件214的展开。在展开一组柔性构件214期间，电机235的速度可以是预定的或调节的。
[0086]在其它例证性示例中，除了弹簧233和电机235之外或者作为弹簧233和电机235的替代，展开机构218可包括多种类型的装置。在这个例证性示例中，展开机构218采取抗扭弹簧234的形式。抗扭弹簧234是当盘绕时存储机械能的柔性的弹性装置。
[0087]在这个例证性示例中，抗扭弹簧234被构造成盘绕位于卫星202的壳体206内的线轴236。一组柔性构件214还被构造成缠绕在线轴236上。一旦释放，抗扭弹簧234就从线轴236退绕以将一组柔性构件214伸展开。以此方式，使用一组柔性构件214和抗扭弹簧234来展开一组面板224。另选地，当在展开机构218中使用电机235时，电机235转动线轴236，以将一组柔性构件214伸展开。
[0088]在这个示出的示例中，一组面板224在沿着壳体206的多个接触点238连接到卫星202的壳体206。多个接触点238设置在卫星202的壳体206的多个面208上。例如，面板226可在接触点240连接于壳体206的面232。
[0089]一组面板224中的每个可按许多方式在多个接触点238连接到壳体206。例如，可使用粘合剂将一组面板224中的每个在多个接触点238连接到壳体206。在另一个例证性示例中，可使用紧固件将一组面板224中的每个在多个接触点238连接到壳体206。这些紧固件可选自夹子、销、螺杆、系绳或其它合适类型的紧固件中的一种。
[0090]如所示出的，当一组面板224处于折叠构型228时，一组面板224被定位成抵靠卫星202的壳体206的多个面208。多个门242与抵靠壳体206的多个面208定位的一组面板224关联。
[0091]在这个例证性示例中，多个门242被构造成覆盖处于折叠构型228时抵靠壳体206的多个面208定位的一组面板224，并且多个门打开，以使得一组面板224从折叠构型228移动到展开构型230。例如，多个门242中的门244被构造成是打开的，以将抵靠壳体206的面232定位的面板226从折叠构型228移动到展开构型230。
[0092]如所示的，卫星202的壳体206还包括转向系统246。转向系统246被构造成在使用展开系统210展开一组组件212之后在空中操纵一组组件212。例如，转向系统246移动一组面板224，使得一组面板224面对太阳、指定目标或太空中某种其它合适结构中的至少一个。转向系统246移动一组面板224，同时卫星202的主体向着结构、背离结构、向着另一个所关注对象、或其一些组合移动。
[0093]在另一个例证性示例中，转向系统246以所需方式移动一组面板224，使得可实现任务目标。例如，转向系统246可倾斜一组面板224，使得一组面板224接收所需量的电磁信号。
[0094]在这个例证性示例中，转向系统246包括平台248和移动系统249。在其它例证性示例中，转向系统246包括其它组件和组件的组合。转向系统246内的组件被构造成改变平台248的取向。特别地，转向系统246内的组件被构造成改变展开平台248的平面的法向矢量，使得一组面板224可指向所关注的任何数量的区域。
[0095]如所示的，平台248位于卫星202的壳体206内。在一些例证性示例中，平台248位于卫星202中的一组面板224之间的间隔中。在这种情况下，平台248附接于一组面板224，使得平台248的移动改变一组面板224的构型。
[0096]在这个示出的示例中，移动系统249被构造成将平台248的法向矢量向着其所需位置倾斜。移动系统249可包括(例如，而不限于)带有齿条-齿轮装置的至少一个电机或某种其它合适类型的移动系统。
[0097]在一些例证性示例中，转向系统246包括至少一个枢转点，使用移动系统249将平台248绕着枢转点倾斜。在其它示例中，除了移动系统249外，转向系统246可包括弹簧，弹簧被构造成当移动系统249缩回时伸长并且当移动系统249伸展时压缩。在这种情况下，弹簧的出现是为了平衡移动系统249的动作、减小移动系统249所需的扭矩、或二者。结果，移动系统249的尺寸可减小。
[0098]通过将展开系统210用于卫星202，可按所需方式从卫星202展开一组面板224。结果，相比于一些当前使用的系统，较大的面板可按折叠构型228贮存在多个门242后面。一组柔性构件214和接口系统216允许一组面板224以所需方式伸展，使得一组面板224中的每个摊开。
[0099]接下来，参照图3，根据例证性实施方式示出接口系统的框图的图示。在这个示出的示例中个，示出图2中的接口系统216内的组件。
[0100]如所示的，接口系统216包括连接器300和一组接合结构302。连接器300与图2中的一组面板224和一组柔性构件214关联。在这个例证性示例中，连接器300被构造成附接到一组面板224。例如，连接器300中的连接器304被构造成附接到一组面板224中的图2中的面板226。
[0101]在这个例证性示例中，连接器300中的每个在面板上的不同点附接于一组面板224中的一个。例如，当连接器300中的三个连接到面板226并且面板226是矩形结构时，这些连接器中的每个附接到面板226的角部。以此方式，面板226的一个角部在图2中的接触点240机械地或电地附接到卫星202的壳体206，而连接器300中的三个均在面板226的其它三个角部中的一个处附接到面板226。
[0102]在这个例证性示例中，连接器300被构造成当从卫星202展开面板226时移动。例如，当面板226从折叠构型228移动到展开构型230时，连接器300移动。
[0103]在这个示例的示例中，连接器300包括通道306。连接器300中的每个具有通道306中的一个。例如，连接器304包括通道308。通道306被构造成接纳一组接合结构302。
[0104]在这个例证性示例中，通道306可以是相同或不同尺寸的通道。作为示例，通道306中的一个可大于通道306中的另一个。当存在三个或更多个通道306时，各通道可以具有不同尺寸。
[0105]在这个示出的示例中，一组接合结构302与一组柔性构件214关联。例如，一组接合结构302可在沿着一组柔性构件214的各个点附接于一组柔性构件214。在这个例证性示例中，一组接合结构302中的每个具有不同尺寸。
[0106]通道306对应于一组接合结构302。具体地，通道306中的一个对应于一组接合结构302中的一个。例如，连接器304中的通道308对应于一组接合结构302中的接合结构310。
[0107]一组接合结构302中的接合结构310被构造成接合连接器300中的连接器304，以将一组面板224中的面板226从折叠构型228移动到展开构型230。在这种情况下，通道308成形为使得接合结构310可按所需方式被通道308接纳。当接合结构310被通道308接纳时，这两个组件有助于保持面板226的展开构型230。
[0108]在这个例证性示例中，接合结构310采取球体312的形式。球体312接合连接器304中的通道308。通道308成形为使得球体312被通道308接纳。例如，通道308可具有圆锥体的形状。
[0109]一组柔性构件214贯穿连接器300的通道306延伸。以此方式，当一组面板224伸展开时，一组接合结构302中的每个接合连接器300中的对应一个，这取决于连接器300中的各通道306的尺寸和形状。结果，通过一组接合结构302与连接器300中的通道306接合，将一组面板224中的每个从折叠构型228移动到展开构型230。
[0110]接下来，转到图4，根据例证性实施方式示出面板的框图的图示。在这个示出的示例中，示出可形成图2中的面板226的组件。
[0111]如所示的，面板226可选自太阳能面板400、天线402和增阻装置404中的一个。在其它例证性示例中，可将其它类型的面板用于面板226，这取决于特定的实现方式。
[0112]在这个示出的示例中，太阳能面板400被构造成向图2中的卫星202供应电力。太阳能面板400用阳光产生电力。
[0113]太阳能面板400包括太阳能阵列406。在这个例证性示例中，太阳能阵列406是太阳能模块408的布置。太阳能模块408包括被构造成将太阳能辐射转换成直流能量的单元。太阳能阵列406包括第一组太阳能模块410和第二组太阳能模块412。具有太阳能阵列406的太阳能面板400被构造成待被折叠成折叠构型并且被贮存在图2中的多个门242的后面。
[0114]在这个例证性示例中，第一组太阳能模块410被构造成沿着太阳能阵列406的纵轴414折叠。第二组太阳能模块412被构造成沿着太阳能阵列406的对角轴416折叠。第一组太阳能模块410和第二组太阳能模块412形成用于太阳能阵列406的折叠构型。
[0115]如所示出的，天线402是发送和接收用于卫星202的信号的装置。在一些例证性示例中，天线402可采取抛物面天线的形式。“抛物面天线”是具有弯曲表面的天线，该弯曲表面具有被构造成引导无线电波的抛物线的横截面形状。在其它例证性示例中，天线402是平坦的矩形结 构，类似于太阳能面板400。
[0116]天线402可在发送期间抵靠卫星202的壳体206的面232定位并且随后被展开以执行卫星202的通信操作。这些通信操作可采用电话通信、电视通信、无线电通信、互联网操作、军事通信和利用电磁谱中各种频率的其它类型的通信操作的形式。
[0117]在这个示出的示例中，增阻装置404是用于使卫星202动作变慢的结构。增阻装置404可在卫星202操作的各种阶段期间被展开，以产生阻力。
[0118]图2中的宇航飞行器200和宇航飞行器200内的组件的图示并不是为了表明对可实现例证性实施方式的方式的物理或构造限制。可使用作为图示组件的补充或替代的其它组件。一些组件可以是可选的。另外，呈现示出一些功能组件的块。这些块中的一个或多个当在例证性实施方式中实现时可被组合、划分、或者被组合和划分成不同块。
[0119]例如，尽管相对于宇航器描述了例证性实施方式的例证性示例，但例证性实施方式可应用于其它类型的平台。平台可以是例如移动平台、固定不动的平台、基于陆地的结构、基于水的结构以及基于太空的结构。更具体地，平台可以是水面舰艇、坦克、人员输送车、火车、飞机、潜艇、汽车、发电站、桥、水坝、房屋、风车、制造设施、建筑物和其它合适的平台。
[0120]在一些例证性示例中，宇航飞行器200采用飞机的形式。在例证性示例中，宇航飞行器200采取无人飞行器的形式。在这种情况下，展开系统210可用于从无人飞行器展开一组组件212。例如，可从无人飞行器展开增阻装置，以形成阻力而使无人飞行器变慢。
[0121]在其它例证性示例中，卫星202是不同于小卫星204的另一种类型的卫星。在其它例证性示例中，在卫星202中没有转向系统246。
[0122]在其它例证性示例中，图4中的太阳能阵列406中的太阳能模块408只包括一组相同类型的太阳能模块。在这种情况下，所有太阳能模块408均可被构造成沿着太阳能阵列406的纵轴414或对角轴416折叠。
[0123]在另一个例证性示例中，面板226可包括两种或更多种类型的阵列。例如，面板226中的一半可以是太阳能面板，而面板226中的另一半可以是天线。在这种情形下，面板226为卫星202提供各种功能。在另一个例证性示例中，可在互不相同的时间展开一组面板224。
[0124]尽管在一个示例中一组面板224中的面板226已经被描述为平坦的矩形结构，但面板226可采用其它形式。例如，面板226可包括抛物线结构、圆形结构、球体、三角形结构、六边形结构、或某种其它合适类型的结构。当面板226不是矩形结构时，可使用更多或更少的连接器和接合结构来展开面板226。
[0125]接下来，转到图5，根据例证性实施方式示出卫星的展开系统的图示。在这个示出的示例中，示出图1中的底部部分122中的展开系统120。在这个图示中，去除了卫星102内的其它组件，以更详细地示出展开系统120。
[0126]如所示出的，多个门500与卫星102的壳体104的多个面106关联。在这个例证性示例中，一组组件502贮存在多个门500后面。多个门500被构造成打开以从卫星102展开一组组件502。
[0127]在这个示出的示例中，门504、门506、门508和门510分别与卫星102的面108、110、面112和面114关联。门504、门506、门508和门510中的至少一个被构造成打开，以从卫星102展开一组组件502。
[0128]例如，命令可被发送到展开系统120内的装置，以命令门打开。这个装置可以是发送锁(launch lock)(该视图中未示出)。在一个例证性示例中，发送锁包括靠近聚合物丝的电命令热元件。一旦被启动，多个门500利用(例如，非限制性地)抗扭弹簧打开。在其它例证性示例中，根据特定实现方式，发送锁可包括电命令张力熔断丝、或某种其它合适的组件。
[0129]如所示出的，展开系统120用于在打开多个门500之后从卫星102展开一组组件502。在一些示例中，展开系统120的一部分可被暴露于卫星102的壳体104的底部部分122周围的环境。在这个例证性示例中，在一组组件502之间存在间隔512。
[0130]现在，参照图6，根据例证性实施方式示出卫星的展开系统的图示。在这个示出的示例中，示出具有多个门500的图1中的卫星102，这多个门500处于打开位置，以暴露贮存在多个门500后面的一组组件502。
[0131]在这个例证性示例中，一组组件502包括一组面板600。在这个例证性示例中，一组面板600是太阳能面板。门504、门506、门508和门510打开，以分别暴露面板602、面板604、面板606和面板608。此刻，可使用展开系统120从卫星102展开一组面板600。
[0132]在图7中，根据例证性实施方式示出卫星的展开系统的剖视图的图示。在这个示出的示例中，示出沿着图6中的7-7线截取的展开系统120的剖视图。在这个例证性示例中，更详细地示出卫星102的壳体104的底部部分122中的展开系统120内的组件。
[0133]如所示的，展开系统120包括线轴700、腔室701、弹簧隔室702、多个杆隔室704、轴承706和发送锁708。弹簧710缠绕线轴700并且贮存在弹簧隔室702内。
[0134]展开系统120的腔室701容纳弹簧隔室702、多个杆隔室704、弹簧710和一组柔性杆712。在这个例证性示例中，一组柔性杆712是可从卫星102展开的一种类型的一组柔性构件的一种实现方式的示例。
[0135]在这个示出的示例中，一组柔性杆712缠绕线轴700并且被贮存在多个杆隔室704中。在这个例证性示例中，一组柔性杆712中的各柔性杆被贮存在多个杆隔室704中的一个中。
[0136]当弹簧隔室702中贮存的弹簧710释放时，弹簧710退绕。附接于线轴700的轴承706造成线轴700随弹簧710退绕而转动。利用轴承706的线轴700的退绕和移动造成一组柔性杆712被推出多个杆隔室704。多个杆隔室704引导一组柔性杆712中的每个以所需方式伸展。在这个例证性示例中，轴承706采用推力轴承的形式。在其它例证性示例中，轴承706可采用被构造成提供线轴700的旋转的其它形式。
[0137]如所示出的，发送锁708启动弹簧710从线轴700退绕。发送锁708还造成多个门500使用例如各门铰链处的抗扭弹簧打开。
[0138]接下来，转到图8，根据例证性实施方式示出卫星的展开系统的图示。在这个示出的示例中，在图6中的8-8线的方向上示出展开系统120的视图。
[0139]如所示出的，展开系统120的腔室701具有开口 800。透过开口 800看到多个杆隔室704中的一组柔性杆712。当弹簧710从图7中示出的线轴700退绕时，柔性杆802从展开系统120中的开口 800伸展开。当柔性杆802伸展开时，柔性杆802被构造成展开面板604。
[0140]在这个例证性示例中，柔性杆802的第一端804附接到筒状螺母806。筒状螺母806是包括与螺母的长度垂直的螺纹的一种类型的螺母。柔性杆802(未示出)的第二端附接于线轴700。
[0141]在一些例证性示例中，筒状螺母806被构造成当柔性杆802从腔室701伸展开时枢转。例如，当柔性杆802从腔室701伸展开时，筒状螺母806可在箭头808的方向上枢转。一组柔性杆712中的各杆以与卫星102的不同面类似的方式伸展。
[0142]尽管柔性杆802的第一端804被示出和描述为附接到筒状螺母806，但第一端804可按某种其它方式附接在展开系统120内。例如，可使用作为筒状螺母806的补充或替代的不同类型的部件或部件的组合来附接柔性杆802的第一端804。
[0143]现在，参照图9，根据例证性实施方式示出卫星的展开系统的剖视图的图示。在这个示出的示例中，示出沿着图6中的9-9线截取的卫星102的展开系统120的剖视图。
[0144]如所示的，示出弹簧710缠绕线轴700。弹簧710的第一端900在接触点902附接于展开系统120的腔室701中的结构。第二端904与线轴700关联。弹簧710的第二端904在接触点906连接到线轴700。在这个示出的示例中，弹簧710在箭头908的方向上退绕。
[0145]图10至图18示出使用展开系统从卫星展开面板。特别地，图10至图18示出当从卫星102的面110处将面板604从折叠构型移动到展开构型时的展开系统120。尽管图10至图18仅示出一个面板604的移动，面板602、面板606和面板608 (这些图中未示出)是以类似方式从卫星102展开的。
[0146]在图10中，根据例证性实施方式示出卫星的面板的折叠构型的图示。在这个例证性示例中，门506打开并且准备展开面板604。面板604处于折叠构型1000。在这个例证性示例中，面板604被构造成摊开成平坦的矩形结构。
[0147]转到图11，根据例证性实施方式示出从卫星展开的面板的图示。在这个示出的示例中，当门506打开时，面板604的第一运动是将一半摊开。
[0148]此时，弹簧710 (该视图中未示出)还没有开始从线轴700退绕。当弹簧710开始退绕并且移动线轴700时，一组柔性杆712中的柔性杆802在箭头1100的方向上伸展开。
[0149]接下来，参照图12，根据例证性实施方式示出从卫星展开的面板的图示。在这个示出的示例中，弹簧710开始从线轴700退绕。当弹簧710从线轴700退绕时，一组柔性杆712中的柔性杆802从卫星102伸展开，从而造成面板604进一步摊开。
[0150]在这个例证性示例中，接口系统1200与一组柔性杆712和面板604关联。接口系统1200包括连接器1202和接合结构1204。连接器1202连接到面板604，而接合结构1204连接到柔性杆802。
[0151]在这个例证性示例中，面板604的连接器1202包括连接器1207、连接器1208和连接器1210。连接器1207、连接器1208和连接器1210中的每个附接于面板604的不同角部。面板604的第四角部在壳体104上的接触点(该视图中未示出)附接到卫星102的壳体 104。
[0152]在这个示出的示例中，接合结构1204中的每个被构造成接合连接器1202中的一个。特别地，接合结构1204中的每个被连接器1202中的一个中的通道(该视图中未示出)接纳。
[0153]在这个例证性示例中，连接器1202中的通道的尺寸不同，使得连接器1202中的每个接合不同尺寸的接合结构1204。以此方式，一些接合结构1204将穿过连接器1202中的通道，之后接合对应的连接器。
[0154]在这个视图中示出接合结构1204中的接合结构1212。接合结构1212连接到柔性杆802并且当展开系统120使柔性杆802伸展时移动。接合结构1212被构造成被连接器1207中的通道接纳。接合结构1212穿过连接器1210中的通道和连接器1208中的通道，之后接合连接器1207。
[0155]参照图13，根据例证性实施方式示出从卫星展开面板的图示。在这个视图中，接合结构1212被连接器1207中的通道接纳。在这个例证性示例中，连接器1207附接到面板604的角部1300。
[0156]接合结构1212与连接器1207的接合有助于以所需方式摊开面板604。特别地，接合结构1212与连接器1207的接合有助于使面板604变平。
[0157]在这个示出的示例中，示出接合结构1204中的接合结构1302。接合结构1302附接于柔性杆802并且当柔性杆802伸展开时移动。接合结构1302被构造成被连接器1208中的通道接纳。
[0158]如所示的，接合结构1302穿过连接器1210中的通道，之后与连接器1208中的通道接合。在该视图中，接合结构1302正移出图7中示出的腔室701。
[0159]在图14中，根据例证性实施方式示出从卫星展开的面板的图示。在该视图中，示出接合结构1204中的接合结构1400。接合结构1400连接到柔性杆802并且当展开系统120将柔性杆802伸展时移动。
[0160]在这个示出的示例中，接合结构1400被构造成接合连接器1210中的通道。在该视图中，接合结构1400正移出图7中示出的腔室701。
[0161]接下来，参照图15，根据例证性实施方式示出从卫星展开的面板的图示。在这个示出的示例中，面板604在壳体104上的接触点1500连接到卫星102的壳体104。在这个例证性示例中，面板604的角部1502在接触点1500连接到壳体104。
[0162]如所示的，接合结构1302被连接器1208中的通道接纳。在这个例证性示例中，连接器1208连接到面板604的角部1504。接合结构1302与连接器1208的接合进一步使面板604变平。
[0163]接下来，在图16中，根据例证性实施方式示出从卫星展开面板的图示。随着从卫星102展开更多的柔性杆802，面板604继续摊开和变平。
[0164]现在，转到图17，根据例证性实施方式示出从卫星展开面板的图示。在该视图中，接合结构1400被连接器1210中的通道接纳。在该例证性示例中，连接器1210附接于面板604的角部1700。当接合结构1400与连接器1210接合时，面板604变平。
[0165]此刻，面板604处于展开构型1702。箭头1704、箭头1706和箭头1708的方向上的力继续将面板604变平并且将面板604保持在展开构型1702。
[0166]接下来，参照图18，根据例证性实施方式示出处于展开构型的面板和接口系统的剖视图的图示。在这个示出的示例中，示出沿着图17中的18- 18线截取的处于展开构型1702的面板604与接口系统1200的剖视图。
[0167]在该视图中，在连接器1202中存在通道1800。通道1800包括通道1802、通道1804和通道1806。通道1802对应于连接器1207，通道1804对应于连接器1208，通道1806对应于连接器1210。
[0168]如所示的，通道1802、通道1804和通道1806的尺寸不同。在这个例证性示例中，通道1802是最小的通道，通道1804是次大的通道，通道1806是最大的通道。选择通道1800的尺寸，使得接合结构1204中只有一个被通道1800中的每个接纳。在这个例证性示例中，接合结构1212穿过通道1806和通道1804，之后被通道1802接纳。以类似方式，接合结构1302穿过通道1806，之后被通道1804接纳。在这个例证性示例中，接合结构1400被通道1806接纳。
[0169]尽管图10至图18示出面板604的展开，但可按类似方式展开一组面板600中的其它面板。在一些不例中，可同时地或不同时地展开一组面板600中的一个或多个。
[0170]另外，尽管示出接口系统1200具有三个连接器1202和三个接合结构1204，但可使用其它数量的连接器1202和对应的接合结构1204。例如，可使用两个连接器、四个连接器、五个连接器、十二个连接器、或某个其它数量的成对连接器1202连同对应的接合结构1204来展开面板604。
[0171]图19至图21示出使用展开系统从卫星展开一组柔性杆。具体地，图19至图21是当一组杆612从展开系统120伸展开时沿着图6中的19-19线截取的卫星102与展开系统120的剖视图的图示。示出没有一组面板600的一组柔性杆712，以表示一组柔性杆712的移动。一组面板600中的每个以与图10至图18中示出的面板604类似的方式摊开。
[0172]在图19中，根据例证性实施方式示出卫星的展开系统的剖视图的图示。在这个示出的示例中，一组柔性杆712没有开始从展开系统120的腔室701伸展。
[0173]除了柔性杆802外，一组柔性杆712还包括柔性杆1900、柔性杆1902和柔性杆1904。在这个例证性示例中，柔性杆1900附接于筒状螺母1906，柔性杆1902附接于筒状螺母1908，柔性杆1904附接于筒状螺母1910。筒状螺母1906、筒状螺母1908和筒状螺母1910被构造成当对应的各柔性杆伸展时枢转，如相对于图8中的柔性杆802和筒状螺母806描述的。
[0174]接下来，参照图20，根据例证性实施方式示出卫星的展开系统的剖视图的图示。在这个示出的示例中，弹簧710开始从线轴700退绕，如图9中所描述的，从而造成一组柔性杆712从展开系统120的腔室701伸展开。
[0175]当一组柔性杆712伸展开时，还从腔室701展开接合结构2000。在这个例证性示例中，接合结构2000附接于柔性杆1900，接合结构2002附接于柔性杆1902，并且在这个例证性示例中，接合结构2004附接于柔性杆1904。
[0176]接下来，转到图21，根据例证性实施方式示出卫星的展开系统的剖视图的图示。在这个示出的示例中，一组柔性杆712完全伸展开。
[0177]参照图22，根据例证性实施方式示出的卫星与从卫星展开的一组面板的图示。在这个示出的示例中，示出在使用展开系统120从卫星102展开一组面板600(如图10至图21中所描述的)之后的卫星102。在该视图中，通过展开系统120展开一组面板600中的全部四个面板。可使用一组面板600产生用于卫星102的电力。
[0178]在图23中，根据例证性实施方式示出卫星与从卫星展开的一组面板的图示。在这个示出的示例中，卫星2300是图2中的以框图形式示出的卫星202的另一个物理实现方式的示例。
[0179]在这个例证性示例中，示出使用展开系统2304从卫星2300展开一组面板2302之后的卫星2300。展开系统2304以与展开系统120类似的方式操作，如参照图1和图5至图21描述的。
[0180]如所示出的，一组面板2302是一组天线反射器面板2303。一组天线反射器面板2303包括面板2306、面板2308、面板2310和面板2312。在这个例证性示例中，面板2306、面板2308、面板2310和面板2312是反射性天线阵列。
[0181]面板2306、面板2308、面板2310和面板2312是天线系统2314的部分。天线系统2314中的一组天线反射器面板2303被构造成在所需方向上反射无线电波。在这个例证性示例中，使用卫星2300的壳体作为天线系统2314的结构的部分。一组天线反射器面板2303中的每个的尺寸不受卫星2300的尺寸限制。
[0182]接下来，转到图24，根据例证性实施方式示出卫星的图示。在这个示出的示例中，卫星2400是图2中以框图形式示出的卫星202的另一个物理实现方式的示例。
[0183]如所示的，卫星2400包括具有多个面2404的壳体2402。多个面2404包括面2406、面2408、面2410和面2412。卫星2400还包括顶板2414和底板2416。
[0184]卫星2400包括一组太阳能面板2417。在这个例证性示例中，一组太阳能面板2417包括太阳能面板2418、太阳能面板2419、太阳能面板2420和太阳能面板2421。太阳能面板2418、太阳能面板2419、太阳能面板2420和太阳能面板2421分别与卫星2400的面2406、面2408、面2410和面2412关联。
[0185]在这个例证性示例中，卫星2400还包括展开系统2422。展开系统2422与卫星2400的壳体2402关联。展开系统2422被构造成在太阳能面板2418、太阳能面板2419、太阳能面板2420和太阳能面板2421从卫星2400摊开之后从卫星2400展开一组组件(该视图中未示出)。
[0186]参照图25，根据例证性实施方式示出卫星的图示。在这个示出的示例中，示出的图24中的卫星2400具有处于摊开位置的太阳能面板2418、太阳能面板2419、太阳能面板2420和太阳能面板2421。抛物线天线反射器2500环绕卫星2400的多个面2404处于折叠构型。以此方式，抛物线天线反射器2500被贮存在一组太阳能面板2417和卫星2400的多个面2404之间，处于折叠构型2501，直到被展开为止。
[0187]抛物线天线反射器2500被构造成使用展开系统2422进行展开。在这个例证性示例中，展开系统2422位于卫星2400的上部中。展开系统2422可包括一组柔性杆、接口系统和展开机构。展开机构将一组柔性杆从展开系统2422伸展开以展开抛物线天线反射器2500，如上所述。
[0188]一组结构杆2502附接于抛物线天线反射器2500。一组结构杆2502被构造成用抛物线天线反射器2500进行展开，使得抛物线天线反射器2500具有所需形状。
[0189]在这个示出的示例中，卫星2400还包括板2504。板2504被从卫星2400的顶部展开并且用于将电磁信号聚集到卫星2400。
[0190]在图26中，根据例证性实施方式示出卫星与从卫星展开的一组组件的图示。在这个示出的示例中，抛物线天线反射器2500处于展开构型2601。
[0191]使用与抛物线天线反射器2500关联的一组柔性杆2600和展开机构(未示出)执行展开，展开机构被构造成当抛物线天线反射器2500从折叠构型2501移动到展开构型2601时伸展一组柔性杆2600。
[0192]一组结构杆2502用所需抛物线形状展开抛物线天线反射器2500。当抛物线天线反射器2500处于展开构型2601时，抛物线天线反射器2500环绕卫星2400。
[0193]在这个例证性示例中，卫星2400的壳体和抛物线天线反射器2500形成天线系统2602。卫星2400的壳体被用作天线系统2602的结构的部分。板2504用于将电磁信号聚集到天线系统2602。
[0194]图1和图5至图26中的展开系统120、展开系统2304和展开系统2422、展开系统120、展开系统2304和展开系统2422内的组件并不是为了表明对可实现例证性实施方式的方式的物理或构造限制。可使用作为图示组件的补充或替代的其它组件。一些组件可以是可选的。
[0195]例如，尽管太阳能面板和天线反射器面板被示出正从卫星2400展开，但展开系统2422还可展开增阻装置。在其它例证性示例中，可不存在一组太阳能面板2417。替代地，可响应于展开系统2422中的多个门开口来展开抛物线天线反射器2500，以暴露一组柔性杆 2600。
[0196]在其它例证性示例中，卫星102可比图1中示出的卫星小。例如，卫星102可只包括图6中示出的一组面板600之间的间隔。在这种情形下，电子器件可被集成在一组面板600之间的间隔内。换句话讲，整个航天器以图5中示出的展开系统120的最大线性尺寸为边界。
[0197]接下来，参照图27，根据例证性实施方式示出太阳能面板的图示。在这个示出的示例中，太阳能面板2700是图4中以框图形式示出的太阳能面板400的物理实现方式的示例。太阳能面板2700包括太阳能阵列2702。
[0198]在这个例证性示例中，太阳能模块2704包括第一组太阳能模块2706和第二组太阳能模块2708。第一组太阳能模块2706包括可沿着太阳能阵列2702的纵轴2710折叠的单元，而第二组太阳能模块2708包括可沿着太阳能阵列2702的对角轴2712或对角轴2714折叠的单元。在这个例证性示例中，太阳能阵列2702的部分2716包括第一组太阳能模块2706中的两个和第二组太阳能模块2708中的两个。
[0199]接下来，参照图28，根据例证性实施方式示出太阳能阵列的部分的图示。在这个示出的示例中，更详细地示出图27中的太阳能阵列2702的部分2716。
[0200]如所示出的，太阳能阵列2702的部分2716包括太阳能模块2800、太阳能模块2802、太阳能模块2804和太阳能模块2806。太阳能模块2800和太阳能模块2804是第一组太阳能模块2706的部分并且被构造成沿着纵轴2712折叠。太阳能模块2806和太阳能模块2804是第二组太阳能模块2708的部分并且被构造成沿着纵轴(诸如，图27中的纵轴2710)折叠。
[0201]在这个例证性示例中，太阳能模块2800、太阳能模块2802、太阳能模块2804和太阳能模块2806在连接点2808相互附接。连接点2808可包括机械连接、电连接或这二者。在这个例证性示例中，太阳能模块2800在连接点2810连接到太阳能模块2806并且在连接点2812连接到太阳能模块2802。以类似方式，太阳能模块2804在连接点2814连接到太阳能模块2802并且在连接点2816连接到太阳能模块2806。
[0202]在这个示出的示例中，在连接点2808，太阳能模块2800、太阳能模块2802、太阳能模块2804和太阳能模块2806被绑在一起，然后电连接。在例证性示例中，使用电阻焊进行连接。用于连接各太阳能模块的带可包括粘合剂，该粘合剂包括从硅树脂、丙烯酸塑料或某种其它合适类型的材料中的至少一种的材料。
[0203]在图29中，根据例证性实施方式示出太阳能模块的图示。在这个示出的示例中，更详细地示出图28中的太阳能模块2802。
[0204]如所示的，太阳能模块2802包括多个太阳能电池2900。在这个例证性示例中，太阳能电池2900包括九个单元。在其它例证性示例中，根据特定实现方式，太阳能模块2802中可存在更多或更少的单元。
[0205]在这个示出的示例中，汇流条2901环绕太阳能模块2802。汇流条2901是环绕太阳能模块2802的导电结构。
[0206]在这个例证性示例中，汇流条2901包括负汇流条2902、负汇流条2904、正汇流条2906和正汇流条2908。汇流条2901被构造成允许电流流向其它太阳能模块。特别地，使用将太阳能电池290相互电连接的互连件2912，使电流在箭头2910的方向上流动。换句话讲，箭头2910示出太阳能模块2802的能量路径。互连件2912包括选自铜、金、银或某种其它合适类型的材料中的至少一种的导电材料。
[0207]在其它例证性示例中，汇流条2901以与该图中所示不同的构造布置。例如，负汇流条2902和负汇流条2904的位置可与正汇流条2906和正汇流条2908的位置交换。结果，电流将以不同方式流向其它太阳能模块。
[0208]接下来，参照图30，根据例证性实施方式示出太阳能模块的图示。在这个示出的示例中，更详细地示出图28中的太阳能模块2800。
[0209]如所示的，太阳能模块2800包括多个太阳能电池3000。在这个例证性示例中，太阳能电池3000包括九个单元。在其它例证性示例中，根据特定实现方式，太阳能模块2800中可存在更多或更少的单元。
[0210]在这个示出的示例中，汇流条3001环绕太阳能模块2800。汇流条3001包括负汇流条3002、负汇流条3004、正汇流条3006和正汇流条3008。汇流条3001被构造成允许电流在太阳能模块之间流动。特别地，使用将太阳能电池300相互电连接的互连件3012，使电流在箭头3010的方向上流动。换句话讲，箭头3010示出太阳能模块2800的能量路径。互连件3012包括选自铜、金、银或某种其它合适类型的材料中的至少一种的导电材料。
[0211]图27至图30中的太阳能阵列2702中的太阳能模块2704的构造允许太阳能面板2700折叠成折叠构型。特别地，第一组太阳能模块2706和第二组太阳能模块2708被构造成允许沿着轴折叠，使得太阳能阵列 2702内的太阳能电池中的一个或多个受损的风险可降低。
[0212]作为将太阳能模块2704折叠到模块内的一个或多个太阳能电池的替代，太阳能模块2704中的每个可在连接点折叠。例如，在一个例证性示例中，太阳能模块2704在模块之间的连接点折叠，在模块内的太阳能电池之间互联，或这二者。此外，太阳能模块2802中的汇流条2901和太阳能模块2800中的汇流条3001的位置允许在太阳能模块2802和太阳能模块2800与其它太阳能模块集成期间同时垂直和水平地连接。
[0213]接下来，参照图31，根据例证性实施方式示出卫星的转向系统的图示。在这个示出的示例中，转向系统3100是图2中以框图形式示出的转向系统246的物理实现方式的示例。在其它例证性示例中，根据涉及的功能，可以与该图中所示出的不同的方式实现转向系统3100内的组件。
[0214]在这个示出的示例中，转向系统3100位于卫星的隔室3101内。例如，隔室3101可位于图6中示出的展开系统120的一组面板600之间的间隔512内。在另一个例证性示例中，转向系统3100可位于卫星壳体中的展开系统上方或下方的隔室内。
[0215]如所示的，转向系统3100包括移动系统3102和移动系统3104。移动系统3102和移动系统3104被构造成将平台3106绕着枢转点3108移动。
[0216]在这个例证性示例中，移动系统3102包括致动器3110和弹簧3112。移动系统3104包括致动器3114和弹簧3116。在这个例证性示例中，致动器3110和致动器3114可以是齿条与齿轮线性致动器。在其它例证性示例中，根据特定实现方式，致动器3110和致动器3114可采取其它形式。
[0217]如所示出的，致动器3110和致动器3114在箭头3118的方向上移动。例如，致动器3110和致动器3114在箭头3118的方向上伸缩。
[0218]在这个示出的示例中，弹簧3112和弹簧3116附接于卫星的壳体。特别地，弹簧3112和弹簧3116附接于板3120。在这个例证性示例中，板3120可形成展开系统中的展开机构的壳体的上部。
[0219]平台3106被构造成响应于致动器3110、致动器3114或这二者的移动而移动。在这个例证性示例中，平台3106绕着枢转点3108移动。以此方式，平台3106是用万向架固定的平台。展开组件(未示出)附接于平台3106，使得随着平台3106移动，展开组件倾斜。
[0220]具有移动系统3102和移动系统3104的转向系统3100在卫星的任务时间内使从卫星展开的组件提供转向。通过使用移动系统3102和移动系统3104，展开组件可移动，以具有所需取向。例如，平台3106可移动，使得附接于卫星的基本上所有太阳能面板倾斜，使得太阳能面板接收太阳能辐射。
[0221]接下来，转到图32，根据例证性实施方式示出卫星的转向系统的剖视图的图示。在这个示出的示例中，示出沿着图31中的32-32线截取的具有移动系统3102的转向系统3100的剖视图。在这个例证性示例中，致动器3114在箭头3200的方向上移动。
[0222]在图33中，根据例证性实施方式示出卫星的转向系统的剖视图的图示。在这个例证性示例中，致动器3114在图32中示出的箭头3200的方向上移动，从而导致平台3106移动。接下来，致动器3114在箭头3300的方向上移动。
[0223]接下来，参照图34，根据例证性实施方式示出卫星的转向系统的剖视图的图示。在这个例证性示例中，致动器3114在图33中示出的箭头3300的方向上移动，从而导致平台3106的移动。在另一个例证性示例中，可针对正交轴实现转向系统3100，以提供展开组件平面上的完全控制。
[0224]图27至图30中的太阳能阵列2702中的太阳能模块2704和图31至图34中的转向系统3100的图示并不是为了表明对可实现例证性实施方式的方式的物理或构造限制。可使用作为图示组件的补充或替代的其它组件。一些组件可以是可选的。
[0225]此外，图1和图5至图34中示出的不同组件可以是图2至图4中以框图形式示出的组件如何可被实现为物理结构的例证性示例。另外，图1和图5至图34中的一些组件可与图2至图4中的组件、用于图2至图4中的组件、或这两种的组合相结合。
[0226]现在，参照图35，根据例证性实施方式示出用于展开一组面板的过程的流程图的图示。可使用图2中的卫星202中的展开系统210实现图35中描述的过程。
[0227]该过程开始于启动展开系统(操作3500)。例如，展开系统中的发送锁可启动展开系统。
[0228]接下来，该过程将一组柔性构件从航天器伸展开(操作3502)。在这个例证性示例中，航天器是卫星。
[0229]然后，一组面板使用接口系统从折叠构型移动到展开构型，使得一组柔性构件从航天器伸展开(操作3504)，此后该过程终止。
[0230]接下来，参照图36，根据例证性实施方式，示出用于从航天器展开一组面板的过程的流程图的图示。可使用图2中的卫星202中的展开系统210实现图36中描述的过程。
[0231]该过程开始于打开覆盖抵靠航天器的壳体的多个面定位的一组面板的多个门(操作3600)。一组面板可在处于折叠构型时设置成抵靠航天器的多个面。
[0232]接下来，启动展开机构(操作3602)。这个展开机构可包括缠绕线轴的抗扭弹簧、或展开系统的壳体内的电机。
[0233]此后，一组柔性构件从线轴退绕(操作3604)。当启动展开机构时，将一组柔性构件推出展开系统中的腔室。
[0234]然后，该过程使与一组柔性构件关联的一组接合结构接合连接至一组面板的连接器，以将一组面板从折叠构型移动到展开构型(操作3606)，此后该过程终止。
[0235]示出的不同实施方式中的流程图和框图示出例证性实施方式中的设备和方法的一些可能的实现方式的构造、功能和操作。在这点上，流程图或框图中的各框可代表模块、段、功能或操作或步骤的一部分或其组合。
[0236]在例证性实施方式的一些替代实现方式中，框中注释的一个或多个功能可不按附图中注释的次序执行。例如，在一些情况下，根据涉及的功能，接连示出的两个框可基本上同时执行，或者这些框可有时以倒序执行。另外，除了流程图或框图中示出的框之外，可添加其它框。
[0237]本公开的例证性实施方式可在如图37中所示的航天器制造和维修方法3700和如图38中所示的航天器3800的背景下描述。首先，转到图37，根据例证性实施方式，以框图形式示出航天器制造和维修方法的图示。在预制造期间，航天器制造和维修方法3700可包括图38中的航天器3800的规格和设计3702和材料采购3704。在制造期间，发生组件和子组件制造3706和图38中的飞机3800的系统整合3708。此后，图38中的飞机3800可经过合格审定3710，以投入运行3712。合格审定3710可包括满足顾客要求、行业要求、政府要求或其某种组合。当由顾客投入运行时，安排对图38中的航天器3800进行常规维护和维修3714(可包括改装、重构、翻新和其它维护或维修)。
[0238]可由系统整合商、第三方或运营商中的至少一者执行或进行航天器制造和维修方法3700中的各过程。在这些示例中，运营商可以是顾客。出于进行此描述的目的，系统整合商可包括(而不限于)任何数量的飞机制造商和主系统分包商；第三方可包括(而不限于)任何数量的售卖方、分包商和供应商；运营商可以是公司、军事单位、服务组织等。
[0239]现在，参照图38，以可以实现例证性实施方式的框图形式示出航天器的图示。在这个例证性示例中，通过图37中的飞机制造和维修方法3700制造航天器3800。航天器3800可包括带有多个系统3804和内部3806的机身3802。
[0240]多个系统3804的示例包括推进系统3808、电系统3810、液压系统3812、环境系统3814和热系统3816中的一个或多个。尽管示出航天器示例，但不同的例证性实施方式可应用于其它行业(诸如，飞机行业、汽车行业、轮船行业或其它合适行业)。
[0241]可在图37中的航天器制造和维修方法3700的至少一个阶段期间采用本文中实施的设备和方法。特别地，可在航天器制造和维修方法3700的任一个阶段期间实现图2中的展开系统3700。例如，而非限制地，可在组件和子组件制造3706、系统整合3708、常规维护和维修3714、或航天器制造和维修方法3700的某个其它阶段中的至少一个期间安装展开系统210。在另一个例证性示例中，在投入运行3712期间使用展开系统210来展开组件。
[0242]在一个例证性示例中，以与在图37中在航天器3800投入运行3712时制造的组件或子组件类似的方式，构造或制造图37中的在组件和子组件制造3706中制造的组件或子组件。
[0243]作为又一个示例，可在制造阶段(诸如，图37中的组件和子组件制造3706和系统整合3708)期间利用多个设备实施方式、方法实施方式或其组合。在图37中的在航天器3800投入运行3712时，维护和维修3714期间、或这两者的情况下可利用多个设备实施方式、方法实施方式或其组合。使用多个不同的例证性实施方式可基本上加速航天器3800的组装、降低航天器3800的成本、或其组合。
[0244]因此，例证性实施方式提供了用于展开一组面板224的方法和设备。在一个例证性实施方式中，一种设备包括:一组面板224，所述一组面板在处于折叠构型228时抵靠航天器201的多个面；一组柔性构件214，所述一组柔性构件连接到一组面板224 ;以及接口系统216，所述接口系统与一组面板224和一组柔性构件214关联。接口系统216被构造成当一组柔性构件214从航天器201伸展开时将一组面板224从折叠构型228移动到展开构型 230。
[0245]通过使用例证性实施方式，相对于一些当前使用的系统，可在卫星中贮存并可从卫星展开更大的组件。例如，当面板被折叠并且贮存在卫星内时，面板的表面积可大于卫星。相比于其中面板尺寸受卫星尺寸限制的用万向架固定的解决方案，例证性实施方式提供了能够展开比以前更大面板的方法和系统。换句话讲，不同于一些当前使用的系统，从卫星展开的面板的尺寸不受卫星的尺寸限制。
[0246]例证性实施方式还允许更有效地折叠较大的面板，使面板内的组件受损的风险降低。例如，通过使用具有第一组太阳能模块410和第二组太阳能模块412的太阳能面板400，太阳能面板400可以按降低太阳能模块之一的受损风险的方式折叠和贮存在卫星内。
[0247]另外，具有一组柔性构件214和接口系统216的展开系统210提供了以所需方式展开一组面板224的被动方式。结果，相比于具有从卫星的一面摊开的面板的一些当前使用的系统，贮存在展开系统210内的一组面板224的尺寸可增大。较大的面板允许卫星执行更有效的操作。一组柔性构件214和接口系统216允许一组面板224以所需方式伸展，使得一组面板224中的每个摊开。
[0248]在其它示例中，当期望一组面板224具有替代构型时，展开系统210可布置在卫星内的各种位置，以根据需要展开一组面板224。例如，当展开抛物线天线时，展开系统210设置在卫星顶部并且将组件展开成绕着卫星折叠。
[0249]另外，展开系统210提供没有超过预期地增加卫星重量的紧凑且重量轻的展开系统。展开系统210可在各种尺寸的卫星中实现，而没有显著增加卫星的重量，进而增加发送卫星的成本。
[0250]通过使用转向系统246，可操纵从卫星202展开的一组面板224，以追踪太阳能，追踪所关注的对象，在卫星202的操作期间增加阻力，或其组合。结果，一组面板224可接收用于产生电力接收所需量的太阳能辐射，以执行卫星202的操作。另外，本公开包括根据下面条款的实施方式:
[0251]1.一种设备，该设备包括:
[0252]一组面板，所述一组面板在处于折叠构型时抵靠航天器的多个面；
[0253]一组柔性构件，所述一组柔性构件连接到所述一组面板；以及
[0254]接口系统，所述接口系统与所述一组面板和所述一组柔性构件关联，其中，所述接口系统被构造成当所述一组柔性构件从所述航天器伸展开时将所述一组面板从所述折叠构型移动到展开构型。
[0255]2.根据条款I所述的设备，所述设备还包括:
[0256]展开机构，该展开机构被构造成将所述一组柔性构件从所述航天器的内部伸展到所述航天器的外部，使得所述一组面板从所述折叠构型移动到所述展开构型。
[0257]3.根据条款2所述的设备，其中，所述展开机构包括所述航天器的壳体内的抗扭弹簧或电机中的至少一者。
[0258]4.根据条款I所述的设备，该设备还包括:位于所述航天器的壳体内的线轴，其中，所述一组柔性构件被构造成缠绕在所述线轴上。
[0259]5.根据条款I所述的设备，其中，所述接口系统包括:
[0260]连接器，该连接器与所述一组面板和所述一组柔性构件关联，其中，所述连接器中的各连接器均包括通道并且被构造成附接到所述一组面板中的面板；以及
[0261]一组接合结构，所述一组接合结构与所述一组柔性构件关联，其中，所述一组接合结构中的接合结构被构造成接合所述连接器中的对应连接器，以将所述一组面板中的面板从所述折叠构型移动到所述展开构型。
[0262]6.根据条款I所述的设备，其中，所述一组面板借助于多个接触点连接到所述航天器。
[0263]7.根据条款I所述的设备，其中，所述一组面板中的面板选自太阳能阵列、天线和增阻装置中的一者。
[0264]8.根据条款I所述的设备，该设备还包括:转向系统，该转向系统被构造成使所述一组面板在 空中转向。
[0265]9.根据条款I所述的设备，其中，当所述一组面板处于所述展开构型时，所述接口系统将所述一组面板保持成基本上平坦的。
[0266]10.根据条款I所述的设备，其中，所述一组面板包括太阳能阵列，所述太阳能阵列包括:
[0267]第一组太阳能模块，所述第一组太阳能模块被构造成沿着纵轴折叠；以及
[0268]第二组太阳能模块，所述第二组太阳能模块被构造成沿着对角轴折叠，以形成所述太阳能阵列的折叠构型。
[0269]11.根据条款I所述的设备，该设备还包括:
[0270]所述航天器的壳体，其中，当所述一组面板处于所述折叠构型时，所述一组面板被定位成抵靠所述壳体的多个面；以及
[0271]多个门，所述多个门被构造成覆盖处于所述折叠构型时抵靠所述壳体的所述多个面定位的所述一组面板，并且所述多个门打开，以使得所述一组面板从所述折叠构型移动到所述展开构型。
[0272]12.根据条款I所述的设备，其中，所述一组柔性构件包括横截面形状选自圆形形状、三角形形状、矩形形状、不规则形状或六边形形状中的至少一种形状的结构。
[0273]13.一种展开一组面板的方法，该方法包括:
[0274]将一组柔性构件从航天器伸展开；以及
[0275]使用接口系统将所述一组面板从折叠构型移动到展开构型，使得所述一组柔性构件从所述航天器伸展开。
[0276]14.根据条款13所述的方法，该方法还包括:
[0277]将处于所述折叠构型的所述一组面板定位成抵靠所述航天器的多个面。
[0278]15.根据条款13所述的方法，该方法还包括:
[0279]围绕展开机构的壳体内的线轴缠绕所述一组柔性构件；
[0280]启动所述展开机构；以及
[0281]当所述展开机构被启动时，使所述一组柔性构件从所述线轴退绕。
[0282]16.根据条款13所述的方法，其中，连接器连接到所述一组面板，并且所述连接器中的各连接器均具有通道，并且所述方法还包括:
[0283]使与所述一组柔性构件关联的一组接合结构接合所述连接器，以将所述一组面板从所述折叠构型移动到所述展开构型。
[0284]17.根据条款13所述的方法，其中，所述一组面板包括太阳能阵列，所述太阳能阵列包括第一组太阳能模块和第二组太阳能模块，并且所述方法还包括:
[0285]将所述第一组太阳能模块沿着纵轴折叠；以及
[0286]将所述第二组太阳能模块沿着对角轴折叠，以形成所述太阳能阵列的所述折叠构型。
[0287]18.—种天线系统，该天线系统包括:
[0288]一组柔性杆，所述一组柔性杆与一组天线反射器面板关联，其中，所述一组天线反射器面板在处于折叠构型时抵靠卫星的多个面；
[0289]接口系统，所述接口系统与所述一组天线反射器面板和所述一组柔性杆关联，其中，所述接口系统被构造成将所述一组天线反射器面板从所述折叠构型移动到所述展开构型；以及
[0290]展开机构，所述展开机构被构造成当所述一组天线反射器面板从所述折叠构型移动到所述展开构型时使所述一组柔性杆伸展开。
[0291]19.根据条款18所述的天线系统，其中，所述卫星具有壳体，所述壳体被构造成用作所述天线系统的结构的一部分。
[0292]20.根据条款19所述的天线系统，该天线系统还包括:
[0293]板，该板被构造成从所述卫星的顶部展开并且用于将电磁信号聚集到所述天线系统。
[0294]21.根据条款18所述的天线系统，其中，所述一组天线反射器面板均包括反射器天线阵列，所述反射器天线阵列被构造成在所需方向上反射无线电波。
[0295]22.—种转向系统，该转向系统包括:
[0296]平台，该平台位于卫星的壳体内；以及
[0297]移动系统，该移动系统与所述平台关联并且被构造成改变所述平台的取向，以在所述一组组件从所述卫星展开之后在空中操纵一组组件。
[0298]23.根据条款22所述的转向系统，其中，所述移动系统被构造成通过改变所述平台的取向来倾斜所述一组组件，使得所述一组组件具有所需取向。
[0299]24.根据条款23所述的转向系统，其中，所述移动系统包括致动器，所述致动器被构造成进行伸缩，使得所述平台绕着枢转点移动。
[0300]25.根据条款24所述的转向系统，其中，所述一组组件包括附接至所述平台的一组面板，并且所述移动系统被构造成倾斜所述一组面板以接收所需量的电磁信号。
[0301]26.根据条款22所述的转向系统，其中，所述平台位于所述卫星的所述壳体内。
[0302]27.根据条款22所述的转向系统，该转向系统还包括:
[0303]弹簧，该弹簧被构造成减少所述移动系统改变所述平台的取向所需的扭矩。
[0304]28.一种天线系统，该天线系统包括:
[0305]抛物线天线反射器，该抛物线天线反射器在处于折叠构型抵靠卫星的多个面；
[0306]一组柔性杆，所述一组柔性杆与所述抛物线天线反射器关联；
[0307]接口系统，该接口系统与所述抛物线天线反射器和所述一组柔性杆关联，其中，所述接口系统被构造成将所述抛物线天线反射器从所述折叠构型移动到展开构型；以及
[0308]展开机构，所述展开机构被构造成当所述抛物线天线反射器从所述折叠构型移动到所述展开构型时使所述一组柔性杆伸展开。
[0309]29.根据条款28所述的天线系统，其中，当所述抛物线天线反射器处于所述展开构型时，所述卫星被所述抛物线天线反射器环绕。
[0310]30.根据条款28所述的天线系统，该天线系统还包括:
[0311]一组太阳能面板，所述一组太阳能面板抵靠所述卫星的多个面，其中，所述抛物线天线反射器在处于所述折叠构型时被贮存在所述一组太阳能面板和所述卫星的所述多个面之间。
[0312]31.根据条款30所述的天线系统，其中，所述一组太阳能面板被构造成在所述抛物线天线反射器移动到所述展开构型之前摊开。
[0313]32.根据条款28所述的天线系统，该天线系统还包括:
[0314]一组结构杆，所述一组结构杆附接到所述抛物线天线反射器并且被构造成将所述抛物线天线反射器展开成具有所需形状。
[0315]33.一种太阳能面板，该太阳能面板包括:
[0316]太阳能阵列，该太阳能阵列具有第一组太阳能模块和第二组太阳能模块，所述第一组太阳能模块被构造成沿着纵轴折叠，所述第二组太阳能模块被构造成沿着对角轴折叠，以形成所述太阳能阵列的折叠构型。
[0317]34.根据条款33所述的太阳能面板，其中，所述太阳能阵列与卫星关联，并且被构造成使用展开系统从所述卫星展开。
[0318]35.根据条款33所述的太阳能面板，其中，所述第一组太阳能模块沿着所述纵轴折叠并且所述第二组太阳能模块沿着所述对角轴折叠，使得所述太阳能模块内的一个或多个太阳能电池受损的风险降低。
[0319]出于例证和描述的目的，已经呈现了对不同例证性实施方式的描述，该描述不旨在是排他性的或者限于公开形式的实施方式。对于本领域的普通技术人员，许多修改形式和变形形式将是清楚。另外，相比于其它理想实施方式，不同例证性实施方式可提供不同特征。选择描述所选的一个或多个实施方式，以最佳地说明实施方式的原理、实际应用、能够使本领域的其它普通技术人员理解各种实施方式的公开内容，这些实施方式进行了适于预料的特定使用的各种修改形式。
【主权项】
1.一种设备，该设备包括: 一组面板(224)，所述一组面板在处于折叠构型(228)时抵靠航天器(201)的多个面(208)； 一组柔性构件(214)，所述一组柔性构件连接到所述一组面板(224);以及 接口系统(216)，所述接口系统与所述一组面板(224)和所述一组柔性构件(214)关联，其中，所述接口系统(216)被构造成当所述一组柔性构件(214)从所述航天器(201)伸展开时将所述一组面板(224)从所述折叠构型(228)移动到展开构型(230)。2.根据权利要求1所述的设备，该设备还包括: 展开机构(218)，该展开机构被构造成将所述一组柔性构件(214)从所述航天器(201)的内部(220)伸展到所述航天器(201)的外部(222)，使得所述一组面板(224)从所述折叠构型(228)移动到所述展开构型(230)，其中，所述展开机构(218)包括所述航天器(201)的壳体(206)内的抗扭弹簧(234)或电机(235)中的至少一者。3.根据权利要求1或2所述的设备，该设备还包括:位于所述航天器(201)的壳体(206)内的线轴(236)，其中，所述一组柔性构件(214)被构造成缠绕在所述线轴(236)上。4.根据权利要求1所述的设备，其中，所述接口系统(216)包括: 连接器(300)，该连接器与所述一组面板(224)和所述一组柔性构件(214)关联，其中，所述连接器(300)中的各连接器均包括通道(308)并且被构造成附接到所述一组面板(224)中的面板(226);以及 一组接合结构(302)，所述一组接合结构与所述一组柔性构件(214)关联，其中，所述一组接合结构(302)中的接合结构(310)被构造成接合所述连接器(300)中的对应连接器，以将所述一组面板(224)中的面板(226)从所述折叠构型(228)移动到所述展开构型(230)。5.根据权利要求1所述的设备，其中，所述一组面板(224)借助于多个接触点(238)连接到所述航天器(201);其中所述一组面板(224)中的面板(226)选自太阳能阵列(406)、天线(402)和增阻装置(404)中的一者。6.根据权利要求1所述的设备，该设备还包括:转向系统(246)，该转向系统被构造成使所述一组面板(224)在空中转向。7.根据权利要求1所述的设备，其中，当所述一组面板(224)处于所述展开构型(230)时，所述接口系统(216)将所述一组面板(224)保持成基本上平坦的。8.根据权利要求1所述的设备，其中，所述一组面板(224)包括太阳能阵列(406)，所述太阳能阵列包括: 第一组太阳能模块(410)，所述第一组太阳能模块被构造成沿着纵轴(414)折叠；以及 第二组太阳能模块(412)，所述第二组太阳能模块被构造成沿着对角轴(416)折叠，以形成所述太阳能阵列(406)的所述折叠构型(228)。9.根据权利要求1所述的设备，该设备还包括: 所述航天器(201)的壳体(206)，其中，当所述一组面板(224)处于所述折叠构型(228)时，所述一组面板(224)被定位成抵靠所述壳体(206)的多个面(208);以及 多个门(242)，所述多个门被构造成覆盖处于所述折叠构型(228)时抵靠所述壳体(206)的所述多个面(208)定位的所述一组面板(224)，并且所述多个门打开，以使得所述一组面板(224)从所述折叠构型(228)移动到所述展开构型(230)。10.根据权利要求1所述的设备，其中，所述一组柔性构件(214)包括横截面形状选自圆形形状、三角形形状、矩形形状、不规则形状或六边形形状中的至少一种形状的结构。11.一种展开一组面板(224)的方法，该方法包括: 将一组柔性构件(214)从航天器(201)伸展开(3502);以及 使用接口系统(216)将所述一组面板(224)从折叠构型(228)移动到展开构型(230)，使得所述一组柔性构件(214)从所述航天器(201)伸展开。12.根据权利要求11所述的方法，该方法还包括: 将处于所述折叠构型(228)的所述一组面板(224)定位成抵靠所述航天器(201)的多个面(208) ο13.根据权利要求11或12所述的方法，该方法还包括: 围绕展开机构(218)的壳体(206)内的线轴(236)缠绕所述一组柔性构件(214); 启动所述展开机构(218);以及 当所述展开机构(218)被启动时，使所述一组柔性构件(214)从所述线轴(236)退绕。14.根据权利要求11所述的方法，其中，连接器(300)连接到所述一组面板(224)，并且所述连接器(300)中的各连接器均具有通道(308)，并且所述方法还包括: 使与所述一组柔性构件(214)关联的一组接合结构(302)接合所述连接器(300)，以将所述一组面板(224)从所述折叠构型(228)移动到所述展开构型(230)。15.根据权利要求11所述的方法，其中，所述一组面板(224)包括太阳能阵列(406)，所述太阳能阵列(406)包括第一组太阳能模块(410)和第二组太阳能模块(412)，并且所述方法还包括: 将所述第一组太阳能模块(410)沿着纵轴(414)折叠；以及 将所述第二组太阳能模块(412)沿着对角轴(416)折叠，以形成所述太阳能阵列(406)的所述折叠构型(228)。
【专利摘要】本发明涉及用于展开一组面板的方法和设备。一种设备包括：一组面板，所述一组面板在处于折叠构型时抵靠航天器的多个面；一组柔性构件，所述一组柔性构件连接到所述一组面板；以及接口系统，所述接口系统与所述一组面板和所述一组柔性构件关联。所述接口系统被构造成当所述一组柔性构件从所述航天器伸展开时将所述一组面板从所述折叠构型移动到展开构型。
【IPC分类】B64G1/10, B64G1/44
【公开号】CN104890900
【申请号】CN201510035637
【发明人】H·Q·小库克, A·R·斯特里特
【申请人】波音公司
【公开日】2015年9月9日
【申请日】2015年1月23日
【公告号】EP2915753A1, US20140263844
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