航天器、发射器和航天器的堆叠

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航天器、发射器和航天器的堆叠
申请号	CN201980063997.6	申请日	2019-08-12	公开(公告)号	CN112789219A	公开(公告)日	2021-05-11
申请人	空客防务与空间有限公司;			发明人	菲利普·卡尔;
摘要	本发明涉及航天器(28)，其包括：‑至少三个平坦侧壁(36、38、40、42)，‑至少一个主通信天线(52、54)，其包括：○辐射元件(62)，其具有辐射中心轴线(AC‑AC)，○可移动臂(60)，其能够在展开位置与折叠位置之间移动，○反射器(58)，其适用于在放射方向(DE)上反射或接收射频波。所述辐射元件(62)固定到侧壁，使得所述辐射中心轴线(AC‑AC)布置成垂直于侧壁，并且所述可移动臂(60)成形为使得当所述可移动臂处于展开位置时，在侧壁与所述放射方向(DE)之间形成介于25°与65°之间的偏移角(β)。
权利要求	1.航天器(28、98、108至122)，其包括：‑支撑结构(30)，其具有布置成彼此平行并相隔一定距离的两个底壁(32、34)和固定到底壁的至少三个平坦侧壁(36、38、40、42)，‑至少一个主通信天线(52、54)，其包括：○至少一个辐射元件(62)，其由至少一个平坦侧壁(36、38、40、42)承载，所述至少一个辐射元件(62)具有辐射中心轴线(AC‑AC)，所述至少一个辐射元件(62)能够发射或接收射频波， ○可移动臂(60)，其能够在展开位置与折叠位置之间移动，○反射器(58)，其由所述可移动臂承载，所述反射器(58)适用于当所述可移动臂(60)处于展开位置时，在放射方向(DE)上反射或接收射频波，其特征在于，所述至少一个辐射元件(62)固定到至少一个侧壁(36、38、40、42)，使得辐射元件的所述辐射中心轴线(AC‑AC)布置成垂直于承载所述至少一个辐射元件(62)的所述至少一个侧壁(36、38、40、42)，并且所述可移动臂(60)成形为使得当所述可移动臂(60)处于展开位置时，在承载所述至少一个辐射元件(62)的所述至少一个侧壁(36、38、40、42)与所述放射方向(DE)之间形成介于25°与65°之间的偏移角(β)。 2.根据权利要求1所述的航天器(28、98、108至122)，其特征在于，所述偏移角(β)介于 35°与55°之间。 3.根据权利要求2所述的航天器(28、98、108至122)，其特征在于，所述偏移角(β)等于 45°。 4.根据权利要求1至3中任一项所述的航天器(28、98、108至122)，其特征在于，直接彼此附接的两个邻近平坦侧壁(40、42)各自承载至少一个辐射元件(62)，所述至少一个辐射元件具有垂直于承载所述至少一个辐射元件的侧壁(40、42)的辐射中心轴线(AC‑AC)。 5.根据权利要求1至4中任一项所述的航天器(28、98、108至122)，其特征在于，所述支撑结构(30)包括彼此垂直固定以在平行于底壁(32、34)延伸的剖面中呈现正方形横截面的四个平坦侧壁(36、38、40、42)，并且其中当所述可移动臂(60)处于展开位置时，连接所述正方形横截面的两个相对拐角的对角线(D)沿着所述反射器(58)的所述放射方向(DE)延伸。 6.根据权利要求1至5中任一项所述的航天器(28、98、108至122)，其包括由底壁(32、 34)承载的至少一个主散热器(44、46)和热传递装置(68)，所述热传递装置包括至少一个L形的流体传热装置(70、71、72、73、74、75)，所述传热装置(70、71、72、73、74、75)具有与承载主散热器(44、46)的底壁(32、34)直接热接触的第一直线部分(77)、单个弯曲部分(78)和与所述至少一个辐射元件(62)和承载所述至少一个辐射元件的平坦侧壁(40、42)直接热接触的第二直线部分(80)。 7.根据权利要求6所述的航天器(28、98、108至122)，其特征在于，承载所述至少一个辐射元件的所述平坦侧壁(40、42)包括至少一个横向切口(82、83)，并且其中传热装置的所述弯曲部分(78)接合在所述横向切口(82、83)中，所述第二直线部分(80)在承载所述至少一个辐射元件(62)的所述平坦侧壁(40、42)的外表面(76)上方延伸。 8.根据权利要求1至7中任一项所述的航天器(28、98、108至122)，其包括至少一个电子放大部件(63)和壳体(56)，所述至少一个电子放大部件适用于放大传输到所述至少一个辐射元件(62)的电信号，所述壳体包括所述至少一个辐射元件(62)和所述至少一个电子放大部件(63)。 9.根据权利要求1至5中任一项所述的航天器(28、98、108至122)，其包括由底壁(32、 34)承载的至少一个主散热器(44、46)和安装成在折叠位置与未折叠位置之间枢转的至少一个辅助散热器(100)，在所述折叠位置中，辅助散热器布置成平行于并邻近于主散热器(44、46)，在所述未折叠位置中，辅助散热器(100)基本上作为主散热器(44、46)的延伸部分而延伸。 10.根据权利要求9所述的航天器(28、98、108至122)，其特征在于，所述至少一个辅助散热器(100)具有三角形的大体形状。 11.根据权利要求10所述的航天器(28、98、108至122)，其特征在于，三角形的顶点中的一个被截断并限定安装成相对于主散热器(44、46)枢转的边缘(102)。 12.根据权利要求1至5中任一项所述的航天器(28、98、108至122)，其包括由底壁(32、 34)承载的至少一个主散热器(44、46)，并且其中所述至少一个主散热器(44、46)包括至少三个拐角(84、84')，并且其中主散热器的至少一个拐角(84)沿着平行于所述放射方向(DE)的剖面被截断。 13.根据权利要求1至12中任一项所述的航天器(28、98、108至122)，其特征在于，所述支撑结构(28)包括： ‑四个柱(85)，其在垂直于底壁(32、34)的方向上延伸，所述柱(85)分布在平行四边形的顶点处，以及 ‑增强结构(86)，其将四个柱(85)刚性地连接到同一中心(88)。 14.根据权利要求1至5中任一项所述的航天器(28、98、108至122)，其特征在于，所述支撑结构(30)在平行于承载主散热器(44、46)的底壁(32、34)的平面的剖面中具有多边形横截面，所述多边形横截面是三角形横截面(112)、矩形横截面(108)、正方形横截面(28)、梯形横截面(116)、五边形横截面(110)、六边形横截面(114)或形成任何多边形的横截面(118)之间的横截面。 15.发射器(91)，其包括整流罩(92)和在所述整流罩(92)下方的根据权利要求1至5中任一项所述的至少一个航天器(28)，所述至少一个航天器包括由底壁(32、34)承载的至少一个主散热器(44、46)，所述主散热器(44、46)布置成垂直于发射方向(AL)。 16.根据权利要求13所述的多个航天器(28、98、108至122)的堆叠，其包括一个布置在另一个之上的至少两个航天器(28、98、108至122)，第一航天器(28、98、108至122)的每个柱(85)由第二航天器(28、98、108至122)的柱(85)承载，每个航天器的柱(85)在相同方向上延伸。
说明书全文	航天器、发射器和航天器的堆叠 [0001] 本发明属于航天器领域，并且更具体来说，属于预期放在轨道中的卫星的领域。 [0002] 航天器在常规上包括形成用于航天器设备的支撑件的结构。图1中示出了当航天器处于地球静止轨道中时常用的支撑结构的一个实例。具有平行六面体形状的此支撑结构 2具有：朝向地球的平坦壁，其通常被称为地球壁4；相对的平坦壁，其通常被称为反地球壁 6；以及四个侧壁，其被称为北壁、南壁、东壁8和西壁9。图1中未示出北壁和南壁。北壁、南壁、东壁8和西壁9平行于瞄准地球的轴线AT。地球壁4承载辅助通信天线。每个辅助通信天线包括安装在结构13上的源10、11、12，以及由地球壁4承载的反射器14、15、16。北侧壁和南侧壁承载主散热器和太阳能面板。东侧壁8和西侧壁9承载东主通信天线17和西主通信天线 18。仅详细描述了东主通信天线17。 [0003] 东通信天线17包括源19和由可移动臂21承载的反射器20。源19由一组辐射元件22组成。辐射元件22能够发射或接收射频波，所述射频波的中心具有穿过每个辐射元件的辐射中心轴线AC‑AC的直线的点。辐射元件22由连接到主散热器的热管23(或热回路)冷却。热管23各自具有至少两个弯曲部24、25以便与辐射元件22直接热接触。反射器20朝向地球26 反射来自源19的射频波，并接收来自地球26的射频波。为此目的，东通信天线17的可移动臂 21成形为使得反射器20的发射/接收方向DE平行于由东壁8形成的平面，并且辐射元件22固定到东壁8，使得所述辐射元件的相应辐射中心轴线AC‑AC与东壁8形成大约45°的角。西通信天线18的反射器20和辐射元件22以相同方式相对于西壁9定向。 [0004] 通过此布置，可能会发生寄生反射现象。这些杂散反射现象起因于波在东壁8和西壁9上的反射，以及这些反射波与所传输的波的重新组合。这些寄生反射现象可能会使所传输信号(或所接收信号)的质量变差。 [0005] 本发明的第一目标是提供一种适用于传输(和/或接收)质量较好的射频波并且具体来说受寄生反射现象的影响较小的航天器。 [0006] 本发明的第二目标是提供一种具有较大视场并因此能够在地球的较大区域内传输(或接收)射频波的航天器。 [0007] 本发明的第三目标是提供一种更容易制造的航天器。 [0008] 本发明的第四目标是提供一种具有用于冷却辐射元件的更有效装置的航天器。 [0009] 本发明的第五目标是提供一种具有更容易附接的用于冷却辐射元件的装置的航天器。 [0010] 为此目的，本发明的目标是一种航天器，其包括： [0011] ‑支撑结构，其具有布置成彼此平行并相隔一定距离的两个底壁和附接到底壁的至少三个平坦侧壁， [0012] ‑至少一个主通信天线，其包括： [0013] ○至少一个辐射元件，其由至少一个平坦侧壁承载，所述至少一个辐射元件具有辐射中心轴线，所述至少一个辐射元件能够发射或接收射频波， [0014] ○可移动臂，其能够在展开位置与折叠位置之间移动， [0015] ○反射器，其由所述可移动臂承载，所述反射器适用于当所述可移动臂处于展开位置时，在放射方向上反射或接收射频波， [0016] 其特征在于所述至少一个辐射元件固定到至少一个侧壁，使得所述辐射元件的所述辐射中心轴线布置成垂直于承载所述至少一个辐射元件的所述至少一个侧壁，并且所述可移动臂成形为使得当所述可移动臂处于展开位置时，在承载所述至少一个辐射元件的所述至少一个侧壁与所述放射方向之间形成介于25°与65°之间的偏移角。 [0017] 根据一些特定实施例，航天器具有以下特征中的一个或多个： [0018] ‑所述偏移角介于35°与55°之间； [0019] ‑所述偏移角等于45°； [0020] ‑直接彼此附接的两个邻近平坦侧壁各自承载至少一个辐射元件，所述至少一个辐射元件具有垂直于承载所述至少一个辐射元件的侧壁的辐射中心轴线； [0021] ‑所述支撑结构包括彼此垂直固定以在平行于底壁延伸的剖面中呈现正方形横截面的四个平坦侧壁，并且其中当所述可移动臂处于展开位置时，连接所述正方形横截面的两个相对拐角的对角线沿着所述反射器的所述放射方向延伸。 [0022] ‑所述航天器包括由底壁承载的至少一个主散热器和热传递装置，所述热传递装置包括至少一个L形的流体传热装置，所述传热装置具有与承载主散热器的底壁直接热接触的第一直线部分、单个弯曲部分和与所述至少一个辐射元件和承载所述至少一个辐射元件的平坦侧壁直接热接触的第二直线部分； [0023] ‑承载所述至少一个辐射元件的所述平坦侧壁包括至少一个横向切口，并且传热装置的所述弯曲部分接合在所述横向切口中，所述第二直线部分在承载所述至少一个辐射元件的所述平坦侧壁的外表面上方延伸； [0024] ‑所述航天器包括至少一个电子放大部件和壳体，所述至少一个电子放大部件适用于放大传输到所述至少一个辐射元件的电信号，所述壳体包括所述至少一个辐射元件和所述至少一个电子放大部件； [0025] ‑所述航天器包括由底壁承载的至少一个主散热器和安装成在折叠位置与未折叠位置之间枢转的至少一个辅助散热器，在所述折叠位置中，辅助散热器布置成平行于并邻近于主散热器，在所述未折叠位置中，辅助散热器基本上作为主散热器的延伸部分而延伸； [0026] ‑所述至少一个辅助散热器具有三角形的大体形状。 [0027] ‑三角形的顶点中的一个被截断并限定安装成相对于主散热器枢转的边缘； [0028] ‑所述航天器包括由底壁承载的至少一个主散热器，并且所述至少一个主散热器包括至少三个拐角，并且主散热器的至少一个拐角沿着平行于所述放射方向的剖面被截断； [0029] ‑所述支撑结构(28)包括： [0030] ‑四个柱，其在垂直于底壁的方向上延伸，所述柱分布在平行四边形的顶点处，以及 [0031] ‑增强结构，其将四个柱刚性地连接到同一中心；并且 [0032] ‑所述支撑结构在平行于承载主散热器的底壁的平面的剖面中具有多边形横截面，所述多边形横截面是三角形横截面、矩形横截面、正方形横截面、梯形横截面、五边形横截面、六边形横截面或形成任何多边形的横截面之间的横截面。 [0033] 本发明还涉及一种发射器，其包括整流罩和根据上文所提及的特征中的一个的至少一个航天器，所述航天器布置在所述整流罩下方，所述航天器包括由底壁承载的至少一个主散热器，所述主散热器布置成垂直于发射方向。 [0034] 本发明还涉及多个航天器的堆叠，其中所述支撑结构包括：四个柱，其在垂直于底壁的方向上延伸，所述柱分布在平行四边形的顶点处，以及增强结构，其将四个柱刚性地连接到同一中心，所述堆叠包括一个布置在另一个之上的至少两个航天器，第一航天器的每个柱由第二航天器的柱承载，每个航天器的柱在相同方向上延伸。 [0035] 通过阅读仅作为实例给出并且参考附图的以下描述，将更好地理解本发明，在附图中： [0036] ‑图1是呈现处于围绕地球的地球静止轨道中的根据现有技术的航天器的示意性截面图，剖面应用于平行于北壁的平面中； [0037] ‑图2是示出处于围绕地球的地球静止轨道的根据本发明的第一实施例的航天器的示意性截面图，剖面平行于底壁； [0038] ‑图3是根据本发明的第一实施例的航天器的透视图； [0039] ‑图4是图3中所示的航天器的部分剖面透视图； [0040] ‑图5是热装置、侧壁和源壳体的部分的透视图； [0041] ‑图6是透明地示出的根据本发明的两个航天器和整流罩的堆叠的透视图； [0042] ‑图7是透明地示出的根据现有技术的两个航天器和整流罩的堆叠的透视图； [0043] ‑图8是根据本发明的第一实施例的航天器的增强结构的第一变体的截面图，剖面平行于底壁； [0044] ‑图9是根据本发明的第一实施例的航天器的增强结构的第二变体的截面图，剖面与图8的剖面相同； [0045] ‑图10是根据本发明的第二实施例的航天器的部分的透视图，其中可展开的辅助散热器布置在折叠位置； [0046] ‑图11是根据本发明的第二实施例的航天器的透视图，其中可展开的辅助散热器布置在展开位置； [0047] ‑图12是根据本发明的第三实施例的航天器的透视图； [0048] ‑图13是根据本发明的第三实施例的航天器的截面图，剖面平行于底壁； [0049] ‑图14是根据本发明的第四实施例的航天器的透视图； [0050] ‑图15是根据本发明的第四实施例的航天器的截面图，剖面平行于底壁； [0051] ‑图16是根据本发明的第五实施例的航天器的透视图； [0052] ‑图17是根据本发明的第五实施例的航天器的截面图，剖面平行于底壁； [0053] ‑图18至20分别是根据本发明的第六实施例、第七实施例和第八实施例的航天器的截面图，剖面平行于底壁； [0054] ‑图21是根据本发明的第九实施例的航天器的透视图；并且 [0055] ‑图22是根据本发明的第十实施例的航天器的透视图。 [0056] 在本专利申请中，术语“航天器”指定预期在外大气层空间中在轨道中操作并且能够输送设备的任何系统。所述航天器可配备有其自身的推进构件，或可预期仅在空间中的点处释放以通过其它空间资产进行后续回收。所述航天器可在地球静止轨道中或在任何其它类型的轨道中放在轨道中。 [0057] 在下文中，术语“直接接触”意指在元件之间不存在中间部分或空置空间。 [0058] 根据本发明的航天器28包括相对于瞄准地球26的轴线以45°的角α定向的至少一个侧壁，所述轴线通常被称为朝向地球的视准轴线AT。 [0059] 参考图2至5，根据第一实施例的航天器28包括具有大体正方形的平行六面体形状的支撑结构30。此支撑结构具有第一平坦底壁32和第二平坦底壁34，以及四个平坦侧壁36、 38、40、42。在平行于底壁32、34的剖面中，支撑结构30具有多边形横截面，并且具体来说，具有正方形横截面。 [0060] 第一底壁32和第二底壁34布置成彼此平行并相隔一定距离。底壁承载用于冷却有效载荷的主散热器44、46，以及图中未示的太阳能面板。 [0061] 四个侧壁36、38、40、42彼此垂直固定，使得支撑结构30在剖面(X，Z)中具有正方形横截面。剖面(X，Z)平行于底壁32、34。 [0062] 直接彼此附接的两个邻近侧壁36、38朝向地球26。该侧壁在说明书的其余部分中被称作下侧壁。直接彼此附接的其它两个邻近侧壁40、42远离地球26。该侧壁在说明书的其余部分中被称作上侧壁。 [0063] 如图2中可见，一旦处于轨道中，根据此第一实施例的航天器28就相对于图1中所示的其常见位置倾斜地定位。因此，在轨道中，根据第一实施例的航天器的四个侧壁36、38、 40、42相对于朝向地球的视准轴线AT以45°的角α定向。在此位置中，连接由支撑结构30形成的正方形横截面的两个相对拐角的对角线D与朝向地球的视准轴线AT重合。 [0064] 航天器28具有由上侧壁40、42承载的主通信天线52、54，以及由下侧壁36、38承载的辅助通信天线48、50、51。 [0065] 主通信天线52、54彼此相同。将仅详细描述主通信天线52。然而，应注意，在不失一般性的情况下，本发明还可以包括两个不同的天线。 [0066] 主通信天线52包括源壳体56、能够传输或接收射频波的反射器58和承载反射器58的可移动臂60。 [0067] 主通信天线52的源壳体56附接到上侧壁42。另一主通信天线54的源壳体56固定到上侧壁40，所述上侧壁邻接并直接附接到上侧壁42。 [0068] 源壳体56包括适用于由电信号生成射频波并将所述射频波传输到反射器58的辐射元件62。 [0069] 有利地，源壳体56属于有源类型，这意指所述源壳体包括适于在电信号传输到辐射元件之前放大所述电信号的放大部件63。 [0070] 应注意，为了简化图式，图2中已示意性地呈现单个辐射元件62和单个电子放大部件63。 [0071] 辐射元件62例如是螺旋状物、圆锥体、贴片或偶极子。所述辐射元件具有朝向反射器58的辐射中心轴线Ac‑Ac。辐射元件62固定到上侧壁42，使得所述辐射元件的相应辐射中心轴线Ac‑Ac布置成垂直于由承载所述辐射元件的侧壁42形成的平面P‑P。 [0072] 优选地，源壳体56邻接上侧壁42的外围边缘64而附接，所述上侧壁42组装到下侧壁38的边缘。 [0073] 可移动臂60安装在上侧壁42上。所述可移动臂能够在被称为折叠位置的位置与被称为展开位置的位置之间移动，在所述折叠位置中，反射器58抵靠支撑结构30折叠，如图5 中所示，在所述展开位置中，可移动臂展开到其行进的最大可能范围，如图2中所示。 [0074] 当反射器58处于展开位置时，其能够在放射方向DE上传输或接收射频波的场66。放射方向DE平行于朝向地球的视准轴线AV。 [0075] 主通信天线52、54的可移动臂60成形为使得当所述可移动臂处于展开位置时，偏移角β等于45°，应了解，本说明书中的术语“偏移角β”表示当可移动臂60处于展开位置时，由上侧壁42形成的平面P‑P与由反射器58传输的射频波的放射方向DE之间限定的角。 [0076] 有利地，与辐射元件62的定位相关联的可移动分支60(其中所述辐射元件的相应辐射中心轴线Ac‑Ac垂直于上侧壁42)使得有可能限制寄生反射现象。实际上，在此配置中，上侧壁40、42的一部分和下侧壁36、38的一部分更远离由反射器60发射或接收的射频波的场66。 [0077] 辅助通信天线48、50、51类似于主通信天线52、54，不同之处在于所述辅助通信天线的反射器59的直径小于主通信天线的反射器58的直径，并且所述辅助通信天线的源壳体 57和所述辅助通信天线的可移动臂61固定到下侧壁36、38。 [0078] 主天线的辐射元件62的定位、主天线的可移动臂60的配置和航天器28的所得倾斜定向允许辅助天线具有可用于传输数据的较大表面区域CA28。可用于传输的此表面区域在本专利申请中被称为视场CA28。实际上，通过比较图1和2可看出，在根据本发明的第一实施例的航天器28中，视场CA28大于根据现有技术的航天器的辅助通信天线10、14；11、15；12、16 的视场CA2。因此，根据本发明的此第一实施例的航天器允许在地球26的较大区域内传输数据。 [0079] 另外，有利地，在根据本发明的航天器28中，辅助通信天线的源壳体57和/或反射器59靠近支撑结构30而附接，而在图1中可见的根据现有技术的航天器中，辅助通信天线的源壳体10、11、12安装在从支撑结构突出的结构13上。与本发明相比，这会为航天器带来质量损失和额外制造成本损失。 [0080] 参考图4和5，根据本发明的第一实施例的航天器28进一步包括热传递装置68，所述热传递装置包括适用于将由有效载荷耗散的热传输到主散热器44、46的流体传热装置，以及适用于将由辐射元件62和电子放大部件63耗散的热传输到主散热器44、46的流体传热装置。 [0081] 在根据图4中所示的第一实施例的航天器的实例中，呈现了用于输送的三个装置70到72和73到75的第一集合67和第二集合69，所述装置适用于冷却附接在上侧壁42上的源壳体56。在此图中，未呈现预期用于冷却固定在另一上侧壁40上的源壳体56的用于输送的装置，以便简化图式。用于输送的装置的第一集合67与第一底壁32直接热接触，并且用于输送的装置的第二集合69与第二底壁34直接热接触。 [0082] 由具有相对定向的主散热器44、46冷却辐射元件62和电子部件63使得有可能提供冷却冗余功能，并且通过联接北面和南面来获得最大冷却，而不管太阳相对于航天器的位置。 [0083] 将仅详细描述用于输送的装置70。 [0084] 用于输送的装置70例如由热管构成。 [0085] 用于输送的装置70是L形的，其具有在第一底壁32的内表面上延伸的臂和在上侧壁42的外表面76上延伸的臂。 [0086] 具体来说，参考图5，用于输送的装置70具备第一直线部分77、单个弯曲部分78和第二直线部分80。 [0087] 第一直线部分77与承载主散热器44的第一底壁32直接热接触。弯曲部分78接合在形成于上侧壁42中的第一横向切口82中。第二直线部分80在一侧上与源壳体56的辐射元件 62和电子放大部件63直接热接触，并且在另一侧上与承载辐射元件的上侧壁42的外表面76 直接热接触。 [0088] 类似地，第二集合69的用于输送的装置73到75的弯曲部分78接合在布置于上侧壁42的相对边缘上的横向切口83中。第二集合69的用于输送的装置73到75有利地定位成在第一集合67的用于输送的装置70到73之间交替。 [0089] 由于用于输送的装置70到75与辐射元件62和放大电子部件63直接接触，因此所述装置非常有效，并允许有效地去除大量耗散的功率。此布置允许主通信天线52、54在高频带中，例如在Ka、Q、V或W频带中传输射频波。实际上，一般来说，依据由辐射元件发射的射频波的长度来确定辐射元件62之间的距离。当辐射元件62将在高频带中发射射频波时，辐射元件62必须靠近彼此放置。然而，辐射元件62之间的这种接近会增大发射射频波的放大器所耗散的功率密度。有利地，根据本发明的第一实施例的航天器的用于输送的装置70至75使得有可能将大量热有效地输送到两个主散热器44、46。 [0090] 有利地，用于输送的装置70至75都具有相同的L形状，使得它们的制造可以标准化。这使得所述装置的制造成本降低。 [0091] 此外，有利地，用于输送的装置70至75的形状是简单的。所述形状包括单个弯头(elbow)，从而促进流体在所述装置内部的循环。这使得热输送更加有效。 [0092] 参考图3和4，根据第一实施例的航天器的主散热器44、46具有具备四个截断拐角84的平坦平行六面体的大体形状。具体来说，这些主散热器44、46的主面的形状是具有限定侧边缘106的两个截断拐角84、84'的正方形。至少两个截断拐角84'是位于射频波的场66中的拐角。这些拐角84'的二等分线基本上垂直于放射方向DE。拐角84'的切割平面和所得侧边缘106平行于放射方向DE。 [0093] 有利的是，截断拐角84'的存在使得有可能将大小大于支撑结构30的正方形横截面的大小的散热器安装在根据第一实施例的航天器28上，并因此增加航天器28的排热能力，同时具有大直径的反射器58以在地球26的大区域内传输射频波。 [0094] 参考图4，航天器28包括在垂直于底壁32、34的方向上延伸的四个柱85，以及将所述四个柱刚性地连接到同一中心88的增强结构86。 [0095] 四个柱85分布在平行四边形的顶点处，具体来说，分布在正方形的顶点处。柱85定位在侧壁36、38、40、42的中间，并且各自抵靠侧壁固定。增强结构86包括四个撑杆90。每个撑杆90在柱85与中心88之间延伸。 [0096] 有利地，柱85和增强结构86允许在垂直于底壁32、34的方向上加强并增强航天器的机械强度。 [0097] 因此，参考图6，根据本发明的第一实施例的多个航天器28堆叠在发射器91的整流罩92中，其中所述航天器的主散热器44、46布置成垂直于发射器的发射方向AL。 [0098] 有利地，整流罩92内部的多个航天器的此新定向使得有可能沿着发射器的发射方向AL堆叠大量的航天器，如通过比较图7中所示的根据现有技术的多个航天器94的堆叠和图6中所示的根据本发明的第一实施例的多个航天器28的堆叠可以看出。在图7中，堆叠多个航天器94，使得其主散热器96在平行于发射方向AL的平面中。 [0099] 替代地，柱85固定在中心88与侧壁36、38、40、42之间的中间位置，如图8中所示。 [0100] 根据图9中所示的另一变体，撑杆90在支撑结构30的拐角93与中心88之间延伸。在此变体中，柱85固定在拐角93与中心88之间的中间位置。根据不太有利的变体，偏移角β介于35°与55°之间。 [0101] 根据另一变体，偏移角β介于25°与65°之间。 [0102] 替代地，可移动臂的近端不附接到上侧壁，而是附接到另一壁，例如底壁或下侧壁。 [0103] 替代地，源壳体56不属于“有源”类型，换句话说，所述源壳体仅包括辐射元件62并且不包括电子放大部件。 [0104] 替代地，源壳体包括单个辐射元件。 [0105] 替代地，用于输送的装置70由一个或多个热回路构成。 [0106] 图10呈现根据本发明的第二实施例的航天器98。根据此第二实施例的航天器98与根据第一实施例的航天器28相同，不同之处在于航天器98包括附接到主散热器44的一个或两个辅助散热器100和附接到主散热器46的一个或两个辅助散热器100。将不详细地描述根据第二实施例的航天器98。将仅描述与根据第一实施例的航天器28相比的这些差异。 [0107] 在图10和11中，已经呈现单个辅助散热器100，以便简化图式。 [0108] 辅助散热器100具有三角形的大体形状，目标为考虑到存在于壁32上的装置使表面积最大化。具体来说，在图10、11中所示的实施例中，辅助散热器100具有等腰三角形的大体形状，这是因为侧边缘106具有相同长度。此辅助散热器100可包括限定枢转地固定到主散热器44的边缘102的至少一个截断顶点，以便为用于驱动太阳能面板(未图示)的机构的轴杆留下空间，所述太阳能面板在垂直于主散热器44的方向上定向。 [0109] 辅助散热器100在折叠位置与未折叠位置之间枢转。在折叠位置中，辅助散热器100平行于主散热器44并在主散热器上方布置，如图10中所示。辅助散热器100因此定位成在垂直于主散热器44的方向上与主散热器44相隔一定距离。在未折叠位置中，辅助散热器 100基本上作为主散热器44的延伸部分而延伸，如图11中所示。 [0110] 在图10和11中所示的实施例中，辅助散热器100的其它两个顶点也被截断，以免干扰射频天线。 [0111] 具体来说，有利地，辅助散热器100不横向延伸超出主散热器的侧边缘106，以免延伸到反射器58的射频波的场66中。 [0112] 辅助散热器100的较长侧边缘104沿着主散热器44的对角线延伸。此侧边缘104有利地具有切口107以容纳布置在底壁32上的推进器57。可存在其它切口(未图示)以容纳安装在壁34上的其它装置，例如姿态控制传感器。 [0113] 有利地，这些辅助加热器100可以在太阳能发电机(未示出)展开并且根据太阳的定向旋转时展开。 [0114] 图12和13示出根据本发明的第三实施例的航天器108。根据此第三实施例的航天器108与根据第一实施例的航天器28相同，不同之处在于支撑结构30在平行于底壁32、34的剖面中具有矩形横截面。 [0115] 图14和15示出根据本发明的第四实施例的航天器110。根据此第四实施例的航天器110与根据第一实施例的航天器28相同，不同之处在于支撑结构30在平行于底壁32、34的剖面中具有五边形横截面。 [0116] 图16和17示出根据本发明的第五实施例的航天器112。根据此第五实施例的航天器112与根据第一实施例的航天器28相同，不同之处在于支撑结构30在平行于底壁32、34的剖面中具有三角形横截面。 [0117] 图18示出根据本发明的第六实施例的航天器114。根据此第六实施例的航天器114与根据第一实施例的航天器28相同，不同之处在于支撑结构30在平行于底壁32、34的剖面中具有六边形横截面。 [0118] 图19示出根据本发明的第七实施例的航天器116。根据此第七实施例的航天器116与根据第一实施例的航天器28相同，不同之处在于支撑结构30在平行于底壁32、34的剖面中具有梯形横截面。 [0119] 图20示出根据本发明的第八实施例的航天器118。根据此第八实施例的航天器118与根据第一实施例的航天器28相同，不同之处在于支撑结构30在平行于底壁32、34的剖面中具有形成任何多边形的横截面。此多边形包括形成平面的两个侧壁40、42，当可移动臂61 处于展开位置时，所述平面与反射器58的放射方向限定等于45°的偏移角β。如在根据本发明的航天器28的第一实施例中，当航天器118处于轨道中并且移动臂61处于展开位置时，放射方向DE平行于视准角AT。 [0120] 图21示出根据本发明的第九实施例的航天器120。根据第九实施例的航天器120与根据第一实施例的航天器28相同，不同之处在于每个上侧壁40、42包括彼此附接并形成V形角的两个壁区段401、402、421、422。每个壁区段401、402、421、422承载与根据本发明的第一实施例的航天器的通信天线相同的主通信天线。 [0121] 每个壁区段401、402、421、422在平面P‑P中延伸，所述平面与放射方向DE形成等于45°的偏移角β。当航天器120处于轨道中且可移动臂展开时，朝向地球的视准轴线AT平行于发射轴线DE。 [0122] 图22示出根据本发明的第十实施例的航天器122。根据第十实施例的航天器122与根据第一实施例的航天器28相同，不同之处在于每个上侧壁40、42包括彼此附接并形成U形角的三个壁区段401、402、403；421、422、423。侧壁区段401、402；421、422各自承载与根据本发明的第一实施例的航天器的通信天线相同的主通信天线。 [0123] 侧壁区段401、402、421、422在平面P‑P中延伸，所述平面与放射方向DE形成等于45°的偏移角β。当航天器122处于轨道中且可移动臂61展开时，放射方向DE平行于朝向地球的视准轴线AT。