航天器

本发明涉及一种航天器，特别是具有遮阳装置的航天器，该遮阳装 置用于防止太阳的高温照射在所述航天器上的散热器表面。

下述各专利一般性地表示各类航天器所用与遮蔽阳光有关的太阳能 电池组帆板、太阳能电池组帆板开伞机构和散热器表面热量控制的广泛 领域中的现有技术。

授予安德鲁、安其汀的美国专利US 4,133,502描述多个太阳能电池 组，在发射期间它们极为均衡地储藏在航天器周围，以便提供平衡的载 荷。当航天器是在运行姿态时，航天器一侧的太阳能电池组帆板彼此相 邻地展开，实际上形成一个整个的太阳能电池组帆板，而该整个的太阳 能电池组帆板可由一个共用的驱动机构定向，使其面对太阳。

授予Guy G.Mouilhayrat等的美国专利US 4,508,297描写了一种带 叶片的太阳能电池板的赤道(同步)轨道卫星，太阳能电池板相对于赤 道平面倾斜一定的角度。因此，天线的视野是开放的，并且可以接受扰 动扭矩。

授予海若史翠克伯格(Harold P.Strickberger)的美国专利US 5,372,183描述了一种适于在低倾斜角地球轨道运行的航天器，它包括限 定航天器内部体积的北、南、东和西面板。北和南面板彼此相对配置， 而东和西面板彼此相对配置。航天器内部容积一般地讲最好没有实质上 限制面板之间热辐射的结构部件。北和南面板通常安装航天器设备，它 们中的每一个包括传导性的热管，用于减少贯穿每一面板上的温度差。 北、南、东和西面板的外部表面具有一个覆盖层，最好是光学的太阳光 反射器(OSR)，用于从那里辐射热能，其中太阳光反射器的太阳能吸收 率实质上比它们的热辐射系数小。北、南、东和西面板的内部表面有一 覆盖层，用于有效地辐射在面板之间穿过内部容积的热能。

授予哈诺西基的美国专利US 4,725,023描述了一个同步自旋稳定卫 星，它包括一个用于稳定的旋转鼓，它环绕着与地球的轴平行的一旋转 轴自旋。一个装有太阳能电池的叶片部件可以围绕同一个轴直接旋转的， 并且被控制为使太阳能电池面对太阳。一个止自旋平台支持通信机构， 并且使该机构保持指向地球上的一个相对固定的点。一个用于防止太阳 光的遮蔽装置附加到叶片部件上，用于遮蔽装在所述止自旋平台上的电 子设备，并可随其旋转。因此，遮蔽装置将总是布置在太阳和止旋平台 之间。然而，该遮蔽装置也阻挡了来自止旋平台的热辐射，而且它本身 在日光中也变热，并向止旋平台辐射热，这就降低了从航天器到宇宙空 间的热传递效率。

航天科学国立公司的欧洲专利申请EP 98401320.1描述了一种卫 星，它包括一个面，作为飞船上设备用的散热器(即散热器面)，并且位 于太阳辐射的路径中，太阳能电池板发电机不断地指向太阳，并且从散 热器面的中心伸出，通过连接臂将卫星边缘的一个屏固定在太阳能电池 板上，并且阻止太阳射线直接指向散热器面。该屏降低了散热器面的温 度变化。然而，该屏的外部涂覆本身并不足以防止该屏在日光下温度上 升，以及朝散热器面辐射大量的热。因此，散热器面对外层空间的有效 辐射视角系数受到相当大的限制，从散热器向着空间传递的热效率受到 限制，使散热器面和搭载设备的温度过高。

辐射视角系数和有关联的因素的讨论，参见美国科罗拉多大学的法 兰克.科雷斯的“热传递原理”(第二版)，202-234页，以及Gary D.Gordon 和Walter L.Morgan，John Wiley和Sons公司的“通信卫星原理”(1993) 426页。

中央国立艾的突斯(d′Etudes)空间公司的欧洲专利申请EP 87402281.7描述了一种用于地球同步卫星的装置，它包括一个屏，该屏 固定在由电动机驱动齿轮旋转的顶部上，使该屏定向指向太阳，并防护 用于冷却红外技术设备的探测器的散热器。然而，该屏的曲率和长度都 明显地限制散热器对外层空间的有效辐射视角系数，不适当地升高了散 热器和探测器的温度。

通用电器无线电报有限公司的欧洲专利申请EP 91301447.8描述一 个静地的卫星，包括一副伸出的太阳能电池板，当在轨道中时，该太阳 能电池板的平面与卫星的旋转轴平行。太阳能电池板相对于经过卫星总 体中心的卫星旋转轴偏移。每个太阳能电池板附加一个遮蔽平板，它大 体上与太阳能电池板共平面，并从太阳能电池板被支持的卫星表面延伸 到一个相当于卫星表面的平面。作为选择，还可以沿着太阳能电池板的 纵贯边缘附加侧面面板(也是遮蔽平板)。太阳能电池板，遮蔽平板以及 侧面平板，为安装该太阳能电池板的卫星表面提供太阳射线的遮蔽。太 阳的遮蔽降低了被遮荫面板的温度。然而，由太阳加热太阳能电池板， 并向遮荫的面板辐射热，降低了从被遮荫面向空间传递热的效率，并使 被遮荫面和搭载的设备的平均温度升高。此外，由于太阳能电池板组件 具有相对地高的总体，在卫星系统的设计中与不同系统总体性质有关， 总体的中心从旋转姿态轴偏移实质上很难。

Teledesic公司的美国专利US 5,527,001描述一种模块化通信卫星， 包括在轨道运转中完全地从太阳中遮蔽卫星的其余部分的太阳能电池板 组件。太阳的遮蔽，使卫星其余部分的温度降低。然而，太阳能电池板 组件由太阳加热，并向卫星的其余部分辐射相当大的热量，降低了从航 天器的其余部分向宇宙空间传递的热效率，不适当地升高了航天器其余 部分的平均温度。

对于已有技术，本发明与其之间的不同是显而易见的。

本发明的目的是完全免除或大量减低航天器上散热板吸收的太阳 能，并使(遮阳的)散热器板辐射系数的降低幅度最小。为达到这个目 的，遮阳器的设计及材料的选择(将在后面讨论)必须具有如下的特性： 它的相关辐射表面对太空空间的视野障碍最小；遮阳器正(向阳)面的 阳光吸收系数要低，吸收的热能高辐射到太空空间；遮阳器正(向阳) 面和背(背阳面)之间的热阻必须较高。

本发明还提供一种适用于具有低太阳入射角的航天器的遮阳器装 置，能够完全消除或大量减少入射在该航天器的这些面上的太阳能。适 用本发明的航天器的类型包括，在赤道轨道或低倾角轨道，或具有低轨 道-太阳角的太阳同步轨道运行的航天器。例如，对于三轴稳定的地球指 向同步航天器，这些遮阳的侧面可以是南向或北向主体板中的一个或是 两者。另例，对太阳同步轨道航天器，所述遮阳的侧面可以是所述这些 面或者面向偏离俯仰轴的主体板中的一个或两者(即与标准和非标准轨 道面平行的面)。本发明还可适用于除地球指向型和太阳同步类型之外的 航天器，其中太阳光是以相对于散热器表面的低入射角照射在航天器上 的。在这些航天器中那些主散热器表面可以由本发明的装置遮蔽。

根据本发明的第一种实施例，提供一种航天器，用于将被阳光照射 的空中体绕轨道旋转，该航天器包括：散热器表面，用于将来自航天器 的热辐射到宇宙空间，以及安装在所述航天器上的遮阳装置用于从日光 射线中遮蔽所述散热器表面，其特征在于，所述遮阳装置至少包括一个 遮阳部件，所述遮阳部件在运行构性中可位于自所述散热器表面的太阳 光线中，并在适于从日光中遮蔽整个散热器表面，所述遮阳部件具有在 使用中趋向于面对太阳的表面和在使用中趋于背离太阳的相反的背阳 面，通过在面向太阳的表面和相反的表面之间包含绝热材料的装置，限 制热流通过在所述面向太阳表面和所述相反的表面之间的所述遮阳部 件；所述遮阳部件适于获得从散热器表面到外层空间的高辐射视角系数。

面向太阳的表面与所述相反的表面最好由多层的绝热敷层(MLI)绝 热。

一个优选的发明特征是，所述遮阳部件在运行构形中还适于获得从 散热器表面到外层空间的高辐射视角系数，这是通过包含所述相反表面 的一个区域的装置实现的。该装置适于位于一个实质上限制从所述相反 表面到所述相反表面的辐射视角系数的平面内。

一个优选的发明特征是，所述遮阳部件在运行中还适于获得从散热 器表面到外层空间的高辐射视角系数，这是通过包含所述相反表面的一 个区域的装置实现的。所述相反表面适于按与所述散热器表面的一定角 度面对所述散热器表面，以限制所述遮阳部件把来自所述散热器表面的 热能反射回所述散热器表面。

一个优选的发明特征是，所述遮阳部件还适于在运行构形中获得从散 热器表面到外层空间的高辐射视角系数，这是通过包括所述遮阳部件的 尺寸和/或形状的装置获得的，用于限制从所述散热器表面到外层空间的 相应几何辐射视角系数。

用于从散热器表面(11，12，1804，2121，2721)向外层空间热辐射的有效 的辐射视角最好充分大于对于外层空间的对应的几何学辐射视角系数， 尤其是，对于其对外层空间的几何学的辐射视角系数是0.65的地球同步 的航天器，对外层空间的有效的辐射视角系数至少是0.87。

一个优选的发明的特征是在遮阳装置中，遮阳装置至少包括具有面 向太阳的表面和一相反的背向太阳表面，在其中面向太阳表面与该相反 的表面间是绝热的。

面向太阳的表面与该相反的表面是由多层的绝热敷层绝热的。

面向太阳的表面的太阳能吸收率最好是低到小于0.5。

面向太阳的表面最好包括用于对航天器供电的太阳能电池面板。

面向太阳的表面最好具有高于0.7的高热辐射系数。

一个优选的发明特征是，遮阳装置适于在航天器发射之后在存放、 非工作的位置和展开的工作位置之间重新配置。

遮阳装置最好包括一个吸附臂，用于将遮阳部件附到航天器上。

吸附臂最好由一铰链装置附加到遮阳部件，和/或通过第二铰链装置 附加到航天器上。

遮阳装置最好包括一个电动机，用于在存放位置和展开位置之间移 动所述遮阳装置。

最好提供一个定位装置，用于将遮阳装置相对于散热器表面定位， 它包括调整装置，以便与航天器的姿态和/或轨道位置和/或轨道变化无关 地保持，直至整个散热器表面位于阴影中。

一个发明特征是，在调整装置中包括可变长度连接臂，用于遮阳部 件与航天器的连接。

所述连接臂最好是剪刀连接臂。

做为选择，连接臂由有活节的部分形成，在旋转的时候，有活节的 部分可以互相地以关节接合，以便改变连接臂的有效长度。

一发明特征是调整装置中最好包括载运装置(1801，1901，2001)，用 于装载遮阳部件(1800，1900，2000)，还包括传送装置(1802，1808，1903， 1904，2003，2006)，用于相对于航天器移动所述载运装置。

传送装置最好包括引导装置，而载运装置包括驱动装置，以便沿着 引导装置驱动载运器。

传送装置最好包括引导装置和移动装置，它们外部的连接到载运装 置，外部的移动装置是由驱动装置驱动，以便沿着引导装置移动载运装 置。

传送装置装置最好包括在由轴承装置限定的环形的路径中可旋转的 环体，该环是可由驱动装置驱动的，以便沿着轴承装置限定的路径移动 载运器。

做为选择，航天器具有太阳能电池组，它适于跟踪太阳相对于航天 器的运动，在正常运行的时候，与太阳能电池组的跟踪移动同步地调整 与散热器表面相关的遮阳装置位置。

最好将遮阳装置安装在太阳能电池组上，或者安装在运载所述太阳 能电池组帆板的装置上。

散热器表面较好是与太阳能电池组的旋转轴互相垂直的，以使遮阳 部件绕垂直于散热器表面的轴旋转。

用于连接遮阳部件与太阳能电池组组件的调整装置较好是使在遮阳 部件的旋转期间，遮阳部件和太阳能电池组组件之间的距离可以改变。

遮阳装置最好适于通过绕与散热器表面正交的遮阳装置的旋转轴的 遮阳装置的旋转，跟踪太阳的运动，致使遮阳部件绕与所述散热器表面 垂直的轴旋转。

最好设置一个装置，用于调整遮阳部件的形态和大小。

所述航天器包括控制装置，用于控制该航天器，以便通过在使用中 调整航天器的轨道和/或姿态，保持太阳光线与散热器表面之间的角度小 于预定的角度。

所述预定角度最好为60°。

所述预定角度为45°更好。

所述预定角度为23.5°尤好

控制装置最好适于保持散热器表面实质上与航天器轨道平面平行。

做为选择，使控制装置适于将航天器保持在太阳同步轨道中。

做为选择，使控制装置适于保持航天器在赤道或者低倾斜角轨道中。

本发明提供在一种航天器中使用的太阳同步遮阳装置(这里是为了不 与其它地方引用的太阳同步轨道混淆)，所述航天器沿行星轨道飞行，并 且它们的散热器表面与日光的入射成低的角度，即阳光方向接近于每个 散热器表面的位面。本发明的优选实施例是用于运行在以对太阳方向成 一个低角度(或者在一个低角度范围内)取向的轨道平面中的航天器，所 述航天器具有与轨道平面大致平行取向的散热器表面，以及绕大致垂直 于所述轨道平面的轴旋转的太阳能电池组帆板组件。适宜的轨道举例为： (a)围绕地球的低倾斜角轨道(包括被称为赤道的轨道)，以及(b)具有较低 的轨道-太阳角度的太阳同步轨道(例如，它环绕地球以及火星，称为极 化轨道)。此处使用的术语“航天器”包括卫星和其它宇宙空间范围的运 载工具。

任何航天器上可以安装本发明的至少一个装置，用于阻挡太阳射线， 从而防止太阳射线直接入射到航天器的散热器表面。

在本发明的许多实施例中，每个航天器将至少具有一个太阳能电池 组帆板组件(包含太阳能电池面板和旋转轴构架)，可以被作为对于遮阳 装置的安装支座，以使太阳能电池组帆板组件和遮阳装置的组合总成作 为整体单元，一起可控地飞行旋转，以便在航天器的整个轨道旋转期间 跟踪太阳，所述太阳能电池组帆板组件安装在航天器上，以致在飞行轨 道中，它能绕以一种方式保持与轨道平面大致垂直取向的一个轴旋转， 即太阳能电池面板的太阳能电池侧保持面向太阳，并实质上垂直于太阳 方向。因为遮阳装置可以与太阳能电池组帆板组件整体地旋转，能够防 止太阳射线直接地入射到相关散热器的整个表面，或部分表面，该散热 器表面是与轨道平面保持大致平行的，因此为散热器表面创造了连续稳 定的且是良性的热环境。

在具有低轨道-太阳角(轨道平面和太阳之间的角度)的轨道中运行的 航天器是应用本发明装置的最佳候选。经常采用的各种不同轨道类型特 征为低轨道-太阳角。目前最常使用的具有低轨道-太阳角的太阳同步轨 道的轨道类型是(a)低倾斜角轨道，又称赤道面轨道，包括地球同步的轨 道，以及(b)部分有低轨道-太阳角的太阳同步轨道。太阳同步轨道在行 星绕太阳旋转时保持轨道-太阳角改变很小。地球绕太阳每年旋转一周。

在围绕一颗行星，例如地球旋转的称作赤道轨道，或者尤其是绕地 球同步轨道运行的一类航天器通常用于无线电通信、广播、监视生态环 境、全球定位、遥感、观测以及天气预报的目的。

另一类型的卫星沿围绕比如地球等行星旋转的轨道运行，这种轨道 具有低轨道-太阳角，称作太阳同步轨道，通常用于行星的天气监视、遥 感及大气监视目的。这些太阳同步轨道的优点是：航天器离地面高度低， 以非常接近的实际纬度和经度频繁地飞越该行星，以及轨道的日照侧日 光照射角度几乎恒定。

调整航天器姿态和轨道的手段是已知的，例如，由盖瑞郭登及华特 莫根合作的“通信卫星原理”一书(约翰崴里出版1993)的第12-14页， 第55-58页中即有说明。又詹姆士华兹的由克鲁瓦学院出版(1978)的“航 天器姿态，端点和控制”一书中也有说明。例如可以通过使用推力器和/ 或动力或反动力轮而提供姿态和轨道的控制。

典型情况下，将这些类型的卫星姿态(即方位)控制为使得随着卫星 沿该行星轨道飞行，它的荷载设备部分稳定地大致面向该行星的中心， 而太阳能电池组帆板保持指向太阳。这种航天器姿态(方位)控制系统属 于在航天技术工业中熟知的各种分类。例如，两种较突出的姿态控制系统 通常称作“三轴稳定”控制系统和“自旋稳定”控制系统。除了由本发 明装置遮蔽太阳能的散热器表面的方位之外，本发明装置的功能与姿态 控制系统的类型和航天器设备的方位无关。在这些类型的航天器中，越 接近与轨道平面平行的附有阴影的热散热器表面，本发明装置的表现越 好(在这些类型的航天器中，它可对太阳射线的维持在一个较低的角度)。

下文中定义并使用“模式航天器”的概念，以便避免对于可以应用 本发明装置的不同航天器重复多次冗长描写。这里使用的模式航天器， 有些类似于一种特制的模型，以便使特征、作用以及本发明装置的应用 实例的说明和解释变的容易。

根据定义，模式航天器具有一基本的展开(即打开)结构布局，代表众 多流行的三轴稳定的卫星，以及一相应的飞行方式，代表三轴稳定的地 球同步的定地点航天器。应该指出，这个定义是根据本发明装置的最频 繁应用远景估计的。模式航天器的定义同样可以以其它相关的类型的航 天器的代表的特性为基准，例如在具有低轨道-太阳角的太阳同步轨道中 的地球定点航天器。

参照图1和5，模式航天器的基本结构基于一个空心的正平行六面体 形式的主体。这里使用“模式航天器”概念规定的目的，把主体看作由 六个主要平面的结构面板组成是有益的。形成模式航天器主体的六个面 板中的一对相对的面板的外部表面构成用于散热器表面的安装位置，它 们使本发明的装置得以遮蔽直接照射的太阳加热。太阳能电池组件安装 在两个散热器-支承板中的一个或每一个上并从那里向外垂直地延伸，这 包括其上附加有太阳能电池面板的旋转太阳太阳能电池构架。

不能说本发明装置的应用被限制为与模式航天器类似结构的构形和 飞行方式的航天器。例如，本发明装置也适用于：在具有低轨道-太阳角 的轨道中的太阳同步航天器；自旋稳定的航天器；具有多面的和/或不规 则结构的航天器；非对地球同步的航天器；具有展开并随后不与散热器 支撑板垂直的沿着轴线放置的太阳能电池组的航天器等。

这里许多支持所附权利要求的原文是参照模式航天器或三轴稳定的 指地地球同步航天器写出的。无论如何，所述支持原文也适用于其它适 宜类型的航天器对本发明装置的应用。例如，在许多适宜的太阳同步航 天器(对于地球和火星极轨道而言，这种航天器的极轴位于靠近它们周围 的太阳同步轨道平面)与模式航天器之间的主要差别在于，用本发明装置 遮蔽的散热器表面的平面是大致与该行星的旋转轴线平行的(对于像所述 模式航天器的地球同步航天器而言，不是垂直于该行星旋转轴)。相应地， 相对于这些所适用的太阳同步航天器而言，容易阅读并理解类似于所述 模式航天器的航天器的支持正文，例如，通过用“俯仰轴面板”或“轨 道垂直面板”代替“北/南面板”，用“速度方向面板”或“滚轴面板” 替换“东/西面板”。

为了在飞行的轨道中提供功能的服务，该模式航天器主体的六个结 构面板中的一个恒定地面向该行星，例如地球。那个面板被称作指地面 板或最低点面板。向外并与指地面板垂直的矢量与所述航天器的(固定 的本体)偏航轴平行。在模式航天器中，该偏航轴保持与最低点方向平 行，即指向该行星的中央。因为该模式航天器运行在称作环形的地球同 步的轨道中，所以模式航天器的偏航轴保持与航天器的速度矢量垂直。

向外并与最低点面板相反的结构面板的平面垂直的矢量与负向偏航 轴平行。与该模式航天器类似的三轴稳定地球定点静止航天器的本体面 板通常称作顶点面板或反指地面板。

构成模式航天器本体的六个结构面板中的另一反向成对的面板被取 向为使得向外并与它们的位面垂直的向量大致位于轨道平面中，并且与 偏航轴和最低点和顶点方向垂直。这些向外垂直的向量，与航天器的正 的和负的(主体固定的)滚轴线平行和反平行。因为模式航天器的地球同 步轨道是环形的，所以模式航天器的滚轴线与轨道运动的速度和反速度 向量一致。对于地球同步的航天器而言，航天器的速度是向东的；因此 与模式航天器相类似的航天器的两主体面板通常称为东面板和西面板。

相应地，构成模式航天器主体的其余两个结构面板被取向为使得它 们的平面大致与轨道平面平行。所述向外并与这些面板的位面垂直的向 量与航天器的正的和负的(主体固定的)俯仰轴平行。由于模式航天器的 地球同步轨道是赤道环，模式航天器的俯仰轴大致与地球的自旋轴平行 和反平行；相应与该模式航天器相类似的航天器的这两个主体面板被称 作北和南面板。

为避免不必要的重复，在说明和解释中，本发明装置的特征和作用 是参照(先前定义的)模式卫星的本发明装置的应用提出的，该模式卫星 是以三轴稳定的定地点地球同步方式运行的。(这并不是说本发明装置的 应用被限制为类似的先前描写的模式航天器和/或以相应的方式运行的模 式航天器。例如，本发明装置也适用于既不是最低点指向又不是地球同 步的具有不规则形状结构的自旋稳定航天器。)

通过优选的实施例中的类似于模式航天器的航天器环绕着地球的每 一轨道旋转，太阳依序直接照射东、顶点、西和最低点主体面板。当被 照射(或日照)的这些主体面板吸收入射的太阳能并且它们的温度增加的 时候，明显地降低了它们的纯放热冷却能力。如果不考虑这些方式，这 可能明显地限制可以在板上所携带的设备量(它们将热量散失到航天器 中)，和/或可以导致所不期望的有关航天器设备的温度升高。

然而，在整个轨道上北面板和南面板通常面向外层空间，并且只能 根据季节以相对地低入射角度直接地接收太阳照射和太阳能。因为进入 北面板和南面板的太阳能直接输入相对地低到零，所以这些面板是类似 于模式航天器那样的航天器上用于定位散热器表面的主要的位置。对于 持续差不多6个月(从大约3月21日到9月21日)的时间，北面板按面板平面 与阳光矢量之间的角度确定的入射角直接由太阳加热的，该角度是随季 节变化从0°(当阳光矢量是设在面板的边缘时)增加到大约23.5°，而当太 阳在地球赤道的北面，即在北方春天和夏天的时候，再一次减少到0°。 在一年的其余时间，即南方的春天和夏，南面板按与北面板相似的方式 由太阳直接加热。这些相对地低太阳入射角度有助于北面板和南面板的 使用，用于定位航天器的主要的散热器表面。在日光矢量相对于北和南 面板的最大的入射角度23.5°时，入射太阳能大约是正常(垂直的)入射的 40％。

已有技术中的许多设计，实际上已被用于北面板和南面板的表面处 理，用以降低吸收的太阳能，从而在不使与面板热耦合的设备运行温度 升高的情况下，允许更多的内部热消耗。具有高的热辐射系数与太阳能 吸收率比率的一个例子是光学的表面反射器(OSR)，它已经被广泛地 用作航天器散热器的表面处理。航天器的太阳能加热会随季节变化，通 过OSR仍然构成对航天器的相当大的热输入量，它迫使航天器设计者降 低航天器设备内部的功率消耗的水平，以使航天器保持在可以接受的运 行温度。由与模式航天器类似的航天器通过它的北和南面板吸收的太阳 能对于航天器的性能具有两个明显的影响。

(1)它降低了直接与航天器“价值”有关的可允许内部功率消耗的 水平。来自航天器的收益，特别是商用的通信航天器的收益，从根本上 讲受它的功率消耗容量限制。允许功率消耗水平的降低，直接导致收益 的产生的潜能降低，这降低了航天器的价值。

(2)内部设备的运行温度增加，可能导致零部件可靠性降低。可靠性 还会涉及航天器的寿命，它也同样直接地关系到它的“价值”。

如果减少不被需要的太阳加热，在航天器内部将允许更高的运行负 载功率，和/或将获得降低航天器设备的运行温度。

因此，依靠本发明，航天器可以以更高的效率和更高的可靠性运转， 并因此将以更快的速度产生收益，所有的改进将增加它的价值。

阻碍散热器表面向外层空间散热的另一个重要因素是：从面板到外 层空间的“有效的”放热视角系数(从0到1范围)。理想的使面板阻碍最 大的热量进入外层空间的散热视角系数是当量(1)。位于散热器表面和外 层空间之间的一个设备或装置可以闭塞散热器对外层空间的视角，并因 此降低散热器的热辐射能力。

将本发明的遮阳装置安装在航天器上，例如便利地附加到航天器的 太阳能电池组帆板组件上，并随其旋转。由于使用于本发明遮阳装置的 首要作用在于，为主要散热器表面(或面板)提供更有效的良性的热环境， 这要通过遮蔽它们而达到，因此，航天器应该至少具有一个这样的表面。 例如，在三轴稳定的地球定点地球同步航天器的情况下，有两个主要的 散热器表面—北面板和南面板；并相应地至少可以包括两个单独的遮阳 装置，一个遮阳装置遮蔽这些面板中的一个。因此，本发明的遮阳装置， 就阴影下的散热器面板而言，跟随太阳的运动。在三轴稳定的地球定点 静地航天器情况下，例如和模式航天器一样，遮阳装置它的影子投射在 与它有关的散热器表面，它既可以是北面板，也可以是南面板，通过北 方春天和夏天的六个月长时期遮住北面板，通过南方春天和夏天的六个 月长的时期遮住南面板。由本发明装置引起的散热器表面辐射视角系数 (有负面成效的)减少是很小的；这种减少与(有益的)面板遮蔽结合的净效 果是散热器表面散热效率的很大的改善。

除了前述的之外，本发明装置的一些考虑、优点和参数如下(其它的 通过随后的附图的讨论将变得一目了然)：

改变遮阳装置的运行形式和尺寸都是允许的。遮阳部件相对于航天 器跟随太阳的运动，并且它在适宜的时间通过在它的相关散热其表面上 投射一阴影，以阻挡太阳射线，并且它在由其遮蔽的散热器对外层空间 的有效散热视角系数方面产生接近最低的减少，并且它根据需要满足航 天器其它的系统要求(例如畅通的视角领域的需要)。

遮阳装置的遮阳部件的材料和/或结构最好是在它的阳光和反阳光侧 面之间高热隔离的，以便由遮阳部件遮蔽的散热器表面提供最出色的实 际有效散热视角和散热效率。

在遮阳部件完全地展开的形态下，遮阳部件可以是相对于它遮蔽的 散热器表面的较宽区域内取向安装(例如，图12中的角501不必是90度— 即直角)，要求是遮阳部件对航天器上的相关散热器表面提供足够的覆盖 阴影即可。

遮阳部件的理想宽度是大于它屏蔽的散热器表面的宽度或者长度。 然而，遮阳的尺寸规格可以受到其它限制条件的限制。例如，在发射构 形中，遮阳部件的折叠的尺寸规格可能被发射外壳限制条件所限定，即 在发射过程中由运载火箭所考虑的航天器的体积尺寸。因此，必须制作 可展开的遮阳部件，使能它在发射时被折叠，而在轨道中被展开。这是 可以通过折叶展开、滑动伸长、预先偏置或任何其它的增加遮阳部件的 方法实现的(参见下面讨论的图16a、b和c，以及图17a、b和c)。

用于伸出、展开和支持遮阳部件的机件可以包括当前为航天器设计 的机构中的各种公知的技术和装置。例如使用的技术和装置可以包括从 已知装置类型中构造的机构，比如：铰链、襟板、滑动片、发条驱动装 置、(塑性材料)电动机、制动器、钢线/螺栓切割机、螺母劈裂器、销拉 出器、吊钩和销释放器等。做为选择，所谓的“主动”装置，如电动机， 可以被使用于航天器设计者的酌情处理中。例如，可以使用一个或多个 电动机(例如一个步进驱动电动机)以便产生导致遮阳部件的伸长(也可能 是缩进)。这样的主动控制可以被用于促进航天器的某个操作，例如，位 置保持和姿态控制运行，对于这些操作从火箭推力器的尾喷管喷流中移 动遮阳部件将是有益的。

本发明的装置除用于像模式航天器那样的航天器之外的航天器，例 如，这里已经描述的，在低倾斜角或赤道轨道中运行的航天器。它适用 于很宽类别的航天器，对于这些航天器，日光的照射(日照)是相对于它 们的散热器表面的表面位面以低角度入射的。

属于航天工业中熟知的航天器为“太阳同步”航天器，它实现了至 少在一个散热器表面上低日光入射角度的要求；而且本发明适用于它们。 在太阳同步航天器的子集合内是一个更小的，但是熟知的子集，包括在低 轨道-太阳角度轨道中运行那些航天器，并且在其中使用散热器表面取向 接近与轨道平面平行。本发明的遮阳装置适用于那些航天器，主要通过 防止它们受到直接的日光加热，以便为它们的散热器表面提供具有阴影 的、良性的并且合乎需要的热环境。但应该注意，在散热器表面上直接 的日光入射角是零(即擦过入射)或更小的时候，遮阳装置是不必要的。

直到此时，已经参照向模式航天器那样的，沿低倾斜角或赤道轨道 运行的三轴稳定的地球定点航天器，描述了适用本发明装置的航天器的 结构性构型和取向。在前面的描述和适用本发明装置的太阳同步航天器 的结构和取向之间的主要差别产生于相对该行星的旋转轴的轨道取向。 在航天技术中，太阳同步轨道广泛地归为“极轨”，由于至少围绕地球 和火星的太阳同步轨道的轨道平面，位于该行星旋转轴的几度范围内； 因此称作包括行星的极轨。因此对于前述适用本发明装置的特定子集的 太阳同步航天器，其上使用本发明装置防热的面板和散热器表面通常并 非严格所说的“北”面板和“南”面板。然而，有时为了方便，将这里 的术语“北”和“南”用在表示太阳同步轨道中的航天器上，以及像模 式航天器类的航天器上由遮阳面板防热的面板，比如用在(称为)赤道 轨道中。基本原理是，在特定的、合适的、熟知的和当前通用的、前述 太阳同步航天器子集中，用本发明装置遮蔽的散热器面板的位面也是大 致与轨道轴垂直的(在它的轨道构型和取向方面，就像模式航天器一样的 航天器而言)。对于两种这类航天器，我们可以有意义的改为引用保护 面板和散热器表面作为“俯仰轴”或“轨道法向”面板和表面，因为航 天器的俯仰轴(它是与轨道法向平行的)是实质上/大致与它们垂直的， 并且从而限定了它们的取向。

根据航天器的推进子系统和/或姿态控制子系统的需求，航天器设计 者可以决定只提供遮阳装置，即在大致面向俯仰轴的航天器的两个侧面 中的一面上提供遮阳装置(例如模式航天器的北或南面板)。在任何特定 的应用中，因为其它的系统要求对于航天器一个侧面的参数选择可以超 过相反的一侧。例如，在本发明装置的一个潜在的实施例中，在地球同 步航天器的特定的通用设计上，首选南侧面，因为视角领域要求姿态控 制推力器在北侧面。

同样，如果航天器设计者决定那么做，可将太阳能电池安装在遮阳 面板的外部表面上，以便对航天器提供额外的电源。 附图的简短的描述

在结合显示本发明实施例的附图详细说明时候，将会更充分地理解 本发明。

图1是已有技术三轴稳定的地球定点地球同步航天器的简化透视 图；

图2显示出在低倾斜角或赤道轨道中图1所示的已有技术航天器的东 面板视图；

图3a显示出图1所示已有技术航天器在当天不同时间绕地球轨道的 顶视图的北面板，而图3b示出根据在正午、上午6点以及午夜安置观察的 航天器的轨道平面，并且也设立了对于该年不同季节的太阳角度；

图4a和4b分别示出图1所出已有技术航天器沿地球轨道飞行通过一 个日历年的在北和南面板上的日光的入射角度中的变化；

图5示出基于图1所示已有技术航天器的本发明航天器结构的透视 图；

图6a、6b和6c示出本发明装置应用到图1的已有技术航天器上的顶 视图。显示的视角是与轨道平面、太阳能电池面板平面和遮阳装置的遮 阳面板均平行。以下这个视角引导被归为“顶视图”。图6a、6b和6c示 出航天器旋绕该轨道，指地面板总是面向地球，而且太阳能电池组帆板 面板的电池侧面和遮阳装置的遮阳面板的前(朝着太阳)面总是面向太 阳；

图7、8和9示出本发明装置利用不同连接结构的顶视图；

图10a、10b和10c示出已有技术航天器的一个太阳能电池组帆板组件 在展开之前、展开期间和展开之后的部分顶视图；

图11a、11b、11c、12a和12b显示出在本发明装置应用到图10a、10b 和10c所示已有技术航天器的展开形态和作用的顶视图；

图13和14a显示出本发明的两种选择的局部顶视图；

图14b显示出图14a所示结构的局部背面(反太阳)的视图；

图15a和15b分别示出本发明装置的备选方案在完全地展开和部分地 展开形态的局部顶视图；

图16a、16b和16c分别示出本发明装置一种备选方案的视角，这是从 正面(朝着太阳)方向利用遮阳面板完全地展开看的视角，以及从与正面 视图和(先前定义的)顶视图方向看到的遮阳面板折叠和展开的两个视 角；

图17a、17b、17c显示与图16a、16b和16C中所示状态相同的视图以 及展开状态下的本发明装置的不同备选方案；

图18显示本发明的另一实施例；

图19显示本发明的另一实施例；

图20显示本发明的另一实施例；

图21到24以及26显示出本发明的另外一个实施例；

图25显示出图21和24以及26的实施例的细节；

图27到30显示出本发明另一实施例；

图31和32图示出本发明中使用的遮阳面板的可供选择的式样。

现在参照图1，那里显示出完全展开(即从它的发射构型中完全地打 开)的航天器(或卫星)1的斜向视图，例如像先前描述的模式航天器一样， 它的组成包含：六个外部面板11、12、13、14、15以及16组成的主体10， 一组天线反射器20、21、22和23，以及由两个太阳能电池组帆板(一个或 更多太阳能电池面板)100和101以及它们的支座100a和101a组成两个太阳 能电池组帆板组件，它们的支座连接到主体10，分别从主体的北和南面 板11和12向北和向南伸展。天线反射器的数量是根据无线电通信应用的 需要而产生的，并且这是设计的问题。本例中显示出四个反射器，并由 分别安装在东面板和西面板15以及16上的两个可展开的大反射器20和21 表示；两个不可展开的反射器22和23被安装在最低点面板14上。当沿绕 地球的一个低倾斜角轨道飞行的时候，以这样的方式控制该航天器，即 地球或最低点面板14指向地球中央的方向，因此允许天线反射器与地球 实现无线电通信功能。顶点面板13与指地面板14对置。

太阳能电池组帆板100和101可以包含多个面板元件(通常在四面板元 件的例子中是如图1所示的，每一侧面上有两个到八个或更多个元件)或 可以包括少到一个面板元件。然而，通常利用包含多个太阳能电池面板 的太阳能电池组帆板，以便为航天器的使用提供充够的电的动力。太阳 能电池面板的尺寸和数量由满足动力的需求产生的，而且在其它因素中 间，由姿态控制子系统的能力所迫使，以便保持指向稳定性，并且还由 热控制子系统的能力的控制，以便控制在航天器上热的消散。一旦确定 面板元件的尺寸和数量，通常期望使由安装在太阳能电池面板的一侧的 太阳能电池产生的电的动力最大化，这是通过将太阳能电池组的电池单 元侧直接地和尽可能长的和连续地朝向太阳得到的。

由于航天器主体10保持它的指地面板14持续地指向地球，航天器和 太阳之间的连线将成锥形地围绕和模式航天器类的航天器的北-南轴旋 转，为每个轨道一次，使太阳看起来绕主体10旋转。为了保持航天器的 太阳能电池组帆板和模式航天器一样的直接地指向太阳，太阳能电池组 帆板由电动机系统推动，电动机系统将太阳能电池组帆板相对于主体10 绕南-北轴旋转，如图5中的箭头R所示，旋转速度为使得在航天器沿地球 轨道飞行时，太阳能电池组的电池面总是面向太阳，即太阳能电池组帆 板绕南-北纵贯轴与太阳同步地旋转，以实现为生成最大电力的最佳太阳 辐照。

参照图2，图1的已有技术的航天器或卫星1的顶视图，在其中画出 了前述的随季节变化的日光辐照。(与图1中相同的或非常类似的部分在 图2中使用相同的编号，以便减少重复和冗余描述。这适用于下列图解相 同的航天器或相同的部分或零组件，或者非常相似的这些部分的全部附 图。)北面板11和南面板12(图1和2)被保持在与卫星的轨道平面平行的 取向，它是与地球的赤道的平面共平面的或者几乎共平面的。当该航天 器沿地球轨道飞行的时候，这些面板(11和12)将不像其它的面板(指地面 板14、顶点面板13、东面板15和西面板16)那样，每天接收输入的日光。 然而，如图所示，那两个面板11和12在随季节变化的基础上，分别在北 方的夏天和北方的冬至时，以23.5°的峰值入射角度受到直接的太阳加 热。

图3a显示出从北极看到在每日不同的本地时间沿地球轨道飞行的航 天器的顶视图，并且图说明最低点面板14在整个轨道运行中恒久不变地 面向地球300。(太阳能电池面板的指向与观察角度平行。)

图3b示出图1和2的航天器1在午夜、上午6点、和正午时的轨道位置， 以及在午夜和正午时在北方的夏天和北方的冬至时，近似的太阳角度的 局部侧视图。

图4a和4b分别示出一个日历年中，在北面板和南面板(比如图1所 示的航天器1的面板11和12)上太阳入射角度的剖面图。

从图4a和4b可以看出，对于部分日历年的时间而言，日光入射在每 个北面板和南面板上。这些时间对于北面板来说是三月二十一日到九月 二十一日，对于南面板来说是九月二十一日到三月二十一日。因此，只 是在那些时间内本发明的遮阳装置为它们各自的散热器面板完成它们的 遮蔽作用。

图5图解说明了本发明的一个优选的实施例，它消除或者极大地降低 了在北面板和南面板11和12上随季节变化的日光输入，因此为航天器提 供更有效的散热器。

在这个实施例中，遮阳装置(581，582)包括两个遮阳部件111和112， 并且安装在支座和展开(开伞)机构上，它利用遮阳部件与支座和使太 阳太阳能电池组旋转的所述结构和机构结合成一体，并且随其展开的方 式安装。如图5所示，北面板和南面板11和12上的散热器已经分别将专 门的遮阳装置581和582附加到北和南太阳能电池组组件100和101上。在 如此改进的航天器1已经进入运行轨道，并且它的附加物已经完全地展 开之后，遮阳部分111和112将以它们的表面与太阳能电池组件平面多的 或少的平行，在太阳能电池组件的电池面的前面实现它们的最后的位 置。南遮阳装置582被设置为，使得在北方的秋分和北方的春分之间这 段时间，当那里存在另外的太阳加热南面板12的潜在可能时，南遮阳装 置582将投射一个影子到南面板12上面，从而消除潜在的这种太阳加热。 北遮阳装置581在北方的春分和北方的秋分之间，相对于北面板11执行 同样的功能。当太阳能电池组组件100和101保持直接地太阳指向时，由 于它们的旋转，太阳遮阳装置将同样地被保持在直接地指向太阳，从而 插入在太阳和它们所遮蔽的北和南面板之间。

选择遮阳部件111和112使用的材料，使从它们的面向太阳的表面111a 和112a向它们的背着太阳的表面111b和112b传递的热减到最小。这可以 通过在遮阳部件组成中所包括的隔热材料和结构而实现。例如，遮阳部 件可以包括已知的隔热材料和物质的组合体，比如，采用编织网分开的 用金属处理的聚酯薄膜的叠层膜的多层绝热(MLI)覆盖保护层。这些材 料和结构在航天技术工业中是已知的，并且具有典型的热阻值0.007到 0.01W/℃/in2。除航天器经过地球遮蔽之外，本发明装置的遮阳部件通常 将感受相当大的温度差别，例如，当卫星是在任务轨道中沿其法向取向时， 在表面111a和表面111b之间，以及在表面112a和表面112b之间，可能大于 100℃。

要获得最大的阻挡阳光效果，以这样的方式配置遮阳装置111和112 的遮阳部件(尺寸、取向和位置)，即在夏至和冬至，当太阳离轨道平面 大约23.5°时，遮阳装置将投影覆盖在航天器面板11和12上它们各自散热 器表面上的整个表面上。因此，如果散热器表面是矩形的，那么阴影必 须至少是如该矩形的对角线那么宽。

图6a、6b和6c显示出航天器沿地球轨道飞行的本发明装置的局部的 顶视图，其中地球和主体10以使指地面板14总是面向地球，而遮阳装置 681和682的遮阳部件111和112总是面向太阳(它在图的左边)的轨道速率 旋转的。这些图是按太阳能电池组帆板组件100和101的惯性参照系画出 的。因此，如果站在太阳能电池组帆板组件101和102中的任何一个上， 都将看到主体10在每个轨道旋转周期环绕着地球旋转一个旋转周期。

图7是显示本发明航天器更具体细节的一个顶端的局部截面视图。 关于词组“顶视图”表示与遮阳部件111和112的平面平行的并且也与轨 道平面平行的视图。图7到图15b结合航天器主体和太阳能电池组帆板组 件(分别地为随后图10和图11中的标记400和408)的普通局部视图，描述 了本发明的各种实施方案的实例。另外，图8和9以顶端局部的截面视图 示出可供选择的实施例的结构。

在图7中，航天器具有主体10、北面板11和用于附加太阳能电池面板225 的太阳能电池面板支座223。在这种情况下，具有吊杆219和在铰链点221 和227处的铰链。将这个太阳能电池面板支座223、太阳能电池面板225、 太阳能电池组吊杆219、以及在铰链点221和227的铰链装配在一起，构成 部分太阳能电池组组件。太阳能电池组帆板吊杆219太阳能电池组帆板 吊杆219基于北面板11向前折转，太阳能电池太阳能电池板支座223与太阳 能电池面板225一起，在铰链点227处向下折转，与发射时的可折叠方式类 似。在发射、上升和沿轨道飞行实现期间，太阳能电池组帆板组件处于 它的封闭折叠结构。在完成进入沿轨道飞行使命之后，它按机-电方式和 /或以机械方式被展开(打开)，使太阳能电池能够保持直接指向太阳。附 加到太阳能电池面板支座223的是两节连接臂，它具有通过在铰链点215 而铰链连接的短的内部部分209和外部部分207。遮阳部件111的背朝着 太阳侧面111b由在铰链点203的铰链连接到外部臂部分207。可供选择的太 阳能电池201功能性地安置在遮阳部件111的朝着太阳的表面111a上。铰链 点203和215适于发射以及随后的展开的压缩和刚性的结构，提供与太阳能 电池面板225相倚的遮阳部件111和它的铰链臂207的折叠。在通行的航 天器中，使用展开(打开)和关闭太阳能电池组帆板组件的电动机械的和/或 机械的设计和方法。相同的或者相似的机构被用于展开本发明的遮阳装 置。这些用于展开和关闭的机构和方法对于熟悉本领域的人是公知的。

在图7中，有一虚平面250从北面板11的表面伸出。在它的展开构形 中，遮阳部件111可以触及或者贯穿这个虚表面，因此可以为地球、西、 顶点和东面板在它们相对于太阳旋转时提供额外的遮蔽。

图8示出一个可供选择的实施例，遮阳部件271不与虚平面250相交。 此外，它具有在相反端有铰链点203和217的单个连接的臂205，形成一 个组件，并且直接连到太阳能电池面板225的基片上。可以按与图7中的 遮阳装置相似的方式，为发射而折叠和装载它，而在轨道中展开或者打 开它。在图7和8中，遮阳装置在北面板11的外部表面的较大的部分上投 射它们的阴影，并且在这些实施例中，使得在其它时间将被暴露于太阳 的表面被完全地遮蔽。此外，可以包括太阳能电池201，以便为航天器 产生额外的太阳能。

在图9中，与图7和8相同部分被示以相同的编号。遮阳部件301由在 铰链点309的铰链直接连接到太阳能电池面板支座223，以致在发射构形 中折叠在接近太阳能电池面板225的上方。在这个实施例中，遮阳装置301 不与太阳能电池组帆板平行，然而仍然有效地遮蔽北面板11。

图10a、10b和10c描述了典型的已有技术太阳能电池组帆板组件的展 开顺序，它是从航天器的发射构形到它在轨道中正常运行的构形的部分 变形。为了简化这个文件，在图中只是显示出一个(北)太阳能电池组帆 板组件。这些特定的图显示出一个卫星，它具有主体400以及包含四个 太阳能电池面板的太阳能电池组帆板组件408，其具有太阳能电池表面 400a，安装在太阳能电池面板支座408上，支座408是通过在三个铰链点 403、404和405的铰链互换联接的，并且通过单个杆419和在铰链点401和 402的铰链连接到主体400。图10a描述为发射而被折叠和装载的太阳能电 池组帆板组件。图10b描述在被展开(打开)的过程中的太阳能电池组帆板 组件。图10c描述它的完全展开的状态。如果航天器设计者想要一个多个 臂杆设计，那么可以使用大量的臂和铰链点，设计各种的实施例，以满 足性能需求。

图11a、11b和11c说明体现本发明的一种可能的设计的展开顺序。在 图11a、11b以及11c中的与图10a、10b和10c中的零组件相同的零组件被 标记为与它们的相同部分同一的编号。除了在图10a、10b和10c中描述的 已有技术的太阳能电池组帆板组件之外，图11a、11b和11c还描述了通过 臂430和在铰链点406和407的铰链连接到太阳能电池组帆板杆419的本发 明的遮阳面板411。做为选择，通过设计，遮阳面板411可以通过臂430铰 链地附加到在太阳能电池组帆板组件上的一个不同的适当位置。图11a描 述了用于发射而折叠和装载的太阳能电池组帆板组件和遮阳装置，图11b 显示局部展开(打开)的太阳能电池组帆板组件和遮阳装置。图11c描述它 们的完全展开地状态。图12a和12b显示出遮阳面板，它们与包含太阳能 电池面板的平面不平行，然而它们仍然提供适合的北面板或者南面板的 遮蔽。在图12a和12b和随后的图中与前面的图中出现的零组件相同的零 组件被标记为与它们的相应的或非常相似的零组件相同的编号，或者被 省略以避免不必要的重复。做为选择，通过设计，遮阳面板111可以通过 臂430铰链附加到太阳能电池组帆板组件上的一个不同的适当位置。

图13描述了本发明的另一种可供选择的实施例。遮阳面板511由在铰 链点507的铰链连接到太阳能电池组帆板杆219，以便它的装载折叠和随 后的展开。

图14a和14b显示出类似于图13中的结构具有同一地编号的相同部分 的结构，然而，根据设计需要，由遮阳面板611使用在铰链点606和607的 更多的铰链用于在展开之前折叠面板。

图14b表示朝向太阳的航天器的背太阳面的一个局部的视图(即相对 于图14a所示的顶视图的一个侧面视图)。

图15a和15b示出一种实施例，其中遮阳面板811利用分开的致动电动 机306和307，它们被用于以致动的方式展开和/或收起遮阳装置。这个配 置允许卫星操纵员使用与太阳能电池板展开电动机分开的展开电动机， 使它们能够收起遮阳面板，以便在卫星运行中防止它们的干扰，比如在 保持航天器执行的位置或者姿态控制操纵期间推进系统的使用中它们的 干扰。

在一些航天器设计中，遮阳面板在其完全地展开时所需的尺寸(尺寸 规格和/或面积)可以超出它的“发射外壳”的限制，即超出在太阳能电 池组帆板和遮阳装置在它们的发射构形的时候，分配给航天器的发射构 形中对遮阳装置所允许的最大空间的限制条件。因此，为了与相应的发 射外壳尺寸的限制相适合，可能需要遮阳装置的遮阳板要包括代替单一 的整体件的几个(即一个以上)小片，它们在发射结构中折叠在一起，随 后在轨道中展开(打开)，形成一个延长的遮阳面板。图16a、16b和16c， 以及图17a、17b和17c分别描述用于遮阳面板折叠和展开的许多可能设 计中的两个实例。图16和17的a、b和c部分分别显示出将遮阳面板完全 展开的两个设计中每一个的视图，它们是从正面(太阳)方向看的，以及 从与正面视图和顶视图方向互相垂直的一个方向看的两个视图，在这两 个视图中，遮阳面板被折叠和展开。(正如在此处早些时候定义的，词组 “顶视图”表示与遮阳面板921或者951的平面和轨道平面同时地平行的 一视图。)这允许遮阳装置利用在铰链点925和927的铰链以及/或者用撑 杆以及/或者襟板等或者滑动放出的设计，增加它的尺寸规格。参照图16 各图，遮阳面板921具有一个有在铰链点925和927的铰链和/或撑杆和/或 襟板等的中部923，以及可以设计为自动地展开展开(向上摆动)的向上摆 动面板929和931。在图17各图中，遮阳面板951具有主部分953，它具有 可以设计为自动地展开(滑动放出)的滑动放出的伸出部955和957。(自动 机械铰链和自动机械滑动或者伸缩是熟悉航天器工业的技艺人员所公知 的，所以这里不做进一步的详尽描述。)

图18到图30中所画的本发明装置实施例普遍适用于这里描写的其它 实施例。然而，它们在遮阳装置不能被附加到几乎位于有关的散热器表 面(1804，2121，2721)的中央(1811，2123，2722)的轴的情况下，它们也 是有效地起作用的。

一种这样的情况是，太阳能电池组帆板组件的旋转轴(1803，2131， 2701)在明显偏离散热器表面的中央(1811，2123，2722)的一个位置从有 关的散热器表面(1804，2121，2721)向外伸出。在这种情况下，在遮阳 部件和太阳能电池组帆板轴之间具有固定长度的连接臂的设计可能是不 适合的，因为遮阳部件绕散热器表面的中央的运动将是偏心的。

另外一个这样的情况是，在有关的散热器表面的边缘的内侧停留滑 出区中，不允许物体，比如支座构架(例如用于遮阳部件的支座)通过。 例如，这可能在某个姿态或者轨道的情况下，控制推力器(1810)也位于 散热器表面(1804)所处的该航天器的主体面板上。

可以采用在图18到图30中画出的装置，以便克服这些限制，同时仍 然保持遮阳部件与有关的散热器表面的中央保持一个大体上均一的距 离，并且达到遮阳装置的紧密静止和偏移量。对于任何特定的应用，选 择图18-30所示的实施例，可能包括在航天器系统的许多附加的性能需求 之间的交换，例如包括：质量、强度、刚度、平坦度、环状、简单性以 及可靠性。

图18示出一种遮阳装置的实施例，其中遮阳部件1800通过连接臂1805 的方式被安装在具有轮组或者轴承装置1808和1830的托架1801上，在其 中托架可以环绕着闭合的轨道1802至少沿箭头1832的一个方向驱动，通 过滚转或者滑动装置，托架1801被附到轨道1802上，抵制并从而限制托 架1801绕经过托架和轨道的接触点的轴的旋转(在遮阳部件方面)。例如， 在许多潜在的实施例当中的一个中，这可以利用在轨道1902两侧面上的 向前轨道和交叉轨迹两者间充分地间隔的轮或者轴承装置1808、1830得 以实现，并且它们也是以对基板平面的适当角度弯曲的。至少一个通常 的径向构架或支杆1805附加到托架上，杆的一个外部端部在铰链点1812附 加到遮阳部件，其内部的端部在铰链点1813连接到托架1801，并且托架 是通过轮或者轴承1808和1830滚转或者滑动地安装在轨道1802上。至少 这些轮或者轴承1830中的一个设置有电动机，以致在箭头1831的至少一 个方向上旋转所述轮，以便沿着轨道1802驱动托架，例如通过摩擦，或 通过齿轮的齿合或者在支架中螺纹的驱动。电源可以通过电刷提供到电 动机。连接臂1805和遮阳部件1800可以在铰链点1812和1813处折叠， 以便为发射而实现遮阳装置的装载构形，在此期间，折叠的装置可以 临时地安全地锁定，以便于发射引起动力的环境和负荷的适当的处理。 遮阳装置可以为了发射而更进一步的折叠，如图16和17中所画出的。 在发射之后，为了随后的在轨道中的运行，包括太阳跟踪游历轨道 1802，连接臂1805和遮阳部件1800展开。轨道1802不需要如图18所示 是圆环形的，但是在明显的为矩形散热器表面的情况下，例如，轨道 可以是椭圆的，以及在任一情况下可以转向以避免妨碍被安装在航天 器上。

做为选择，如图19所示，连接臂1905可以安装在一个实体可旋转 的轮上，代替安装在托架和轨道上，例如通过所示的包括元件1906和 1907的中间结构。在图19画出的实施例中，该轮是悬浮在位于轴承组 1903的环形滑行道中的一个环形结构或者环体1902，并且是由在1804 下面的基板上安装的电动机1930控制以及驱动的。连接臂1905的外端 在铰链点1812连接到遮阳部件，内端在铰链点1913连接到中间结构 1901。箭头1931和1932分别指示电机1930的旋转和导致的遮阳部件的 旋转。

在图20画出的类似可供选择的实施例中，设置了类似于在图18画 出的实施例中提供的托架2001；但是在这个实施例中，托架2001不是 由机动轮而是由外部运动装置，例如一传动带2003、链条或者附加到 托架2001上的缆索环绕着一个闭合的轨道2002，沿箭头2032的至少一 个方向上驱动的，例如传动带是由安装在1804下面基板上的电动机2030 驱动的，其啮合传动带2003、链条或者缆索。还要提供一个张紧装置 2040，以便在不妨碍托架环绕着轨道2002通过的同时接合传动带2003 以及拉紧传动带，例如通过在传动带上施加箭头2042方向的一个力。 同样，如图18画出的实施例，轨道2002不需要是圆形的。

图21到30用图说明了通过一连接臂将遮阳部件安装在航天器上的 实施例，其中连接臂来自偏离有关的散热器表面的中央2123、2722的 轴2131、2701。轴2131、2701可以是与太阳能电池组帆板组件的旋转 轴同心的或一致的。

图21到26用图说明了遮阳部件2100被附加到一个在轴心2131处的 轴上的可供选择的实施例。该轴可以与太阳能电池组帆板组件的轴同心 或者一致。通过有活节的连接臂2130，遮阳部件被连接到该轴上，连接 臂2130包括三个有活节的部分2132、2134、2137。

里面的部分2132的内端放射状地固定到在轴心2131的轴上。中部部 分2134在它的内端与里面部分2132在枢轴点2133处枢动，而中部部分2134 的外端与外部部分2137的内端在枢轴点2135处枢动。外部部分在它的外 侧端在铰链点2138处被连接到遮阳面板，而靠近它的内侧端，外部部分 在铰链点2136被铰接，以便发射时能够折叠和装载以及随后在轨道中展 开。

正如在图21到图26中描述的，连接臂2130的里面部分2132以及外部 部分2137以相同的速度反时钟方向旋转，外部部分2137承载遮阳面板， 而中部部分2134以相同的速度顺时针方向旋转。

里面部分2132的长度大致等于旋转轴2131离开散热器表面的中央 2123的偏移值。原则上，中部部分2134的长度可以比里面部分2132的长 度更长或者更短。然而，在旋转轴2131被一阻碍比如太阳能电池组帆板 组件的轴占用的情况下，中部部分2134必须被缩短为比里面部分2132短， 用于在轴心2131处太阳能电池组帆板轴的余度，如图23所示，其中连接 臂2130逼近它与在轴心2131的轴最靠近状态。

通过臂2130绕旋转轴2131的旋转，通过接合有活节的部分，遮阳面 板可以保持与有关的散热器表面2121的中央在一大体上恒定的距离，以 便描绘出围绕航天器的一个大体上圆形的路径2140。显然，在散热器表 面离径向对称较远的情况下，可将臂2130的有活节部分的长度调整为围 绕散热器表面实现一个大范围的所要求的路径。

如在图21中所示，在遮阳面板通过离旋转轴心2131最远的散热器表 面一侧时候，有活节部分2132、2134、2137被设置为以一个直线形式完 全地延伸连接臂2130。如图22和23所示，当遮阳面板2100是离旋转轴2131 在一中间的距离时，连接臂2130具有等于外部部分2137和里面部分2132 接合的部分长度总数的有效长度。如图23所示，在遮阳面板最靠近旋转 轴2131时，连接臂2130的有效长度是最小的，在那一点，它的长度等于 里面部分2132和外部部分2137的长度总数，比中部部分的长度小两倍。

连接臂2130的里面有活节部分2132绕轴2131旋转。里面有活节部分 2132的连接装置可以沿着轴2131与太阳能电池组帆板轴无关，那么内部 部分2132被安装到一个围绕中央的太阳能电池组帆板轴的同心管状轴 上。做为选择，里面有活节部分可以沿着轴2131牢固地固定到太阳能电 池组帆板轴上。

在画出的实施例中，例如对于地球同步航天器，内部和外部有活节 部分以每天一圈的速度反时钟方向旋转，而中部有活节的部分以每天一 圈顺时针方向旋转。所示转动的关系可以是通过不同的装置实现的，比 如：在枢轴点2131、2133和2135处的分开的机动枢轴；或在枢轴点2131、 2133和2135的由单个电动机或者由沿着轴2131的轴驱动的滑轮传动带的 系统。

有活节部分2132、2134和2137可以一起缓冲，以使在故障模式中， 连接臂2130自动地延伸到它的最大长度。在这种情况下，可能产生任一 失效的枢轴点，以致释放失败，例如，在有关的滑轮或者驱动电动机中 使用可控的脆弱链接，允许臂2130弹性伸长。

图25和26用图说明利用来自旋转轴2131的太阳能电池组帆板轴的传 动力，彼此相对地关节联接有活节部分2132、2134、2137的装置。设置 一筒体2501，它与在轴2131的太阳能电池组帆板轴共轴安装，而且固定 在基板2121上。里面有活节部件2132被固定在轴2131处的太阳能电池组 帆板杆上，以使里面有活节部件2132以与在轴2131处的太阳能电池组帆 板杆相同的速度旋转。中部有活节部分2134在枢轴点2133处枢轴地固定 在里面有活节部分2132的外端，直径与筒体2501相同的滑轮2502固定在 中部有活节部分2134的内端。锯齿的传动带2506环绕着筒体2501和滑轮 2502，即当太阳能电池组帆板轴2131和里面接合部分2132在箭头2507的 方向反时钟方向旋转，锯齿的传动带2506促使滑轮2502和中部有活节部 分2134以相同的速度在箭头2508的方向相反的旋转。

如图26所示，第二等尺寸滑轮2601固定在里面有活节部分2132的外 端，它位于在里面有活节部分2132的、与固定到基板2121的筒体2501相 对的一侧上，第三等尺寸滑轮2602固定在外部有活节部分的内端，使第 三滑轮2602和外部有活节部分2137一起枢轴地附加到中部有活节部分 2134的外端。第二锯齿的传动带2603环绕第二滑轮2601和第三滑轮2602， 使中部有活节的部分2134沿箭头2508方向旋转，锯齿的传动带2603促使 外部有活节部分2137和第三滑轮2602以相同的速度按箭头2604的方向相 反地旋转。因此，外部有活节部分2137以与里面有活节部分2132相同的 方向旋转，而中部有活节的部分相对地旋转。

在图27到30画出的实施例中，遮阳面板2700通过剪刀连接臂2730的 方式被连接到太阳能电池组的轴2701。剪刀臂由第一有活节的臂2704、 2708以及第二有活节的臂2705、2709构成，分别包含里面有活节部分 2704、2705和外部有活节部分2708、2709。里面有活节部分通过在铰链 点2702、2703的铰链，分别连接到太阳能电池组帆板杆2701，外部有活 节部分2708、2709由铰链2710、2711连接到遮阳面板2700，致使当有活 节的臂延伸到完全地长度时，它们仍然是不平行的，以避免它们锁住。 在有活节的臂2704、2708和2705、2709中间有一牵索2712，它在遮阳面 板2700和太阳能电池组帆板轴2701之间延伸。里面有活节部分2704、2705 和外部有活节部分2708、2709在铰链点2706和2707处是弹性的，使有活 节的臂2704、2708和2705、2709自动地延伸到由牵索控制所限制的它们 的完全的长度。从而有活节的臂2704、2708和2705、2709形成一平行四 边形，它的形状可以通过收起或者展开牵索2712控制。做为选择，平行 四边形的形状可以由机动化的铰链控制，或者用可收起的和可展开的牵 索代替铰链点2706和2707，所述牵索在具有弹簧铰链2702、2703、2710 和2711的铰链点2706和2707之间的。在图21到24所画出的本发明的实施 例中，遮阳面板2700与太阳能电池组帆板构架2701的距离随着遮阳面板 2700绕太阳能电池组帆板杆2701旋转而变化，以保持遮阳面板与航天器 在一恒定的距离，如路径2712所示。

在图18到20中描述的实施例具有如下优点，即连接臂不遮盖航天器 表面上存在的推力器1810，即遮阳面板遮荫。

遮阳面板3100、3200在外形上并非必须为矩形。如在图31所示，遮 阳面板3100具有梯形的第一和第二伸出部3101、3102，它们铰链地连接 到遮阳面板3100的主体3103。从靠着主体3103的一位置平面，第一伸出 部3101是通过沿箭头3104方向旋转由打开伸出部而伸展的，第二伸出部 是通过沿箭头3105的方向由打开伸出部而伸展的。

如图32所示，遮阳面板3200的主体3202可以大体上具有三角形的伸 出部3201、3202，它们可以沿双箭头3204方向通过伸出部3201的滑动移 位，以及沿箭头3205方向打开伸出部3202，从主体延伸出和缩进。

这里所写的遮阳装置结构的支撑和展开的设计描述，是来自数千种 可能的结构性的支撑和展开设计中的一些例子，这些结构性的支撑和展 开设计能被用于本发明的目的，并且在本发明的范围内。

这个段落描述证明几何学逼近的例子，它的计算遮阳面板的尺寸规 格用于给出覆盖准矩形散热器表面的完全遮蔽。使用的例子是在地球同 步航天器的北面板或者南面板上的散热器表面，例如像先前定义的“模 式”航天器那样，在夏至或者冬至时，当太阳光的入射角度(从得益的散 热器表面的平面测量的)为最大值时，使用类似矩形(至少为了简化说明) 成形的遮阳面板，它的平面与有关散热器表面的平面垂直(参见图12a， 角度501是90°)。对于这个例子，航天器的北面板或者南散热器表面分别 采取长度和宽度为A和B的矩形。

完全展开的遮阳面板(它显示在图16a和17a中)的阳光暴露表面长 度L和宽度W的尺寸应该如下：根据相当的轨道太阳角度23.5°，L大于 或者等于√(A2+B2)，而W大于或等于0.435x√(A2+B2)。然而，如果 只是需要在北面板或者南面板上的部分表面区域遮荫，即要将高散热的 设备安装在北面板或者南面板的某个局部区域中，那么遮阳装置可以特 制为只是遮蔽那些区域，而且相应地可以是较小的。另外，如果由航天 器设计者选择了平面不与有关散热器表面的平面垂直的遮阳面板，则根 据于图12a中的角501的大小，宽度W的最小值可以大于或者小于0.435x √(A2+B2)。如果角501大于90°，则W可以大于0.435x√(A2+B2)。如果 它不足90°，则W可以小于0.435x√(A2+B2)。如果想要对其它地球、顶 点、东和西四个面板的额外遮蔽，则可以增加遮阳面板的宽度(W)，以 朝卫星的中心延伸通过虚平面250，如图7所示。

因此，此处所包含的前面的描述，可以看出依靠本发明，通过各种 阳光阻隔配置，可以消除或者使由太阳加热引起的散热器面板的冷却效 率中的损失减到最低程度。

显然地，从上面所给出的观点看，本发明是可以具有许多修改和变 化的。例如，作为一种实际的情况，在没有超出本发明的范围情况下， 设计者可以平衡，或者使旋转的轴或臂平衡，以便克服由没有超出本发 明的范围的本发明遮阳装置引起的重量不平衡。因此应该认识到，在本 发明所附权利要求的范围内，可以不像这里所描述的特定实施例那样而 实施本发明。