航天飛機軌道飛行器和返回系統的制作方法
【技術領域】
[0001]本發明大體涉及空間系統，并且更具體涉及被配置為遞送有效載荷模塊或輔助遞送有效載荷模塊并且與軌道飛行器或火箭的相對昂貴部件一起返回的航天飛機軌道飛行器或火箭。
【背景技術】
[0002]空間發射系統已經很長時間被用來將有效載荷模塊轉移到軌道內和遠處。一個與已知空間發射系統相關聯的顯著缺點是，它們通常具有固定的結構，并且因此不能適合于它們將要運輸的有效載荷模塊的重量和尺寸。因為空間發射系統通常運輸具有不同重量和/或尺寸的一個或更多個有效載荷模塊，所以空間發射系統時常地燃料無效和/或結構上無效。
[0003]已經繼續努力使整個發射系統可重復使用。然而，在這樣的設計中，固有的是更高的結構重量和使這樣的結構昂貴的設計考慮。此外，因為這樣的系統包括在有效載荷被釋放之后必須被運輸回來的顯著量的死重量，所以它們具有轉變為顯著的額外系統成本的高燃料要求。
[0004]因此存在對可適合于特定有效載荷模塊的重量和尺寸、能夠與相對昂貴部件(諸如電子設備和引擎)一起返回以便重復使用的空間發射系統的需要。
【發明內容】
[0005]應理解，支承軌道飛行器的基本構造的原理也可以具有被期望具有以下飛行器的其他應用，所述飛行器允許重復使用某些部件的能力，同時允許處置相比于重復使用的部件相對便宜的部件。
[0006]在一個實施例中，描述了一種發射系統。所述發射系統包含機頭區段和尾部區段，所述機頭區段包含機頭耦接表面，所述尾部區段包含面對機頭耦接表面的尾部耦接表面。桅桿耦接機頭區段與尾部區段，所述桅桿被配置為擴展和收縮，以使機頭區段和尾部區段在相距彼此的距離范圍內移位。在收縮狀態下，機頭區段和尾部區段在機頭耦接表面和尾部耦接表面處在結構上被耦接到彼此，或在結構上被耦接到位于機頭區段與尾部區段之間的至少一個集成模塊。
[0007]在優選實施例中，集成模塊被永久地附接到機頭區段和尾部區段中的一者，且并不意圖從發射系統被釋放或被移除。機頭區段和尾部區段中的另一個被可釋放地耦接到集成模塊，以當桅桿被擴展使機頭區段和尾部區段遠離彼此移位時允許機頭區段和尾部區段的致動。
[0008]根據第一方面，桅桿重量小于機頭區段、尾部區段和桅桿的總組合重量的10%，優選小于5 %，并且最優選小于I %。
[0009]根據第二方面，所述發射系統進一步包含位于機頭區段和尾部區段中的一者或兩者上的空氣動力學表面。空氣動力學表面被配置為使得發射系統在其收縮的狀態下能夠完成水平著陸。空氣動力學表面僅被配置為支撐在其收縮的狀態下用于著陸的發射系統的載荷。空氣動力學表面不能支撐除在其收縮的狀態下的發射系統的載荷之外的載荷。
[0010]根據第三方面，機頭耦接表面和尾部耦接表面均包含多個連接對中的互補的連接對，所述多個連接對被配置為在結構上將機頭區段和尾部區段耦接到彼此，或在結構上將機頭區段和尾部區段耦接到有效載荷模塊的相對端，所述有效載荷模塊在發射之后且在著陸之前從發射系統被釋放。
[0011]應理解，連接對在鎖定或接合狀態與釋放狀態之間致動。連接對的致動可以被遠程控制，或它可以基于多個參數(例如，高度、位置(例如，GPS坐標)、時間等)來控制。
[0012]根據第四方面，所述發射系統在第一擴展狀態下，并且所述發射系統進一步包含在結構上被耦接到機頭區段和尾部區段的可釋放的有效載荷模塊和可釋放的燃料模塊中的一者或其組合，有效載荷模塊和/或燃料模塊均被配置為在發射之后且在著陸之前從發射系統被釋放。有效載荷模塊可以進一步包含一個或多個板或推桿，在有效載荷從發射系統被釋放之后，所述一個或多個板或推桿被致動以推動桅桿。
[0013]桅桿擴展可以基于連接對在釋放狀態下的致動被控制。因此，在第一組連接對釋放后，桅桿可以被擴展到第一距離，其中機頭區段和尾部區段中的任何一個與有效載荷模塊分離。然后，在第二連接對釋放后，桅桿可以被擴展到第二距離，其中機頭區段和尾部區段中的另一個與有效載荷模塊分離。
[0014]根據第五方面，所述發射系統進一步包含可從機頭區段和尾部區段中的一者或兩者展開的一個或更多個臂。所述一個或更多個臂包含多個樞轉的區段和末端部分，所述末端部分被配置為可釋放地耦接和操縱在結構上被耦接到機頭區段和尾部區段的有效載荷模塊和燃料模塊中的一者或兩者。
[0015]根據第六方面，有效載荷模塊包含多個子單元，所述多個子單元通過多個連接對在結構上被耦接在一起。
[0016]根據第七方面，有效載荷模塊包含被配置為從軌道返回物品的返回艙。所述返回艙包含容納物品的封閉腔室、進入門、重新進入熱屏蔽和軌道引擎。
[0017]根據第八方面，所述發射系統進一步包含至少一個外部燃料源。所述至少一個外部燃料源被配置為在發射之后從發射系統釋放。
[0018]根據第九方面，所述發射系統進一步包含被可釋放地耦接到發射系統的固體燃料火箭和/或液體燃料火箭中的一者或其組合。一個或更多個固體燃料火箭和/或液體燃料火箭被配置為在發射之后從發射系統釋放。
[0019]根據第十方面，固體燃料火箭和液體燃料火箭均包含前部和后部區段和耦接前部和后部區段的桅桿。桅桿被配置為被致動到第一擴展狀態以將燃料區段耦接在前部和后部區段之間，被致動到第二擴展狀態以使前部和后部區段中的一者或兩者與燃料區段分開，以及被致動到收縮狀態以在從前部和后部區段釋放燃料區段之后將前部和后部區段耦接在一起。
[0020]根據第十一方面，機頭耦接表面和尾部耦接表面包含第一圓周凸緣和第二圓周凸緣。第一圓周凸緣包含多個銷，多個銷被配置為在徑向展開狀態與徑向收縮狀態之間致動，并且第二圓周凸緣包含多個孔，多個孔被配置為在展開狀態下接收多個銷以耦接機頭耦接表面與尾部耦接表面。第一圓周凸緣和第二圓周凸緣中的一者與第一圓周凸緣和第二圓周凸緣中的另一者重疊。
[0021]根據第十二方面，提供具有被設置在相對端處的第三凸緣和第四凸緣的有效載荷模塊。第三凸緣和第四凸緣分別包含多個銷或孔中的一者或另一者，以便與機頭耦接表面和尾部耦接表面的第一凸緣和第二凸緣中的一者或另一者協作。
[0022]在第二實施例中，提供了一種用于將有效載荷模塊遞送到遠程位置的方法。該方法包含，提供發射系統，將桅桿致動到第一伸長狀態，在第一伸長狀態下，機頭區段和尾部區段被設置在大于有效載荷的長度的距離處，將有效載荷定位在機頭區段與尾部區段之間，以及將桅桿致動到第二伸長狀態，在第二伸長狀態下，機頭耦接表面和尾部耦接表面分別剛性地附接并接合有效載荷的前和后面對表面。處于第二伸長狀態的桅桿被理解為在長度上比處于第一伸長狀態更短。
[0023]根據第一方面，遠程位置在軌道中，并且其中發射系統包含軌道操縱引擎。
[0024]根據第二方面，遠程位置不在軌道中，并且發射總成不包含引擎或熱屏蔽。例如在遠程位置接近空間或高空大氣的情況下，用于發射總成的這樣的構造是適當的。
[0025]根據第三方面，一個或更多個固體燃料火箭或一個或更多個液體燃料火箭中的一者或其組合被耦接到空間發射系統。
[0026]在第三實施例中，提供一種多級火箭。所述多級包含被可釋放地耦接到彼此的第一級和第二級。所述第一級包含燃料區段和返回飛行器，所述燃料區段和返回飛行器被釋放地耦接到彼此。所述第二級包含被釋放地耦接到彼此的軌道飛行器和有效載荷模塊。
[0027]第一級和第二級在進入軌道之前并且優選在大氣或高空大氣中首先被解耦。當火箭到達預定的高度或位置(例如，在海洋上方的GPS坐標)或當燃料區段中的燃料被耗盡或被幾乎耗盡時，可以開始解耦。在第一級和第二級被解耦之后，燃料區段和返回飛行器被解耦。燃料區段被允許在重力下掉落到地球、優選掉落到海洋中，并且返回飛行器展開其起落架總成為地面著陸作準備。第二級繼續到軌道中或高空大氣中的期望的釋放目的地，以便釋放有效載荷模塊。
[0028]根據第一方面，返回飛行器包含引擎和控制電子設備。
[0029]根據第二方面，返回飛行器進一步包含被配置為可釋放地耦接燃料區段的連接裙。所述連接裙包含機頭區段，所述機頭區段具有一個或更多個進入端口以適應到返回飛行器的燃料和其他管道。
[0030]根據第三方面，返回飛行器進一步包含空氣動力學表面和起落架總成，以允許返回飛行器完成水平著陸。
[0031]根據第四方面，軌道飛行器包含機頭區段、尾部區段和耦接機頭區段與尾部區段的桅桿，所述桅桿被配置為擴展和收縮，以使機頭區段和尾部區段在相距彼此的距離范圍內移位。在收縮狀態下，機頭區段和尾部區段在機頭耦接表面和尾部耦接表面處在結構上被耦接到彼此，或在結構上被耦接到位于機頭區段與尾部區段之間的至少一個集成模塊。機頭耦接表面和尾部耦接表面均包含多個連接對中的互補的連接對，多個連接對被配置為將機頭區段和尾部區段可釋放地耦接到有效載荷模塊的相對端。
[0032]在第四實施例中，提供了一種利用多級火箭將有效載荷遞送到軌道中的釋放位置的方法。該方法包含:發射多級火箭，使第一級與第二級分離，并且允許第二級繼續到軌道中的釋放位置，使燃料區段和返回飛行器彼此分離，返回飛行器被配置為在期望的返回位置處完成水平著陸，以及使有效載荷模塊在軌道中的釋放位置處與軌道飛行器分離。
[0033]根據第一方面，該方法進一步包含將桅桿致動到收縮狀態，并且完成軌道飛行器在期望的返回位置處的水平著陸。
[0034]根據下面的【具體實施方式】中，對于本領域的技術人員，所描述的優選的實施例的其它目的、特征和優點將變得顯而易見。然而，可以理解，雖然指示本發明的優選實施例，詳細的描述和具體例子通過說明而非限制的方式給出。在不背離本發明的精神的情況下，可以在本發明的范圍內進行許多變化和修改，并且本發明包括所有這樣的修改。
【附圖說明】
[0035]通過參照附圖可以更容易地理解本發明的優選的和非限制性實施例，其中:
[0036]圖1A-圖1B分別是現有技術航天飛機的俯視圖和側視圖。
[0037]圖2A-圖2F描繪了與航天飛機軌道飛行器和有效載荷模塊的分離相關聯的步驟的順序。
[0038]圖3是示出桅桿和其相關聯的罐的剖開透視圖。
[0039]圖4是示出母連接對與公連接對的實施例的透視圖。
[0040]圖5是示出連接對的接合的示意圖。
[0041]圖6A-圖6F圖示了用于在地面上并且在發射之前利用軌道飛行器夾具和有效載荷模塊夾具將有效載荷模塊裝配并接合到航天飛機軌道飛行器上的示例性設備和方法。
[0042]圖7A是有效載荷模塊蒙皮被移除的航天飛機軌道飛行器和示出被容納在有效載荷模塊的結構框架的返回艙的軌道飛行器的分解透視圖。
[0043]圖7B是示出有效載荷模塊和返回模塊的分解透視圖，其中其相應的門沿相同的方向打開，以當被容納在有效載荷模塊內時允許進入到返回艙的腔室內。
[0044]圖8是示出從有效載荷模塊移除或放置返回艙的操縱器臂的透視圖。
[0045]圖9描繪了包含可居住機頭的收縮的軌道飛行器。
[0046]圖10描繪了進一步包含可以與軌道飛行器集成在一起的返回有效載荷模塊的圖9的收縮的軌道飛行器。
[0047]圖11描繪了包含可以與軌道飛行器集成在一起的返回有效載荷模塊的無人駕駛軌道飛行器。
[0048]圖12圖示了包含兩個子單元的有效載荷模塊的基本結構。
[0049]圖13描繪了均包含衛星系統的獨立的有效載荷子單元，在有效載荷模塊與軌道飛行器分離并且獨立的子單元彼此分開之后，所述衛星系統可以在軌道中被展開。
[0050]圖14描繪了固體燃料火箭推進器的俯視圖、前視圖和側視圖。
[0051]圖15描繪了發射固體燃料火箭推進器并在發射之后