有效載荷的攜帶及發射系統的製作方法

2023-06-02 18:49:26

專利名稱：有效載荷的攜帶及發射系統的製作方法
技術領域：
本發明涉及用於將例如人造衛星的有效載荷置入地球軌道上的運載工具。這種新的運載工具通常使用兩或叄級結構，其包括一發射器衝壓發動機作動力的航空及航天飛行器，一第二級火箭作動力的可再用的航天飛行器以將有效載荷帶至低的和中間的地球軌道；以及若必要時包括一第三級火箭作動力的可再用的軌道轉移飛行器以將有效載荷帶至地球同步的轉移軌道上。該航空及航天飛行器也可用於與可再用的和不可再用的上面級或所有不可再用的上面級包括一第四級相組合構置以將有效載荷送至地球同步的或衛星的軌道。該航空及航天飛行器也可被用於作為高超音速的航空飛行器攜帶此有效載荷。
背景技術：
目前已使用各種運載工具用來將衛星送至地球軌道上。這些運載工具通常包括一火箭或發射器或一(高超音速)航空飛行器及火箭的組合方案。這些運載工具都是公知的並已在美國和其它國家中生產製造。現有的許多例子是美國的宇宙飛船，法國的阿里亞那，俄國的普郎頓等。使用火箭或發射器以便從航空飛行器上發射從而使高海拔航空飛行器成為現實的應用設想已經被公開並具有了被試驗的樣機。而且，例如美國專利No』S 4,802,639和5,402,965已經提出了許多設計方案用於水平起飛的大的起動升力的運載工具。
然而，使用一種發射器衝壓發動機作動力的並具有設計為水平起飛或從一較大航空飛行器上發射之飛行特性的空氣動力型運載工具還未被用來軌道式有效載荷的宇宙發射。一個這樣的系統已被揭示在美國專利N5,740,985中。
本發明則提供一空氣動力型運載工具，其被優化設置為從零起始飛行至高超聲的速度並具有用輔助的爬升火箭發動機拉升到敏感大氣層之外的能力。這種空氣動力型運載工具，即航空和航天飛行器可通過使用一級或多級火箭飛行到允許對有效載荷作軌道方位設置的一高度。然後，該航空及航天飛行器和火箭級都將返回和著陸以被再利用。而且，該航空及航天飛行器也可被用於在其載貨機艙內輸送有效載荷，在此情況下它將起飛並飛行到一目標位置並著陸。
發明的公開本發明的一目的是提供一空氣動力型(飛行器)，其用於發射地球軌道的有效載荷。本發明的另一目的是提供一種將有效載荷送至地球軌道上的完全可再用的多級發射系統。該多級發射系統包括一發射器衝壓發動機作動力的航空及航天飛行器第一級用於全部的飛行任務；一火箭作動力的可再用的航天飛行器第二級用於中間的和低的地球軌道發射；和一火箭作動力的可再用的軌道轉移飛行器用於地球同步的轉移軌道發射。另一目的是使用一人適用的航空及航天飛行器和可再用的航天飛行器將人類或與人相關的有效載荷送至低的或中等的地球軌道上。再一個目的是使用該航空及航天飛行器，可再用的航天飛行器，可再用的軌道轉移飛行器，不可再用的第二級，不可再用的第三級和不可再用的第四級以各種組合方案支持特殊的飛行任務以將有效載荷送至地球或衛星的軌道上。一附加的目的是使用航空及航天飛行器的負載能力作為一高超聲航空飛行器將一有效載荷在目標地之間運送。
依照此處提供的說明書，當該說明書和附圖被參閱後，本發明的其它目的將變得明顯了。
附圖的簡要說明

圖1說明了用於一三級飛行任務之飛行操作的(各)操作階段；圖2表明了其它基本飛行任務的飛行操作；圖3表示該發射系統運載工具的一局部剖立體圖，其表明了裝載著該航空及航天飛行器期間的一三級飛行任務配置結構，該航空及航天飛行器包括其內部安裝的可再用航天飛行器，可再用的軌道轉移飛行器，和一有效載荷佔位的外罩；圖4表示該航空及航天飛行器之頂部局部剖去的帶有內部配置結構的平面圖，其有一飛行任務是將人或與人相關的有效載荷送至低的或中等的地球軌道上；圖5表明該航空、航天飛行器之頂部局部剖去的具有內部配置結構的平面圖，其有一飛行任務而需要一不可再用的第四級將一有效載荷送至地球軌道之外；
圖6表明該航空航天飛行器之頂部局部剖去的具有內部配置結構的平面圖，其有一飛行任務而需要一不可再用的第三級以將一超重的有效載荷送至低的或中等的地球軌道。
圖7表明該航空及航天飛行器之頂部局部剖去的帶有內部配置結構的平面圖，其有一飛行任務而需要不可再用的第二和第三級以將一有效載荷送至地球同步的軌道或將一很重的有效載荷送至低的或中等的地球軌道；圖8表示該有效載荷進行飛行安裝的側視圖；圖9表示一使基礎元件和設備運作的設計系統立體圖；圖10表示該航空及航天飛行器之頂視平面圖；圖11表示該航空及航天飛行器之側視圖；圖12表示該航空及航天飛行器之頂視立體圖特徵；圖13表示該航空航天飛行器之主要構件分解圖；圖14表示該同心的多瓣式吊架油箱和流線型外罩；圖15表示該航空及航天飛行器的有效載荷，支承和彈拋發射系統的側視圖；圖16表示該發射器衝壓發動機流動通道的透視圖；圖17表示該可再用的航天飛行器之頂視平面圖；圖18表示該可再用的航天飛行器之側視圖；圖19表示該可再用的航天飛行器之頂視立體圖；圖20表示該可再用的航天飛行器之內部構件的頂視立體圖；圖21表示該可再用的航天飛行器之在裝載配置中的頂視立體圖；圖22表示該可再用的航天飛行器之機翼展開系統的頂視立體圖；圖23表示該可再用的航天飛行器之機翼返回密封系統的橫截面圖；圖24表示該熱力保護系統的外部立體圖；圖25表示該可再用的軌道轉移飛行器之頂視平面圖；圖26表示該可再用的軌道轉移飛行器之側視圖；圖27表示該可再用的軌道轉移飛行器之頂視立體圖；圖28表示該可再用的軌道轉移飛行器之內部構件的頂視立體圖；圖29表示該可再用的軌道轉移飛行器被配裝到可再用的航天飛行器和一有效載荷佔位的外罩上，並兩者處在裝載配置方式中的頂視立體圖；圖30表示該可再用的軌道轉移飛行器在裝載配置方式中帶有一附加的有效載荷外殼的側視圖；圖31表示一不可再用的第二級之頂視立體圖；圖32表示一不可再用的第三級之頂視立體圖；圖33表示一不可再用的第四級之頂側後視立體圖；圖34表示該航空及航天飛行器之一個載人的高超聲運輸機實施例的頂視立體圖。
實施本發明的最佳模式可再用的航天發射系統實施例具有一第一級運載工具或航空及航天飛行器，一第二級運載工具或可再用的航天飛行器和一第三級運載工具或可再用的軌道轉移飛行器。所有這些級(運行器)都具有所述基本的空氣動力飛行構件包括一機身，機翼和尾翼同時組合有控制表面以提供升力，穩定性和可控性。該航空及航天飛行器被構造為使用發射器衝壓發動機以作動力的飛行並包括收集空氣的裝置以在起飛和極端高的海拔期間補充發射器衝壓發動機用的氧化劑。為了使航空及航天飛行器的性能在作爬升運動以離開該敏感的大氣層過程中最佳化，所述航空及航天飛行器可包括輔助的爬升火箭發動機。該航空及航天飛行器可被補充一級或多級運載工具以將衛星送至選擇的軌道上。所有級(飛行器)的外大氣層的控制是用小型火箭發動機實現的，其被配置得和被用作所需要的相對所有軸線的飛行。所有飛行器都可以用具有遠程駕駛員備援的無人操作的自動導航，領航和控制裝置進行飛行。該有效載荷艙可通過頭(鼻)部裝載的可再閉合的有效載荷外罩而被進入。該可再用的航天飛行器被安裝在航空及航天飛行器有效載荷艙之每個較低側面上的軌道中。在裝載(飛行)期間，在該可再關閉的流線型外罩之斜面部分上的穩定座架支承著可再用的航天飛行器和可再用的軌道轉移飛行器。為了(各級的)分離，一個彈拋裝置通過打開的有效載荷的外罩將可再用的航天飛行器和其有效載荷射出。然後該航空及航天飛行器將有效載荷的外罩閉合併再進入大氣層，飛回到該操作基地和著陸以便再用。在從航空及航天飛行器上射出之後，該可再用的航天飛行器和可再用的軌道轉移飛行器可以展開它們的機翼。
該可再用的航天飛行器將其有效載荷送至低的或中等的地球軌道上。而這可再用的航天飛行器是通過一火箭發動機驅動飛行的。所述有效載荷被安裝在該可再用的航天飛行器的前部。在有效載荷分離之後，該有效載荷的安裝件則被轉動180°(度)而朝向機身前部的內側；現在，一個位於相反對置之側面上的球形構件就是這空氣動力(學)的流線型外罩以用於恢復飛行。該可再用的航天飛行器再進入大氣層並下滑著陸在操作基地上以備再用。對於將一衛星送至地球同步的轉移軌道上的主要飛行任務而言，可應用所述可再用的軌道轉移飛行器。這種可再用的軌道轉移飛行器是用一火箭發動機驅動飛行的。所述衛星被安裝在該可再用的軌道轉移飛行器之前部的一結構上並在四(扇)打開的門件內。在分離以後，該門件被閉合以提供一空氣動力(學)的流線型外罩用於恢復飛行。該可再用的軌道轉移飛行器採用了軌道式多次再進入地以使空氣動力熱能最小化並實現側向地下滑到在操作基地著陸以備再用。
參見圖1，其以簡圖說明了用於將一衛星送至地球同步的轉移軌道上的一飛行任務的優選實施例飛行操作情況。這一飛行任務確定了發射系統的尺寸。該航空及航天飛行器50包括該可再用的航天飛行器51，可再用的軌道轉移飛行器52和一地球同步軌道的衛星53，其該航空及航天飛行器50在一操作基地從一傳統的跑道54上起飛，同時採用發射器衝壓發動機推進裝置並爬升、加速到中等超聲的速度。在這一飛行分段期間，在該發射器衝壓發動機中的發射器將應用儲存的和在起飛時收集的空氣氧化劑，收集的空氣氧化劑用於加速而儲存的空氣氧化劑用於以後的應用。在發射器停車以後，該航空及航天飛行器50則繼續加速至高超聲速(55)。該航空及航天飛行器(50)要執行一個包括再點燃發射器和利用助推爬升火箭的推進作用的高海拔拉升過程以離開敏感的大氣層(56)。該可再用的航天飛行器(51)，可再用的軌道轉移飛行器(52)以及衛星(53)則通過彈射被從航空及航天飛行器(50)上射出以成為分離體(57)。然後航空及航天飛行器(50)再進入大氣層並依靠衝壓發動機推進作用以高超聲速(58)飛回到操作基地。該航空及航天飛行器(50)在操作基地(54)被恢復為一水平的著陸(59)。該可再用的航天飛行器(51)將帶有衛星(53)的可再用的軌道轉移飛行器(52)助推加速到低地球軌道(60)。在投放和分離之後，該可再用的航天飛行器再進入大氣層(61)並脫離軌道(62)，然後朝操作基地跑道(54)作返回地下滑以便回收物(63)水平著陸。該可再用的軌道轉移飛器(52)則投放衛星(53)到地球同步的軌道(64)和成為分離物(65)。這個可再用的軌道轉移飛行器(52)可以採用多於一次操作的方式作氣動減速以偏離軌道從而使空氣動力熱量(66)最小化同時利用這個具有可再用的軌道轉移飛行器(52)之氣動特性的能量以在位置(67)下滑的方式到達操作基地的附近。可再用的軌道轉移飛行器(52)為了回收(68)水平地降落在操作基地跑道(54)上。
參見圖2，以簡圖描繪了將衛星送至中等或低的地球軌道之另外實施方式的飛行操作各飛行任務情況。這些飛行任務是基於此處應用了航空及航天飛行器(50)及可再用的航天飛行器(51)作為一兩級系統的固有性能。該包括可再用航天飛行器(51)和一或多個衛星(69)的航空及航天飛行器(50)使用發射器衝壓發動機推進裝置在操作基地從傳統的跑道(54)上起飛並爬升加速到中等一超聲速。在這一飛行分段中，該發射器將應用儲存的和在起飛時收集的空氣氧化劑，收集的空氣氧化劑用於加速而儲存的空氣氧化劑在以後應用。在發射器關閉以後，該航空及航天飛行器(50)連續加速到高超聲速(55)。航空及航天飛行器(50)執行一個包括再點燃該發射器並利用助爬升火箭的推進作用的高海拔拉升過程以離開敏感的大氣層(56)。該可再用的航天飛行器(51)和衛星(69)則被彈射裝置從航空及航天飛行器(50)上拋出以成為分離物70。該航空及航天飛行器(50)再返回大氣層並以高超聲速(58)依靠衝壓發動機推進裝置飛回到操作基地。航空及航天飛行器(50)以水平著陸(59)被回收在操作基地(54)上。
該可再用的航天飛行器(51)將衛星(69)助推至希望的高度(71)，並沿軌道(72)循環飛行和使衛星(73)懸在空中。該可再用的航天飛行器(51)偏離軌道(62)並作返回下滑以使回收物(63)水平著陸到操作基地跑道(54)上。
參見圖3，以局部剖立體圖描繪了該優選實施例飛行任務運載工具之被航空及航天飛行器裝載的情況，該可再用的航天飛行器(51)，可再用的軌道轉移飛行器52和一地球同步軌道衛星(53)的虛線示外罩。該可再用的航天飛行器(51)和可再用的軌道轉移飛行器(52)具有它們之相對其機身摺疊的機翼。該可再用的航天飛行器(51)具有被安裝在其頭(鼻)部的可再用的軌道轉移飛行器(52)，該可再用的軌道轉移飛行器(52)具有被安裝在其打開的前門內部的衛星(53)。這些運載工具是通過可再閉合的並由一上蓋板(75)和一下斜臺(76)構成的頭部流線型外罩(74)被接近的。在虛線的位置，該蓋板(75)被表示打開了(77)，斜臺(76)也被表示打開了(78)。
參見圖4至7，該航空及航天飛行器(50)通過應用可再用的和不可再用的上面(遊)級(飛行器)之各種組合方案而具有發射多個有效載荷的能力。一個被設置為將載人或與人相關的有效載荷(79)投放到低的或中等的地球軌道上的運載工具被如圖4所示地安裝在一可再用的航天飛行器(51)上。星際探測的運載工具(80)可以如圖5所示地將一不可再用的第四級(81)附加到航空及航天飛行器(50)之可再用的軌道轉移飛行器(52)和可再用的航天飛行器(51)上來進行發射。圖6表明一大質量衛星(84)的特殊情況，其可以應用本航空及航天飛行器(50)，可再用的航天飛行器(51)和一不可再用的第三級(82)被送至地球軌道上。這種不可再用的第三級(82)用一相當質量的推進劑和燃料箱來代替該可再用的軌道轉移飛行器(52)之可再用的特徵器件以用於附加的助推能力。圖7表明一個大質量衛星(85)的特殊情況，其可以使用該航空及航天飛行器(50)，不可再用的第二級(83)和不可再用的第三級(82)被直接送至地球同步的地球軌道上。該不可再用的第二級(83)也用相當質量的推進劑和燃料箱代替該可再用的航天飛行器(51)之可再用的特徵構件以用於附加的助推能力。
參見圖8和9，其描繪了可再用的航天發射系統設備。圖8是一有效載荷的加工設備(86)的側視圖，其包括一系列的潔淨空間和一維修及服務空間(87)用於航空及航天飛行器(50)。該潔淨空間是用於衛星的製備(88)的，以便安裝在上面級(89)上並用於裝配在航空及航天飛行器(90)上。每個潔淨空間都用密封的門件(91)隔離開。在衛星(一個或多個)通過製備工作被加工好並安裝在一上面(遊)級上以及這樣成為在航空及航天飛行器(50)中裝配的組件以後，該可閉合的頭部流線型外罩之上邊的蓋板(75)和下邊的斜臺(76)就被合攏和密封。然後，這種被裝載的航空及航天飛行器(50)被拖出該有效載荷加工廠房(86)而達推進劑服務工場(96)，該工場被包含在圖9中的操作基地(92)內。而且該有效載荷加工設備(86)也用作航空及航天飛行器的維護機庫。該操作基地的其它單元包括飛行操作控制管理，及工程支援大樓(93)，可再用的軌道轉移飛行器維護機庫(94)，可再用的航天飛行器維護機庫(95)，推進劑服務工場(96)，推進劑再供給輸送入口(97)，發動機試驗工場(98)，飛行器試車工場(99)和用於航空及航天飛行器(50)起飛和所有運載工具為回收著陸用的跑道(54)。
參見圖10，該航空及航天飛行器(50)被表示在一頂視平面圖中，其具有該可再閉合的並形成該前部機身的有效載荷頭部流線型外罩。該橢圓形(Ojival)上機身(100)向後融合進該輔助的爬升火箭發動機罩(101)中。該下面前邊的機身(102)從頭部至發射器衝壓發動機短艙(103)是向後擴張的。而下面後邊的機身(104)則被成形為該發射器衝壓發動機的延長的噴管。機翼(105)是後掠式和錐縮的並具有一用於發射器衝壓發動機噴管的根部槽口和用於氣動的俯仰和翻滾控制的後緣升降副翼(106)。該垂直的尾翼(107)可提供方向的穩定性。在外大氣層中的姿態則通過用於俯仰(108)，翻滾(109)和側滑(110)的各推進器加以控制。而機體內部的壓力，除了推進劑系統，是由通風孔(111)控制的。該有效載荷的發射彈拋的氣體是對稱地在氣口(112)排出的。
參見圖11，該航空及航天飛行器(50)被描繪在側視圖中並帶有可再閉合的有效載荷的頭部流線型外罩(74)，所示為閉合在實線的位置上；而在有效載荷的發射位置時，打開的蓋板(77)和打開的斜臺(78)被以虛線表示；以及在地面的有效載荷安裝時，打開的斜臺(113)已被進一步降低了。該輔助的著陸架(114)和主著陸架(115)表示在伸展的位置上用於地面維護，起飛和著陸。在機翼(105)下邊是發射器衝壓發動機短艙(103)，其還包括用於發射器衝壓發動機的空氣進氣系統和氧化劑補充裝置，空氣液化裝置。該下面的前部機身或者使橫截面擴張的前部機身提供對以高速進入該空氣進氣系統的空氣作預壓縮的作用。該下面的後部機身(104)被成型為該發射器衝壓發動機的一個伸長的噴管。該輔助爬升火箭發動機罩(101)的下面部分是一再進入熱屏蔽。該助推爬升火箭發動機(116)噴管在運行期間處於暴露以輻射它們的熱量。該垂直尾翼(107)的後緣舵(117)可提供氣動的方向控制。該燃料通氣孔(118)位於該垂直尾翼(107)的後緣(舵)尖端上。如圖所示在上機身(100)之各個部分上是用於俯仰(108)，和偏航(110)的姿態控制推進器，機體通氣孔(111)和發射彈拋的排氣口(112)。所示的航空及航天氣行器(50)是停立在靜止的地面水平線(119)上的。
參見圖12，該外部構型表徵了一個具有橢圓(Ojival)形狀的高徑長比的低阻力上機身(100)。而機翼(105)上邊的後部機身(120)收縮成與輔助爬升火箭發動機罩(101)相融合；該下邊的前機身(102)則從頭(鼻)部擴大到位於機翼(105)下方的發射器衝壓發動機短艙(103)以便在高速時產生壓縮升力。在發射器衝壓發動機運轉期間，燃料可被噴注到該下面後部機身(104)的區域中同時渦輪泵排氣填充該噴管以減少阻力和產生外部的燃氣推力。在發射器被關車在高速度及高海拔處以後，該衝壓發動機和渦輪泵排氣則填充該噴管及產生推力。該機翼(105)和垂直尾翼(107)都具有薄的翼型截面和高的展弦比以適應於高超聲速的運載工具並在整個的飛行蒙皮(外殼)上為低的阻力。該輔助的爬升火箭發動機(116)可在再點燃該衝壓發動機的發射器之後被點燃並持續地燃燒到該發射器衝壓發動機被關車以後以使航空及航天飛行(50)加速並超出敏感的大氣層到達上面級發射的高度。
參見圖13，描繪了該航空及航天飛行器(50)主要構件的分解立體圖並包括可再閉合的有效載荷流線外罩(74)的蓋板(75)和斜臺(76)；前部機身(121)其包含貨艙，有效載荷發射彈拋系統，輔助著陸架(114)，航空電子設備和環境控制系統，電子驅動的液壓系統，前部的俯仰和偏航姿態控制系統(108)，(110)，機體通氣口(111)和一用於在飛行器上用快速脫開為上一級服務的推進劑輸送，排放和通氣的系統；主要的爬升燃料箱(122)；輔助的爬升火箭燃料箱(123)和氧化劑箱(124)；輔助的爬升火箭罩(101)和發動機(116)；返回吊架燃料箱(125)；下面中間機身(126)其具有發射器衝壓發動機短艙(103)並包含有發射器衝壓發動機和空氣進入系統，主著陸架(115)，輔助爬升燃料箱(127)，空氣液化裝置(128)，推進劑輸送、排放和通氣系統，翻滾姿態控制系統(109)和機體通氣口；下面後部機身(104)包含發射器衝壓發動機氧化劑儲存箱(129)，推進劑箱恆壓箱(130)，主要內部動力單元和推進劑箱(131)，後部的俯仰和偏航姿態控制系統(108)(110)和機體通氣口(111)；機翼(105)和升降副翼(106)並包含了飛行控制致動器，氧化劑通口(132)和位於機翼及升降副翼間的機體通口；垂直尾翼(107)和舵(117)並包括飛行控制致動器，燃料通口(118)和位於機翼及升降副翼間的機體通口；輔助著陸架(114)；主著陸架；前部主框架(133)；下面的中間框架(134)；中間的艙壁(135)；和後部的艙壁(136)。所有低溫的推進劑箱使用多層的隔離以使蒸發最小化和防止在外表面上結霜形成。該前部機身，主爬升燃料箱，輔助爬升火箭燃料和氧化劑箱是主要的機身結構。該次要結構，吊架箱，下面中間的機身和下面後部的機身通過主要的框架和艙壁將載荷傳遞到所述主要的機身結構上正如機翼和垂直尾翼做的那樣。
參見圖14，該返回吊架箱(125)的分解立體圖描繪了主要的構件。該吊架箱(125)包括一箱體(137)，一蓋板(138)和蓋帽(139)。該箱體(137)是一對中的多一瓣式結構方案並具有扁的球形端部(140)。這些瓣件(141)具有圓形橫截面並從前往後是半徑增大的。這些瓣件(141)搭接和橫切在一交(節)點(142)處。這些裡邊和外邊的交點(142)是通過一穿孔的板條相連接的，該板條是一結構的系帶和隔板。該箱體(137)用熱力膨脹補償裝置安裝在主要框架(133)及(134)的前邊和後邊。該箱體(137)包括了填注，排放，通氣和數量測定設備。該箱體(137)通過一半個截錐形蓋板(138)和蓋帽(複數)(139)被氣動上流線型化。該蓋板(138)和蓋帽(139)是金屬夾層結構並用一系列裝配在箱體(137)交(節)點(142)上的對中框架(143)增強剛性。這種蓋板(138)和蓋帽(139)被連接到主框架(133)和(134)上。而且蓋帽(139)還沿共同的交換面連接到蓋板(138)上。
參見圖15，在該前部機身的側視圖中描繪了該航空及航天飛行器(50)的有效載荷，支承和彈拋發射系統。該飛行器(50)的有效載荷被安裝在該貨艙之每個下部側邊上的一對軌道(144)上。該可再用的航天飛行器(51)具有多個在機翼根部中的滾輪(145)，其通過摺疊的機翼被暴露。另外，可再用的航天飛行器(51)被一安裝在航空、天飛行器(50)之斜臺(76)上的支柱(146)所支承，該斜臺(76)當被打開時可允許該支柱(146)在安裝和發射期間排除可再用的航天飛行器(51)。為了所述主要的飛行任務，一個於斜臺(76)上更在前面安置的支柱(147)支承著該可再用的軌道轉移飛行器(52)並具有同樣的排除特性。該彈射裝置(148)是一高壓冷氣體致動的裝置，其包括一組合一體式滑車和工作缸(149)，多倍伸縮式活塞(150)，機體安裝件(151)，鎖定和不鎖定機構(152)，帶有填注、輸送和排放系統(153)的氣體貯存箱。該滑車(149)具有在每側邊上前和後以梁架安裝的滾輪，它們被設置在可再用的航天飛行器(51)後邊的軌道(144)上。該滑車(149)對接到一在由機翼結構運載的可再用的航天飛行器(51)後側面上的緩衝擋上。這些滑車(149)梁架具有鎖定機構以在運載時將可再用飛行器(61)限定在航天飛行器(50)上。該滑車(149)梁架通過其分別被連接到中心線工作缸上的一前橫梁和一後橫梁相連接。這些多倍伸縮的活塞在運載期間被收疊在滑車(149)工作缸中。當這些上面級被從航天飛行器(50)上發射時，該蓋板(75)和斜臺(76)被打開並致動該彈射裝置。該多倍伸縮式活塞的最內部件具有一被構造為耳軸並帶有側銷的後蓋帽，該側銷被插進太空飛行器(50)機身的從前向後開槽的安裝件(151)中並在運載時被通過耳軸和安裝件(151)耳環的一單獨保持銷而固定在位。該太空飛行器(50)控制系統打開閥門以允許冷氣體從貯存箱(153)流至工作缸(149)，鑑於此，該保持銷則由於活塞(150)開始伸出而被剪斷，而且該耳軸側銷在太空飛行器(50)的機身安裝件(151)中向後運動。該裝載限制機構(152)則隨著耳軸側銷向後移動而開鎖並且通過接觸一安裝件(151)的擊發板來致動該機構(152)。當該耳軸側銷安置到安裝件(151)之開槽的後邊部分上時該伸縮式活塞(150)則伸出以驅動該滑車(149)前移並將可再用的太空飛行器(51)和其有效載荷發射到太空飛行器(50)之外去。該彈拋裝置(148)當可再用太空飛行器(51)具有足夠數量的接合在軌道上的滾輪對由該低的推進線路引起的相對可再用太空飛行器(51)的重心差為不利的上仰力矩起零(無效)作用時就停止推送。每個活塞(150)之頭部都具有在缸內的動力密封件，而且幾乎所有如此僅除了該最裡邊的活塞相對於其內的活塞而用作一工作缸並在其支承該活塞杆的軸套中具有動力的密封件。在活塞和軸套之間的裝配期間這種容腔的密封作用將在冷氣源被關閉並且該缸(149)氣體壓力迅速減小到15磅/每平方英寸(絕對壓力)時提供一在滑車(154)衝程末端的緩衝器。這種阻尼過的氣體被對稱地排出到該太空飛行器(50)機身的每側之外去。該彈拋裝置(148)在地面上被復原以轉向後面的飛行任務。
參見圖16，一個剖開的頂視立體圖表示該發射器衝壓發動機(155)之流動通道。該外邊的(各)部分是混合器(156)，擴壓器(157)，燃燒室(158)和噴管(159)。該內部的構件是發射器(160)，擴壓器葉片(161)，燃料噴射器(162)，被閉合的噴管塞(163)，敞開的噴管塞(164)，和一噴管塞伸縮軸。而且還示出了該發射器動力供給岐管(165)和噴管再生冷卻的岐管(166)。該噴管塞(163)是被正反饋冷卻的。
參見圖17，該可再用的太空飛行器(51)被表示為頂視平面圖的復原構型。該有效載荷安裝件的球形分段(164)面向前方並流線型匯入該橢圓形(Djival)前部機身(165)中，其再流線型匯入主機身(166)中。該後部機身終端167(Closeout)是一個在返回期間保護內部系統的熱屏蔽件。該下面的安裝板是一熱屏蔽件(168)並用於火箭發動機(169)噴管。該機翼(170)是高度後掠的並帶有用於氣動俯仰和翻滾控制的後緣升降副翼(171)。一傾斜的垂直尾翼(172)被安裝在每個機翼(170)之尖端上。該傾斜的垂直尾翼(172)的二面(V形)角被設定為使得機翼(170)和傾斜的垂直尾翼(172)的面積最大化同時又使在太空飛行器(50)中的裝載體積最小化。該垂直尾翼(172)可提供方向的穩定性，而後緣舵(173)則提供方向控制。在外大氣層的姿態是用俯仰和翻滾(174)及偏航(175)的推進器控制的。機體內部的壓力，除了推進劑系統是由通氣孔(176)控制的。
參見圖18，該可再用的太空飛行器(51)被表示在側視圖中的復原構型圖。該輔助著陸架(177)和主著陸架(178)表示在伸展的位置上用地面的操作和著陸。該可再用的太空飛行器(51)被表示為停立在靜止地面水平線(179)上。該在下面的機身(166)側面上的流線型外罩(180)容納著該機翼連接結構及伸展和鎖定機構，主著陸架(178)和用於安裝在太空飛行器(50)中的滾輪(145)。在前機身(165)上示出的是姿態控制推進器(174)和(175)及通氣孔(176)，而且也在流線外罩(180)上。還表明了球形分段(164)流線型外殼，末端(167)，熱屏蔽件(168)，火箭發動機(169)，機翼(170)，垂直尾翼(172)和舵件(173)。
參見圖19，可再用太空飛行器(51)的頂側透視圖表明了圖形橫截面的機身構件(164)，(165)，(166)和(167)及下面的機身流線型外罩(180)。而且示出了機翼(170)和升降副翼(171)，垂直尾翼(172)和舵件(173)，火箭發動機(169)，熱屏蔽件(168)，通氣孔(176)，俯仰和翻滾姿態控制推進器(174)和偏航姿態控制推進器(175)。
參見圖20，在一剖開的頂側立體圖上表示了可再用太空飛行器(51)的內部構件。這個是有效載荷固定件和球形分段流線型外罩(164)的轉架被在頂部和底部吊掛並與動力驅動裝置相關聯以轉動180度。該姿態控制推進器(174)和(175)氧化劑推進劑箱(182)和燃料箱(183)被安置在前機身(165)中，其帶有輔助著陸架(177)和其伸展累計器(184)，航空電子設備和其環境控制系統(185)，及有效載荷供應聯線(186)。沿著主機身(166)的底部中心線是系統導管(187)。沿著頂部中心線則是燃料通口(188)。該主機身(166)的前面部分是燃料箱(189)，而後面部分則是氧化劑箱(190)。在中心線處是通過氧化劑箱(190)的燃料管(191)。該氧化劑管(192)從該凹面的艙壁之底部向中心線上的火箭發動機(169)供料。在該後面機身的末端中是主要的動力單元並帶有液壓系統及電子發生器(193)，液壓介質箱(194)，推進劑箱(195)，推進劑箱的恆壓箱(196)和氧化劑通氣口(197)。在機翼(170)中是飛行控制致動器(198)。
參見圖21，處在載帶位置，用來在航空航天飛行器50之外的可再用航天飛行器51的頂部透視圖示出了有效載荷朝前安裝座199，該帶傾斜的垂直尾翼172的機翼170折向主機身166，將用於安裝在航天航空飛行器50中的導軌144的滾柱145暴露出來。
參見圖22，一局部剖開的頂側透視圖描繪了機翼(170)伸展機構(200)和機翼放下鎖定機構(201)。該伸展機構(200)包括一帶拉杆(203)的單一線性致動的曲杆(202)以將機翼(170)伸開。該機翼放下鎖定機構(201)應用一單個電機(204)其帶驅動軸(205)以將在每側邊上的螺杆及齒輪單元轉動進而將扭矩管(207)相對前邊和後邊的機翼(170)翼梁轉動在此處，花鍵轉換的螺紋式錐形銷(208)則鎖定和拉下該機翼密封件。
參見圖23，該可再用太空飛行器機翼(170)在一翼梁連接處的橫截面圖被描繪在摺疊的位置上。該上面的連接件(209)作用如一吊掛。該下面的連接件包括一凸耳(201)和吊環(複數)(211)，它們具有配合的錐形孔用於所述錐形銷(208)。這些錐形銷(208)鎖定這伸展的機翼和偏移該陶瓷基體複合材料氣門密封件(212)並壓縮該柔性的輔助密封件(213)。這些密封件被安裝在機身(166)，熱力保護瓦(214)和機翼(170)，熱力保護瓦(215)上。
參見圖24，其描繪了一典型的下表面區域被蓋一熱力保護系統(216)的外視立體圖。該熱力保護系統被施加到球形分段頭部(164)，機身前段(165)，機身的底部(166)，下面機身流線外罩(180)，火箭噴管熱屏蔽(168)，機翼(170)的底部和上前緣和可再用太空飛行器(51)之垂直尾翼的兩側面上。機體蓋件(217)具有用陶瓷粘接劑連接的強化(retisic)陶瓷泡沫瓦(218)。陶瓷基質複合材料(219)的表面層(片)構成外表面。它們被配置得搭蓋住這些泡沫芯件接合連接縫(220)並也用陶瓷粘接劑相連接。
參見圖25，示出了該可再用的軌道轉移飛行器(52)的頂視平面圖之復原構型。該前部的機身包括四扇門(221)，其在回收操作期間覆蓋著有效載荷安裝件。該主機身(222)包括推進劑箱和(一些)子系統。該後邊的機身末端(223)是在再進入(大氣)期間保護內部系統的熱屏蔽件。該下面的安裝板是用於火箭發動機噴管(225)的熱屏蔽(224)。還有一桁架(226)用於安裝到可再用的太空飛行器(51)上。機翼(227)是高度後掠的並帶有後緣升降副翼(228)用於氣動俯仰和翻滾控制。一傾斜的垂直尾翼(229)被安裝在每個機翼尖端(227)上。該傾斜之垂直尾翼(229)的兩面(V形)角被設定為使機翼(227)和垂直尾翼(229)的面積最大而使在太空飛行器(50)中的裝載體積卻最小。該垂直尾翼(229)可提供方向的穩定性，而後緣舵(230)可提供方向控制。在外大氣層的姿態是由用於俯仰和翻滾(231)及偏航(232)的推進器控制的。該機體內部壓力，除了推進劑系統，是由通氣口(233)控制的。
參見圖26，在一側視圖中表明了可再用的軌道轉移飛行器(52)的復原構型。該輔助著陸架(234)和主著陸架(235)被表示在伸出位置上用於地面操作和著陸。所示的可再用軌道轉移飛行器停立在靜止的地面水平線(236)上。在下面機身(222)側面上的流線外罩(237)容納著機翼連接機構和伸展及鎖定機構和主著陸架(235)。所示的在機身(222)之前機身部分上的是姿態控制推進器(231)和(232)及通口(233)，而且在流線外罩(237)中。還表示了有效載荷安裝件覆蓋門(221)，末端熱屏蔽件(223)，火箭發動機(225)，熱屏蔽件(224)，機翼(227)，垂直尾翼(229)和舵件(230)。
參見圖27，該可再用的軌道轉移飛行器(52)的頂側透視圖描繪了機身(222)的圓形橫截面，末端熱屏蔽件(223)和下面的機身流線外罩(237)。還表示了機翼(227)，升降副翼(228)，垂直尾翼(229)，舵件(230)，火箭發動機(225)，安裝橋架(226)，熱屏蔽件(224)，通氣口(233)，俯仰和翻滾姿態控制推進器(231)和偏航姿態控制推進器(232)。該熱力保護處理件，機翼伸展和鎖定機構則與可再用的太空飛行器相同。
參見圖28，以剖開的頂透視圖描繪了可再用的軌道轉移飛行器(52)之內部構件。該有效載荷的供應線(239)，航天電子設備和其環境控制系統(240)，輔助著陸架(234)和其伸展累計器(241)，姿態系統氧化劑箱(242)和燃料箱(238)，俯仰和翻滾姿態控制推進器(231)和偏航姿態控制推進器(232)被安置在前面的機身(222)中。而中間的機身(222)則是該燃料箱(244)。該後邊的機身(222)是氧化劑箱(247)。被包含在機身(222)中的是系統導管(253)，燃料通路(245)，氧化劑通路(248)，燃料管線(246)和氧化劑管線(251)。該末端熱屏蔽件包含該帶液壓系統的主動力單元和電氣發生器(252)，推進劑箱(243)和推進劑箱恆壓箱(249)。在機翼中有飛行控制致動器(250)。在下面的機身流線外罩(237)中有主著陸架(235)。還表示了火箭發動機(225)和安裝桁架(226)。
參見圖29，頂側透視圖描繪了可再用的太空飛行器(51)，可再用的軌道轉移飛行器(52)和有效載荷佔位的外殼(53)在裝載時的構型並用於優選實施例的主要飛行任務。
參見圖30，一側視圖描繪了該可再用的軌道轉移飛行器(52)在裝載構型中具有一安裝到一截錐安裝結構(254)上的有效載荷(53)。該有效載荷覆蓋門(221)是在打開的位置上。
參見圖31，一頂透視圖描繪了一不可再用的第二級(83)。這第二級用於將大質量有效載荷直接送至地球同步軌道上。該不可回收的第二級(83)換得了所述可再用太空飛行器(51)之可再用的特徵體積和重量用於增加的推進劑在一更大的質量係數下工作從而提高性能。它有一交接面(255)用於安裝一不可再用的第三級(82)和有用於安裝在太空飛行器(50)中的滾輪(256)。
參見圖32，一頂透視圖描繪了一不可再用的第三級(82)。這一級也被用於將一大質量的有效載荷直接送至地球同步軌道上。該不可再用的第三級(82)換得了所述可再用的軌道轉移飛行器(52)之可再用的特徵體積和重量用於增加的推進劑以在更大的質量係數下工作從而提高性能。它有一有效載荷交接面(257)，其凹嵌在一環形燃料箱(258)中並在一雙凸面氧化劑箱(259)的前面。
參見圖33，一頂側後視立體圖描繪了一不可再用的第四級(81)。這一被用於和可再用的太空飛行器(51)和可再用的軌道轉移飛行器(52)相組合以將低質量有效載荷送入宇宙的飛行。該一次使用的第四級(81)包括一通用的固體火箭助推器(260)和一交叉級(261)。
參見圖34，描繪了該太空飛行器(50)之一載人高超聲速運輸飛行(262)型式的頂視立體圖。增加了一機組人員艙(263)。該有效載荷艙門(264)被改裝得適於計劃的貨載。該輔助的爬升火箭系統被刪去並被流線型化(265)，該氧化劑箱被改裝成燃料箱。主要的結權和工具，發射器衝壓發動機推進裝置及子系統都基本上如太空飛行器(50)相同。
雖然本發明被結合附圖和優選實施例作了特殊地表示和說明，但是本領域裡的這些技術人員將明白，前述內容以及在此基礎上就結構和細節方面可以做出其它變化，然而都不能脫離本發明的構思和保護範圍。
權利要求
1.一航空及航天飛行器包括a)一機身，一對帶多個控制表面的機翼和一帶舵的尾翼；b)該機身包括i)一用於上面機身的從一頭部端至一尾端為錐形彎曲的輪廓結構；ii)一用於下面機身的從該頭端至一發動機短艙的為直線地錐形輪廓結構；該短艙後部包括多個具有到多個發動機排氣噴管為一恆定半圓形橫截面的進口；和一具有到所述尾翼端成減小的凹面錐形輪廓的下面後部機身；iii)該機身的一最大橫截面尺寸是在機翼根部前緣處並依此圍成一有效載荷艙；和到有效載荷艙的進口通過兩個起自該頭端後部起的合瓣殼門件形成，其一門件為有效載荷艙蓋板，另一為有效載荷斜臺，它們可以被打開以容納有效載荷，被關閉時用於飛行操作，而後被打開時用於排除有效載荷；c)該機翼包括i)一對在中心線處被附加到機身上的機翼側板以調節該機翼；和ii)每個機翼前緣是從一側板連接起後掠的，同時每個機翼外部分彎回到一機翼尖端；d)該尾翼包括i)該尾翼被安裝在所述(機身)尾端的稍稍前邊和一尾翼前緣從尾翼根部起後掠；和ii)一尾翼外部分彎回到一尾翼尖端；e)一姿態控制系統，帶有多個姿態控制火箭發動機，其被安裝在有效載荷艙蓋板和支承多個定位燃料箱的機翼尖端上；f)一鼻部支架和一對在中段的著陸架；g)一被包含在有效載荷艙後部之機身中的整體式爬升箱，多個輔助爬升箱和一吊架箱；h)一空氣液化單元，其接收來自通過在發動機短艙中包含的導管連接的空氣液化進口的空氣，並將該空氣液化以貯存在多個液態空氣箱中；i)一航天電子系統，多個氦氣箱和多個主要的動力推進劑單元；和j)多個安裝在發動機短艙中的發射器衝壓發動機，其接收來自通過發動機進氣導管連接的發動機短艙進口的外界空氣。
2.按權利要求1的航空及航天飛行器，其特徵在於a)一對助推爬升火箭發動機被安裝在尾端上，它們通過一助推液態氫箱和一助推液態氧箱供給燃料；b)一彈拋裝置和一對安裝在有效載荷艙中的有效載荷導軌；c)一可被安裝在有效載荷艙之有效載荷導軌上的可再用的航天飛行器包括i)一火箭發動機連接著一液態氫箱和一液態氧箱以及多個推進擠壓劑氦箱；ii)一設備部分，一主體，一後邊設備部分，一帶有發動機罩的RSC尾端和一可轉動的頭部；iii)所述主體在一下面的後邊表面中具有一種從該主體的接近中間點到一位於RSC尾端的發動機噴管再進入屏蔽件的流線形外殼；iv)一對可轉動地連接在所述流線形外殼上的RSC機翼並具有一傾斜的連接到每個機翼的尾翼且各具有傾斜的前緣其中，每個RSC機翼具有一控制升降副翼和每個尾翼具有RSC艙；v)一RSC頭部著陸架，一對RSC主著陸架和多個軸滾輪，它們當RSC機翼被摺疊時被暴露出，以便該軸滾輪可以安置在有效載荷導軌上；vi)一姿態控制設備系統包括多個RSC姿態控制推進器；一導航、領航及控制設備；多個主動力單元；和vii)一有效載荷安裝件具有一連接到可轉動的頭部上的有效載荷適配器和有效載荷的交接面裝置。
3.按權利要求1的航空及航天飛行器，其特徵在於一可再用的軌道轉移飛行器被作為有效載荷連接到可再用的航天飛行器上而該可再用的軌道轉移飛行器包括i)一軌道火箭發動機具有與之連接的一ROC液態氫箱和一ROC液態氧箱和多個ROC推進劑擠壓劑氦箱；ii)一ROC設備部分、一ROC主體，一ROC後部設備部分，一ROC尾端具有一ROC發動機流線形罩，一管狀的桁架和一帶有一合瓣殼頭部的ROC頭部交接面流線形殼，所述合瓣殼頭部可被打開和可被閉合；iii)該ROC主體在一ROC下面的後邊表面中具有一ROC流線形外殼，其從該ROC主體的接近中間點至一在ROC尾端處的ROC發動機噴管的再進入屏蔽件；iv)一對ROC機翼被可轉動地連接到該ROC流線形外殼上並具有一連接到每個ROC機翼上的ROC傾斜的尾翼，同時每個ROC機翼和ROC尾翼前緣是傾斜減小的，其中，每個ROC機翼具有一ROC控制升降副翼和每個ROC尾翼具有一ROC舵件；v)一ROC頭部著陸架和一對ROC主著陸架；vi)一包括多個姿態控制推進器的ROC姿態控制設備系統；一ROC導向、導航和控制設備；和多個ROG主動力單元；vii)一ROC有效載荷交接面裝置，具有在該頭部交接面流線外殼中的ROC有效載荷安裝裝置，而且該合瓣殼頭部具有打開的合瓣殼頭部構件。
4.按權利要求2的航空及航天飛行器，其特徵在於該第三級單元是一載人的有效載荷級。
5.按權利要求3的航空及航天飛行器，其特徵在於設有一不可再用的第四級以加速助推該有效載荷。
6.按權利要求2的航空及航天飛行器，其特徵在於設有一不可再用的第三級以助推該有效載荷。
7.按權利要求1的航空及航天飛行器，其特徵在於設有安裝其中的一不可再用的第二級和一不可再用的第三級用於投放該有效載荷。
8.按權利要求1的航空及航天飛行器，其特徵在於設有一用於駕駛員的設備。
全文摘要
該可再用的宇宙發射系統(1)實施例具有一第一級運載工具或航空及航天飛行器(50),一第二級運載工具或可再用的航天飛行器(51),和一第三級運載工具或可再用的軌道轉移飛行器(52)。所有這些級都具有基本的氣動飛行器構件包括:一機身,機翼及尾翼並組合有提供升力、穩定性和控制的控制表面。該太空飛行器(50)被構造為應用發射器衝壓發動機(18)用於作動力飛行並包括截獲空氣的裝置以便起飛和極端高海拔時補充用於發射器衝壓發動機(18)的氧化劑。為了在爬升運動以離開敏感大氣層時使太空飛行器(50)性能最佳化,該太空飛行器(50)可包括輔助爬升火箭發動機(116)。
文檔編號F02K9/50GK1337912SQ99816383
公開日2002年2月27日 申請日期1999年12月29日 優先權日1998年12月31日
發明者H·斯科特, S·G·沃斯特 申請人:太空通道有限公司