专利名称：有效载荷的携带及发射系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及用于将例如人造卫星的有效载荷置入地球轨道上的运载工具。这种新的运载工具通常使用两或叁级结构，其包括一发射器冲压发动机作动力的航空及航天飞行器，一第二级火箭作动力的可再用的航天飞行器以将有效载荷带至低的和中间的地球轨道；以及若必要时包括一第三级火箭作动力的可再用的轨道转移飞行器以将有效载荷带至地球同步的转移轨道上。该航空及航天飞行器也可用于与可再用的和不可再用的上面级或所有不可再用的上面级包括一第四级相组合构置以将有效载荷送至地球同步的或卫星的轨道。该航空及航天飞行器也可被用于作为高超音速的航空飞行器携带此有效载荷。
背景技术：
目前已使用各种运载工具用来将卫星送至地球轨道上。这些运载工具通常包括一火箭或发射器或一(高超音速)航空飞行器及火箭的组合方案。这些运载工具都是公知的并已在美国和其它国家中生产制造。现有的许多例子是美国的宇宙飞船，法国的阿里亚那，俄国的普郎顿等。使用火箭或发射器以便从航空飞行器上发射从而使高海拔航空飞行器成为现实的应用设想已经被公开并具有了被试验的样机。而且，例如美国专利No’S 4,802,639和5,402,965已经提出了许多设计方案用于水平起飞的大的起动升力的运载工具。
然而，使用一种发射器冲压发动机作动力的并具有设计为水平起飞或从一较大航空飞行器上发射之飞行特性的空气动力型运载工具还未被用来轨道式有效载荷的宇宙发射。一个这样的系统已被揭示在美国专利N5,740,985中。
本发明则提供一空气动力型运载工具，其被优化设置为从零起始飞行至高超声的速度并具有用辅助的爬升火箭发动机拉升到敏感大气层之外的能力。这种空气动力型运载工具，即航空和航天飞行器可通过使用一级或多级火箭飞行到允许对有效载荷作轨道方位设置的一高度。然后，该航空及航天飞行器和火箭级都将返回和着陆以被再利用。而且，该航空及航天飞行器也可被用于在其载货机舱内输送有效载荷，在此情况下它将起飞并飞行到一目标位置并着陆。
发明的公开本发明的一目的是提供一空气动力型(飞行器)，其用于发射地球轨道的有效载荷。本发明的另一目的是提供一种将有效载荷送至地球轨道上的完全可再用的多级发射系统。该多级发射系统包括一发射器冲压发动机作动力的航空及航天飞行器第一级用于全部的飞行任务；一火箭作动力的可再用的航天飞行器第二级用于中间的和低的地球轨道发射；和一火箭作动力的可再用的轨道转移飞行器用于地球同步的转移轨道发射。另一目的是使用一人适用的航空及航天飞行器和可再用的航天飞行器将人类或与人相关的有效载荷送至低的或中等的地球轨道上。再一个目的是使用该航空及航天飞行器，可再用的航天飞行器，可再用的轨道转移飞行器，不可再用的第二级，不可再用的第三级和不可再用的第四级以各种组合方案支持特殊的飞行任务以将有效载荷送至地球或卫星的轨道上。一附加的目的是使用航空及航天飞行器的负载能力作为一高超声航空飞行器将一有效载荷在目标地之间运送。
依照此处提供的说明书，当该说明书和附图被参阅后，本发明的其它目的将变得明显了。
附图的简要说明
图1说明了用于一三级飞行任务之飞行操作的(各)操作阶段；图2表明了其它基本飞行任务的飞行操作；图3表示该发射系统运载工具的一局部剖立体图，其表明了装载着该航空及航天飞行器期间的一三级飞行任务配置结构，该航空及航天飞行器包括其内部安装的可再用航天飞行器，可再用的轨道转移飞行器，和一有效载荷占位的外罩；图4表示该航空及航天飞行器之顶部局部剖去的带有内部配置结构的平面图，其有一飞行任务是将人或与人相关的有效载荷送至低的或中等的地球轨道上；图5表明该航空、航天飞行器之顶部局部剖去的具有内部配置结构的平面图，其有一飞行任务而需要一不可再用的第四级将一有效载荷送至地球轨道之外；
图6表明该航空航天飞行器之顶部局部剖去的具有内部配置结构的平面图，其有一飞行任务而需要一不可再用的第三级以将一超重的有效载荷送至低的或中等的地球轨道。
图7表明该航空及航天飞行器之顶部局部剖去的带有内部配置结构的平面图，其有一飞行任务而需要不可再用的第二和第三级以将一有效载荷送至地球同步的轨道或将一很重的有效载荷送至低的或中等的地球轨道；图8表示该有效载荷进行飞行安装的侧视图；图9表示一使基础元件和设备运作的设计系统立体图；图10表示该航空及航天飞行器之顶视平面图；图11表示该航空及航天飞行器之侧视图；图12表示该航空及航天飞行器之顶视立体图特征；图13表示该航空航天飞行器之主要构件分解图；图14表示该同心的多瓣式吊架油箱和流线型外罩；图15表示该航空及航天飞行器的有效载荷，支承和弹抛发射系统的侧视图；图16表示该发射器冲压发动机流动通道的透视图；图17表示该可再用的航天飞行器之顶视平面图；图18表示该可再用的航天飞行器之侧视图；图19表示该可再用的航天飞行器之顶视立体图；图20表示该可再用的航天飞行器之内部构件的顶视立体图；图21表示该可再用的航天飞行器之在装载配置中的顶视立体图；图22表示该可再用的航天飞行器之机翼展开系统的顶视立体图；图23表示该可再用的航天飞行器之机翼返回密封系统的横截面图；图24表示该热力保护系统的外部立体图；图25表示该可再用的轨道转移飞行器之顶视平面图；图26表示该可再用的轨道转移飞行器之侧视图；图27表示该可再用的轨道转移飞行器之顶视立体图；图28表示该可再用的轨道转移飞行器之内部构件的顶视立体图；图29表示该可再用的轨道转移飞行器被配装到可再用的航天飞行器和一有效载荷占位的外罩上，并两者处在装载配置方式中的顶视立体图；图30表示该可再用的轨道转移飞行器在装载配置方式中带有一附加的有效载荷外壳的侧视图；图31表示一不可再用的第二级之顶视立体图；图32表示一不可再用的第三级之顶视立体图；图33表示一不可再用的第四级之顶侧后视立体图；图34表示该航空及航天飞行器之一个载人的高超声运输机实施例的顶视立体图。
实施本发明的最佳模式可再用的航天发射系统实施例具有一第一级运载工具或航空及航天飞行器，一第二级运载工具或可再用的航天飞行器和一第三级运载工具或可再用的轨道转移飞行器。所有这些级(运行器)都具有所述基本的空气动力飞行构件包括一机身，机翼和尾翼同时组合有控制表面以提供升力，稳定性和可控性。该航空及航天飞行器被构造为使用发射器冲压发动机以作动力的飞行并包括收集空气的装置以在起飞和极端高的海拔期间补充发射器冲压发动机用的氧化剂。为了使航空及航天飞行器的性能在作爬升运动以离开该敏感的大气层过程中最佳化，所述航空及航天飞行器可包括辅助的爬升火箭发动机。该航空及航天飞行器可被补充一级或多级运载工具以将卫星送至选择的轨道上。所有级(飞行器)的外大气层的控制是用小型火箭发动机实现的，其被配置得和被用作所需要的相对所有轴线的飞行。所有飞行器都可以用具有远程驾驶员备援的无人操作的自动导航，领航和控制装置进行飞行。该有效载荷舱可通过头(鼻)部装载的可再闭合的有效载荷外罩而被进入。该可再用的航天飞行器被安装在航空及航天飞行器有效载荷舱之每个较低侧面上的轨道中。在装载(飞行)期间，在该可再关闭的流线型外罩之斜面部分上的稳定座架支承着可再用的航天飞行器和可再用的轨道转移飞行器。为了(各级的)分离，一个弹抛装置通过打开的有效载荷的外罩将可再用的航天飞行器和其有效载荷射出。然后该航空及航天飞行器将有效载荷的外罩闭合并再进入大气层，飞回到该操作基地和着陆以便再用。在从航空及航天飞行器上射出之后，该可再用的航天飞行器和可再用的轨道转移飞行器可以展开它们的机翼。
该可再用的航天飞行器将其有效载荷送至低的或中等的地球轨道上。而这可再用的航天飞行器是通过一火箭发动机驱动飞行的。所述有效载荷被安装在该可再用的航天飞行器的前部。在有效载荷分离之后，该有效载荷的安装件则被转动180°(度)而朝向机身前部的内侧；现在，一个位于相反对置之侧面上的球形构件就是这空气动力(学)的流线型外罩以用于恢复飞行。该可再用的航天飞行器再进入大气层并下滑着陆在操作基地上以备再用。对于将一卫星送至地球同步的转移轨道上的主要飞行任务而言，可应用所述可再用的轨道转移飞行器。这种可再用的轨道转移飞行器是用一火箭发动机驱动飞行的。所述卫星被安装在该可再用的轨道转移飞行器之前部的一结构上并在四(扇)打开的门件内。在分离以后，该门件被闭合以提供一空气动力(学)的流线型外罩用于恢复飞行。该可再用的轨道转移飞行器采用了轨道式多次再进入地以使空气动力热能最小化并实现侧向地下滑到在操作基地着陆以备再用。
参见图1，其以简图说明了用于将一卫星送至地球同步的转移轨道上的一飞行任务的优选实施例飞行操作情况。这一飞行任务确定了发射系统的尺寸。该航空及航天飞行器50包括该可再用的航天飞行器51，可再用的轨道转移飞行器52和一地球同步轨道的卫星53，其该航空及航天飞行器50在一操作基地从一传统的跑道54上起飞，同时采用发射器冲压发动机推进装置并爬升、加速到中等超声的速度。在这一飞行分段期间，在该发射器冲压发动机中的发射器将应用储存的和在起飞时收集的空气氧化剂，收集的空气氧化剂用于加速而储存的空气氧化剂用于以后的应用。在发射器停车以后，该航空及航天飞行器50则继续加速至高超声速(55)。该航空及航天飞行器(50)要执行一个包括再点燃发射器和利用助推爬升火箭的推进作用的高海拔拉升过程以离开敏感的大气层(56)。该可再用的航天飞行器(51)，可再用的轨道转移飞行器(52)以及卫星(53)则通过弹射被从航空及航天飞行器(50)上射出以成为分离体(57)。然后航空及航天飞行器(50)再进入大气层并依靠冲压发动机推进作用以高超声速(58)飞回到操作基地。该航空及航天飞行器(50)在操作基地(54)被恢复为一水平的着陆(59)。该可再用的航天飞行器(51)将带有卫星(53)的可再用的轨道转移飞行器(52)助推加速到低地球轨道(60)。在投放和分离之后，该可再用的航天飞行器再进入大气层(61)并脱离轨道(62)，然后朝操作基地跑道(54)作返回地下滑以便回收物(63)水平着陆。该可再用的轨道转移飞器(52)则投放卫星(53)到地球同步的轨道(64)和成为分离物(65)。这个可再用的轨道转移飞行器(52)可以采用多于一次操作的方式作气动减速以偏离轨道从而使空气动力热量(66)最小化同时利用这个具有可再用的轨道转移飞行器(52)之气动特性的能量以在位置(67)下滑的方式到达操作基地的附近。可再用的轨道转移飞行器(52)为了回收(68)水平地降落在操作基地跑道(54)上。
参见图2，以简图描绘了将卫星送至中等或低的地球轨道之另外实施方式的飞行操作各飞行任务情况。这些飞行任务是基于此处应用了航空及航天飞行器(50)及可再用的航天飞行器(51)作为一两级系统的固有性能。该包括可再用航天飞行器(51)和一或多个卫星(69)的航空及航天飞行器(50)使用发射器冲压发动机推进装置在操作基地从传统的跑道(54)上起飞并爬升加速到中等一超声速。在这一飞行分段中，该发射器将应用储存的和在起飞时收集的空气氧化剂，收集的空气氧化剂用于加速而储存的空气氧化剂在以后应用。在发射器关闭以后，该航空及航天飞行器(50)连续加速到高超声速(55)。航空及航天飞行器(50)执行一个包括再点燃该发射器并利用助爬升火箭的推进作用的高海拔拉升过程以离开敏感的大气层(56)。该可再用的航天飞行器(51)和卫星(69)则被弹射装置从航空及航天飞行器(50)上抛出以成为分离物70。该航空及航天飞行器(50)再返回大气层并以高超声速(58)依靠冲压发动机推进装置飞回到操作基地。航空及航天飞行器(50)以水平着陆(59)被回收在操作基地(54)上。
该可再用的航天飞行器(51)将卫星(69)助推至希望的高度(71)，并沿轨道(72)循环飞行和使卫星(73)悬在空中。该可再用的航天飞行器(51)偏离轨道(62)并作返回下滑以使回收物(63)水平着陆到操作基地跑道(54)上。
参见图3，以局部剖立体图描绘了该优选实施例飞行任务运载工具之被航空及航天飞行器装载的情况，该可再用的航天飞行器(51)，可再用的轨道转移飞行器52和一地球同步轨道卫星(53)的虚线示外罩。该可再用的航天飞行器(51)和可再用的轨道转移飞行器(52)具有它们之相对其机身折叠的机翼。该可再用的航天飞行器(51)具有被安装在其头(鼻)部的可再用的轨道转移飞行器(52)，该可再用的轨道转移飞行器(52)具有被安装在其打开的前门内部的卫星(53)。这些运载工具是通过可再闭合的并由一上盖板(75)和一下斜台(76)构成的头部流线型外罩(74)被接近的。在虚线的位置，该盖板(75)被表示打开了(77)，斜台(76)也被表示打开了(78)。
参见图4至7，该航空及航天飞行器(50)通过应用可再用的和不可再用的上面(游)级(飞行器)之各种组合方案而具有发射多个有效载荷的能力。一个被设置为将载人或与人相关的有效载荷(79)投放到低的或中等的地球轨道上的运载工具被如图4所示地安装在一可再用的航天飞行器(51)上。星际探测的运载工具(80)可以如图5所示地将一不可再用的第四级(81)附加到航空及航天飞行器(50)之可再用的轨道转移飞行器(52)和可再用的航天飞行器(51)上来进行发射。图6表明一大质量卫星(84)的特殊情况，其可以应用本航空及航天飞行器(50)，可再用的航天飞行器(51)和一不可再用的第三级(82)被送至地球轨道上。这种不可再用的第三级(82)用一相当质量的推进剂和燃料箱来代替该可再用的轨道转移飞行器(52)之可再用的特征器件以用于附加的助推能力。图7表明一个大质量卫星(85)的特殊情况，其可以使用该航空及航天飞行器(50)，不可再用的第二级(83)和不可再用的第三级(82)被直接送至地球同步的地球轨道上。该不可再用的第二级(83)也用相当质量的推进剂和燃料箱代替该可再用的航天飞行器(51)之可再用的特征构件以用于附加的助推能力。
参见图8和9，其描绘了可再用的航天发射系统设备。图8是一有效载荷的加工设备(86)的侧视图，其包括一系列的洁净空间和一维修及服务空间(87)用于航空及航天飞行器(50)。该洁净空间是用于卫星的制备(88)的，以便安装在上面级(89)上并用于装配在航空及航天飞行器(90)上。每个洁净空间都用密封的门件(91)隔离开。在卫星(一个或多个)通过制备工作被加工好并安装在一上面(游)级上以及这样成为在航空及航天飞行器(50)中装配的组件以后，该可闭合的头部流线型外罩之上边的盖板(75)和下边的斜台(76)就被合拢和密封。然后，这种被装载的航空及航天飞行器(50)被拖出该有效载荷加工厂房(86)而达推进剂服务工场(96)，该工场被包含在图9中的操作基地(92)内。而且该有效载荷加工设备(86)也用作航空及航天飞行器的维护机库。该操作基地的其它单元包括飞行操作控制管理，及工程支援大楼(93)，可再用的轨道转移飞行器维护机库(94)，可再用的航天飞行器维护机库(95)，推进剂服务工场(96)，推进剂再供给输送入口(97)，发动机试验工场(98)，飞行器试车工场(99)和用于航空及航天飞行器(50)起飞和所有运载工具为回收着陆用的跑道(54)。
参见图10，该航空及航天飞行器(50)被表示在一顶视平面图中，其具有该可再闭合的并形成该前部机身的有效载荷头部流线型外罩。该椭圆形(Ojival)上机身(100)向后融合进该辅助的爬升火箭发动机罩(101)中。该下面前边的机身(102)从头部至发射器冲压发动机短舱(103)是向后扩张的。而下面后边的机身(104)则被成形为该发射器冲压发动机的延长的喷管。机翼(105)是后掠式和锥缩的并具有一用于发射器冲压发动机喷管的根部槽口和用于气动的俯仰和翻滚控制的后缘升降副翼(106)。该垂直的尾翼(107)可提供方向的稳定性。在外大气层中的姿态则通过用于俯仰(108)，翻滚(109)和侧滑(110)的各推进器加以控制。而机体内部的压力，除了推进剂系统，是由通风孔(111)控制的。该有效载荷的发射弹抛的气体是对称地在气口(112)排出的。
参见图11，该航空及航天飞行器(50)被描绘在侧视图中并带有可再闭合的有效载荷的头部流线型外罩(74)，所示为闭合在实线的位置上；而在有效载荷的发射位置时，打开的盖板(77)和打开的斜台(78)被以虚线表示；以及在地面的有效载荷安装时，打开的斜台(113)已被进一步降低了。该辅助的着陆架(114)和主着陆架(115)表示在伸展的位置上用于地面维护，起飞和着陆。在机翼(105)下边是发射器冲压发动机短舱(103)，其还包括用于发射器冲压发动机的空气进气系统和氧化剂补充装置，空气液化装置。该下面的前部机身或者使横截面扩张的前部机身提供对以高速进入该空气进气系统的空气作预压缩的作用。该下面的后部机身(104)被成型为该发射器冲压发动机的一个伸长的喷管。该辅助爬升火箭发动机罩(101)的下面部分是一再进入热屏蔽。该助推爬升火箭发动机(116)喷管在运行期间处于暴露以辐射它们的热量。该垂直尾翼(107)的后缘舵(117)可提供气动的方向控制。该燃料通气孔(118)位于该垂直尾翼(107)的后缘(舵)尖端上。如图所示在上机身(100)之各个部分上是用于俯仰(108)，和偏航(110)的姿态控制推进器，机体通气孔(111)和发射弹抛的排气口(112)。所示的航空及航天气行器(50)是停立在静止的地面水平线(119)上的。
参见图12，该外部构型表征了一个具有椭圆(Ojival)形状的高径长比的低阻力上机身(100)。而机翼(105)上边的后部机身(120)收缩成与辅助爬升火箭发动机罩(101)相融合；该下边的前机身(102)则从头(鼻)部扩大到位于机翼(105)下方的发射器冲压发动机短舱(103)以便在高速时产生压缩升力。在发射器冲压发动机运转期间，燃料可被喷注到该下面后部机身(104)的区域中同时涡轮泵排气填充该喷管以减少阻力和产生外部的燃气推力。在发射器被关车在高速度及高海拔处以后，该冲压发动机和涡轮泵排气则填充该喷管及产生推力。该机翼(105)和垂直尾翼(107)都具有薄的翼型截面和高的展弦比以适应于高超声速的运载工具并在整个的飞行蒙皮(外壳)上为低的阻力。该辅助的爬升火箭发动机(116)可在再点燃该冲压发动机的发射器之后被点燃并持续地燃烧到该发射器冲压发动机被关车以后以使航空及航天飞行(50)加速并超出敏感的大气层到达上面级发射的高度。
参见图13，描绘了该航空及航天飞行器(50)主要构件的分解立体图并包括可再闭合的有效载荷流线外罩(74)的盖板(75)和斜台(76)；前部机身(121)其包含货舱，有效载荷发射弹抛系统，辅助着陆架(114)，航空电子设备和环境控制系统，电子驱动的液压系统，前部的俯仰和偏航姿态控制系统(108)，(110)，机体通气口(111)和一用于在飞行器上用快速脱开为上一级服务的推进剂输送，排放和通气的系统；主要的爬升燃料箱(122)；辅助的爬升火箭燃料箱(123)和氧化剂箱(124)；辅助的爬升火箭罩(101)和发动机(116)；返回吊架燃料箱(125)；下面中间机身(126)其具有发射器冲压发动机短舱(103)并包含有发射器冲压发动机和空气进入系统，主着陆架(115)，辅助爬升燃料箱(127)，空气液化装置(128)，推进剂输送、排放和通气系统，翻滚姿态控制系统(109)和机体通气口；下面后部机身(104)包含发射器冲压发动机氧化剂储存箱(129)，推进剂箱恒压箱(130)，主要内部动力单元和推进剂箱(131)，后部的俯仰和偏航姿态控制系统(108)(110)和机体通气口(111)；机翼(105)和升降副翼(106)并包含了飞行控制致动器，氧化剂通口(132)和位于机翼及升降副翼间的机体通口；垂直尾翼(107)和舵(117)并包括飞行控制致动器，燃料通口(118)和位于机翼及升降副翼间的机体通口；辅助着陆架(114)；主着陆架；前部主框架(133)；下面的中间框架(134)；中间的舱壁(135)；和后部的舱壁(136)。所有低温的推进剂箱使用多层的隔离以使蒸发最小化和防止在外表面上结霜形成。该前部机身，主爬升燃料箱，辅助爬升火箭燃料和氧化剂箱是主要的机身结构。该次要结构，吊架箱，下面中间的机身和下面后部的机身通过主要的框架和舱壁将载荷传递到所述主要的机身结构上正如机翼和垂直尾翼做的那样。
参见图14，该返回吊架箱(125)的分解立体图描绘了主要的构件。该吊架箱(125)包括一箱体(137)，一盖板(138)和盖帽(139)。该箱体(137)是一对中的多一瓣式结构方案并具有扁的球形端部(140)。这些瓣件(141)具有圆形横截面并从前往后是半径增大的。这些瓣件(141)搭接和横切在一交(节)点(142)处。这些里边和外边的交点(142)是通过一穿孔的板条相连接的，该板条是一结构的系带和隔板。该箱体(137)用热力膨胀补偿装置安装在主要框架(133)及(134)的前边和后边。该箱体(137)包括了填注，排放，通气和数量测定设备。该箱体(137)通过一半个截锥形盖板(138)和盖帽(复数)(139)被气动上流线型化。该盖板(138)和盖帽(139)是金属夹层结构并用一系列装配在箱体(137)交(节)点(142)上的对中框架(143)增强刚性。这种盖板(138)和盖帽(139)被连接到主框架(133)和(134)上。而且盖帽(139)还沿共同的交换面连接到盖板(138)上。
参见图15，在该前部机身的侧视图中描绘了该航空及航天飞行器(50)的有效载荷，支承和弹抛发射系统。该飞行器(50)的有效载荷被安装在该货舱之每个下部侧边上的一对轨道(144)上。该可再用的航天飞行器(51)具有多个在机翼根部中的滚轮(145)，其通过折叠的机翼被暴露。另外，可再用的航天飞行器(51)被一安装在航空、天飞行器(50)之斜台(76)上的支柱(146)所支承，该斜台(76)当被打开时可允许该支柱(146)在安装和发射期间排除可再用的航天飞行器(51)。为了所述主要的飞行任务，一个于斜台(76)上更在前面安置的支柱(147)支承着该可再用的轨道转移飞行器(52)并具有同样的排除特性。该弹射装置(148)是一高压冷气体致动的装置，其包括一组合一体式滑车和工作缸(149)，多倍伸缩式活塞(150)，机体安装件(151)，锁定和不锁定机构(152)，带有填注、输送和排放系统(153)的气体贮存箱。该滑车(149)具有在每侧边上前和后以梁架安装的滚轮，它们被设置在可再用的航天飞行器(51)后边的轨道(144)上。该滑车(149)对接到一在由机翼结构运载的可再用的航天飞行器(51)后侧面上的缓冲挡上。这些滑车(149)梁架具有锁定机构以在运载时将可再用飞行器(61)限定在航天飞行器(50)上。该滑车(149)梁架通过其分别被连接到中心线工作缸上的一前横梁和一后横梁相连接。这些多倍伸缩的活塞在运载期间被收叠在滑车(149)工作缸中。当这些上面级被从航天飞行器(50)上发射时，该盖板(75)和斜台(76)被打开并致动该弹射装置。该多倍伸缩式活塞的最内部件具有一被构造为耳轴并带有侧销的后盖帽，该侧销被插进航天器(50)机身的从前向后开槽的安装件(151)中并在运载时被通过耳轴和安装件(151)耳环的一单独保持销而固定在位。该航天器(50)控制系统打开阀门以允许冷气体从贮存箱(153)流至工作缸(149)，鉴于此，该保持销则由于活塞(150)开始伸出而被剪断，而且该耳轴侧销在航天器(50)的机身安装件(151)中向后运动。该装载限制机构(152)则随着耳轴侧销向后移动而开锁并且通过接触一安装件(151)的击发板来致动该机构(152)。当该耳轴侧销安置到安装件(151)之开槽的后边部分上时该伸缩式活塞(150)则伸出以驱动该滑车(149)前移并将可再用的航天器(51)和其有效载荷发射到航天器(50)之外去。该弹抛装置(148)当可再用航天器(51)具有足够数量的接合在轨道上的滚轮对由该低的推进线路引起的相对可再用航天器(51)的重心差为不利的上仰力矩起零(无效)作用时就停止推送。每个活塞(150)之头部都具有在缸内的动力密封件，而且几乎所有如此仅除了该最里边的活塞相对于其内的活塞而用作一工作缸并在其支承该活塞杆的轴套中具有动力的密封件。在活塞和轴套之间的装配期间这种容腔的密封作用将在冷气源被关闭并且该缸(149)气体压力迅速减小到15磅/每平方英寸(绝对压力)时提供一在滑车(154)冲程末端的缓冲器。这种阻尼过的气体被对称地排出到该航天器(50)机身的每侧之外去。该弹抛装置(148)在地面上被复原以转向后面的飞行任务。
参见图16，一个剖开的顶视立体图表示该发射器冲压发动机(155)之流动通道。该外边的(各)部分是混合器(156)，扩压器(157)，燃烧室(158)和喷管(159)。该内部的构件是发射器(160)，扩压器叶片(161)，燃料喷射器(162)，被闭合的喷管塞(163)，敞开的喷管塞(164)，和一喷管塞伸缩轴。而且还示出了该发射器动力供给岐管(165)和喷管再生冷却的岐管(166)。该喷管塞(163)是被正反馈冷却的。
参见图17，该可再用的航天器(51)被表示为顶视平面图的复原构型。该有效载荷安装件的球形分段(164)面向前方并流线型汇入该椭圆形(Djival)前部机身(165)中，其再流线型汇入主机身(166)中。该后部机身终端167(Closeout)是一个在返回期间保护内部系统的热屏蔽件。该下面的安装板是一热屏蔽件(168)并用于火箭发动机(169)喷管。该机翼(170)是高度后掠的并带有用于气动俯仰和翻滚控制的后缘升降副翼(171)。一倾斜的垂直尾翼(172)被安装在每个机翼(170)之尖端上。该倾斜的垂直尾翼(172)的二面(V形)角被设定为使得机翼(170)和倾斜的垂直尾翼(172)的面积最大化同时又使在航天器(50)中的装载体积最小化。该垂直尾翼(172)可提供方向的稳定性，而后缘舵(173)则提供方向控制。在外大气层的姿态是用俯仰和翻滚(174)及偏航(175)的推进器控制的。机体内部的压力，除了推进剂系统是由通气孔(176)控制的。
参见图18，该可再用的航天器(51)被表示在侧视图中的复原构型图。该辅助着陆架(177)和主着陆架(178)表示在伸展的位置上用地面的操作和着陆。该可再用的航天器(51)被表示为停立在静止地面水平线(179)上。该在下面的机身(166)侧面上的流线型外罩(180)容纳着该机翼连接结构及伸展和锁定机构，主着陆架(178)和用于安装在航天器(50)中的滚轮(145)。在前机身(165)上示出的是姿态控制推进器(174)和(175)及通气孔(176)，而且也在流线外罩(180)上。还表明了球形分段(164)流线型外壳，末端(167)，热屏蔽件(168)，火箭发动机(169)，机翼(170)，垂直尾翼(172)和舵件(173)。
参见图19，可再用航天器(51)的顶侧透视图表明了图形横截面的机身构件(164)，(165)，(166)和(167)及下面的机身流线型外罩(180)。而且示出了机翼(170)和升降副翼(171)，垂直尾翼(172)和舵件(173)，火箭发动机(169)，热屏蔽件(168)，通气孔(176)，俯仰和翻滚姿态控制推进器(174)和偏航姿态控制推进器(175)。
参见图20，在一剖开的顶侧立体图上表示了可再用航天器(51)的内部构件。这个是有效载荷固定件和球形分段流线型外罩(164)的转架被在顶部和底部吊挂并与动力驱动装置相关联以转动180度。该姿态控制推进器(174)和(175)氧化剂推进剂箱(182)和燃料箱(183)被安置在前机身(165)中，其带有辅助着陆架(177)和其伸展累计器(184)，航空电子设备和其环境控制系统(185)，及有效载荷供应联线(186)。沿着主机身(166)的底部中心线是系统导管(187)。沿着顶部中心线则是燃料通口(188)。该主机身(166)的前面部分是燃料箱(189)，而后面部分则是氧化剂箱(190)。在中心线处是通过氧化剂箱(190)的燃料管(191)。该氧化剂管(192)从该凹面的舱壁之底部向中心线上的火箭发动机(169)供料。在该后面机身的末端中是主要的动力单元并带有液压系统及电子发生器(193)，液压介质箱(194)，推进剂箱(195)，推进剂箱的恒压箱(196)和氧化剂通气口(197)。在机翼(170)中是飞行控制致动器(198)。
参见图21，处在载带位置，用来在航空航天飞行器50之外的可再用航天飞行器51的顶部透视图示出了有效载荷朝前安装座199，该带倾斜的垂直尾翼172的机翼170折向主机身166，将用于安装在航天航空飞行器50中的导轨144的滚柱145暴露出来。
参见图22，一局部剖开的顶侧透视图描绘了机翼(170)伸展机构(200)和机翼放下锁定机构(201)。该伸展机构(200)包括一带拉杆(203)的单一线性致动的曲杆(202)以将机翼(170)伸开。该机翼放下锁定机构(201)应用一单个电机(204)其带驱动轴(205)以将在每侧边上的螺杆及齿轮单元转动进而将扭矩管(207)相对前边和后边的机翼(170)翼梁转动在此处，花键转换的螺纹式锥形销(208)则锁定和拉下该机翼密封件。
参见图23，该可再用航天器机翼(170)在一翼梁连接处的横截面图被描绘在折叠的位置上。该上面的连接件(209)作用如一吊挂。该下面的连接件包括一凸耳(201)和吊环(复数)(211)，它们具有配合的锥形孔用于所述锥形销(208)。这些锥形销(208)锁定这伸展的机翼和偏移该陶瓷基体复合材料气门密封件(212)并压缩该柔性的辅助密封件(213)。这些密封件被安装在机身(166)，热力保护瓦(214)和机翼(170)，热力保护瓦(215)上。
参见图24，其描绘了一典型的下表面区域被盖一热力保护系统(216)的外视立体图。该热力保护系统被施加到球形分段头部(164)，机身前段(165)，机身的底部(166)，下面机身流线外罩(180)，火箭喷管热屏蔽(168)，机翼(170)的底部和上前缘和可再用航天器(51)之垂直尾翼的两侧面上。机体盖件(217)具有用陶瓷粘接剂连接的强化(retisic)陶瓷泡沫瓦(218)。陶瓷基质复合材料(219)的表面层(片)构成外表面。它们被配置得搭盖住这些泡沫芯件接合连接缝(220)并也用陶瓷粘接剂相连接。
参见图25，示出了该可再用的轨道转移飞行器(52)的顶视平面图之复原构型。该前部的机身包括四扇门(221)，其在回收操作期间覆盖着有效载荷安装件。该主机身(222)包括推进剂箱和(一些)子系统。该后边的机身末端(223)是在再进入(大气)期间保护内部系统的热屏蔽件。该下面的安装板是用于火箭发动机喷管(225)的热屏蔽(224)。还有一桁架(226)用于安装到可再用的航天器(51)上。机翼(227)是高度后掠的并带有后缘升降副翼(228)用于气动俯仰和翻滚控制。一倾斜的垂直尾翼(229)被安装在每个机翼尖端(227)上。该倾斜之垂直尾翼(229)的两面(V形)角被设定为使机翼(227)和垂直尾翼(229)的面积最大而使在航天器(50)中的装载体积却最小。该垂直尾翼(229)可提供方向的稳定性，而后缘舵(230)可提供方向控制。在外大气层的姿态是由用于俯仰和翻滚(231)及偏航(232)的推进器控制的。该机体内部压力，除了推进剂系统，是由通气口(233)控制的。
参见图26，在一侧视图中表明了可再用的轨道转移飞行器(52)的复原构型。该辅助着陆架(234)和主着陆架(235)被表示在伸出位置上用于地面操作和着陆。所示的可再用轨道转移飞行器停立在静止的地面水平线(236)上。在下面机身(222)侧面上的流线外罩(237)容纳着机翼连接机构和伸展及锁定机构和主着陆架(235)。所示的在机身(222)之前机身部分上的是姿态控制推进器(231)和(232)及通口(233)，而且在流线外罩(237)中。还表示了有效载荷安装件覆盖门(221)，末端热屏蔽件(223)，火箭发动机(225)，热屏蔽件(224)，机翼(227)，垂直尾翼(229)和舵件(230)。
参见图27，该可再用的轨道转移飞行器(52)的顶侧透视图描绘了机身(222)的圆形横截面，末端热屏蔽件(223)和下面的机身流线外罩(237)。还表示了机翼(227)，升降副翼(228)，垂直尾翼(229)，舵件(230)，火箭发动机(225)，安装桥架(226)，热屏蔽件(224)，通气口(233)，俯仰和翻滚姿态控制推进器(231)和偏航姿态控制推进器(232)。该热力保护处理件，机翼伸展和锁定机构则与可再用的航天器相同。
参见图28，以剖开的顶透视图描绘了可再用的轨道转移飞行器(52)之内部构件。该有效载荷的供应线(239)，航天电子设备和其环境控制系统(240)，辅助着陆架(234)和其伸展累计器(241)，姿态系统氧化剂箱(242)和燃料箱(238)，俯仰和翻滚姿态控制推进器(231)和偏航姿态控制推进器(232)被安置在前面的机身(222)中。而中间的机身(222)则是该燃料箱(244)。该后边的机身(222)是氧化剂箱(247)。被包含在机身(222)中的是系统导管(253)，燃料通路(245)，氧化剂通路(248)，燃料管线(246)和氧化剂管线(251)。该末端热屏蔽件包含该带液压系统的主动力单元和电气发生器(252)，推进剂箱(243)和推进剂箱恒压箱(249)。在机翼中有飞行控制致动器(250)。在下面的机身流线外罩(237)中有主着陆架(235)。还表示了火箭发动机(225)和安装桁架(226)。
参见图29，顶侧透视图描绘了可再用的航天器(51)，可再用的轨道转移飞行器(52)和有效载荷占位的外壳(53)在装载时的构型并用于优选实施例的主要飞行任务。
参见图30，一侧视图描绘了该可再用的轨道转移飞行器(52)在装载构型中具有一安装到一截锥安装结构(254)上的有效载荷(53)。该有效载荷覆盖门(221)是在打开的位置上。
参见图31，一顶透视图描绘了一不可再用的第二级(83)。这第二级用于将大质量有效载荷直接送至地球同步轨道上。该不可回收的第二级(83)换得了所述可再用航天器(51)之可再用的特征体积和重量用于增加的推进剂在一更大的质量系数下工作从而提高性能。它有一交接面(255)用于安装一不可再用的第三级(82)和有用于安装在航天器(50)中的滚轮(256)。
参见图32，一顶透视图描绘了一不可再用的第三级(82)。这一级也被用于将一大质量的有效载荷直接送至地球同步轨道上。该不可再用的第三级(82)换得了所述可再用的轨道转移飞行器(52)之可再用的特征体积和重量用于增加的推进剂以在更大的质量系数下工作从而提高性能。它有一有效载荷交接面(257)，其凹嵌在一环形燃料箱(258)中并在一双凸面氧化剂箱(259)的前面。
参见图33，一顶侧后视立体图描绘了一不可再用的第四级(81)。这一被用于和可再用的航天器(51)和可再用的轨道转移飞行器(52)相组合以将低质量有效载荷送入宇宙的飞行。该一次使用的第四级(81)包括一通用的固体火箭助推器(260)和一交叉级(261)。
参见图34，描绘了该航天器(50)之一载人高超声速运输飞行(262)型式的顶视立体图。增加了一机组人员舱(263)。该有效载荷舱门(264)被改装得适于计划的货载。该辅助的爬升火箭系统被删去并被流线型化(265)，该氧化剂箱被改装成燃料箱。主要的结权和工具，发射器冲压发动机推进装置及子系统都基本上如航天器(50)相同。
虽然本发明被结合附图和优选实施例作了特殊地表示和说明，但是本领域里的这些技术人员将明白，前述内容以及在此基础上就结构和细节方面可以做出其它变化，然而都不能脱离本发明的构思和保护范围。
权利要求
1.一航空及航天飞行器包括a)一机身，一对带多个控制表面的机翼和一带舵的尾翼；b)该机身包括i)一用于上面机身的从一头部端至一尾端为锥形弯曲的轮廓结构；ii)一用于下面机身的从该头端至一发动机短舱的为直线地锥形轮廓结构；该短舱后部包括多个具有到多个发动机排气喷管为一恒定半圆形横截面的进口；和一具有到所述尾翼端成减小的凹面锥形轮廓的下面后部机身；iii)该机身的一最大横截面尺寸是在机翼根部前缘处并依此围成一有效载荷舱；和到有效载荷舱的进口通过两个起自该头端后部起的合瓣壳门件形成，其一门件为有效载荷舱盖板，另一为有效载荷斜台，它们可以被打开以容纳有效载荷，被关闭时用于飞行操作，而后被打开时用于排除有效载荷；c)该机翼包括i)一对在中心线处被附加到机身上的机翼侧板以调节该机翼；和ii)每个机翼前缘是从一侧板连接起后掠的，同时每个机翼外部分弯回到一机翼尖端；d)该尾翼包括i)该尾翼被安装在所述(机身)尾端的稍稍前边和一尾翼前缘从尾翼根部起后掠；和ii)一尾翼外部分弯回到一尾翼尖端；e)一姿态控制系统，带有多个姿态控制火箭发动机，其被安装在有效载荷舱盖板和支承多个定位燃料箱的机翼尖端上；f)一鼻部支架和一对在中段的着陆架；g)一被包含在有效载荷舱后部之机身中的整体式爬升箱，多个辅助爬升箱和一吊架箱；h)一空气液化单元，其接收来自通过在发动机短舱中包含的导管连接的空气液化进口的空气，并将该空气液化以贮存在多个液态空气箱中；i)一航天电子系统，多个氦气箱和多个主要的动力推进剂单元；和j)多个安装在发动机短舱中的发射器冲压发动机，其接收来自通过发动机进气导管连接的发动机短舱进口的外界空气。
2.按权利要求1的航空及航天飞行器，其特征在于a)一对助推爬升火箭发动机被安装在尾端上，它们通过一助推液态氢箱和一助推液态氧箱供给燃料；b)一弹抛装置和一对安装在有效载荷舱中的有效载荷导轨；c)一可被安装在有效载荷舱之有效载荷导轨上的可再用的航天飞行器包括i)一火箭发动机连接着一液态氢箱和一液态氧箱以及多个推进挤压剂氦箱；ii)一设备部分，一主体，一后边设备部分，一带有发动机罩的RSC尾端和一可转动的头部；iii)所述主体在一下面的后边表面中具有一种从该主体的接近中间点到一位于RSC尾端的发动机喷管再进入屏蔽件的流线形外壳；iv)一对可转动地连接在所述流线形外壳上的RSC机翼并具有一倾斜的连接到每个机翼的尾翼且各具有倾斜的前缘其中，每个RSC机翼具有一控制升降副翼和每个尾翼具有RSC舱；v)一RSC头部着陆架，一对RSC主着陆架和多个轴滚轮，它们当RSC机翼被折叠时被暴露出，以便该轴滚轮可以安置在有效载荷导轨上；vi)一姿态控制设备系统包括多个RSC姿态控制推进器；一导航、领航及控制设备；多个主动力单元；和vii)一有效载荷安装件具有一连接到可转动的头部上的有效载荷适配器和有效载荷的交接面装置。
3.按权利要求1的航空及航天飞行器，其特征在于一可再用的轨道转移飞行器被作为有效载荷连接到可再用的航天飞行器上而该可再用的轨道转移飞行器包括i)一轨道火箭发动机具有与之连接的一ROC液态氢箱和一ROC液态氧箱和多个ROC推进剂挤压剂氦箱；ii)一ROC设备部分、一ROC主体，一ROC后部设备部分，一ROC尾端具有一ROC发动机流线形罩，一管状的桁架和一带有一合瓣壳头部的ROC头部交接面流线形壳，所述合瓣壳头部可被打开和可被闭合；iii)该ROC主体在一ROC下面的后边表面中具有一ROC流线形外壳，其从该ROC主体的接近中间点至一在ROC尾端处的ROC发动机喷管的再进入屏蔽件；iv)一对ROC机翼被可转动地连接到该ROC流线形外壳上并具有一连接到每个ROC机翼上的ROC倾斜的尾翼，同时每个ROC机翼和ROC尾翼前缘是倾斜减小的，其中，每个ROC机翼具有一ROC控制升降副翼和每个ROC尾翼具有一ROC舵件；v)一ROC头部着陆架和一对ROC主着陆架；vi)一包括多个姿态控制推进器的ROC姿态控制设备系统；一ROC导向、导航和控制设备；和多个ROG主动力单元；vii)一ROC有效载荷交接面装置，具有在该头部交接面流线外壳中的ROC有效载荷安装装置，而且该合瓣壳头部具有打开的合瓣壳头部构件。
4.按权利要求2的航空及航天飞行器，其特征在于该第三级单元是一载人的有效载荷级。
5.按权利要求3的航空及航天飞行器，其特征在于设有一不可再用的第四级以加速助推该有效载荷。
6.按权利要求2的航空及航天飞行器，其特征在于设有一不可再用的第三级以助推该有效载荷。
7.按权利要求1的航空及航天飞行器，其特征在于设有安装其中的一不可再用的第二级和一不可再用的第三级用于投放该有效载荷。
8.按权利要求1的航空及航天飞行器，其特征在于设有一用于驾驶员的设备。
全文摘要
该可再用的宇宙发射系统(1)实施例具有一第一级运载工具或航空及航天飞行器(50),一第二级运载工具或可再用的航天飞行器(51),和一第三级运载工具或可再用的轨道转移飞行器(52)。所有这些级都具有基本的气动飞行器构件包括:一机身,机翼及尾翼并组合有提供升力、稳定性和控制的控制表面。该航天器(50)被构造为应用发射器冲压发动机(18)用于作动力飞行并包括截获空气的装置以便起飞和极端高海拔时补充用于发射器冲压发动机(18)的氧化剂。为了在爬升运动以离开敏感大气层时使航天器(50)性能最佳化,该航天器(50)可包括辅助爬升火箭发动机(116)。
文档编号F02K9/50GK1337912SQ99816383
公开日2002年2月27日 申请日期1999年12月29日 优先权日1998年12月31日
发明者H·斯科特, S·G·沃斯特 申请人:太空通道有限公司