发射太空船的方法和装置的制作方法

专利名称:发射太空船的方法和装置的制作方法
本申请是1985年10月1日申请的、申请号为782746的申请的部分继续申请。
本发明涉及太空船的发射和将太空船送入地球上方的预定轨道，更具体地说，是涉及一种减少火箭上面级(upperrocketstage)质量的方法，使得减少的数量足以使回收上面级(以便重复使用)成为可能并使费用低。
设计和建造采用由液体双组元推进剂(例如包括氧化剂和燃料两种组元的液体双组元推进剂)提供动力的发动机的太空船并将太空船从地球上发射的一个主要目的是要最佳地利用与太空船一起被带入上空的总质量的比例，总质量包括一旦太空船达到地球上空较低的地心引力环境时用于推动太空船飞行的双组元推进剂组元质量。
随着航天飞机的诞生，促使人们想建造一种具有一个可重复使用的火箭上面级的太空船，该火箭上面级可由航天飞机回收。为了使这种可重复使用的火箭上面级真正成为可能，则须通过保证完全地和有效地利用双组元推进剂而使火箭上面级的总质量保持一最小值。
例如，对于由使用液体双组元推进剂的发动机驱动的沿地球同步轨道运行的典型太空船来说，双组元推进剂可以构成太空船和双组元推进剂合起重量的75%左右。由液体双组元推进剂提供动力的太空船从航天飞机上发射到围绕地球的地球同步轨道一般至少需要足够的双组元推进剂将太空船从围绕地球的一个相对较低的停泊轨道(Parkingorbit)推入一个通常为椭圆形的转移轨道(transferorbit)，然后将太空船从转移轨道推入一个基本上为圆形的地球同步轨道上，使太空船在运行时间内执行与地面站保持一致的飞行任务(Station-keepingmanoeuvres)。
但在过去，有一些因素一直妨碍着太空船总质量的减少和太空船的双组元推进剂的有效利用。例如，在从地球上到进入地球上空较低地心引力环境的旅程期间，必须有足够多的太空船构件来支承太空船的双组元推进剂，因为在此期间，太空船和双组元推进剂经受了很大的加速力。而且常常需要将足够多的过剩双组元推进剂带上天空，以补偿在计算太空船双组元推进剂利用率过程中的不精确性。
在以前的太空船的发射中，液体双组元推进剂通常装在由与太空船连成一体的支承构件支承着的贮箱中而带上天空。在从地球上发射到地球上空较低地心引力环境期间，液体双组元推进剂的迅速加速和摇摆常常导致双组元推进剂承受到力的作用，该力的大小等于双组元推进剂静止在地面上时地球引力作用在双组元推进剂上的力的许多倍。结果，装着双组元推进剂的贮箱和支承着贮箱的支承构件必须足够坚固，以承受这样高的负载。遗憾的是，较坚固的贮箱和支承构件一般都比较庞大。因此，以前的太空船的贮箱和支承构件不得不做的足够庞大和坚固，以承受发射期间双组元推进剂的高负载。
过去，常常将太空船分级，以便在其进入地球上空较低地心引力环境后减少其总质量。例如，建造了这样的太空船，在转移轨道期间，其中将太空船从停泊轨道推入转移轨道的太空船动力装置部分分级。
而且，在过去，为了更有效地利用双组元推进剂以避免有剩余量，采用了各种技术手段。例如，在火箭发动机点火期间，对双组元推进剂的每种组元的消耗率进行测量，由此调节其进入火箭发动机的流率，以便达到更加完全地消耗双组元推进剂的两种组元。此外，就其发射次数很大的那种太空船来说，搜集了大量有关火箭发动机飞行中的性能数据，以提供一个相对较精确的估计值，用于估计对于一定的飞行任务，所需双组元推进剂的每种组元的数量。
虽然用于有效利用液体双组元推进剂的早期技术手段一般都是成功的，但是它们的使用还有一些缺点。例如，测量和调节在火箭发动机点火期间双组元推进剂的流率不可能足够精确地进行。而且，当一种太空船不具有其中要搜集的双组元推进剂消耗率统计数据的多次发射的好处时，可能会有由不足的数据来精确地预测在一具体飞行任务期间，双组元推进剂的消耗率。
因此，需要有一种方法，用于从地面发射带有一个可回收的火箭级的太空船，并使其达到地球上空的预定轨道，同时减少用于在发射期间支承双组元推进剂的太空船总质量，以及当太空船从停泊轨道输送到地球同步轨道时，有效地利用双组元推进剂。本发明满足这种要求。
本发明提供一种方法和装置，用于将含有一个仪表舱(Payload)和一个具有由液体双组元推进剂驱动的火箭发动机的输送级的太空船从地球上发射并回收输送级。该发明包含将太空船和液体双组元推进剂放置于将它们从地球上输送到地球上空的某个停泊轨道的运输飞行器中的一些步骤。在从地球上发射期间，液体双组元推进剂装在太空船外部的贮箱中。太空船和装有液体双组元推进剂的外部贮箱都被从地球上携带到地球上空的一个停泊轨道上。然后，液体双组元推进剂从外部贮箱转移到与太空船连成一体的贮箱中。这种输送装在太空船外部贮箱中的液体双组元推进剂的系统在一个共同悬而未决的专利申请中作了描述和权利要求
，该专利申请是在1985年3月1日申请的，申请号为707278，并转让给了本发明的受让人。此后，太空船从运输飞行器上施放出去。太空船的火箭发动机被开动，而在火箭发动机开动期间，按照第一种比例将一定流量的双组元推进剂组元提供给火箭发动机。在火箭发动机开动之后，对双组元推进剂的每种组元的剩余质量进行测量。根据测量的双组元推进剂组元的剩余质量，至少对一个整体贮箱(integraltank)(即与太空船连成一体的贮箱)中的气体压力水平相对于另一个贮箱中的压力水平进行调节。火箭发动机被再次开动，在其开动期间，根据前述调节的压力水平，按第二种比例将一定流量的双组元推进剂组元提供给火箭发动机。这种用于控制液体双组元推进剂的使用的方法在本发明的原申请中，即在1985年10月1日申请的，申请号为782746，并已转让给本发明的受让人的专利申请中进行了描述并作了权利要求
。通过地面站对太空船进行的无线电导航控制(radioguidancecontrol)进一步达到了级质量效率(stagemassefficiency。该控制技术用于火箭发动机的多次起动，以将太空船从停泊轨道，通过一个或多个中间轨道或转移轨道，移入地球同步轨道。在最后的转移轨道的远地点将太空船推入地球同步轨道后，太空船仪表舱与输送级分离开。然后输送级通过一套下降操纵而被导航，这也是在地面站的无级电导航控制下进行的。输送级被带回到航天飞机的停泊轨道，而被再次俘获，以便返送回地球而在以后的飞行任务中再次使用。
通过以下对本发明的示例性实施例(如附图所示)的详细描述，本发明的特征和优点将变得更加明显。
对于本领域的技术人员来说，通过以下参照附图对本发明作的详细描述，本发明的目的和优点将是很显然的。
图1是本发明的太空船和它的支架的优选实施例的端视图;
图2是图1中沿2-2线的纵向剖视图;
图3是包含图1和图2的优选实施例的航天飞机的局部断开立面侧视图;
图4是包含外部贮箱和太空船整体贮箱的优选实施例的局部断开、局部剖视图，其中一个活塞位于转移双组元推进剂之前的某第一位置上;
图5是在转移了双组元推进剂之后，图4中的活塞处于某第二位置处的示意视图;
图6是表示航天飞机相对利用率作为助推级发动机的单位脉冲(specificimpulse)的函数的曲线图;
图7是本发明的太空船和支架组合体的部分分解了的立面图;
图8是图7中的助推级、级间结构和支架组合体的分解视图;
图9以简图形式表示了太空船的仪表舱和可回收的助推级的侧视图，该图也示出了用于装燃料的航天飞机贮箱;
图10表示在太空船上升到地球同步轨道期间的一种轨道顺序，用于实施本发明的方法;
图11表示按本发明的方法可回收级在与仪表舱分离后进行下降操纵期间的轨道;
图12表示与其它火箭驱动的飞行器的性能相比较的可回收级的性能。
图13是太空船的发动机以及将燃料和氧化剂供给太空船发动机的双组元推进剂输送系统的示意视图，该图还示出贮箱以及通过压力气体支管和阀调节压力气体来控制双组元推进剂的使用;
图14是表示燃料流率取决于从贮箱到图13的泵处的进口压力的曲线图;
图15是图13中控制器的框图;
图16是用于对太空船的贮箱加压的另一种系统的示意图。
本发明包含一种将装有由液体双组元推进剂提供动力的火箭发动机输送级的太空船从地球上送入太空并将输送级送返地球的新颖方法。以下给出的描述可以使任何从事本领域的技术人员制作和使用该发明，而在本文中也提供了具体的应用例子及其技术要求。对本发明的优选方法可以作出各种各样的修改，这一点对于本领域的人们来说是显而易见的，而且这里所定义的一般原理也可以应用于其它的方法和应用中，而不会偏离本发明的精神和范围。因此，本发明并非仅仅局限于这里所述的方法，而是要与这里公开的原理和特征相符合的最宽范围相一致。
参照图1和图2，其中示出了包含本发明的装置的一个优选实施例。该装置分别包含第一、第二、第三和第四双组元推进剂外部贮箱(20、22、24、26)，位于太空船(28)的外部，用于装太空船(28)使用的液体双组元推进剂。该装置还包括第一、第二、第三和第四太空船双组元推进剂贮箱，四个贮箱连成一体，由太空船支承构件(38)分别以具有本技术领域：
的知识的人所能明白的方式支承着，用于接受来自各个外部双组元推进剂贮箱(20、22、24、26)的液体双组元推进剂。太空船(28)和外部贮箱置于航天飞机(42)的货舱(40)中，如图3所示。
本实施例中，当太空船(28)和液体双组元推进剂从地面上发射到地球上的一个停泊轨道上的较低地心引力环境处期间，太空船(28)固装在位于货舱(40)内的一个基本上呈U形的支架(44)中，四个外部双组元推进剂贮箱(20、22、24、26)固定在支架(44)内。
四个外部双组元推进剂贮箱(20、22、24、26)基本上是相同的，四个连在一起的太空船双组元推进剂贮箱(30、32、34、36)也基本上是相同的。因此，图4和图5中的第一外部贮箱(20)和第一太空船双组元推进剂贮箱(30)的示例图也代表了其余的外部贮箱和太空船贮箱。第一外部贮箱(20)包含一个基本上为长的圆筒形中央部分(46)，和在纵向上隔开的，基本上是半球形的第一和第二封闭端(48、50)，分别用于封闭中央部分(46)的两个相对的端部。
再次参照图1和图2，外部贮箱(20、22、24、26)围绕着U形支架(44)布置，它们的纵向轴线基本上相互平行，并且平行于U形支架(44)的纵向轴线。
外部双组元推进剂贮箱(20、22、24、26)相互之间在横向上布置在支架(44)内且围绕支架(44)大致呈半圆形。相邻布置的第一和第二外部双组元推进剂贮箱(20、22)分别位于U形支架(44)的底部附近，第三和第四外部双组元推进剂贮箱(24、26)分别接着基本上位于它们之间的第一和第二贮箱(20、22)布置，使得第一外部贮箱(20)位于第二和第三外部贮箱(22、24)之间，第二外部贮箱(22)位于第一和第四外部贮箱(20、26)之间。在发射期间，第一和第二外部贮箱(20、22)装着较轻的推进剂组元，即一种燃料，而第三和第四外部贮箱(24、26)装着氧化剂。
在目前的优选实施例中，由太空船支承构件(38)支承着的四个太空船双组元推进剂贮箱(30、32、34、36)每一个都基本上是球形的，并绕太空船的一个中心轴布置，使得四个球形贮箱的中心位于一个公共平面上，使得每个贮箱的中心相对于太空船的中心轴与它的两个相邻的贮箱分开大约90°，以及使得每个贮箱的中心至太空船轴线基本上为等距离。四个太空船双组元推进剂贮箱(30、32、34、36)也可以是锥形加球形的形状，以利于推进剂的放出。第一和第二太空船贮箱(30、32)的布置使太空船中心轴位于它们之间，第三和第四太空船贮箱(34、36)也使太空船中心轴位于它们之间进行布置。
当太空船(28)和液体双组元推进剂到达停泊轨道后，燃料分别从第一和第二外部贮箱(20、22)中转移到相应的第一和第二太空船贮箱(30、32)中，而氧化剂分别从第三和第四外部贮箱(24、26)转移到相应的第三和第四太空船贮箱(34、36)中，所采用的方法下面会详细说明。
本领域的技术人员将会认识到，用于支承太空船双组元推进剂贮箱(30、32、34、36)的太空船支承构件(38)(它不构成本发明的一部分)，在太空船及液体双组元推进剂从地球上发射到地球上空较低地心引力环境处期间，并不需要支承液体双组元推进剂。这是因为，在太空船飞行任务的这一段期间，液体双组元推进剂装在安装于支架中的外部贮箱(20、22、24、26)中。因此，用于支承太空船贮箱(30、32、34、36)的支承构件(38)和转移到这些贮箱中的液体双组元推进剂一般只需要坚固到足够承受在地球上空的较低地心引力环境中作用在太空船贮箱(30、32、34、36)上的较小的力，如由太空船液体推进动力装置(37)所产生的加速运动负荷。这就可以减少用在支承液体双组元推进剂的支承构件的太空船质量数量，以及通过消除对一些太空船部分进行分级的需要而减小太空船的复杂性。
此外，本领域的技术人员还将会认识到，将圆筒形外部双组元推进剂贮箱(20、22、24、26)以所描述的方式围绕着U形支架(44)布置可充分有效地利用货舱(40)中的有限空间，而将太空船贮箱(30、32、34、36)以所描述的方式围绕着太空船(28)的中心轴布置有助于保证太空船双组元推进剂贮箱(30、32、34、36)和转移到这些贮箱中的液体双组元推进剂平衡地围绕着太空船(28)布置，使得太空船(28)离开航天飞机(42)后能绕其中心轴有效地旋转。
如图4和5中所示，第一外部贮箱(20)基本封装着一个活塞(54)，该活塞可滑动地装在贮箱(20)中，能基本上平行于第一外部贮箱(20)的纵向轴线移动。活塞(54)包含一个圆筒形中央部分(56)，和基本上为半球形的第一和第二活塞封闭端(58、60)，用于封闭中央部分(56)的两个相对的端部。活塞(54)的中央部分(56)直径尺寸的大小设计得与长圆筒形外部贮箱中央部分(46)的内壁面(62)成可滑动的密配合关系，其纵向要大大短于第一外部贮箱(20)的中央部分(46)。基本上为半球形的第一和第二活塞封闭端(58、60)在直径上的大小是与相应的外部贮箱的半球形第一和第二封闭端(48、50)分别相互补的，使得当活塞处于图4所示的第一位置时，第一活塞封闭端(58)与第一外部贮箱封闭端(48)的凹形内表面相贴合，而当活塞(54)处于图5所示的第二位置时，凸形的第二活塞封闭端与第二外部贮箱封闭端(50)的凹形内表面相贴合。
活塞包含一个导向件(70)，例如一个活塞环，它与外部贮箱中央部分(46)的内壁面(62)相配合，使活塞(54)能在第一和第二位置之间基本上无振动地移动。此活塞还包含一个滑动密封件(72)，例如一个胀紧的滑动件，它能在活塞在第一和第二位置之间运动时保持活塞(54)与内壁面(62)之间的密配合。滑动密封件(72)基本上防止了液体双组元推进剂在活塞(54)和内壁面(62)之间的流动。而且，活塞(54)还含有部件，用于当活塞(54)位于第二位置处时，在第二活塞封闭端(60)的顶点(74)周围区域和第二外部贮箱封闭端(68)的凹形内表面的最低点(76)周围区域之间提供密封作用。例如，提供封密的部件可以为一个由一种可与推进剂兼容的合成橡胶制做的O形环(78)，它围绕着第二活塞封闭端(60)的顶点(74)。
活塞(54)构成一腔室，适合于盛装诸如氦的压力气体。第一活塞封闭端(58)在其顶点处构成一个从该腔室的第一活塞出口(82)。该第一活塞出口(82)使压力气体在推进剂放出期间能流出来。
第二活塞封闭端(60)在其顶点(74)处构成一个第二活塞出口(88)。第一阀(90)用于当活塞(54)位于第一位置时关闭第二活塞出口(88)，而当活塞(54)位于第二位置时用于打开第二活塞出口(88)。第一阀(90)，例如，可以是一个机械动作的安全阀。
第二外部贮箱封闭端(60)上有一个外部贮箱出口(92)，通入由第一(输送)管(94)构成的第一管道中，该管(94)用于在外部贮箱出口(92)与由第一球形贮箱(30)上的进口(96)之间输送液体。由第二(输送)管(100)构成的、输送液体的第二管道从第一管道上分支出来，通入一个剩余物容器(102)中，该容器(102)构成一个接受来自第一管道的剩余液体双组元推进剂的腔室。
设置了一个液体压力检测器(106)，以监测第一(输送)管(94)中的液体压力。
第二和第三阀(108、109)分别用于打开和关闭第一管道，第四阀(110)用于打开和关闭第二管道。第二、三和四阀(108、109、110)以本领域的技术人员能明白的方式响应液体压力检测器(106)。
设置了一个低度泄漏断开器(lowspillagedisconnect)(112)，用于在第三阀(109)和外部贮箱出口(92)之间的位置处将第二和第三阀(108、109)之间的第一输送管(94)断开。断开器(112)例如可以是快速断开型的，可由(外)力驱动和由压力释放。断开器(112)在图4中以相连接的形式示出，而在图5中呈断开的形式。
在太空船(28)和液体双组元推进剂从地球上发射到地球上空较低地心引力环境处期间，每个外部双组元推进剂贮箱(20、22、24、26)中都装有双组元推进剂的一种组元(114)，例如氧化剂或燃料。参照图4，活塞(54)位于第一位置处，双组元推进剂的组元(114)位于第二活塞封闭端(60)与第二外部贮箱封闭端(50)之间。同时，由太空船支承构件(38)支承着的太空船贮箱(30)基本上是抽空的。活塞(54)中装有一种诸如氦的压力气体。压力气体的压力取决于某次发射的具体需要，但其典型值可为100磅/平方英寸。第一、二、三和四阀(90、108、109、110)关闭着。因此，在从地球表面上发射时，支架(44)支承着外部贮箱(20)和装着其中的双组元推进剂的组元(114)。
当载着太空船(28)和液体双组元推进剂的航天飞机到达地球上空的某个较低地心引力环境处后，双组元推进剂就从外部双组元推进剂贮箱(20、22、24、26)中被转移到太空船双组元推进剂贮箱(30、32、34、36)中。这种转移涉及到打开第二和第三阀(108、109)的步骤。当阀打开时，压力气体通过活塞出口(82)开始跑出来，充入第一活塞封闭端(58)和第一外部贮箱封闭端(48)之间的区域，将活塞从图4中所示的第一位置推到图5中所示的第二位置，并迫使双组元推进剂组元(114)经过外部贮箱出口(92)、第一管道(94)和太空船贮箱(30)上的进口(96)。
压力检测器(106)在双组元推进剂组元(114)通过第一输送管(94)时测量第一输送管(94)中的液体压力。当第二活塞封闭端(60)停止移动，其O形环(78)靠在第二外部贮箱封闭端(50)的内表面上，而且最后的双组元推进剂组元(114)也基本上都从外部贮箱(20)流出后，第一阀(90)打开，使压力气体流过外部贮箱出口(92)，进入第一输送管(94)。压力检测器(106)通过指示第一输送管(94)中的压力降低而监测液体流量的下降，并使第二和第三阀(108、109)分别关闭第一管道，使第四阀(110)打开第二管道。这样，较高压力的压力气体基本上将剩余液体双组元推进剂(115)从第一管道冲入第二管道而进入剩余物容器(102)。此外，第一和第四阀(90、110)以本领域的技术人员能明白的方式分别关闭。
本领域的技术人员将会认识到，当第二活塞封闭端(60)靠近第二外部贮箱封闭端(50)的内表面而停止移动后，位于其间的O形环在两个封闭端之间产生相当紧的密封，这基本上防止了活塞(54)在外部贮箱(20)内的纵向移动。
如所描述的，压力气体流过第一和第二输送管(94、100)，基本上将两管中的剩余双组元推进剂(115)冲出，因此，减小了随着第一管道断开双组元推进剂漏入航天飞机货舱(40)中的危险。设置低泄漏断开器(112)进一步减小了这种危险。
自然地，上面相对于示例性的第一外部贮箱(20)和第一太空船贮箱(30)的讨论也可等同地应用于其余的外部贮箱(22、24、26)和太空船贮箱(32、34、36)上。每个外部贮箱(20、22、24、26)都分别有一个相连通的太空船贮箱(30、32、34、36)，并向该贮箱提供一种双组元推进剂组元。人们将会认识到，外部贮箱和太空船贮箱之间的这种一一对应关系简化了将液体双组元推进剂组元精确地分配给太空船贮箱(30、32、34、36)的过程。精确的分配是重要的，因为双组元推进剂的质量围绕太空船中心轴的一种不恰当的平衡状态将使太空船不能绕其中心轴正常旋转。
因此，本发明的装置和方法允许使用包含适合于在地球上空较低地心引力环境处支承液体双组元推进剂的支承构件(38)的太空船(28)，而支承构件(38)并不需要象在从地球表面发射期间支承液体双组元推进剂所要求的那样坚固和庞大。因此，可以提供一个包含质量减少了的支承构件的太空船(28)。这种太空船(28)的质量可以较小，因此，用于驱动飞行的双组元推进剂要的较少，并可以排除为了减小太空船质量而将一些太空船部件进行分级的需要。
此外，本发明的装置和方法可以在使双组元推进剂不会在航天飞机货舱(40)中显著泄漏的情况下传递液体双组元推进剂。这是一个很重要的因素，因为液体双组元推进剂对人和设备常常是危险的。
可以理解，外部贮箱的个数可不必与太空船贮箱个数相同，并且外部贮箱也可不必包含一个用于排出双组元推进剂组元的活塞。相反，可以设置一个含有通入第一管道的出口的软胆(bladder)，输入到外部贮箱中的压力气体可以压迫软胆，迫使推进剂从软胆进入太空船贮箱。或者，在外部贮箱中设置一个波纹箱，该波纹箱含有一个出口，通入第一管道，当波纹箱收缩时就可以迫使推进剂从波纹箱进入太空船贮箱。或者将航天飞机制造得能使推进剂在贮箱(20、22、24、26)中的放置极其有利，而仅靠气体压力排出推进剂。
如到目前为止所描述的，已经就其结构为没有可分离的助推火箭级的太空船说明了本发明。然而，正如要说明的那样，上述将燃料从航天飞机外部贮箱转移到太空船贮箱的原理也可以用于具有分级推进系统的太空船。本发明采用可分离的火箭级将仪表舱送入转移轨道，然后进入地球同步轨道。
根据本发明的一个主要特征，通过上述燃料在贮箱之间的转移而达到的质量减少，允许足够的过量燃料对分离开来的助推级提供动力，并使助推级从地球同步轨道上作下降飞行，返回到航天飞机停泊轨道，而由航天飞机将该助推级回收。在以下本发明的继续描述中，同时包括了分级太空船中的贮箱之间的燃料输送系统，费用合理地有效操作带有回收助推火箭级的卫星飞行任务的说明，以及对从停泊轨道上的航天飞机上将分级的太空船施放到地球同步轨道，并回收分级的助推火箭的合适轨道的描述。
图6在解释航天飞机货(舱)利用率的增长，以及从航天飞机停泊轨道上回收来自位于地球同步轨道上的太空船的可分离级的经济效果是有用的。
利用各种类型的上面级或整体推进装置(Leasat)，航天飞机上发射的太空船已经达到各种高能轨道。目前的上面级有航天飞机部分利用的PAM(仪表舱协助部分)和IUS(惯性上面级)，还有一种Centaur变型(半人马座型)如果研制出来，对于航天飞机的充分利用是有用的。这些级在执行其功能后没有被回收。太空航天飞机计划开始以来的一个目的是提供带有可回收的上级面的高能轨道输送装置。在此之前，这种级是不可行的，这项任务的困难示于图6中。该图表明，在插入一个地球同步轨道时，为了提供级回收，航天飞机货物利用率要增加。在图6中，这种双向飞行任务与单向飞行任务比较，以将固体级变成仪表舱质量部分。这种增加主要是由于仪表舱释放后将该级送回航天飞机轨道所需要的额外燃料。在图6中的曲线是由下面的数学表达式绘制的M1＝a(p+d) (1)在双向飞行任务的情况下，M1＝a(p+ad) (2)合并方程(1)和(2)，得(M2)/(M1)＝〔l+a(d/p)〕/〔l+(d/p)〕(3)
其中a＝exp〔(△V)/(Isp)g〕(4)在上面的方程中，M1和M2分别代表单向飞行任务和双向飞行任务的被分离的货物质量，它是从航天飞机上施放的太空船的全部质量(包括燃料的重量)。“P”是仪表舱质量，它是太空船插入到地球同步轨道的那部分的质量。“d”是级的净质量，它是可分离的火箭助推级质量，不包括燃料和抛弃的级间段构件的质量，但包括所有可重复使用的部件的质量，如遥测装置，控制装置、燃料贮箱，以及发动机。“△V”是当仪表舱从航天飞机轨道飞到最终轨道(此例中为地球同步轨道)时给予仪表舱的速度。“Isp”代表单位脉冲，它在数值上等于一磅推进剂能够由燃烧产生恒定的一磅推力的时间长度。“g”是标准重力加速度(32英尺/秒2)。
对于地球同步(轨道)飞行任务，在图6中用着例子，“△V”认为是14，100英尺/秒，其中考虑了一个200英尺/秒的修正量，用于重新定向和误差的修正。“△V”的表达式近似等于从航天飞机运行到转移轨道的远地点中8000英尺/秒的速度增量加上继续从转移轨道进入地球同步轨道的5900英尺/秒速度增量的和，后者与椭圆形的转移轨道不同，它是圆形轨道。141，100英尺/秒的速度增量足以使仪表舱射入火星或金星星际间轨道上。
为了使级回收较经济，增加航天飞机利用率的费用应小于级的费用。虽然航天飞机和级两者的费用存在某种不确定性，但似乎(M2)/(M1)的无盈亏比率近似为1.5，比率较低则对回收有利。在包含本发明优选实施例的太空船中，目前的设计达到的比率约为1.25。该比率是通过一个非常低的级重量和一个高性能的泵送双组元推进剂的用于主速度增量的发动机之组合而达到的。特别地，大约为级重量一半的双组元推进剂贮箱重量只有在采用轨道上输燃料时双组元推进剂重量的百分之一。
为了在足够短的时间内完成双向飞行任务，以排除航天飞机飞行时间的延长，有必要在控制太空船飞行路线的系统(未示出)中增加一个公知的速度仪(未示出)。该速度仪是一个积分加速度仪，用于在某一定的飞行中达到预定速度增量时精确地终止推力，使飞行任务更迅速地完成。
参照图7～8，太空船(200)包括一个仪表舱(202)、一个可再次使用的发动机级(204)，和一个将发动机级(204)连接到仪表舱(202)上的级间构件(206)。根据本发明，发动机级(204)包含一个动力推进装置(37)(PropulsionMotor)，其中输入来自较轻重量的贮箱(如贮箱(30、32、34)和从图7～8中看不见的第四贮箱)的燃料。
如下面要描述的，在太空船进入地球同步轨道后，中接级可以使发动机级(204)从仪表舱(202)上断开来。级间构件(206)被抛弃，而发动机经过一下降飞行动作，返回到航天飞机(42)的停泊轨道上，由此被回收送返地球。
对于大型或Centaur型大小的仪表舱，外部双组元推进剂贮箱放置在支架中也许是不可行的。在这种情况下，为了充分利用航天飞机货舱，仪表舱和包括四个双组元推进剂贮箱的双组元推进剂贮箱部分可以布置成一行，如图9所示。
如图7～8中所示，发动机级(204)包含一个遥测装置、一个指挥天线(212)，和一个太阳能板(214)，用于将太阳能转变为电能，以给与天线(212)相连的电路(未示出)供电。该电路也提供涉及操纵推进动力装置(37)的指挥和控制功能。天线(212)位于级(204)的尾端，对着发动机(37)，使得在整个飞行任务中仪表舱(200)、级(204)、航天飞机(42)和地面跟踪站之间能通讯联系。
在级(204)的前端处有一个爪锚式固定件(216)它与航天飞机遥控操作器系统有公知的相互作用，以便由航天飞机回收级(204)。在级(204)外表面上的辅助固定件(218)，和支架(44)内部的另一辅助固定件(220)使级(204)与航天飞机(42)的连接或断开变得很容易。支架(44)外部上的另一个辅助固定件(222)用于将支架(44)固装到货舱(40)的内表面上。级间构件(206)上也设置了辅助固定件(224)，以帮助将太空船固装在航天飞机(42)中的支架(44)上。
在操纵中，太空船(200)装在航天飞机中并被输送到地球上空的某停泊轨道上。太空船(200)从航天飞机上发射出去，插入到转移轨道上。动力推进装置(37)燃烧由级贮箱(30、32、34、36)提供的推进剂，将太空船从停泊轨道推入转移轨道，然后推入地球同步轨道。同时，以公知的方式，由发动机级(204)携载的公知电路(未图示)的电信号起动级间构件(206)，以使得仪表舱(202)与级(204)断开。之后，级间构件(206)从级(204)分离下来并抛弃掉。与仪表舱(202)分离开的发动机级(204)再次由上述电路的信号起动，而飞向一个下降的轨道，返回到航天飞机(42)的停泊轨道上。这样由航天飞机(42)将发动机级(204)回收，送回地球，以备将来发射仪表舱时再次使用。
在上述操纵的描述中，已经提到了太空船(200)、仪表舱(202)和可再次使用的发动机级(204)在各种轨迹和轨道中的飞行情况，以达到本发明的目的。这些轨迹和轨道将参照图10-12作进一步的描述。
图10示出了将仪表舱(202)发射到地球同步轨道所要求的典型轨道飞行。当太空船(200)从航天飞机(42)中发射出去后，太空船(200)就绕其纵轴旋转，达到一种转速约为15转/分的旋转运动。这样运行半个轨道(45分钟)，在结束时，由一个定时器(未示出)起动，主发动机开始第一次开动，以提供2300英尺/秒的速度增量，太空船对上述速度的增速由一个公知的速度仪(未示出)的信号来终止。
新轨道有约为两小时的周期。转过一轨道后，由定时器使主发动机在近地点开始第二次开动，并在2900英尺/秒时由速度仪终止，这使轨道周期增加到3小时40分。当在该新轨道完成一转时，在定时器的控制下开始第三次开动，其速度增量为2800英尺/秒，这次开动由速度仪终止。该第三次开动，达到了地球同步转移轨道，该轨道有10小时33分的周期。
在第一转移轨道期间远地点处的飞行重新取向由无线电控制来完成，而在远地点开动开始是由无线电控制系统在最佳时刻控制的，即在转移轨道的第二远地点处，而使太空船推入地球同步轨道。远地点处的开动提供速度增量5900英尺/秒，以达到预定轨道。从航天飞机施放后花费的总时间为22小时15分。
当太空船(200)从转移轨道进入地球同步轨道后，可使连接着仪表舱(202)的级(204)减速旋转并分离开来，然后级(204)再增快旋转速度使转速达到约为15转/分。分离是分两步完成的，其中仪表舱(202)先从级间构件(206)上分离，然后构件(206)再从级(204)上分离。此后(204)准备返回到航天飞机的航道上。返回航行的第一步是将级(204)重新定向，其方向角约为15°，以便为在远地点发射后13小时后开始的下降飞行操纵作准备。选择的时刻是使级(204)的轨迹交点与航天飞机的轨迹交点一致的时刻。在从地球同步轨道上作下降飞行时(如图11所示)，一个5800英尺/秒的速度增量由无线电指挥(部分)使之开始而由速度仪使之终止。
级(204)现在位于10小时33分的转移轨道上，轨道的近地点在航天飞机轨道的高度。级(204)在轨道上运行期间经无线电指挥(部分)被重新定向，以准备应用在近地点出现的近地点速度增量，近地点开动(burn)的动力大小设计得能建立一个比航天飞机轨道周期稍微长些的新轨道，以使航天飞机能赶上级(204)。
最后飞行是一同步飞行，由无线电指挥部分来执行。直到航天飞机的捕捉阶段的整个(飞行)任务的时间延续大约52小时，在航天飞机捕捉期间留有20小时用于接触操纵和减慢旋转，以在施放三天内完成回收任务。
最后各级的会合由航天飞机机组人员先采用光学跟踪，然后由雷达跟踪，自动对级进行寻找而完成。当级进入航天飞机遥控操纵系统(未示出)范围内时，由一个宇航员可见地引导航天飞机的一个机械手，使该机械手与在级(204)的爪锚固定件(216)处与级(204)相接，然后将级(204)送回航天飞机的货舱中。上述的描述是典型的示例性地球同步轨道双向飞行任务。当然其它飞行方式也是可能的，行星式的飞行任务可能在步骤上要有一些改变，例如仪表舱射出后的迅速再定向，但上面公开的设备将能完成这种行星式飞行的必要任务。
图12示出用于进行地球同步轨道飞行的级(204)的性能，并将该性能与前面所述的IUS和Centaur的性能比较。由于它们的级重量相当轻，可比较的可重复使用的级(204)输送一个IUS大小的仪表舱进入地球同步轨道的货物质量低于IUS输送的货物质量，而在与Centaur飞行任务相同的货物质量下输送的仪表舱与Centaur仪表舱相等。此外，在每种情况下，可再使用的级能被回收。在图12中还示出了在单向飞行任务中使用的可重复使用级的性能，该性能可能是在要求大于Ceutaur仪表舱重量(G)的情况下所要求的。
本发明的一个显著特征是采用双组元推进剂输送系统，该系统将可调压力引入级贮箱(30、32、34、36)中以补偿双组元推进剂流率的不精确性。本发明的这个特征能使太空船发动机，尤其是在这样装备的太空船中的可分离助推级(204)的发动机(37)能有效的运行。上述双组元推进剂流率的不精确性的产生是因为在发动机(37)运行时级贮箱(30、32、34、36)中的蒸气压力头和双组元推进剂压力头发生了变化。本发明的双组元推进剂输送系统提供一种新颖方法，用于在按顺序开动的发动机开动之间进行压力调节，以保证有效燃烧并避免在开动顺序结束时级贮箱(30、32、34、36)中有过量的双组元推进剂。由于这种过量双组元推进剂的重量不利于太空船飞行任务的成功，本发明的这个特征大大地提高了飞行任务成功的机会。该特征现在将参照图13～14来描述。
图13示出了一个包含本发明的推进系统(300)，用于驱动太空船的火箭级。但是，该系统(300)也可以用来驱动没有分级的发动机的太空船。系统(300)包含一个火箭发动机(302)和一个双组元推进剂输送系统(304)，后者将燃料和氧化剂分别经管道(306、308)供入发动机(302)。燃料和氧化剂是组成双组元推进剂的两个组元。发动机(302)包含一个阀(310)，用于泵送燃料和氧化剂的泵(312、314)，一个驱动泵(312、314)的透平(316)，一个燃气发生器(318)和一个推力室(320)。由发生器(318)射出的燃气推动透平(316)，来自透平(316)的废气经过一个排气管(322)导向推力室(320)的开口处，将废气处理掉。推力室(320)在燃料和氧化剂在室(320)处结合之前由泵(312)提供的燃料来冷却。一旦燃料和氧化剂结合，燃料就燃烧，提供推动太空船的推力。建立燃料和氧化剂流率的阀(310)和泵(312、314)的操作是以公知的方式完成的。特别是这些部件由公知的定时电路(未示出)操纵，定时电路在预定的时刻起动和终止发动机的开动，以便在太空船飞行任务中达到预定的轨迹。
双组元推进剂输送系统(304)是绕太空船一旋转轴对称制造的，它包括两个燃料贮箱(324、326)，它们相互对着地设置在通过旋转轴的一条直径上。一个液体支管(328)与两个贮箱(324、326)相连，以将液体燃料从贮箱中导入管道(306)，并经管道(306)到达阀(310)。输送系统(304)还有两个氧化剂贮箱(330、332)，由液体支管(334)将其连接起来，用于将氧化剂导入管道(308)，并经管道(308)到达阀(310)。氧化剂贮箱也是相互对着地置于一条穿过旋转轴的直径上。
在输送系统(304)中还有一个压力气体箱(336)，一个用于将压力气体导入燃料贮箱(324、326)的气体支管(338)，和一个用于将压力气体导入氧化剂贮箱(330、332)的气体支管(340)。一个调节器(342)把压力气体箱(336)和气体支管(338、340)连接在一起，在各个液体支管和气体支管之间设置了两个压差传感器(344、346)，用于测量它们相应的两个气体支管和两个液体支管之间的压力差。传感器(344)连在支管(328)和与燃料贮箱(324、326)相连的气体支管(338)之间。传感器(346)连在液体支管(334)和连到氧化剂贮箱(330、332)的气体支管(340)之间。
在气体支管(338)中插入了两个阀(348、350)以调节其中的气体压力，阀(348)用作进气阀，阀(350)用作排气阀。打开阀(348)会增加气体支管(338)中的压力，而打开阀(350)则会减小支管(338)中的压力。可以注意到，两个压力气体支管(338、340)在调节器(342)的出口处连接在一起。由此，操纵阀(348、350)就可以在两个压力气体支管(338、340)中保持不同的压力。
如图所示，燃料贮箱(324、326)部分地充有燃料(352)，同样，氧化剂贮箱(330、332)部分地充有氧化剂(354)。由于太空船的旋转，燃料(352)和氧化剂(354)被向外推离旋转轴。调节器(342)，传感器(344、346)、和阀(348、350)都由电控连接到一个控制器(356)上，该控制器(356)将信号施加于这些部件上，以调节燃料和氧化剂的输送，这将在下面参照图15来描述。
在运行中，发动机(302)具有采用旋转推进剂贮存结构的涡轮泵输送火箭发动机的形式。本发明的方法保证燃料和氧化剂以正确的比例消耗，同时消耗贮存在它们各自贮箱中的燃料和氧化剂。本发明测量在多次开动的飞行任务中用于发动机开动之间的燃料量和氧化剂量，调节每一随后开动所要求的燃料和氧化剂之间的相对流率，以提供使用双组元推进剂组元件的预定比率。这导致火箭发动机效能的提高，并且比在实际开动时控制流率更容易执行。
氧化剂(典型的如四氧化氮)和燃料(典型的如单甲基肼)经阀(310)以低压力从各个贮箱(330、332和324、326)引入到泵(314、312)中。由泵(314、312)将氧化剂和燃料泵压到一个相当高的压力。这些泵(314、312)是由涡轮(316)驱动的，而涡轮(316)则响应发生器(318)施加的热气体。然后双组元推进剂(燃料和氧化剂)被引入推力室(320)，在其中燃烧。燃料先流过室的外壁，以冷却室壁，然后，在室(320)内的氧化剂中燃烧产生所希望的发动机推力。
双组元推进剂组元的相对流率主要由泵(312、314)的结构(design)以及贮箱(324、326、330、332)中的压力来确定。燃料流率依赖于贮箱(324、326)中的压力在图14的示例图线中示出。在本发明中采用燃料流率与贮箱中压力的依赖关系，如图6中给出的，以便根据火箭发动机(302)每次开动结束时留在它们各自贮箱中的燃料和氧化剂数量来调节燃料流率。
在输送系统(304)的操纵中，该系统由一种以较高压力贮存在贮箱(336)中的并经过压力调节器(342)输送的气体(典型的为氮或氦)加压。这种布置提供了预定的双组元推进剂组元贮箱压力。分别用于燃料和氧化剂组元测量的压差传感器(344、346)测量各自贮箱中的每个双组元推进剂组元的量。这允许用控制器(356)来计算燃料和氧化剂的质量。
通过操纵进气阀(348)和排气阀(350)可以调节燃料压力。关闭进气阀(348)和打开排气阀(350)将降低燃料压力;打开进气阀(348)和关闭排气阀(350)则增加该压力。由调节开动之间的燃料压力来调节下一次开动所要的燃料流率，开动之间的典型时间间隔是长到足以测量(完)各自贮箱中的燃料量和氧化剂量。以及调节各贮箱中相对压力。所希望的流率补偿在前一开动结束的剩余氧化剂质量与剩余燃料质量之比率，以便防止在最后的开动后有过剩的燃料或氧化剂。应该注意到，氧化剂与燃料的混合物比率的微小变化与由于没有防止在最后的开动后的过剩燃料或氧化剂而导致的仪表舱质量输送代价相比可以忽略其对发动机开动效率的影响。
修正推动剂利用率的计算，和为达到太空船飞行任务要求的高精确度而对压差传感器的标定既可以在太空船上或载着火箭发动机(302)的级上进行，也可以通过采用遥测和控制装置来操纵太空船的地面计算机来完成。
气体支管(338、340)在对着旋转轴的地方与各个贮箱相接触。液体支管(328、334)在径向对着贮箱与支管(338、340)的连接点处接触它们各自的贮箱。由于太空船旋转，贮箱中的东西，即贮箱(324、326)中的燃料和贮箱(330、332)中的氧化剂被向外引向支管(328、334)，并离开支管(338、340)。这样，部分充满的贮箱中的蒸气就与气体支管(338、340)的气体相通，而贮箱内的液体燃料则与液体支管(328、334)相通。每个贮箱(324、326、330、332)中的蒸气和液体物质的这种状态使箱(336)中的压力气体能提供一背压，它将液体燃料和液体氧化剂压向它们各自的支管而进入发动机(302)。
下一次开动所要求的燃料流率可以表示为基于下列参数的三方程组所述参数有Mo-初始的氧化剂质量，Mf-初始的燃料质量，mo-最后测量的氧化剂质量，mf-最后测量的燃料质量，dmo-将在下一次开动中使用的氧化剂质量，dmf-将在下一次开动中使用的燃料质量。
第一个方程给出所要求的氧化剂质量与燃料质量的比率，即(mo-dmo)/(mf-dmf) = (Mo)/(Mf) = R (5)实际消耗的燃料和氧化剂的测量值可能显示出其与要求的比率有一偏差，用误差ε表示，则ε = (mo)/(mf) (6)该误差的补偿是通过调节或修正流率而在下一次开动中完成。用数学方式来说明时，可通过将方程(6)代入方程(5)，得到Rdmf＝dmo-mfε (7)还是参照图15，控制器(356)包含两个采样单元(358、360)，一个定时单元(362)，两个只读存贮器(364、366)，一个随机存贮器(368)，一台计算机(370)，以及一个输出缓冲寄存器(372)。采样单元(358)连接到测量燃料压力的燃料压差传感器(344)上。采样单元(360)连接到测量氧化剂压力的氧化剂压差传感器(346)上。两个采样单元(358、360)都由定时单元(362)的定时信号来选通。
如在定时单元(362)的框块内的图(374)所示，采样单元(358、360)在火箭发动机(302)(图13)每次开动后都被选通。采样单位(358、360)也可在第一次开动前选通，以确定燃料和氧化剂的初始质量。
采样单元(358、360)输出的压差测量值存入存贮器(364、366)。压差与贮箱中存贮双组元推进剂组元的质量之间存在一定的关系;该关系部分地取决于贮箱形状。该关系是在建造输送系统(304)期间由实验来建立的，此后被存贮在相应的存贮器(364、366)中的一个中。压力与装在贮箱(324、326)中的燃料质量之间的关系存贮在存贮器(364)中，而压力与装在贮箱(330、332)中的氧化剂质量之间的关系存贮在存贮器(366)中。存贮器(364、366)用作转换器，用于将测量的压力(值)转换成在各个贮箱中剩下的燃料或氧化剂的相应的质量。存贮的燃料质量值和存贮的氧化剂质量值由存贮器(364、366)提供给存贮器(368)以便由计算机(370)所用。
还是参照前面的三方程组(5)、(6)和(7)，注意到每个参数都是用质量来表示的，它或者是氧化剂质量，或者是燃料质量。在一次开动前和此后按顺序的开动，贮存的氧化剂和燃料的质量值。存贮在存贮器(368)中。所希望的氧化剂质量与燃料质量之比率可由普通装置(未示出)直接输入存贮器(368)，或者由计算机(370)按方程(5)用氧化剂质量和燃料质量的初始值来计算出来。在所希望的质量比率中的误差由计算机(370)按方程(6)来计算。最后，将在下一次开动中采用的氧化剂质量与燃料质量之间的关系由计算机(370)按方程(7)来计算。
由方程(7)表示的将在下一次开动采用的氧化剂质量和燃料质量的关系被认为是线性的，该关系由计算机(370)框块中的图线(376)表示出。图线(376)中的直线的斜率取决于所希望的氧化剂质量与燃料质量的比率，同时该直线沿水平轴(氧化剂质量)平移一个数值，该数值取决于上述的误差值。由上述关系可容易地确定一适当的氧化剂质量和燃料质量的数量。计算机(370)然后给缓冲寄存器(372)发出合适的信号，来控制调节器(342)进气阀(348)、和排气阀(350)的进一步的开启和/或关闭，以在贮箱(324、326、330、332)中建立起合适的背压，用来修正进入发动机(302)的燃料和氧化剂流率。缓冲寄存器(372)可以含有公知的寄存单元，用于存贮计算机(370)的输送值，和公知的总线驱动器，用于将控制信号作用到调节器(342)，和阀(348、350)上。还可注意到，用于控制压力的调节器和阀的开启和/或关闭在许多工业过程中被采用，它是公知的，以至于不必在此作详细说明。由此，根据本发明，控制器(356)操纵输送系统(304)来修正氧化剂和燃料的流率，以改善太空船在其飞行任务时的发射状况。
再者，在各个燃料贮箱(324、326)和各个氧化剂贮箱(330、332)中的压力可以允许在一个基本固定的调节压力和可变的增压压力之间进行变化，以达到最佳双组元推进剂利用率。例如，如图16所示，可以设置高能压力气体源(410)(诸如氮或氦)，其压力可近似为4000磅/英寸2。压力气体(410)由管道(412)供到调节器(414)，调节器(414)则将管道(416)中的气体压力调至约70磅/英寸2。阀(418)经管道(420)与含有双组元推进剂组元中一种组元的双组元推进剂贮箱(422)相连。阀(418)插在管道(416、420)之间，使得当其打开时，双组元推进剂贮箱(420)中的压力维持在70磅/英寸2。
将会认识到，贮箱(422)中的双组元推进剂组元的利用率的调节可以通过有选择地打开或关闭阀(418)来达到。例如，在阀(418)关闭着而完成一次发动机开动之后，贮箱(422)内的压力将由于在开动期间一些双组元推进剂组元从贮箱(422)中排出而低于70磅/英寸2。因此，在火箭发动机开动之后和下一次开动之前，对贮箱(422)中的双组元推进剂质量进行测量。根据该测量值来确定是通过打开阀(418)，将贮箱(422)中的压力在下一次发动机开动前增压到70磅/英寸2，或通过在增压方式下执行下一次发动机开动来达到最佳双组元推进剂利用率，其中在增压方式下，发动机开动开始时贮箱(422)内的压力低于70磅/英寸2。将会认识到，以相似的方式调节其它双组元推进剂贮箱(未示出)的压力也可以在发动机开动之间进行，使得含有氧化剂的双组元推进剂贮箱和含有燃料的双组元推进剂贮箱中的相对压力达到最佳以获得双组元推进剂的最佳利用率。此外，是否在随后的顺序开动期间调节双组元推进剂贮箱压力至70磅/英寸2或是否在增压方式下操作的确定可以按照与参照图15所描述的方式以相似的方式来确定。
将会理解，上述实施例和方法只是用于说明许多能够代表本发明原理的具体实施例和方法。其它许多的不同结构可以根据本发明的原理很容易地设计出来而不会偏离本发明的精神和范围。因此，上面的描述不是用于限制本发明，该发明由所附的权利要求
书来限定。
权利要求
1.一种从地球上将含有一个仪表舱和一个输送级的太空船发射到地球上空某一轨道并使所述输送级返回地球的方法，其中的太空船输送级由包含第一和第二双组元推进剂组元的液体双组元推进剂提供动力，所述方法包含以下步骤将太空船和液体双组元推进剂置于一个运输飞行器上，该运输飞行器用于将太空船和液体双组元推进剂从地球上输送到地球上空的一个停泊轨道上，双组元推进剂的第一和第二组元装在位于运输飞行器内的分开的贮箱中，这些贮箱布置在太空船外部，将运输飞行器中的太空船和装有液体双组元推进剂的外部贮箱输送到地球上空的停泊轨道上，将双组元推进剂第一和第二组元从外部贮箱转移到与太空船连成一体的用于盛装双组元推进剂第一和第二组元的贮箱中，将太空船从运输飞行器上施放到停泊轨道，至少当太空船达到一个比停泊轨道较高的轨道时就开动输送级中的火箭发动机，在将仪表舱输送到预定轨道后就将仪表舱与输送级分离开，至少在分离步骤之后就开动火箭发动机，将输送级送回到一个回收轨道上，在火箭发动机每次开动之后，测量剩下的双组元推进剂每种组元的质量，在测量步骤之后，相对于装有第二种双组元推进剂组元的整体贮箱中气体压力水平，来调节装有第一种双组元推进剂组元的整体贮箱中气体压力水平，以调节在下一次火箭发动机开动期间输送给火箭发动机的双组元推进剂第一和第二组元的比例，由在回收轨道上的回收飞行器来回收输送级，使回收飞行器和输送级返回到地球。
2.如权利要求
1所述的方法，进一步包含以下步骤至少从一个遥控站发射遥导控制信号，以便对每一火箭发动机开动步骤的开始提供精确定时信息，测量在开动火箭发动机每个周期期间输送级所获得的速度增量，根据开动周期期间所测量的速度增量，终止火箭发动机的开动。
3.如权利要求
2所述的方法，其中所述遥导控制信号是从至少一个地面遥控跟踪站发射的。
4.如权利要求
2所述的方法，其中使用了一个积分加速度仪来测量速度增量。
5.如权利要求
1所述的方法，其中所述双组元推进剂的第一组元是燃料，其第二组元是氧化剂。
6.如权利要求
1所述的方法，进一步包含这样的步骤在将仪表舱从输送级分离的步骤之后，再将位于仪表舱和输送级之间的一个级间构件从输送级上分离开来。
7.如权利要求
1所述的方法，进一步包含以下步骤在将太空船从运输飞行器上施放出去的步骤之后，使太空船绕着太空船的一个旋转轴旋转，在将仪表舱从输送级上分离下来的步骤之前，使太空船旋转减速，在将仪表舱从输送级上分离下来的步骤之后，使输送级绕一个输送级旋转轴旋转，在用回收飞行器将输送级回收的步骤之前，使输送级旋转减速。
8.如权利要求
7所述的方法，其中所述测量步骤包含这样的步骤测定每个整体贮箱中的气体压力平面(level)与每个整体贮箱中距输送级旋转轴最远的一点之间的压力差，并根据输送级旋转速率、整体贮箱的形状和测定的压力差来计算每种双组元推进剂组元的质量。
9.如权利要求
1所述的方法，其中所述运输飞行器也是所述的回收飞行器。
10.如权利要求
1所述的方法，其中所述仪表舱被输送到一个地球同步轨道上，并进一步包含以下步骤在太空船的几个相继轨道的近地点处相隔三次开动火箭发动机，以使太空船达到一个上升的转移轨道，在所述上升的转移轨道的远地点开动火箭发动机，以使太空船达到所述地球同步轨道，在仪表舱从输送级分离的步骤之后开动火箭发动机，以到达一个下降的转移轨道，在下降的转移轨道的近地点开动火箭发动机，以达到一个具有比回收飞行器的轨迹运行周期较长周期的捕捉轨道，以便回收飞行器能与输送级会合。
11.一种将含有一个仪表舱、一个级间构件和一个输送级的太空船从地球上发射到一个地球同步轨道并将输送级送返地球的方法，其中太空船输送级由含有燃料和氧化剂的液体双组元推进剂提供动力，所述方法包含以下步骤将太空船和液体双组元推进剂放置于运输飞行器中，该运输飞行器用于将太空船和液体双组元推进剂从地球上输送到地球上空的一个停泊轨道上，所述燃料和氧化剂放置在运输飞行器中的分开的贮箱中，这些贮箱布置于太空船外部，由运输飞行器将太空船和装有液体双组元推进剂的外部贮箱输送到停泊轨道上，将燃料和氧化剂从外部贮箱转移到用于装燃料和氧化剂的与太空船连成一体的贮箱中，将太空船从运输飞行器上施放到停泊轨道，开动输送级中的火箭发动机，以便将太空船推入第一中间轨道，所述开动由来自地面遥控跟踪站的信号来控制，利用一个积分加速度仪测量每次开动步骤期间太空船的速度变化，根据所测量的速度变化，终止火箭发动机的开动，测量每次火箭发动机开动之后燃料和氧化剂剩余部分的质量，在每次测量步骤之后，相对于装有氧化剂的整体贮箱中的气体压力水平来调节装有燃料的整体贮箱中的气体压力，以调节下一次火箭发动机开动期间，输送给火箭发动机的燃料和氧化剂的相对比例，在所述第一中间轨道的近地点开动火箭发动机，以便将太空船推入一个第二中间轨道，在第二中间轨道的近地点开动火箭发动机，以便将太空船推入一个上升的转移轨道，在上升的转移轨道的远地点开动火箭发动机，以便将太空船推入地球同步轨道，使太空船旋转减速，将仪表舱与输送级分开，使输送级绕一个输送级旋转轴旋转，开动火箭发动机，使输送级下降进入一个下降的转移轨道，在下降的转移轨道的近地点开动火箭发动机，使输送级下降进入一个具有比运输飞行器的轨道周期要长的周期的捕捉轨道，使输送级旋转减速，将输送级回收到运输飞行器中，将运输飞行器中的输送级送返地球。
12.如权利要求
11所述的方法，其中测量燃料和氧化剂剩余部分的质量的步骤包括测定每个分别装有燃料和氧化剂的整体贮箱中的气体压力平面(level)与每个分别装有燃料和氧化剂的贮箱中距离输送级旋转轴最远的一点之间的压力差，并根据输送级旋转速率和所测定的压力差来计算燃料和氧化剂的质量的步骤。
13.一种将含有一个仪表舱和一个输送级的太空船从地球上发射到地球上空某一轨道并将其输送级送返地球的装置，其中太空船输送级由含有第一和第二组元的液体双组元推进剂提供动力，所述装置包括用于将太空船和液体双组元推进剂从地球上输送到一个停泊轨道的运输飞行器，数个放置在运输飞行器中的且位于太空船外部的贮箱，用于在输送液体双组元推进剂进入停泊轨道时，盛装双组元推进剂的第一和第二组元，数个与太空船连成一体的贮箱，用于接收来自外部贮箱的双组元推进剂的第一和第二组元，位于运输飞行器内的支承太空船和外部贮箱的装置，将液体双组元推进剂从外部贮箱转移到整体贮箱的装置，将太空船从运输飞行器上施放出去的装置，所述输送级包含一个火箭发动机，该火箭发动机燃烧液体双组元推进剂来提供推力，控制火箭发动机数个开动步骤的起动的装置，在每次火箭发动机开动后，测量剩下的每种双组元推进剂组元的质量的装置，根据在每次火箭发动机开动后所测量的剩余双组元推进剂的第一和第二组元的质量，在每次火箭发动机开动之前调节流入火箭发动机的液体双组元推进剂组元的比例的装置，测量由于每次火箭发动机的开动而给予输送级的速度增量的装置，根据测量的输送级的速度增量，终止每次火箭发动机开动的装置，使仪表舱与输送级分离的装置，再次捕捉输送级的装置，即运输飞行器，由此，所述输送级将仪表舱从停泊轨道输送到停泊轨道上方的一预定轨道，然后被送返到地球，以便再次使用。
14.如权利要求
13所述的装置，其中使仪表舱与输送级分离的装置包括一个级间构件，该级间构件置于仪表舱与输送级之间，并在仪表舱分离后，可从输送级上分离开来。
15.如权利要求
13所述的装置，其中双组元推进剂的第一和第二组元分别是燃料和氧化剂。
16.如权利要求
13所述的装置，其中外部贮箱包含两个燃料贮箱和两个氧化剂贮料，其中整体贮箱包含两个燃料贮箱和两个氧化剂贮箱，这些整体贮箱对称地绕太空船的旋转轴布置，每个整体贮箱用于接收来自相应的外部贮箱的液体双组元推进剂。
17.如权利要求
13所述的装置，其中控制装置包含至少一个地面遥控跟踪站。
18.如权利要求
13所述的装置，其中速度测量装置包括一个积分加速度仪。
19.如权利要求
13所述的装置，其中调节流入火箭发动机的双组元推进剂的比例的装置包含相对于装有双组元推进剂的第二种组元的整体贮箱中的气体压力水平而对装有双组元推进剂的第一种组元的整体贮箱中的气体压力水平进行调节的装置。
专利摘要
发射包含一个仪表舱和一个输送级的太空船并回收输送级的装置和方法，其中输送级有一个由液体双组元推进剂驱动的火箭发动机，通过减少输送级质量，使回收输送级以便重复使用成为可能并使所花费用减少。采用了多种技术来减少输送级质量，如将推进剂组元分别装在太空船外部的贮箱中，与太空船一起由运输飞行器输送到一停泊轨道，再将推进剂转移到相应的太空船贮箱中。本发明尤其可用于将仪表舱送入地球同步轨道。
文档编号B64G1/10GK87106637SQ87106637
公开日1988年4月20日 申请日期1987年9月30日
发明者罗森·哈罗德·A 申请人:休斯航空公司