[发明专利]发射系统和用于将有效载荷模块装配到发射系统的方法

说明书

技术领域

本发明大体涉及空间系统，并且更具体涉及被配置为递送有效载荷模块或辅助递送有效载荷模块并且与轨道飞行器或火箭的相对昂贵部件一起返回的航天飞机轨道飞行器或火箭。

背景技术

空间发射系统已经很长时间被用来将有效载荷模块转移到轨道内和远处。一个与已知空间发射系统相关联的显著缺点是，它们通常具有固定的结构，并且因此不能适合于它们将要运输的有效载荷模块的重量和尺寸。因为空间发射系统通常运输具有不同重量和/或尺寸的一个或更多个有效载荷模块，所以空间发射系统时常地燃料无效和/或结构上无效。

已经继续努力使整个发射系统可重复使用。然而，在这样的设计中，固有的是更高的结构重量和使这样的结构昂贵的设计考虑。此外，因为这样的系统包括在有效载荷被释放之后必须被运输回来的显著量的死重量，所以它们具有转变为显著的额外系统成本的高燃料要求。

因此存在对可适合于特定有效载荷模块的重量和尺寸、能够与相对昂贵部件(诸如电子设备和引擎)一起返回以便重复使用的空间发射系统的需要。

发明内容

应理解，支承轨道飞行器的基本构造的原理也可以具有被期望具有以下飞行器的其他应用，所述飞行器允许重复使用某些部件的能力，同时允许处置相比于重复使用的部件相对便宜的部件。

在一个实施例中，描述了一种发射系统。所述发射系统包含机头区段和尾部区段，所述机头区段包含机头耦接表面，所述尾部区段包含面对机头耦接表面的尾部耦接表面。桅杆耦接机头区段与尾部区段，所述桅杆被配置为扩展和收缩，以使机头区段和尾部区段在相距彼此的距离范围内移位。在收缩状态下，机头区段和尾部区段在机头耦接表面和尾部耦接表面处在结构上被耦接到彼此，或在结构上被耦接到位于机头区段与尾部区段之间的至少一个集成模块。

在优选实施例中，集成模块被永久地附接到机头区段和尾部区段中的一者，且并不意图从发射系统被释放或被移除。机头区段和尾部区段中的另一个被可释放地耦接到集成模块，以当桅杆被扩展使机头区段和尾部区段远离彼此移位时允许机头区段和尾部区段的致动。

根据第一方面，桅杆重量小于机头区段、尾部区段和桅杆的总组合重量的10％，优选小于5％，并且最优选小于1％。

根据第二方面，所述发射系统进一步包含位于机头区段和尾部区段中的一者或两者上的空气动力学表面。空气动力学表面被配置为使得发射系统在其收缩的状态下能够完成水平着陆。空气动力学表面仅被配置为支撑在其收缩的状态下用于着陆的发射系统的载荷。空气动力学表面不能支撑除在其收缩的状态下的发射系统的载荷之外的载荷。

根据第三方面，机头耦接表面和尾部耦接表面均包含多个连接对中的互补的连接对，所述多个连接对被配置为在结构上将机头区段和尾部区段耦接到彼此，或在结构上将机头区段和尾部区段耦接到有效载荷模块的相对端，所述有效载荷模块在发射之后且在着陆之前从发射系统被释放。

应理解，连接对在锁定或接合状态与释放状态之间致动。连接对的致动可以被远程控制，或它可以基于多个参数(例如，高度、位置(例如，GPS坐标)、时间等)来控制。

根据第四方面，所述发射系统在第一扩展状态下，并且所述发射系统进一步包含在结构上被耦接到机头区段和尾部区段的可释放的有效载荷模块和可释放的燃料模块中的一者或其组合，有效载荷模块和/或燃料模块均被配置为在发射之后且在着陆之前从发射系统被释放。有效载荷模块可以进一步包含一个或多个板或推杆，在有效载荷从发射系统被释放之后，所述一个或多个板或推杆被致动以推动桅杆。

桅杆扩展可以基于连接对在释放状态下的致动被控制。因此，在第一组连接对释放后，桅杆可以被扩展到第一距离，其中机头区段和尾部区段中的任何一个与有效载荷模块分离。然后，在第二连接对释放后，桅杆可以被扩展到第二距离，其中机头区段和尾部区段中的另一个与有效载荷模块分离。

根据第五方面，所述发射系统进一步包含可从机头区段和尾部区段中的一者或两者展开的一个或更多个臂。所述一个或更多个臂包含多个枢转的区段和末端部分，所述末端部分被配置为可释放地耦接和操纵在结构上被耦接到机头区段和尾部区段的有效载荷模块和燃料模块中的一者或两者。

根据第六方面，有效载荷模块包含多个子单元，所述多个子单元通过多个连接对在结构上被耦接在一起。

根据第七方面，有效载荷模块包含被配置为从轨道返回物品的返回舱。所述返回舱包含容纳物品的封闭腔室、进入门、重新进入热屏蔽和轨道引擎。