專利名稱：用于發(fā)射器的可再利用模塊的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及可再利用模塊，該可再利用模塊用于形成將飛船送入太空的推進(jìn)模塊的一部分，其中，飛船例如是用于將載運(yùn)物(Payload)(例如通信衛(wèi)星)送入太空的發(fā)射器。
背景技術(shù)：
阿麗亞娜(Ariane)V火箭是公知的發(fā)射器實(shí)例，包括中心體，該中心體由稱為主低溫級(jí)(EPC)的第一級(jí)和稱為可存儲(chǔ)推進(jìn)級(jí)(EPQ的第二級(jí)組成。第一級(jí)運(yùn)輸冷卻到非常低的溫度的液態(tài)氧和氫，而這些流體供應(yīng)低溫發(fā)動(dòng)機(jī)。最后級(jí)支承待發(fā)射的載運(yùn)物，例如衛(wèi)星?；鸺谥行捏w的任一側(cè)還包括用于發(fā)射的兩個(gè)固態(tài)火箭助推器級(jí)(ΕΑΡ)。低溫發(fā)動(dòng)機(jī)在發(fā)射之前啟動(dòng)，并且運(yùn)行直至第一級(jí)和第二級(jí)分離。還存在使用甲烷基推進(jìn)或固體燃料推進(jìn)的發(fā)射器。這些發(fā)射器，尤其是這些發(fā)射器的第一級(jí)可完全消耗，S卩，不用嘗試再利用它們。發(fā)射器的研發(fā)和生產(chǎn)意味著非常巨大的成本。此外，這種研發(fā)在時(shí)間上非常漫長(zhǎng)。因此，已經(jīng)設(shè)想了設(shè)計(jì)第一級(jí)可再利用的發(fā)射器，即，第一級(jí)與第二級(jí)分離之后能夠毫無(wú)損傷地返回地球。在文獻(xiàn)US 6 454 216中描述了這種發(fā)射器。形成第一級(jí)的發(fā)射器本體部分包括下推進(jìn)部、由燃料儲(chǔ)罐和可燃儲(chǔ)罐形成的中間部分、以及用于使第一級(jí)組件返回地球的上部。為此，第一級(jí)裝配有一組能夠允許返回地球并能夠使第一級(jí)著陸的裝置。第一級(jí)包括機(jī)翼、起落架、控制系統(tǒng)、以及用于返回飛行和著陸操縱的吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)，發(fā)射器發(fā)射時(shí)，機(jī)翼沿著第一級(jí)折疊，而在第一級(jí)返回地球時(shí)，機(jī)翼展開(kāi)。該發(fā)射器具有的優(yōu)點(diǎn)在于使得整個(gè)第一級(jí)能夠被完全回收。然而，這種構(gòu)造具有幾個(gè)缺陷。首先，與第二級(jí)分離時(shí)，中間部分的儲(chǔ)罐是空的；因此，它們表現(xiàn)出非常低的質(zhì)量和非常大的容積。因此，第一級(jí)的平均密度低，這使得很難回收第一級(jí)。此外，需要使用與發(fā)射器的殼體成比例的大翼面，尤其是在通常相當(dāng)靈活的儲(chǔ)罐區(qū)域。因此連接區(qū)域必須是剛硬的。這種翼面和助力器的增加表示必須被推進(jìn)的額外質(zhì)量， 因此意味著增大了儲(chǔ)罐的尺寸，并且因此大幅增加了發(fā)射器的成本。結(jié)果，通過(guò)完全回收第一級(jí)所獲得的增益在該變型中又部分地丟失了，這種變型意味著允許這種回收。此外，這種類型的發(fā)射器與已知的發(fā)射器很不同。因此，本發(fā)明的目的在于提供一種發(fā)射器，與目前的發(fā)射器的成本相比，本發(fā)射器的構(gòu)造和操作成本更低。

發(fā)明內(nèi)容
通過(guò)包括至少一級(jí)的發(fā)射器來(lái)達(dá)到上述目的，其中所述級(jí)被分為兩部分，第一部分包含火箭發(fā)動(dòng)機(jī)、航空電子設(shè)備、推進(jìn)分區(qū)、以及儲(chǔ)罐增壓系統(tǒng)和獨(dú)立的吸氣式飛行裝置 (機(jī)翼、吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)和其燃料)，并且第二部分由儲(chǔ)罐形成，其中這兩部分在發(fā)射之后可分離，第一部分包括允許其毫無(wú)損傷地返回地球以在新的發(fā)射器中再利用的裝置。第一部分形成所述級(jí)的下部。
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換句話說(shuō)，該目的在于再利用高成本的元件；為此，制造具有機(jī)翼和和飛船引擎并允許在傳統(tǒng)的跑道上著陸的可拆卸模塊。由于密度增加，儲(chǔ)罐的不可回收性使得回收部件更容易制作成可回收的。與尾翼單元的存在相關(guān)聯(lián)的可回收部件的下部位置還在上升階段給予發(fā)射器本身更大的穩(wěn)定性。有利地，發(fā)射器尾翼單元的一部分設(shè)計(jì)成用作返回地球的翼面，從而消除翼連接的問(wèn)題，同時(shí)不增加發(fā)射器的質(zhì)量。于是，本發(fā)明的主題原則上是用于將飛船發(fā)射到太空中的推進(jìn)模塊的可回收模塊，包括至少一級(jí)，其中所述可回收模塊在發(fā)射時(shí)固定于不可回收的部件，其中所述可回收模塊具有用于發(fā)射飛船的推進(jìn)系統(tǒng)、用于該推進(jìn)系統(tǒng)的命令和控制的系統(tǒng)、亞音速飛行推進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)、用于亞音速飛行的機(jī)翼、起落架和減速傘，其中所述可回收模塊待安裝在所述級(jí)的下部位置，其中所述不可回收部件具有向推進(jìn)系統(tǒng)供料的至少一個(gè)儲(chǔ)罐，其中，當(dāng)推進(jìn)模塊到達(dá)指定高度時(shí)，所述可回收模塊和所述不可回收部件要分離，并且其中，所述可回收模塊能夠在滑行(coasting)飛行之后以受控的方式著陸，例如返回到發(fā)射地點(diǎn)。在一特別有利的方式中，機(jī)翼由所述飛船的尾翼單元的至少一部分形成。尾翼單元包括至少兩個(gè)安定翼(fin)。例如，具有三個(gè)安定翼，其中的兩個(gè)安定翼可更改形狀以形成機(jī)翼。兩個(gè)可更改形狀的安定翼中的每個(gè)都包括，例如固定在模塊的殼體上的第一部分以及安裝成可在第一部分上移動(dòng)的第二部分，其中例如通過(guò)至少一個(gè)電動(dòng)機(jī)或液壓發(fā)動(dòng)機(jī)，獲得第二部分相對(duì)于第一部分的位移。有利地，可回收模塊還包括中心通道，該中心通道具有與可回收模塊的軸線相同的軸線，其中，亞音速飛行推進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)與封裝在一個(gè)稱為裝運(yùn)箱的單元中的減速傘一起安裝在所述中心通道中，并且其中，所述裝運(yùn)箱安裝在位于亞音速飛行推進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)后部的排氣管中。在亞音速飛行推進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)為吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的情況下，其燃料可儲(chǔ)存在位于形成尾翼單元的安定翼中的儲(chǔ)罐內(nèi)。有利地，可回收模塊具有鈍頭形狀的前端，以在重返大氣層的初始階段增加超聲波阻并幫助可回收模塊減速。在超聲波飛行階段，可回收模塊可包括更改底座的阻力的裝置，例如可膨脹的前端類型的裝置?？苫厥漳K可包括高度控制系統(tǒng)，用于改變模塊相對(duì)于軌跡面的高度，其中所述系統(tǒng)例如安裝在形成方向舵組的尾翼單元的安定翼的端部。本發(fā)明的主題還在于用于將飛船發(fā)射到太空中的推進(jìn)模塊，包括至少一級(jí)，該推進(jìn)模塊包括根據(jù)本發(fā)明的可回收模塊以及不可回收的部件，該不可回收的部件包括用于供應(yīng)推進(jìn)系統(tǒng)的至少一個(gè)儲(chǔ)罐。本發(fā)明的主題還在于裝配有根據(jù)本發(fā)明的推進(jìn)模塊的發(fā)射器類型的飛船，包括至少兩級(jí)，即，由推進(jìn)模塊形成的一級(jí)和用于支撐載運(yùn)物的一級(jí)，其中所述兩級(jí)是可分離的， 并且其中，發(fā)射器可在從納米級(jí)發(fā)射器類型到超重發(fā)射器類型的范圍內(nèi)。此外，推進(jìn)模塊可形成發(fā)射器的下級(jí)或者上級(jí)之一。
本發(fā)明的主題還在于用于回收根據(jù)本發(fā)明的可回收模塊的方法，包括以下步驟a)可回收模塊和不可回收部件的分離；b)可回收模塊的自由下落；c)當(dāng)可回收模塊的速度為亞音速時(shí)，減速傘的展開(kāi)；d)亞音速飛行推進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)的啟動(dòng)和機(jī)翼的定位；e)減速傘的投放(jettisoning)；f)在可能的再加速之后，啟動(dòng)張開(kāi)(flare)；g)返回滑行；以及h)著陸。有利地，以與打開(kāi)亞音速傘相匹配的馬赫速度進(jìn)行步驟C)，例如該速度接近0. 85馬赫。在步驟a)中，可回收模塊和不可回收部件的分離可發(fā)生在大致與軌跡面正交的方向上。有利地，步驟d)發(fā)生在大約400Pa的低動(dòng)壓力下，以促進(jìn)機(jī)翼形狀的變化并留出時(shí)間來(lái)啟動(dòng)推進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)。


利用以下的描述和附圖，將更好地理解本發(fā)明，附圖中圖1是根據(jù)本發(fā)明的雙級(jí)發(fā)射器的透視圖；圖2表示以兩個(gè)不同角度表示的圖1中發(fā)射器的剖切視圖；圖3是圖2的縱向剖視圖；圖4是圖3中發(fā)射器的后視圖；圖5是根據(jù)本發(fā)明的可再利用模塊的剖切透視圖6是圖5中模塊的側(cè)視圖；圖7是從圖5中模塊后面所看的視圖；圖8A和圖8B是圖5中模塊的軌跡的示意圖，表示模塊距離地面的高度Z(以米為單位)隨相對(duì)于第一級(jí)和第二級(jí)的分離點(diǎn)行進(jìn)的距離D (以米為單位)的變化；圖9A至圖91是圖5中的模塊在返回地球期間采用不同配置的視圖。
具體實(shí)施例方式以下描述中，我們將詳細(xì)描述兩級(jí)類型的發(fā)射器來(lái)解釋本發(fā)明，但很容易理解，本發(fā)明不限于這種類型的發(fā)射器，下文中可見(jiàn)。圖1至圖4示出了根據(jù)本發(fā)明的發(fā)射器，例如，該發(fā)射器用于將通信衛(wèi)星送入軌道。發(fā)射器2包括第一級(jí)4、第二級(jí)6和整流罩9。第一級(jí)4包括用于推進(jìn)發(fā)射器的元件，下文中將進(jìn)行描述。很明顯，第二級(jí)6支撐待放入軌道中的載運(yùn)物，例如衛(wèi)星。第一級(jí)在其下端處包括允許發(fā)射器起飛的推進(jìn)組件8。在代表實(shí)例中，該推進(jìn)組件包括四個(gè)低溫發(fā)動(dòng)機(jī)和所有發(fā)動(dòng)機(jī)的控制源。
發(fā)射器在第一級(jí)的外周緣的下部區(qū)域中還包括尾翼單元10。在發(fā)射階段，尾翼單元10有助于發(fā)射器的氣動(dòng)穩(wěn)定性。在代表實(shí)例中，尾翼單元包括均勻分布在第一級(jí)的周緣周圍的三個(gè)安定翼。第一級(jí)4還包括用于在發(fā)射時(shí)供應(yīng)推進(jìn)系統(tǒng)8所需的物質(zhì)的儲(chǔ)罐12、13。即，在低溫發(fā)動(dòng)機(jī)中使用的液態(tài)氧儲(chǔ)罐12和液態(tài)氫儲(chǔ)罐13。根據(jù)本發(fā)明，第一級(jí)4被分為打算在發(fā)射器中再利用的第一部分14和打算丟棄的稱為不可回收部件的第二部分16。第一部分14也稱為模塊。模塊14包括高成本的元件，該模塊的再利用是非常有利的。很明顯，這包括發(fā)射器的推進(jìn)組件8、推進(jìn)分區(qū)、增壓系統(tǒng)、航空電子設(shè)備以及電力產(chǎn)生裝置。制造包含儲(chǔ)罐或多個(gè)儲(chǔ)罐的不可回收部件16，使得其不包括或包括很少的高成本的復(fù)雜零件，以便降低供應(yīng)給新飛船的各零件的成本。由于后者是可消耗的，所以減化了以高效安全的方式嚴(yán)格地給推進(jìn)系統(tǒng)供料的元件的結(jié)構(gòu)。根據(jù)本發(fā)明，模塊14是高密度的，因?yàn)樵诎l(fā)射之后它不包括由儲(chǔ)罐形成的空容積。根據(jù)本發(fā)明，模塊14使得確保其返回地球。在圖9A至圖91中，可看到處于返回地球的不同的階段中的模塊。在代表實(shí)例中，模塊I4安裝在第一級(jí)4的下端區(qū)域中。實(shí)際上，由于模塊14具有基本上穩(wěn)定的安定翼的表面，并且由于其處于較低的位置，所以具有如下效果氣動(dòng)中心后移，因此增加在發(fā)射器的大氣上升階段中的靜態(tài)安全系數(shù)(static margin)。然后可以降低填充有氧氣的儲(chǔ)罐，在發(fā)射時(shí)，所述儲(chǔ)罐是最重的元件。這樣的效果是使得氧氣儲(chǔ)罐更靠近低溫發(fā)動(dòng)機(jī)，但是靜態(tài)安全系數(shù)依然足以給發(fā)射器帶來(lái)很大的穩(wěn)定性。使氧氣儲(chǔ)罐12更靠近低溫發(fā)動(dòng)機(jī)能夠減少第一級(jí)的供給線的長(zhǎng)度，導(dǎo)致質(zhì)量和容積的減少，因此降低了第一級(jí)的成本。根據(jù)下文將詳細(xì)描述的本發(fā)明的特別有利的實(shí)施方式，尾翼單元的一部分作為機(jī)翼再利用以便返回地球。顯然，由于模塊14的較低位置使其成為可能，S卩，在發(fā)射器的尾翼單元的區(qū)域中。實(shí)際上，可回收模塊的重心位于發(fā)射器的尾翼單元的區(qū)域中；因此，在亞音速飛行階段，尾翼單元或者尾翼單元的至少一部分可用來(lái)執(zhí)行模塊的氣動(dòng)升力 (aerodynamic lift)功會(huì)邑?，F(xiàn)在我們將詳細(xì)描述模塊14，尤其是用來(lái)使其返回地球的裝置。在圖5至圖7中，可看到可回收模塊14處于準(zhǔn)備張開(kāi)的構(gòu)造中，并且其中，尾翼單元10具有以形成氣動(dòng)升力為目的的構(gòu)造。模塊14包括殼體18，其形成第一級(jí)4的殼體的一部分；以及尾翼單元10的三個(gè)安定翼19a、19b和19c，這三個(gè)安定翼連接至殼體18且相對(duì)于彼此以120°定位。模塊14包括鈍頭形狀的前端21，在初始的大氣重返階段，由于增加的超聲波阻力，這種前端利于減速；這種形狀減小了重返大氣時(shí)的最大縱向荷載系數(shù)(減速)和最大動(dòng)態(tài)壓力，而亞音速阻力不會(huì)明顯地不利。模塊14還包括發(fā)射器的推進(jìn)系統(tǒng)，用于在重返滑行時(shí)推進(jìn)模塊的發(fā)動(dòng)機(jī)20，例如吸氣式的飛船引擎，供給發(fā)動(dòng)機(jī)20的煤油型燃料儲(chǔ)罐20. 1，其位于例如尾翼單元的安定翼中，如圖9A所示。
模塊14還包括封裝在裝運(yùn)箱(canister) 23內(nèi)的減速傘22。在代表實(shí)例中，有利地，模塊14包括沿著模塊的縱向軸線X安裝并伸入模塊的前端21中和模塊的底座中的管狀殼罩M或排氣管。該中心殼罩接收上游模塊20和帶有傘 22的下游裝運(yùn)箱23。排氣管M可設(shè)計(jì)在本體外部；例如其由對(duì)稱地分布在本體周圍的幾個(gè)通道形成。伸入前端21中的管狀殼罩M的一端由調(diào)整片25封閉；該調(diào)整片可移動(dòng)以允許向發(fā)動(dòng)機(jī)20供應(yīng)空氣。當(dāng)模塊14形成發(fā)射器的第一級(jí)的下部時(shí)，模塊的管子沈與不可回收部件的管子 (未示出)相連接，以將不可回收部件16的儲(chǔ)罐連接到模塊14的低溫發(fā)動(dòng)機(jī)8。當(dāng)模塊14 與不可回收部件分離時(shí)，這些管子26由它們與不可回收部件的管子相連接的區(qū)域中的閥門28鎖止。模塊14還包括起落架30。由于模塊非常短，所以不必具有很大高度的起落架。因此，有利地，可使用從發(fā)射器的表面永久地凸出的固定起落架。所以，這會(huì)是非常簡(jiǎn)單和非常耐用的設(shè)計(jì)。很容易理解的是，裝配有可收放起落架的模塊不超過(guò)本發(fā)明的范圍。起落架30包括三個(gè)輪32a、32b、32c。輪32a連接到模塊的殼體，并且輪32b和32c 連接到安定翼19b和19c。模塊14包括用于改變模塊高度的高度控制系統(tǒng)(未示出)。有利地，該高度控制系統(tǒng)位于形成豎直穩(wěn)定器的安定翼19a的一端，而該安定翼不用于形成機(jī)翼的一部分。這種位置能夠獲得很大的杠桿作用(leverage)，并且因此有利于模塊的高度控制。應(yīng)理解，這些高度控制系統(tǒng)可安裝在其他安定翼上或安裝在模塊的本體上。這些高度控制系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)對(duì)本領(lǐng)域技術(shù)人員是公知的。根據(jù)本發(fā)明的特別有利的實(shí)施方式，尾翼單元10的三個(gè)安定翼中的兩個(gè)安定翼 19b、19c配置成在緩慢張開(kāi)、滑行重返和著陸階段期間能夠形成允許模塊返回地球的機(jī)翼。 為了完成此目標(biāo)，它們的形狀設(shè)計(jì)成可改變的，并且能夠從用于發(fā)射器發(fā)射的基本上平的形狀變成亞音速飛行期間的上升形狀，以支撐所述模塊。安定翼19b、19c由兩個(gè)相連接的部分19bl、l%2和19cl、19c2形成，使得它們能夠從發(fā)射器的穩(wěn)定安定翼轉(zhuǎn)換成模塊14的機(jī)翼。第一部分19bl和19cl包括直接連接在第一級(jí)的殼體上的第一近端以及第二遠(yuǎn)端，兩個(gè)部分1%2和19c2通過(guò)第一端組裝在第二遠(yuǎn)端上。安定翼的配置的變化，更具體地說(shuō)是兩個(gè)部分1%2和19c2相對(duì)于第一部分19bl和19cl的方向的改變可通過(guò)簡(jiǎn)單的小功率的電動(dòng)機(jī)或液壓發(fā)動(dòng)機(jī)獲得。實(shí)際上，如下文中所看到的，安定翼的轉(zhuǎn)換階段發(fā)生在低的動(dòng)壓力下；因此它們不承受不可回收部件位移期間的應(yīng)力，因此也不必要求進(jìn)行這種位移所需的功率很高。模塊14通過(guò)已知的類型(例如凸緣)固定在不可回收部件16上。模塊14具有強(qiáng)大的固有的被動(dòng)穩(wěn)定性，即在高超音速飛行和0. 8馬赫之間，模塊 14自動(dòng)定位成在下降的方向上其前端朝前。因此，在模塊與不可回收部件以非傳統(tǒng)的方式分離的情況下，模塊將自動(dòng)且自然地恢復(fù)其穩(wěn)定位置，而不需要任何特定的裝置來(lái)完成這種重新定位?，F(xiàn)在將借助于圖8A和圖8B以及圖9A至圖91描述根據(jù)本發(fā)明的模塊的不同飛行
8階段。在初始配置中，發(fā)射器包括第一級(jí)4，并且第二級(jí)6包含載運(yùn)物和頭錐。第一級(jí)4 包括模塊14和裝滿的儲(chǔ)罐。尾翼單元的安定翼19b和19c是平的，S卩，第一部分19bl和 19cl以及第二部分1%2和19c2各自基本上在相同平面內(nèi)。裝配有模塊14的發(fā)射器豎直地發(fā)射，由低溫發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)，低溫發(fā)動(dòng)機(jī)由不可回收部件內(nèi)所包含的儲(chǔ)罐供料。在大概50km的高度處，第一級(jí)4與第二級(jí)6以大約5馬赫的速度分離。從這點(diǎn)以后，模塊14只連接到儲(chǔ)罐，對(duì)應(yīng)于圖8A中示意性示出的軌跡的階段II。與第二級(jí)分離之后，第一級(jí)4繼續(xù)次軌道彈道軌跡(階段III)，直到其離開(kāi)地球大氣層。在這點(diǎn)處，模塊14與不可回收部件16分離，那時(shí)的動(dòng)壓力很低，大約20Pa(階段 IV)。有利地，可在垂直于軌跡面P(該軌跡面由圖8A的紙面形成)的方向上完成模塊與不可回收部件的分離，以便在模塊14與不可回收部件16之間提供足夠的區(qū)別 (discrimination)。為此，在分離之前，使用安裝在安定翼19a—端的高度控制系統(tǒng)，將第一級(jí)對(duì)齊，使得其縱向軸線與軌跡面P大致正交。當(dāng)?shù)谝患?jí)6正確地對(duì)準(zhǔn)時(shí)，通過(guò)已知的裝置促成模塊14和不可回收部件16的分離(圖9A)，例如與用于使第一級(jí)和第二級(jí)分離的那些裝置類似的裝置。由于模塊14具有比不可回收部件16高得多的密度，所以后者將下降地更快且更遠(yuǎn)。此外，如前文所指出的，由于其固有的穩(wěn)定性，模塊將自動(dòng)對(duì)齊，使得其前端朝下，如圖9C中所見(jiàn)。之后，模塊14根據(jù)彈道軌跡下降。在點(diǎn)V處，模塊14以零度的迎角和側(cè)滑角重入彈道大氣層，直到達(dá)到接近0. 85馬赫的亞音速。對(duì)應(yīng)于該速度的高度大概是10km，與軌跡的點(diǎn)6相對(duì)應(yīng)?？墒境龅氖牵撍俣葘?duì)于第一級(jí)的不同頂點(diǎn)情況和模塊14的不同彈道系數(shù)值仍舊對(duì)應(yīng)于大概IOkm的高度。在點(diǎn)VI處(圖8B)，因此在大約IOkm的高度處，減速傘22展開(kāi)(圖9D)，例如通過(guò)煙火式填料。裝運(yùn)箱23從中心殼罩射出，使得減速傘22展開(kāi)。模塊的速度減小，并且模塊穩(wěn)定下來(lái)。然后模塊沿著豎直軌跡，并且模塊的速度小于50m/s。殼體通過(guò)纜線連接到模塊。模塊14同減速傘一起繼續(xù)下降(階段VII)。根據(jù)本發(fā)明，在該階段，允許同時(shí)啟動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)20和改變安定翼19b和19c的配置，通過(guò)以與亞音速飛翼類似的方式定位它們而形成機(jī)翼。由于該高度是減速階段開(kāi)始的高度(大約10km)，所以該階段足夠長(zhǎng)，例如可持續(xù)大約120s。因此，模塊具有足夠的時(shí)間來(lái)進(jìn)行這兩種操作。在圖9E中，可看到尾翼單元的安定翼的配置的變化。減速傘展開(kāi)時(shí)安定翼19b和19c的配置的變化的優(yōu)點(diǎn)在于，安定翼的氣動(dòng)表面不承受彎曲應(yīng)力。實(shí)際上，由于傘22的減速，安定翼的兩個(gè)部件1%2和19c2的運(yùn)動(dòng)發(fā)生在非常低的動(dòng)壓力下，大約400Pa。而且，如前文中所述，通過(guò)簡(jiǎn)單的小功率電動(dòng)機(jī)可獲得配置的變化。應(yīng)該注意到，通過(guò)將標(biāo)準(zhǔn)的飛船引擎用作發(fā)動(dòng)機(jī)20，啟動(dòng)時(shí)間大約是2分鐘，這與傘的減速階段的持續(xù)時(shí)間相匹配。
當(dāng)模塊具有飛翼形狀且發(fā)動(dòng)機(jī)20已經(jīng)啟動(dòng)時(shí)，減速傘22與其裝運(yùn)箱23 —起被丟棄(圖9F)，高度大約是6500m(點(diǎn)VIII)。然后模塊恢復(fù)速度。當(dāng)達(dá)到大約100m/S的速度時(shí)，模塊在點(diǎn)IX和點(diǎn)X之間慢慢張開(kāi)(圖9G)。這持續(xù)大約12s，并以水平飛行階段結(jié)束。從點(diǎn)X開(kāi)始是返回滑行階段；該階段發(fā)生在大約0. 3馬赫的亞音速和大約5000m
的高度。該滑行階段以在傳統(tǒng)的著陸跑道上著陸結(jié)束，有利地，該著陸跑道離發(fā)射器的發(fā)射臺(tái)不遠(yuǎn)(圖91)。該模塊的飛行可以是完全獨(dú)立的或遠(yuǎn)程控制的。根據(jù)本發(fā)明的模塊14占發(fā)射器價(jià)值的80%以上，且占第一級(jí)的慣量(inert mass)的大約60%。很容易理解，相對(duì)于發(fā)射器的總成本，模塊所代表的百分比取決于推進(jìn)系統(tǒng)的發(fā)動(dòng)機(jī)的數(shù)量。因此，通過(guò)再利用模塊14，一個(gè)新發(fā)射器的生產(chǎn)成本可顯著降低。而且，與完全可再利用的第一級(jí)的研發(fā)成本相比，模塊14的研發(fā)成本明顯減少了大約35%。假設(shè)由于模塊14的返回，發(fā)射器的發(fā)動(dòng)機(jī)將再利用10次，對(duì)應(yīng)于大約2000s的總壽命，如果認(rèn)為模塊的總壽命為100次飛行，那么根據(jù)本發(fā)明的第一級(jí)的平均經(jīng)常性費(fèi)用估計(jì)為等同的消耗階段的成本的25%。為了使再利用次數(shù)最大化，有利地，嘗試生產(chǎn)非常耐用的推進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)。因此，似乎本發(fā)明允許顯著降低生產(chǎn)和運(yùn)行成本。根據(jù)本發(fā)明，僅在張開(kāi)和滑行的亞音速階段以及著陸階段期間，發(fā)生上升氣動(dòng) (lift aerodynamics)。因此本發(fā)明具有的優(yōu)點(diǎn)在于，能夠在飛翼領(lǐng)域中使用已知的和測(cè)試過(guò)的技術(shù)。因此減少了成本和研發(fā)時(shí)間。有利地，可選擇大約30°的箭頭形安定翼。通過(guò)選擇這種類型的箭頭，獲得亞音速和高超音速氣動(dòng)中心的位置，使得飛行穩(wěn)定，在高超音速、超音速和跨音速的模式下，具有零角度的迎角和側(cè)滑角，并在亞音速的模式下，上升飛行時(shí)具有很低的迎角。由于本發(fā)明，模塊14具有很高的空間密度，因?yàn)樗鼪](méi)有空儲(chǔ)罐，這有利于其返回地球時(shí)的操縱和其回收方案。前端的鈍頭形狀使得波阻能夠最大化。應(yīng)該注意到，與亞音速飛行相兼容的具有厚剖面的尾翼單元安定翼也幫助增大超音速飛行波阻。很容易理解，上述安定翼的形狀決不受限制，并且可設(shè)想，例如生產(chǎn)兩個(gè)以上部件的安定翼19b和19c。還可以設(shè)想，在安定翼19a、19c和/或19c的端部處增加小翼、邊際的豎直安定翼，以滿足彈道重返和返回滑行的需要。這些小翼可以是折疊的或非折疊的。安裝在與模塊同一縱向軸線的管道中的發(fā)動(dòng)機(jī)20向底座供應(yīng)熱空氣，其作用在于減小底座阻力，因此減小整個(gè)阻力。通過(guò)優(yōu)化模塊底部的阻力，考慮到該阻力表示對(duì)亞音速整體阻力的基本貢獻(xiàn)，在返回亞音速滑行飛行的過(guò)程中進(jìn)一步優(yōu)化了模塊的整體阻力。為了完成這個(gè)目標(biāo)，可添加一可更改形狀的后錐，例如在傘22減速階段期間膨脹的后錐。傘和亞音速起飛階段具有很多的自由度以調(diào)整模塊的性能特征。可更改減速傘的尺寸，可更改張開(kāi)的初始速度，可改變張開(kāi)過(guò)程中的橫向載荷系數(shù)，還可以更改模塊的返回滑行高度以及著陸跑道。根據(jù)本發(fā)明的可回收模塊14可用于發(fā)射器的各種尺寸，從納米級(jí)發(fā)射器到超重發(fā)射器。該模塊可容易地適合不同的推進(jìn)模塊、不同的飛行器尺寸和不同類型的任務(wù)。已經(jīng)以兩級(jí)發(fā)射器的情況描述了根據(jù)本發(fā)明的模塊，但也可應(yīng)用于單級(jí)的飛行器，以形成飛行試驗(yàn)的驗(yàn)證機(jī)或飛行試驗(yàn)臺(tái)，或應(yīng)用于包含至少兩級(jí)的發(fā)射器，其中該模塊位于下級(jí)中或者上級(jí)之一中。
權(quán)利要求
1.一種用于將飛船發(fā)射到太空中的推進(jìn)模塊的可回收模塊，包括至少一級(jí)，所述可回收模塊在發(fā)射時(shí)固定于不可回收部件(16)，所述可回收模塊(14)具有用于發(fā)射飛船的推進(jìn)系統(tǒng)(8)、用于所述推進(jìn)系統(tǒng)的命令和控制的系統(tǒng)、亞音速飛行推進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)(20)、用于亞音速飛行的機(jī)翼、起落架(30)以及減速傘(22)，所述可回收模塊(14)待安裝在所述級(jí)的下部位置，所述不可回收部件(16)具有向推進(jìn)系統(tǒng)(8)供料的至少一個(gè)儲(chǔ)罐(12，13)，當(dāng)推進(jìn)模塊到達(dá)指定高度時(shí)，所述可回收模塊(14)和所述不可回收部件(16)分離，并且所述可回收模塊(14)能夠在滑行飛行之后以受控的方式著陸，例如返回到發(fā)射地點(diǎn)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的可回收模塊，其中，所述機(jī)翼由所述飛船的尾翼單元(10)的至少一部分形成。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的可回收模塊，其中，所述尾翼單元(10)包括至少兩個(gè)安定翼 (19a,19b,19c)。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的可回收模塊，包括至少三個(gè)安定翼(19a，19b，19c)，其中至少兩個(gè)安定翼(19b，19c)具有可更改的形狀以形成機(jī)翼。
5.根據(jù)權(quán)利要求3或4所述的可回收模塊，其中，兩個(gè)可更改的安定翼(19b，19c)中的每個(gè)都具有連接于所述模塊的殼體上的第一部分(19bl，19cl)和安裝成能在所述第一部分(19bl，19cl)上移動(dòng)的第二部分(19b2，19c2)，并且例如通過(guò)至少一個(gè)電動(dòng)機(jī)或液壓發(fā)動(dòng)機(jī)，獲得所述第二部分(l%2，19d)相對(duì)于所述第一部分(19bl，19cl)的位移。
6.根據(jù)權(quán)利要求1至5中任一項(xiàng)所述的可回收模塊，包括中心通道(M)，所述中心通道具有與所述可回收模塊的軸線相同的軸線，所述亞音速飛行推進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)(20)與封裝在裝運(yùn)箱05)中的減速傘02) —起安裝在所述中心通道04)中，并且所述裝運(yùn)箱05)安裝在位于所述亞音速飛行推進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)OO)的發(fā)動(dòng)機(jī)后部的排氣管中。
7.根據(jù)權(quán)利要求1至6中任一項(xiàng)所述的可回收模塊，其中，所述亞音速飛行推進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī) (20)為由安裝在尾翼單元的安定翼中的儲(chǔ)罐供料的吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)。
8.根據(jù)權(quán)利要求1至7中任一項(xiàng)所述的可回收模塊，其中，所述可回收模塊具有鈍頭形狀的前端。
9.一種用于將飛船發(fā)射到太空中的推進(jìn)模塊，包括至少一級(jí)，所述推進(jìn)模塊包括根據(jù)權(quán)利要求1至8中任一項(xiàng)所述的可回收模塊以及不可回收的部件，該不可回收的部件包括向推進(jìn)系統(tǒng)(8)供料的至少一個(gè)儲(chǔ)罐(12，13)。
10.一種裝配有根據(jù)前一權(quán)利要求所述的推進(jìn)模塊的發(fā)射器類型的飛船，包括至少兩級(jí)，由推進(jìn)模塊形成的一級(jí)和用于支撐載運(yùn)物的一級(jí)，所述兩級(jí)是可分離的。
11.根據(jù)前一權(quán)利要求所述的發(fā)射器，其中，所述發(fā)射器可在從納米級(jí)發(fā)射器類型到超重發(fā)射器類型的范圍內(nèi)。
12.根據(jù)權(quán)利要求11所述的發(fā)射器，其中，所述推進(jìn)模塊形成所述發(fā)射器的下級(jí)或者上級(jí)之一。
13.一種回收根據(jù)權(quán)利要求1至8中任一項(xiàng)所述的可回收模塊的方法，包括以下步驟a)可回收模塊和不可回收部件的分離；b)可回收模塊的自由下落；c)當(dāng)可回收模塊的速度為亞音速時(shí)，減速傘的展開(kāi)；d)在減速傘階段，亞音速飛行推進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)的啟動(dòng)和機(jī)翼的定位；e)減速傘的投放；f)在可能的再加速之后，啟動(dòng)張開(kāi)；g)返回滑行；以及h)著陸。
14.根據(jù)權(quán)利要求13所述的方法，其中，在步驟a)中，可回收模塊和不可回收部件的分離發(fā)生大致與軌跡面正交的方向上。
15.根據(jù)權(quán)利要求13或14所述的方法，其中，步驟d)發(fā)生在大約400Pa的低動(dòng)壓力下，以促進(jìn)機(jī)翼形狀的變化并留出時(shí)間來(lái)啟動(dòng)推進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)。
全文摘要
本發(fā)明涉及用于將飛船發(fā)射到太空中的推進(jìn)模塊，包括可再利用模塊(14)和發(fā)射時(shí)剛性地連接至可再利用模塊(16)的可消耗部件(16)，所述可再利用模塊(14)包括用于發(fā)射飛船的推進(jìn)系統(tǒng)(8)，當(dāng)推進(jìn)模塊到達(dá)指定高度時(shí)，所述可再利用模塊(14)和所述可消耗部件(16)要分離，所述可再利用模塊(14)適于在傳統(tǒng)飛行之后以受控的方式著陸，例如返回到發(fā)射地點(diǎn)。
文檔編號(hào)B64G1/40GK102292264SQ200980155112
公開(kāi)日2011年12月21日 申請(qǐng)日期2009年12月18日 優(yōu)先權(quán)日2008年12月22日
發(fā)明者奧利維耶·戈格德特, 馬爾科·普蘭波利尼 申請(qǐng)人:阿斯特里厄姆公司