一次性使用的运载火箭 本发明大体上涉及火箭发射系统，并且尤其是涉及一低成本的一次性使用的运载火箭，用于向低地球轨道发送消耗品，以供给一空间站或人造卫星。
近年来已经开发了多种新的意在大大降低发射成本的运载火箭(LV)。大多数这些运载火箭是可重复使用的运载火箭(RLV)，其目的是在飞行器之类的操作过程中能多次重复使用。这些飞行器通常依赖于新技术，这伴随有成本和风险方面的问题。目前在用的唯一的RLV，即航天飞机(Space Shuttle)，尚未完善到能确保低操作成本和容易的使用。在申请人所知的每一次发射实例中，运载火箭都力求比以往更高的可靠性和伴随而来的成本。
本发明是基于上述现有技术而提出的并且现将其投入实践。
本发明涉及一用于低成本的、适中可靠性的运载火箭的构思，以向低地球轨道(LEO)运送诸如水、食品、氧、氮、推进剂的消耗品，和例如备件之类的低固有价值地其它不易损坏的物品。该构思的一目的是使用已有的技术，利用总可靠性为0.7上下的一运载火箭内固有的资金节约，并且以通过每年1000件以上的大量生产所提供的规模经济，将发射成本降低到每千克1000美元以下。支持本发明系统在发射场地和轨道上两者所需的基础设施也已经考虑。可看出，根据采用的该构思和成本模式，用于地球同步轨道宇宙飞船的发射成本可减少到1/2-1/3。在这一点上，图1是表示对作为可靠性函数的一单独发射的成本与对向轨道运送一有效载荷的有效成本、或有效载荷成本的评估曲线图。在其公式中采用了基于经验观察的一简化的算法。值得注意的是有效载荷成本在0.6～0.7之间的一可靠性区域内看起来大致水平，并且在0.5～0.8之间的一可靠性区域内保持接近一最小值，表明这是选择可靠性的一区域。
简言之，本发明打破常规知识，采用适中可靠性的一运载火箭并且接受可靠性的某些降低而不是总寻求人类可能的最高可靠性。
这种新型LV构思的初步研究建议大约0.67的一发射成功率或总可靠性是足够的，并且600美元/Kg的一发射成本是一实用的目标。为研究之目的，假定每年3000次的发射率，每次运送一(公制)吨的有效载荷。即使采用0.67的可靠性，轨道上的有效载荷成本仍远低于1000美元/kg，以允许分期偿付方式建立该系统的开发和其它成本，同时满足1000美元/kg的目标。
有效载荷的使用将包括ISS(国际空间站)的再补给和用于地球同步轨道(GEO)的推进剂以及用高可靠性LV发射的其它高价值的有效载荷。向LEO发射高价值的宇宙飞船并且然后使用可重复使用的轨道机动运载工具来进入GEO将导致发射成本的极大节约。将很好地认识到对于一轨道机动运载工具的环境要求远低于对一运载火箭的环境要求。因此，合适的是使轨道机动运载工具可重复使用，尽管运载火箭不可重复使用。
通过许多特征可以使成本保持较低同时对可靠性所带来的影响仍能接受。首先，假定采用一单级加压供料的主发动机，其不用提供多余的装置而可避免在排气卷流相互作用中所包含的热、污染和其它问题。该发动机在发射过程中仅被点火一次，并且在飞行过程中不再重新点火，使得点火问题最少。该LV是一单级到达轨道的发动机，无需分阶段运作。
假定一加压供料的推进剂(燃料)输送系统使用氦(He)气体作为加压物质，就无需昂贵的涡轮机。这将提供在整个主发动机操作中燃料箱调节的压力估计为8.5巴，以保持发动机腔的压力为5巴。为帮助读者理解，此处的巴是一压力单位，等于每平方厘米一百万达因的力，因此略小于一个大气压。气态的氮(N2)用于一低温气体反作用控制子系统(RCS)。该RCS用于在动力飞行过程中的姿态控制并且He加压物质在一喷出模式下被排出，以便轨道进入与脱轨操作。一设计目标是使用RCS进行所有的姿态控制操作并且避免万向调节主发动机。通过将有效载荷安装在尾部，从而在动力飞行过程中有利于重心(CG)的运动而可简化RCS操作。通过使用一GPS导航和光纤陀螺仪姿态检测子系统而可简化导航和控制，以避免昂贵的卫星或地球传感器。
假定采用液体氢(LH2)和液体氧(LOX)作为推进剂。该推进剂混合物实际上包括比煤油或LOX较低的一燃烧温度。这些推进剂两者都可通过甲醇分裂为LH2和空气液化成LOX而以相对较低的成本获得。对于总起飞重量为130公制吨的总推进剂质量估计为116.6公制吨，在达到轨道时仅得到13公制吨多一点的质量获益。
本发明的系统在发射前和在轨道中都需要支持的基础设施。由于该LV的相对低的可靠性，在即将起飞时会出现许多失败，从而希望在海洋使用一次性的低成本的设备来保持LV漂浮在海上和垂直发射。在海洋中在一低可靠性的LV上装载低温推进剂和加压物质需要取得足够量的远距离操作设备来允许在该关键性阶段由于灾祸而造成的损失。在轨道上，将使用一队轨道机动运载工具(OMV)来从系统运载火箭上卸下有效载荷和将有效载荷输送到在较高轨道上的航空站。这些航空站和0MV将用高可靠性的LV发射，费用将需要通过运行几年分期偿付。
因此，本发明的一首要特征是利用一次性使用的运载火箭向低地球轨道发射消耗品来提供一火箭发射系统，以供给一空间站或人造卫星。
本发明的另一特征是提供这样的一发射系统，其中一低成本的运载火箭向地球轨道输送消耗品。在此，一消耗品可被定义为低固有价值的一物品，其通过在一空间站或一人造卫星内的使用而被消耗，例如在一空间站内的可饮用的水或在一空间站或人造卫星内的燃料。一消耗品还可被定义为在发射失败的事故中可廉价地更换的物品。有意义的是在一长期的时间范围内供给地球轨道使用者的每种类型的消耗品的总量，而不是每一单个的物品具有到达使用者的最大或一高的成功率。
本发明的再一特征是提供这样的一火箭发射系统，其中运载火箭本身不需与要被供给消耗品的空间站或人造卫星会合或者甚至不需靠近该空间站或人造卫星。运载火箭仅需能接近一人造卫星或轨道机动运载工具，其中该人造卫星或轨道机动运载工具能修改其跟踪地球轨道的路径，而且能与其它轨道航空器会合和交换物品。这种航空器包括要被供给消耗品的一空间站或人造卫星和运载火箭。轨道机动运载工具不能进入在发射过程中运载火箭所横穿的大气层的低高度区域，从而使其设计和操作成本最小。运载火箭到达轨道机动运载工具意味着运载火箭达到了大约200km(124法定英里)或更高的轨道高度，并且不会横穿显著低于该高度的区域。
本发明的又一特征是提供这样的一火箭发射系统，其中运载火箭不需保持其本身在上述轨道路径上。除了由上述轨道机动运载工具主动卸去并且在其控制之下的消耗品外，运载火箭和所有的元部件都希望重新进入较低的地球大气层并且由空气动力学导致的力和热而爆破，并且是在到达200km(124法定英里)的高度后于大约一周的时间内发生，从而符合美国政府的指导原则，避免了在绕地球的轨道上在过长的时间期限内产生残骸。
本发明的还一特征是提供这样的一火箭发射系统，其中运载火箭可以用足够的数量进行实用发射，以确保向地球轨道上的一个或多个空间站和多个人造卫星连续供给消耗品，甚至允许由于运载火箭的发射失败而造成的损失。
本发明的再一特征是提供这样的一火箭发射系统，其中可允许运载火箭通过在地面上由授权人员用无线电传输的指令、或者通过机载计算装置产生的指令而销毁，其中计算装置在发生故障或其它偏离预定的操作时评估来自于机载传感器的输入，而不会延迟或影响同一天或任何其它天计划的运载火箭的其它发射。机载计算装置可以被定义为一微处理器或能执行一人工操作员编写的一程序的其它计算机。传感器可以被定义为合适的仪器，其能确定运载火箭的方位，包括飞行方向；或者被定义为一压力传感器，其检测上述燃料箱内的压力并且能使机载计算装置评估在箱内是否保留有足够的燃料来实现前述轨道条件。
通过结合附图的下面描述将清楚地看出本发明的其它和进一步的特征、优点和有益之处。应当理解前述概括性描述和下面的详细描述只是示例性和解释性的，而不是对本发明的限制。结合在本发明中并且构成本发明一部分的附图表示了本发明的一个实施方式，并且其与说明书一起用于以概括性的术语解释本发明的原理。整个说明书中相同的参考标记是指相同的部件。
图1是一曲线图用于评估作为可靠性之一函数的一单次发射的成本和向轨道运送一有效载荷的有效成本。
图2是一体现本发明的运载火箭的示意性侧视平面图。
图3是表示运载火箭在发射、到达轨道、然后降落和最终停止的过程中发生的一操作次序。
图4是示意性地表示运载火箭的一操作系统。
现在回到附图，并且首先回到图2，其大体上表示一低成本的一次性使用的单级到达轨道的运载火箭20，该火箭具有在大约0.5～0.8范围内的一适中的可靠性，用于向低地球轨道发射作为消耗品的一有效载荷22，以供给一空间站或人造卫星。前面已经解释过，对于本发明，消耗品是指在一空间站或一人造卫星内的使用中将消耗掉的低固有价值的物品，例如空间站内的适于饮用的水或空间站或人造卫星内的燃料。消耗品在这里也可被定义为在发射失败的事故中可廉价地更换的物品。有意义的是在一长期的时间范围内供给地球轨道使用者的每种类型的消耗品的总量，而不是每一单个的物品具有到达使用者的最大或一高的成功率。
运载火箭20包括一用于将其推进到太空的单级加压供料的火箭发动机24，并且装备有在离开运载火箭的一方向引导燃烧产物的一喷管。因此，没有阶段性的或在飞行中点火的多级发动机。在本发明的一优选实施例中，喷管具有相对于运载火箭的一固定的方位，而不是能提供绕火箭的一纵轴线有某些运动自由度的一万向节的设计。虽然在某些例子中一万向节的设计可能是需要的，但这比一固定方位的设计更复杂和费钱。
由图2可清楚地看出，可以是一环形设计的有效载荷22最好安装在尾部，靠近发动机24，从而运载火箭的重心尽可能地靠近发动机。当运载火箭到达低地球轨道内的其予定位置时，可以通过一轨道机动运载工具28(参见图3)来卸下有效载荷，然后将其带到接收的空间站或人造卫星所在的一更高的轨道。
再暂时回到图2，运载火箭20还包括一含有燃料的燃料箱30和一含有氧化剂的氧化剂箱32，它们都用于输送给火箭发动机24。另外，并且最重要的是，该运载火箭还包括一压力箱34，其内含有例如氦的一惰性加压气体。该氦惰性加压气体用于向发动机移送燃料和氧化剂来燃烧，以获得轨道导入和接下来提供在飞行结束时的一脱离轨道的操作。可以给在动力飞行过程中的姿态控制所使用的一低温气体反作用控制子系统(RCS)提供包含在一箱36内的气态氮(N2)。在典型的方式中，所描述的运载火箭20的元件可以被封装在一外壳86内，并且运载火箭还包括用于在较低的高度下呈流线型的一鼻锥88和用于稳定性的尾翼90。
现转到图4，以描述运载火箭20的一操作系统。设置一第一导管系统40，以从所述的压力箱34向燃料箱30引入惰性加压气体。一第二导管系统42用于从压力箱向氧化剂箱32引入惰性加压气体。第三和第四导管系统44和46分别用于从燃料箱向火箭发动机引入燃料和从氧化剂箱向火箭发动机引入氧化剂，以与燃料燃烧。
另外，操作系统38采用了许多的阀，以在运载火箭工作过程中的适当时间进行操作。特别是，并且继续参照图4，在一供给导管50内的一阀48使得可以从运载火箭的外侧增加或移去加压物质。在通向导管40和42的一主管54内的一阀52用于隔断压力箱，以便安全。导管42和40内的阀56和58以及相连的压力调节器分别用于控制加压气体向各推进剂箱的流动。设置在一填充导管62内的一填充阀60，用以填充氧化剂箱32，并且设置在一排泄导管66内的一排泄阀64，用以排泄氧化剂箱。类似地，设置在一填充导管70内的一填充阀68，用以填充燃料箱30，并且设置在一排泄导管74内的一排泄阀72，用以排泄燃料箱。最后，一阀76用于控制氧化剂经导管46向在发动机燃烧腔80内的一喷射器78的引送，并且一阀82用于控制燃料经导管44向在发动机燃烧腔80内的一喷射器84的引送。
有必要提及操作系统38的许多地方。阀48、52、56和58仅用于加压气体。阀60、64、68、72、76和82允许低温的液体在打开时流动。为安全起见，阀52、76和82直到在起飞前的一刹那都保持关闭。阀56和58包括串联的压力调节器，以防止推进剂箱内的压力过高或过低。在燃料装载后阀60、64、68和72关闭，并且一旦承担了进行发射的一任务后就不再重新打开。
对于根据本发明的操作系统38的操作，压力箱34内的初始压力被保持在超过大约100巴的一值上，燃料箱30和氧化剂箱32内的初始压力保持在大约8.5～20.0巴范围内的一值上，并且火箭发动机腔80内的初始压力保持在大约5～10巴范围内的一值上。
在本发明的系统的操作中，参见图3，运载火箭20最好从一浮动的平台上在(a)处起飞。在(b)处，单级发动机24在一单级操作中推动运载火箭。在此段时间后，火箭发动机24熄灭，运载火箭然后惯性飞行到低地球轨道的目的高度，见箭头91。带有来自于RCS箱36的N2气体的反作用控制子系统从发射时起就连续地操作，以从(a)方位经(b)方位向(c)方位转动运载火箭。在运载火箭已经到达(c)方位后，加压气体He(氦)就从压力箱34和燃料箱30及氧化剂箱32经火箭发动机24被直接排出。在该过程中一些残余的燃料和氧化剂也可能被喷出，但没有被点燃。该操作用于使运载火箭的轨道在目标高度处成圆形，参见(d)。随着这样达到的低地球轨道，为保持航天器长期工作的一轨道机动运载工具(OMV)28从空间站或人造卫星所在的一较高的轨道到达此处，如箭头92所示，以用运载火箭所携带的消耗品来补充空间站或人造卫星。在(e)处，消耗品被从运载火箭上移走，被连接到OMV上，并且在(g)处，OMV携带着其新的有效载荷返回到空间站或人造卫星。采用带有来自于RCS箱的N2气体的反作用控制子系统，运载火箭就在(f)处如箭头94所示被重新定位。保留在压力箱34内的加压气体和保留在燃料箱30与氧化剂箱32内的任何加压气体、燃料和氧化剂不被点火地经火箭发动机24排出。该操作将运载火箭置入一向下的轨道，参见箭头96，促使其到达在地球的大气层内的一较低的高度。连续地使用来自于RCS箱的N2气体的反作用控制子系统，运载火箭就在(h)处翻转跌落，参见箭头98，并且在(i)处重新进入大气层，此时运载火箭在(j)处爆破，仅有小的碎片可能到达地球表面，并伴随有对准该次发射中着陆于中部海洋的冲击。
表1归纳了本发明系统的质量、成本和可靠性目标。通过许多特征可以使成本保持较低同时对可靠性所带来的影响仍能接受。假定采用一单级加压供料的主发动机，其不用提供多余的装置而可避免在排气卷流相互作用中所包含的热、污染和其它问题。该发动机在发射过程中仅被点火一次，并且在飞行过程中不再重新点火，使得点火问题最少。该LV使用一单级到达轨道的发动机，无需分阶段。
表1.运载火箭的质量、成本和可靠性目标 项目 质量(公 制，吨) 成本(千 美元K$) 可靠性 备注燃料 116.6 80 0.995LH2和LOX加压物质 0.7 7 0.9975HeRCS(反作用控制系统)燃料 0.3 3 0.9975在低温气体、喷出模式下使用的GN2燃料箱，压力调节器和阀门 6.0 120 0.93航天飞机外部箱之传统干燥箱/燃料质量的比率与保持116.6吨燃料的6吨箱一致，虽然需加压到8.5巴是一问题压力箱 1.5 90 0.95LV的4米宽尺寸周长的球形箱，采用石墨结构，因为必须加压到100巴以上RCS(反作用控制系统)箱 0.5 30 0.98在低温气体、喷出模式下使用的GN2发动机(加压供料) 0.5 120 0.93腔压：5巴，喷管直径：2.7米航空电子控制设备 0.2 10 0.99商业级的设备导向和控制 0.2 10 0.98使用GPS(全球定位系统)和光纤陀螺仪作为传感器，低温气体系统用于致动器动力/电池 0.5 10 0.97初级电池，工作寿命为12小时热保护 0.6 10 0.97包括的低温推进剂结构(包括尾翼) 1.1 40 0.95箱壁为主要的承载元件遥感与指挥 0.1 10 0.99自毁 0.1 10 0.9999仅LV的多余特征有效载荷 1.0 40 0.99其它 0.1 40 0.99总计 130.0 600 0.67
虽然详细公开了本发明的优选实施例，但本领域的普通技术人员应当理解，对于所示的实施例可以作各种修改，而不脱离说明书中所描述的和权利要求书中所限定的本发明的范围。