具有环形外部元件的运载飞行器以及相关的系统和方法.pdf

本文公开了具有环形外部元件的运载飞行器以及相关的系统和方法。根据特定实施例的航天系统包括具有第一端和基本与第一端相对的第二端的运载飞行器，所述运载飞行器沿着所述第一端和第二端之间的飞行器轴线延伸，并具有面向外的外表面。该系统还包括由运载飞行器携带的环形元件，所述环形元件具有径向间隔开的面向内的外表面，并且至少部分地围绕所述飞行器轴线圆周延伸，所述环形元件具有朝向沿所述飞行器轴线的第一方向的第一边缘面和朝向沿所述飞行器轴线的第二方向的第二边缘面，所述第二方向与所述第一方向相反。推进系统可由所述运载飞行器携带，并且可以具有至少一个设置为朝向飞行器第一端的喷嘴以发射飞行器。

1.  一种航天系统，包括：
具有第一端和基本与第一端相对的第二端的运载飞行器，所述运载飞行器沿着在所述第一端和所述第二端之间延伸的飞行器轴线而伸长，并具有面向外的外表面;
由运载飞行器携带的环形元件，所述环形元件具有面向内的外表面，所述面向内的外表面与在沿着所述第一端和所述第二端之间的所述飞行器轴线的位置处的至少一部分外表面间隔开，并围绕所述至少一部分外表面圆周延伸，所述环形元件具有面向沿所述飞行器轴线的第一方向的第一边缘面和面向沿所述飞行器轴线的第二方向的第二边缘面，所述第二方向与所述第一方向相反；以及
由运载飞行器携带的推进系统，所述推进系统具有设置为靠近运载飞行器的第一端以发射所述运载飞行器的至少一个喷嘴。

2.  根据权利要求1所述的系统，其中，所述环形元件沿所述飞行器轴线与所述第二端的轴向最远的末端和所述第一端的轴向最远的末端间隔开。

3.  根据权利要求1所述的系统，其中所述运载飞行器包括：
沿所述飞行器轴线设置的第一级；和
沿所述飞行器轴线设置并在预定的分离位置接合到所述第一级的第二级，在飞行过程中所述第二级在分离位置能够从所述第一级分离；并且其中
所述环形元件具有相对于当所述第一级和所述第二级接合时运载飞行器的第一总长度的第一位置，以及相对于当所述第二级从所述第一级分离后运载飞行器的第二总长度的第二位置。

4.  根据权利要求1所述的系统，还包括与所述运载飞行器通信的控制器， 所述控制器构造为在飞行器上升过程中在第一方向上引导所述飞行器，在飞行器下降过程中在第二方向上引导所述飞行器。

5.  根据权利要求3所述的系统，其中，所述至少一个喷嘴包括由第一级携带的第一喷嘴和由第二级携带的第二喷嘴，并且其中所述第二喷嘴设置为引导排放物进入并通过通流间隙。

6.  根据权利要求3所述的系统，其中，所述运载飞行器不包括设置为将所述第一级和第二级中的至少一个推开以远离另一个的机械致动器。

7.  根据权利要求1所述的系统，其中，所述面向内的外表面与所述运载飞行器的所述面向外的外表面径向间隔开，并至少部分地围绕所述面向外的外表面延伸。

8.  根据权利要求1所述的系统，其中，所述环形元件相对于所述运载飞行器固定设置。

9.  根据权利要求1所述的系统，其中，所述环形元件包括至少一个可展开的元件，并且其中所述控制器以指令进行编程，所述指令为当执行时将所述至少一个可展开的元件从收起位置移动到展开位置以用于飞行器下降。

10.  根据权利要求9所述的系统，其中，所述可展开元件包括翅片，所述翅片具有基本平行于所述飞行器轴线对齐的表面。

11.  根据权利要求9所述的系统，其中，所述可展开元件包括可展开结构中的设置为横交于所述飞行器轴线的制动面。

12.  根据权利要求9所述的系统，其中，所述展开位置是多个展开位置中 的一个。

13.  根据权利要求4所述的系统，其中，所述控制器由所述运载飞行器携带。

14.  根据权利要求1所述的系统，其中，所述第一边缘面在飞行器上升过程中与外部流屏蔽，在飞行器下降过程中暴露于外部流。

15.  根据权利要求1所述的系统，其中，所述第一边缘面设置为相比于所述飞行器的所述第二端更靠近所述飞行器的所述第一端，并且其中所述第二边缘面设置为相比于所述飞行器的所述第一端更靠近所述飞行器的所述第二端，并且其中所述第二边缘面比所述第一边缘面更钝。

16.  根据权利要求1所述的系统，其中，所述飞行器的所述第二端包括收尾，所述收尾具有形成围绕所述飞行器轴线圆周延伸的边缘的弯曲转折。

17.  一种用于操作航天系统的方法，包括：
从运载飞行器的喷嘴引导推力以提升所述运载飞行器，所述运载飞行器具有上端、下端和在所述上端和下端之间延伸的飞行器轴线，在发射过程中所述上端在所述下端之上；
发射后，引导所述运载飞行器以所述下端在所述上端之下下降并着陆；和
在飞行器下降过程中，使空气在远离所述运载飞行器的所述第一端的方向上沿所述飞行器的外表面经过并穿过由所述运载飞行器携带的环形元件。

18.  根据权利要求17所述的方法，其中，所述环形元件具有朝向所述下端的第一边缘面和朝向所述上端的第二边缘面，所述第二边缘面比所述第一边缘面更钝，并且其中所述方法还包括：
在上升过程中，将所述第二边缘面设置为前缘面；以及
在下降过程中，将所述第一边缘面设置为前缘面。

19.  根据权利要求17所述的方法，其中，所述环形元件具有面对沿着所述飞行器轴线的第一方向的第一边缘面和面对沿着所述飞行器轴线的第二方向的第二边缘面，所述第二方向与所述第一方向相反，并且其中所述方法还包括：
在飞行器上升过程中，将所述第一边缘面从外部流屏蔽；以及
在飞行器下降过程中，将所述第一边缘面暴露于外部流。

20.  根据权利要求17所述的方法，其中，所述喷嘴为第一喷嘴，所述运载飞行器具有携带所述第一喷嘴的第一级和携带第二喷嘴的第二级，并且其中所述方法还包括：
发射后，启动所述第二喷嘴以分离所述第一级和第二级；以及
引导从所述第二喷嘴排放的排气通过此时由所述第一级携带的所述环形元件。

具有环形外部元件的运载飞行器以及相关的系统和方法
技术领域
本文主要涉及具有环形外部元件的运载飞行器以及相关的系统和方法。
背景技术
火箭已被使用了很多年以将人类或无人的有效载荷送入轨道。这种火箭首次将人类送入太空和月球，并相继将无数卫星发射送入地球轨道和更远的地方。这种火箭用于推动无人航天探测器，并在最近用于将结构物、物资和人员送入轨道国际空间站。
与火箭的任务相关的一个持续的挑战是该系统的再用性。本文的各方面针对于应对这一挑战。
发明内容
在本发明的一种实施例中提供了一种航天系统，其包括运载飞行器,环形元件以及推进系统。其中，所述运载飞行器可以具有第一端和基本与第一端相对的第二端，所述运载飞行器可以沿着在所述第一端和所述第二端之间延伸的飞行器轴线而伸长，并具有面向外的外表面;所述环形元件由运载飞行器携带，所述环形元件可以具有面向内的外表面，所述面向内的外表面可以与在沿着所述第一端和所述第二端之间的所述飞行器轴线的位置处的至少一部分外表面间隔开，并围绕所述至少一部分外表面圆周延伸，所述环形元件可以具有面向沿所述飞行器轴线的第一方向的第一边缘面和面向沿所述飞行器轴线的第二方向的第二边缘面，所述第二方向与所述第一方向相反；所述推进系统可以由运载飞行器携带，所述推进系统可以具有设置为靠近运载飞行器的第一端以发射所述运载飞行器的至少一个喷嘴。
在本发明的另一种实施例中提供了一种用于操作航天系统的方法，其可以包括从运载飞行器的喷嘴引导推力以提升所述运载飞行器，所述运载飞行器具有上端、下端和在所述上端和下端之间延伸的飞行器轴线，在发射过程中所述上端在所述下端之上；发射后，引导所述运载飞行器以所述下端在所述上端之 下下降并着陆；和在飞行器下降过程中，使空气在远离所述运载飞行器的所述第一端的方向上沿所述飞行器的外表面经过并穿过由所述运载飞行器携带的环形元件。
本发明的这些以及其他特点和有益效果，将随着下文中结合附图的对本发明的各种实施方式的描述而变得显而易见。
附图说明
图1A和1B示出了根据本文实施例的具有可展开的喇叭形面的典型的飞行器；
图2A和2B分别为根据本文实施例的处于上升和下降过程中的典型的飞行器；
图3A和3B分别是典型的飞行器局部的在收起位置和展开位置的可展开的喇叭形面的放大图；
图4A是具有收起的根据本文另一实施例而构造的可展开的面的飞行器400的局部的示意性的侧视图；
图4B是图4A中所示的飞行器的可展开的面处于展开状态的局部的示意性的侧视图；
图4C是图4B中所示的飞行器的可展开的面处于展开状态的局部的示意性的俯视图；
图5A和图5B分别是根据本文实施例的具有平移面的飞行器的局部的示意性的侧视图和俯视图；
图6A和6B分别是根据本文实施例的具有两组可展开的喇叭形面的飞行器的示意性的局部侧视图和局部俯视图；
图7是根据本文实施例的具有向上和向外呈锥形的飞行器的示意性的局部正等轴测图；
图8A-8F是根据本文进一步实施例的具有向上和向外呈各种锥形的飞行器的示意性的局部侧视图；
图9是构造为根据本文另一实施例的形状和特征的燃料箱的示意性的局部正等轴测图；
图10是构造为根据本文另一实施例的燃料箱的局部剖开的侧视图；
图11是具有构造为根据本技术实施例的环形元件的典型飞行器系统的示意性的局部侧视图；
图12A是在图11所示的实施例的飞行器移除第二级之后的示意性的局部侧视图；
图12B和12C分别是图12A中示出的飞行器的典型实施例的底部和顶部正等轴测图；
图13是根据本技术的一个实施例的可展开的翅片和相关的壳体的示意性的局部正等轴测图；
图14是具有根据本技术另一实施例的环形元件的多级飞行器的示意性的局部正等轴测图；
图15是根据本技术实施例的具有平坦的收尾面的飞行器第一级的第二端的示意性的局部正视图；
图16是具有第二级和根据本技术实施例而设置的环形元件的图15所示的第一级的实施例的示意性的局部侧视图。
具体实施方式
本文主要指向具有环形外部元件和/或固定并且可拆卸的减速面的运载飞行器（例如火箭）以及相关的系统和方法。为简明起见，一些描述公知的并常与火箭流动面和/或其它结构相关的结构和过程的细节并未示于下文的描述中进行阐述。此外，尽管在下文中阐述了一些实施例，但是还可以存在其他的实施例，这些其他的实施例可以与本部分描述的实施例具有不同的构造、布置和/或部件。特别是，其它实施例可以具有额外的元件和/或缺少下述附图1A-16所描述的一个或多个元件。
下面描述的技术的许多实施例可以采取计算机可执行指令的形式，包括由 可编程计算机或控制器执行的程序。相关领域技术人员将会理解，该技术可以由除如下所示和所述之外的各种计算机系统来实施。该技术可以被实施在专用计算机或被特殊编程、配置或建造以执行一个或多个如下所述的计算机可执行指令的数据处理器上。据此，本文中使用的术语“计算机”和“控制器”通常指任何数据处理器，并且可以包括互联网设备以及手持设备（包括掌上计算机、可穿戴计算机、蜂窝电话或移动电话、多处理器系统、基于处理器的或可编程的消费电子产品、网络计算机、小型计算机等）。由这些计算机处理的信息可以呈现在包括CRT显示器或LCD的任何合适的显示媒介上。
该技术还可以在分布式环境中实现，其中任务或模块由通过通信网络链接的远程处理设备执行。在分布式计算环境中，程序模块或子程序可位于本地和远程存储器存储设备中。下面描述的技术的各方面可被存储或分布在计算机可读介质中，包括磁性或光学可读的或可移动计算机磁盘，也可以电子地分布在网络上。在特定实施例中，该技术的各方面特有的数据结构和数据传输也包含在该技术的范围之内。
图1A是根据本文实施例而构造的飞行器100的顶部正等轴测图。图1B是图1A中所示的飞行器100的侧视图。参照图1A和1B，飞行器100可以是火箭（例如，轨道或亚轨道飞行器），其包括携带有效载荷模块130的推进模块110。推进模块110可以包括一个或多个具有相应的引擎排气喷嘴111的引擎，引擎排气喷嘴111位于飞行器100的第一或后端105的附近。飞行器100可以沿着纵向飞行器轴线V延伸，具有面向外的暴露的面101，该面101具有靠近飞行器100第一端105的第一区域103和靠近飞行器100第二端或前端102的第二区域104。飞行器100可以包括位于第一端105附近的起落架120，以允许飞行器100以尾部朝下的取向着陆。飞行器100还可以包括位于飞行器100的第二端102附近的可展开的或以其他方式可移动的减速面140（例如，喇叭形面）。可展开的面140可以在上升过程中收起并在下降过程中展开，以使得在尾部朝下下降和着陆过程中增加飞行器100的稳定性和减小飞行器100的速度。在特定实施例中，可展开的减速面140可以提高飞行器100的空气动力学的压力中心（例如，在飞行器100的重心上方），以在尾部朝下下降和着陆过程中提高飞行器稳 定性和/或改善飞行器的空气动力升力和阻力比例。飞行器100后端105附近的翅片150可充当上升过程中的平衡器和/或控制面，并在下降过程中也可以作为平衡器和/或控制面。据此，翅片150可以在向前的方向（例如，在上升过程中）和在相反方向（例如，在下降过程中）上起作用，如共同未决的2010年2月24日提交的主题为“用于高速飞行器的双向控制面以及相关的系统和方法”的第12/712083号美国申请中进一步描述的。
在具体实施例中，有效载荷模块130可以构造为承载货物和/或乘员。在图1A和图1B所示的实施例中，有效载荷模块130可具有半球形状，并在其他实施例中，有效载荷模块130可具有其他形状。
在具体实施例中，飞行器100包括飞行器100内部的五个引擎（图1A和图1B中未示出），每个引擎各具有相应的引擎排气喷嘴111。这些引擎用于在加速阶段向上（例如，垂直，带或不带发射元件（downrange component））推动飞行器100。可选地，这些引擎还可以单独地或与其它控制系统结合地在加速阶段提供推力矢量以操纵飞行器100。
在引擎完成加速阶段后，可展开的面140可以展开以延缓飞行器100的下降。在飞行器100下降时（尾部朝下），可展开的面140可以通过增加飞行器阻力和减小垂直着陆前引擎重新启动之前飞行器100的终极速度来提高飞行器的稳定性。在特定的实施例中，可展开的面140在飞行过程中只使用一次，然后在飞行器100降落后由地勤人员收回。翅片150可用于在下降和着陆中控制和操纵飞行器100。因此，飞行器100可以被直接操纵返回它的发射地点。在其它实施例中，飞行器100可以被引导至其他地点。在任何一种实施方式中，当飞行器100接近着陆点时，该引擎可以重新启动，以进一步延缓飞行器100的下降。然后起落架120展开以用于最终的接触着陆。
图2A是如箭头A所示处于上升阶段的飞行器100的实施例的示意性的局部侧视图。在上升阶段，可展开的面140（其形成外表面101的一部分）收起并且因此可以平放在飞行器100的下垫面106上，并基本与外表面101的其余部分平齐。在上升阶段，起落架120（图1A、1B）收起。
图2B示出了如箭头D所示处于下降阶段的飞行器100。在下降过程中，可 展开的面140展开，例如，通过使面140枢转以使其从下垫面106向外扩展。如上所讨论的，这种构造有望使飞行器100减速同时能够稳定飞行器。例如，如上所述，使面140展开可以使作用于飞行器100上的压力中心（例如，在飞行器的重心的上方）向上转移，以使飞行器100的重力有助于稳定可能由作用在飞行器100上的空气动力所引起的扰动。
使面140展开的一个作用是增加飞行器100相对于第一区域103在第二区域104的横截面积或平面形状的布局。例如，在可展开的面140展开后，飞行器100在位于第一区域103内的第一站191（包括翅片150的横截面积）和第二站192的横截面积将小于位于第二区域104内的第三站193的横截面积。由于能够在随后收起或以其他方式移动可展开的面140，这种横截面积的变化可以是临时的。在后面附图7-10中描述的其它实施例中，增加的横截面积可以是飞行器的外部几何形状的一个固定部分。
图3A是飞行器100的第二区域104的示意性的局部侧视图，其中可展开的面140收起，例如，处于飞行器100的加速或上升阶段。可展开的面140可以包括多个可展开的瓣141或其他合适的面或面元件。在收起构造中，瓣141关闭并抵靠在飞行器100的下垫面106上。因此，瓣141可由圆柱体的节段形成以符合圆柱形外表面101的形状。在其它实施例中，瓣141可具有其他形状。在这些实施例的任意一种中，外瓣141a可与中间的内瓣141b交替设置并且相重叠。
图3B是飞行器100的第二区域104的示意性的顶部局部正等轴测图，其中可展开的面140示出为展开的结构。在此结构中，瓣141已通过例如一个或多个致动器142从飞行器100的下垫面106向外枢转。在特定实施例中，相邻的瓣141可在收起时彼此重叠，并且在展开时可以重叠或相互邻接。在其它实施例中，瓣141在展开时可间隔开或至少部分地间隔开。为可展开的面140选定的特定布置可取决于期望由可展开的面140提供的制动水平，与与飞行器100的集成性和/或其它因素。
在具体实施例中，可展开的面140包括16个瓣141，每个由单独的气动、液压、电动或其他致动器展开。瓣141在收起时可彼此重叠，其中第一组的8 个瓣141位于外侧，第二组的8个瓣141位于内侧并与第一组的瓣交错放置，使得当喇叭形140全面展开时相邻的瓣141之间无显著间隙。飞行器100可以包括在打开瓣141的命令前在收起位置支持瓣141的固定闩锁或其他特征。在特定的实施例中，飞行器100的第二区域104可以包括由铝环框架提供附加刚度的复合夹心板。瓣141也可以由复合夹心板形成。在其它实施例中，任何这些结构都可以有其它的组成。
在具体实施方式中，各个瓣141一齐移动，以使每一个瓣以与其他瓣相同的量、相同的速率和在相同的方向（例如，向外或向内）移动。在其它实施例中，可展开的面140的单个瓣141可以独立地可移动和/或可控制。在这种实施例中，瓣141可相对彼此以不同的速率、不同的量和/或不同的方向移动，以除用于减缓飞行器100外，还例如用于对其进行操纵。瓣141的运动可以由控制器160来控制。在一个实施例中，控制器160为飞行器100携带的机电装置。在其它实施例中，控制器160是飞行器100携带的或地面上的数字或基于计算机的装置160，并具有包含适当指令的计算机可读介质。控制器160可以从任何种类的传感器（例如，加速度计、GPS传感器、海拔传感器、压力传感器或时间传感器（例如时钟））接收输入信号，并在此基础上控制器160发出用以操作瓣141的指令。控制器160也可以控制其他飞行器功能，例如，引擎、起落架和控制面的运行。
如上所讨论的，瓣141在展开时与彼此可密封地接合。在其它实施例中，相邻的瓣可以在展开时彼此分开，形成轴向延伸的空隙。在又一实施例中，瓣141可以是通风的。例如，瓣141可包括使空气通过瓣141的通风口143（图3B中虚线所示）。通风口143可排列为棋盘式或其它合适的图案。在该实施例的另一个方面，各个通风口143可以选择性地打开和关闭（例如，通过致动面板、光阑（iris）或其它合适的设备），以控制通过通风口143的空气流动。在这种方式中，可以控制由可展开的面140产生的阻力。在本实施例的另一个方面，在一个圆周位置处的通风口143可以打开，在另一个圆周位置处的通风口143可以关闭，以提供差异的阻力，差异的阻力进而可被用于操纵飞行器100。
在上述附图1A-3B的实施例中，可展开的面位于靠近飞行器的上部或第二 端的位置。图4A是根据本文另一实施例的具有位于下端附近的可展开的面的飞行器400的示意性的局部侧视图。在该实施例的一个方面，飞行器400具有外表面401，该外表面401具有向外的喇叭形的第一或下部区域403和在第一区域403上方的第二或上部区域404。可展开的面440位于第一区域403。可展开的面440可包括4个图示为收起位置的可展开的面板441（其中三个可见于图4A中）。图4B和4C分别示出了飞行器400的侧视图和俯视图，其中可展开的面440处于展开位置。在这个位置，面板441从飞行器400的下垫面406远离并向外枢转，以增加飞行器400的横截面积使其超过第一区域403的喇叭形外表面401所形成的横截面区域。这样的安排可以进一步提升喇叭形体下降时的稳定性。
图5A是具有可展开的面540的飞行器500的示意性的局部侧视图，该可展开的面540在操作中进行平移而不是枢转。图5B是图5A中所示的飞行器500的示意性的局部俯视图。现在一起参看图5A和5B，可展开的面540可包括多个在上升过程中位于飞行器500的第一或下部区域503附近的翅片或叶片元件541（图5A和5B中示出了4个）。因此，可展开的面540可以提供稳定性，并且可选地，从飞行器重心下的位置进行飞行器540的控制。在尾部朝下降落之前或期间，翅片元件如箭头U所示向上平移以便定位在飞行器的第二或上部区域504。在这个位置，翅片元件541可起向上移动飞行器500的压力中心的作用，例如，至飞行器的重心的上方。因为翅片元件541是产生提升力的装置，飞行器通常从纯粹的垂直倾角倾斜以提供使得翅片产生足够升力的攻角。飞行器500可以在着陆前恢复到完全垂直位置。飞行器500可以包括轨道、导轨或其它合适的导向结构，以引导翅片元件541的转换运动。
图6A和6B分别是飞行器600的示意性的局部侧视图和局部俯视图，该飞行器600具有一致操作以控制相对于飞行器重心的飞行器压力中心的位置的多个可展开的面。特别地，飞行器600可以包括位于飞行器600的第一或下部区域603的第一或下部可展开的面640a和位于飞行器600的第二或上部区域604的第二或上部可展开的面640b。所述第一可展开的面640a可以包括第一喇叭形元件641a，并且第二可展开的面640b可以包括第二喇叭形元件641b。所述第 一喇叭形元件641a和第二喇叭形元件641b可以相对于飞行器600向外展开，然后分别如箭头P1和P2所示返回到收起位置。在上升时，第二喇叭形元件641b可收起至基本平行于飞行器600的外表面，而第一喇叭形元件641a向外枢转以提供稳定性和/或控制。在特定实施例中，第一喇叭形元件641a可以在上升过程中保持收起，除非需要提供额外的稳定性。如果在上升过程中一个或多个引擎失灵，则可能出现这样的需求。在下降过程中，第一和第二喇叭形元件641a、641b的相对取向可以反转。特别是，第一喇叭形元件641a可收起至基本平行于飞行器600的外表面，而第二喇叭形元件641b基本类似于上面附图1A-2B所述的展开以提供压力中心的移动。
在以上参照图1A-6B所述的几个实施例中，可展开的面控制在飞行器上升和下降之间的压力中心的变化。包括所述的展开的面的进一步的安排将随后参照图11-16进行描述。在如下参照图7-10所述的其它实施例中，飞行器的整体形状可以保持不变，但是可以有飞行器的下端和飞行器的上端之间的横截面形状的变化，在下降过程中该横截面形状的变化提供比传统的圆柱形或向上和向内收缩的锥形火箭形状更大的阻力。因此，飞行器的外表面可以定位（例如固定的），或是可定位的（例如可移动的）以实现所希望的横截面形状的变化。
图7是在第一端705和第二端702之间沿飞行器轴线V伸长的运载飞行器700的示意性的局部正等轴测图。飞行器700包括位于第二端702附近的有效载荷模块730，以及具有一个或多个位于第一端705附近的排气喷嘴711的推进模块710。在特定实施例中，飞行器700包括三个排气喷嘴711，其中外部两个都是固定的，中心那一个是可导航的（vectorable）以用于飞行器的控制。在其它实施例中，飞行器700可以具有其它数目和/或布置的引擎和相关的喷嘴。飞行器700还可以包括在上升和下降过程中被驱动以提供额外的飞行器控制的翅片750。飞行器700的外表面701包括靠近第一端705的第一区域703和靠近第二端702的第二区域704。以外表面701为界的飞行器700的横截面积沿飞行器轴线V延伸从第一区域703向第二区域704增加。因此，飞行器700的在第一区域703内的第一站791的横截面面积小于在第二区域704内的第二站792的相应的横截面积。
可以选择推进模块710和有效载荷模块730的外表面701的形状以产生上升和下降所需的阻力特性。特别地，外表面701的形状通常选择为在上升过程中特别是在跨音速过程中减少或最小化抖振，同时提供尾部朝下降落过程中稳定飞行器的空气动力力。
如上参照图7所述的布置的一个特点是，它可以消除对可展开的减速面的需求。因此，可以预期，这样的安排可减少飞行器整体的重量。相反，如上参照图1A-6B所述的可展开的面的预期优点是，它们可以提供比由飞行器700的外模线（OML）产生的阻力更大的减速力，从而减少在下降过程中使飞行器减速的引擎燃料使用量。这样的安排可以抵消或部分抵消预期由可展开的面造成的额外重量。减速面（例如，可展开的面或固定的、喇叭形的面）的特定的选择可以取决于各种因素，包括飞行器将要进行的任务和飞行器将要携带的有效载荷。这两种安排不必是相互排斥的。因此，在其他实施例中，可展开的面可与固定外模线（OML）的形状组合，以提供期望的减速力和飞行器重量的组合。
无论是单独使用或与可展开的减速面结合使用，飞行器的固定外表面可具有期望在飞行器下降时增加阻力而不会在上升时过度地增加飞行器阻力的各种形状。图8A-8F示出了这类飞行器形状的代表性的选项。为了说明的目的，在图8A-8F中并未示出有效载荷模块和引擎/喷嘴的安排，以及其他外部飞行器特征（例如翅片）。在运行期间，有效载荷模块可以如图8A-8F所示与推进模块分离地下降；也可以如图7所示在下降过程中保持附着在推进模块上。图8A-8C相应的示出了分别具有以非单调方式在相应飞行器轴线长度上变化的外模线（OML）面的飞行器800a、800b、800c。特别是，这些形状包括靠近飞行器下端的大致圆柱形的部分和靠近飞行器上端的向外向上的锥形部分。锥度可以是线性的（例如，圆锥形）或非线性的（例如，凹的或凸的）。在其它实施例中，如图8D、8E和8F所示，相应的分别为包括以连续的方式从飞行器的下端到与相应的有效载荷太空舱的交界处（图中未示）逐渐变细的外表面的飞行器800d、800e和800f。相对于飞行器轴的面的特定的发散角例如可以依赖于飞行器的任务和飞行器有效载荷的方式进行选择，以在下降过程中提供大量的阻力以及在上升时提供少量且递增增加的阻力。
在任何上述的实施例中，燃料由放置在（或成为外表面的一部分）飞行器的外表面内的箱体携带。根据本文的特定实施例而形成的并适于运载飞行器的液体推进剂箱，具有定制的形状，以便于：（a）降低箱内晃荡流体的动态作用，以及（b）配合在向上向外呈锥形的飞行器的OML内。例如，可以通过调节箱体的半径而改变箱体的OML以减小晃荡流体的失稳效应。在本实施例的另一个具体方面中，所述燃料箱可以包括模制为塑料的箱体衬套的内部晃动挡板。这种布置可以消除对箱体内的机械紧固挡板的需求。在其他实施例中，挡板可以从箱体中形成。在前述实施例的另一个方面，箱体的形状可以构造为，加强和/或优化飞行器内推进燃料的质心的位置，以便减小在正常操作期间箱体内的液体推进剂晃动时或可能造成的其他的失稳效应。
图9是飞行器900（例如火箭）的一部分的示意性的局部侧视图，其具有为根据本文的特定实施例而构造的燃料箱960。飞行器900可具有大致圆柱形的形状，如图9中实线所示，或者飞行器可具有任何上述的向上向外倾斜的锥形形状，如图9虚线所示。在该实施例的具体方面，所述液体推进剂箱960设有具有大致圆顶状外表面的较大的前端或上部区域961，和也具有大致圆顶状外表面但直径小于向前区域961的较小的尾部或下部区域963。上部和下部区域961、963可放置在中间区域962的两对面，该中间区域962具有半径沿长度线性变化的大致圆锥形状。因此，箱体960可以整体为“梨”型形状，并且可以关于箱体的纵向中轴线966对称。但是，箱体960的形状关于横向中轴线967是不对称的。这种形状可以基于飞行器900内可用的高度和体积，通过期望将上升过程中飞行器900的推进剂的高的质心调整为下降过程中飞行器900的推进剂的较低的质心，通过飞行器的OML形状（例如锥形形状）和/或通过期望为多种推进剂填充率调制晃动阻尼的需求进行选择。
如上所讨论的，飞行器900可以构造为上升过程中在向前的方向上移动（例如，鼻翼在前），如箭头A所示；也可以在下降过程中向尾部方向移动（例如，尾部在前），如箭头D所示。在至少某些实施例中，期望在上升过程中保持飞行器900的推进剂的高的质心。此外，在与上升相关的较高的填充率下，燃料晃动的问题较小。因此，前部区域961的半径可以相对于飞行器900的宽度或直 径而言比较大。随着推进剂的自由表面下降至低于前部区域961并进入中间区域962，推进剂的质心的下降更加迅速，因为推进剂一般以恒定的体积速率流出箱体960，并且箱体半径的沿其长度线性减小。这促使质心在飞行器900中下落至下降稳定性所更期望的位置。因此，质心在后期的上升阶段和/或下降阶段能够下降得更为迅速。
在图9所示的实施例的特定方面，燃料箱960可以包括限制燃料在箱体960内的晃动倾向的特征。例如，箱体960可包括向内延伸到箱体960中以控制（例如减少）晃动的挡板964。因为晃动频率和晃动质量都是箱体半径的非线性函数，所以箱体半径的减小会导致晃动质量的减少和导致晃动频率的增加，两者都会减少维持飞行器控制稳定性所需要的晃动阻尼。通过在较低的填充率下（当晃动更关键时）降低推进剂的质心，从推进剂的质心到飞行器的质心的力矩臂被缩短，因此，减小了晃动作用于飞行器900的失稳效应。由于箱体的形状，推进剂的自由表面在恒定的出流率过程中非线性地下降，晃动幅度需要一定的时间来发展。在特定实施例中，相邻的晃动挡板964之间的间距可以在前部区域961和后部区域963之间变化，例如，去应答上述非线性关系。在其它实施例中，挡板间距可以是恒定的。因为后部区域963持有的推进剂体积很少，该区域内不太需要挡板964，不设挡板可以简化模具的设计和制造。
在特定的具体实施例中，箱体960可以由模制的塑料衬套和石墨/环氧树脂外包装形成。衬套可以防止燃料和外包装之间的接触。因此，箱体960可与不能与外包装相容的燃料（例如，过氧化物燃料）一起使用。在其它实施例中，箱体960可以携带其他燃料和/或其他成分。
在上述任一实施例中，可能难于将传统风格的挡板安装进入箱体960，因为（在至少某些实施例中）箱体衬套通过旋转模塑整体组装。因此，一种方法是将晃动挡板964模制作为衬套的一部分。用于此操作的模具可具有向内延伸形成挡板964和在模具打开时向外抽出的法兰，以便允许箱体960被移除。这种方法产生通到衬套的外型线的空腔（例如间隙965）。这些腔或间隙965可以填充低密度泡沫或其他材料以为伸入箱体的挡板964提供一些刚度，并提供抵靠在纤维缠绕的石墨/环氧树脂外包装的光滑的外表面。
图10是具有按照本文的另一实施例布置和建造的挡板964的设置在飞行器900中的燃料箱960的示意性局部剖视图。在本实施例的一个方面，燃料箱960预先形成（例如，通过旋转成型），挡板964是后来加入的。箱体960可包括一个或多个人孔盖970（示出为顶部人孔盖970a和底部人孔盖970b）以允许进入该箱体960内部。在特定实施例中盖970还可以支撑适当的燃料入口和/或出口。支承环971（示出为上部支承环971a和下部支承环971b）放置在箱体960内部，并且可以靠近或直接连接到人孔盖970。挡板964在上部支承环971a和下部支承环971b之间连接并由上部支承环971a和下部支承环971b支承。因此，该挡板964可包括在支承环971a、971b之间延伸的轴向挡板元件972和连接至相邻的轴向挡板元件972并延伸于相邻的轴向挡板元件972之间的横向挡板元件973。轴向挡板元件972可以有平的面板式外形，并能形成“葡萄柚”挡板。在特定实施例中，轴向挡板元件972可以只连接到上部支承环971a和下部支承环971b。横向挡板元件973也可具有平的面板式外形，并且可以布置为形成箱体960内壁965中的环。横向挡板元件973可以只连接到轴向挡板元件972。因此，挡板元件972、973可在不与箱体960的内壁965接触的情况下减少或防止晃动。轴向挡板元件972和/或横向挡板元件973可以被穿孔，并且可以由薄型、轻量的材料（例如，合适的金属）形成。
在具体实施例中，挡板964可以通过打开上部人孔盖970a和将操作员下放至箱体960体积内部而放置在箱体内。操作员可以接收挡板964的元件（例如，轴向挡板元件972和横向挡板元件973），并能将这些元件与彼此以及和支承环971a、971b连接起来。在特定实施例中，轴向挡板元件972最初可包括多个组件，例如，下部部件972a、中间部件972b和上部部件972c。这些部件972a-972c可以分别下降到箱体960内并由箱体内的操作员原地进行组装。为了防止操作员和箱体960的内壁965之间的接触，操作员可以通过从箱体外的台架或其他结构悬吊下来的秋千或其它合适的平台进行支撑。根据进入箱体960的接入端口的尺寸，972a-972c中的某些部件可以在下降进入箱体960之前预先连接。例如，在特定的实施例中，下部部件972a和上部部件972b可以彼此连接。如果进入端口足够大，所有轴向挡板元件972可以作为一个整体下降进入箱体960。 横向挡板元件973最初可以被分多个段，比如，在相邻的轴向挡板元件973之间相连的各个段。
图11-16示出了根据本技术又一实施例而构造的典型的飞行器和飞行器系统。在许多这些实施例中，飞行器包括环形元件，该环形元件可以促进飞行器或飞行器部分在上升和下降这两个典型的方向上的运行。因此，这些结构和相关的技术既可用于发射也可用于回收尾部朝下结构的飞行器或飞行器的部分或级。
图11示出了系统1170，其包括构造为以相反的方向但以例如尾部朝下的大致相同的取向上升和下降的运载飞行器1100。因此，飞行器1100可以在第一方向1151下降和在第二方向1152上升。运载飞行器1100包括第一级1171和可以在有效载荷模块1130中携带人类和/或其它有效载荷的第二级1172。在其它实施例中，飞行器1100可以具有两个以上的级。飞行器1100在第一级1171携带有推进系统1110，推进系统1110继而通过设置在靠近飞行器1100的第一端1105的一个或多个喷嘴1111引导排放物。飞行器1100沿飞行器轴线V延伸，有效载荷模块1130可以设置在靠近飞行器的第二端1102。飞行器1100可以包括预定的通常在上升过程中第一级1171从第二级1172分离的分离位置1178。飞行器1100包括一个或多个面向外的外表面1173。如本文所用，术语“外表面”一般指暴露于飞行器外部环境的面。翅片例如第一翅片1150a为飞行器1100提供稳定性。控制器1190控制飞行器1100的运行，并且可以放在飞行器1100和/或不放在飞行器上（例如，空基的-、陆基的-、海基的-或基于空间的站）。
系统1170还可以包括用于稳定和/或控制飞行器1100的环形元件1180。环形元件1180可以放置在邻近于第一级1171和第二级1172之间的分离位置1178。在典型的实施例中，环形元件1180由第一级1171携带以便在第一级1171从第二级1172分离后稳定和/或引导第一级1171至尾部朝下降落。因此，根据第二级1172是连接的或分离的，环形元件1180相对于它所依赖的飞行器的总长度的位置是不同的。环形元件1180可以包括朝向飞行器轴线V的面朝内的外表面1184。像面向外的外表面1173一样，面向内的外表面1184暴露于飞行器1100的外部环境，但通常面向内靠近飞行器轴线V，而不是向外远离飞行器轴线V。 环形元件1180还可以包括朝向第一方向1151的第一边缘面1181和朝向第二方向1152的第二边缘面1182。在特定实施例中，在上升过程中，例如通过将第二边缘面1182放置在第二级1172的下游，来把第二边缘面1182屏蔽或者至少部分屏蔽于穿过飞行器1100的空气流动。在此构造中，当第二边缘面1182在上升过程中被屏蔽时，第一边缘面1181形成后缘。第二级1172从运载飞行器1100分离后，并且第一级1171开始在第一方向1151下降，第一边缘面1181形成前缘面，并且现在暴露的第二边缘面1182形成后缘面。下文描述了一些布置的进一步细节，借助这些布置，该环形元件1180可以稳定以及控制运载飞行器。
图12A是具有许多基本类似于以上参照图11所述的特征以及一些附加特征的第一级1171的实施例的示意性的局部侧视图。附加特征包括可基本平行于飞行器轴线V延伸的靠近飞行器第一端1105的第二翅片1150b。在图12A的图示中，第二级1172（图11）已经从飞行器1100分离。第一级1171通过一个或多个支柱1183携带环形元件1180，并且可以包括一个或多个可展开元件1139。可展开元件1139可以包括一个或多个第三翅片1150c和/或一个或多个空气动力制动器1140。第三翅片1150c可以展开以稳定在第一方向1151上行进的飞行器1100。制动器1140可被用来减缓飞行器的下降。在一般情况下，第三翅片1150c（和其他翅面）平行于飞行器轴线V对齐，制动面设置为至少部分地与飞行器轴线V横交（transverse to）。任何可展开的面1139可以相对于其他可展开的面有区别的展开（例如，部分或没有），以提供适当的操纵。
图12B和12C分别是图12A所示的第一级1171的实施例的局部系统底部和顶部正等轴测图。首先参照图12B，环形元件1180从飞行器轴线V径向向外设置，并且还可以从第一级1171的面向外的外表面1173径向向外设置。以这种方式，随着第二级1172（图11）的移除，形成了环形元件1180的面向内的外表面1184和第一级1171的面向外的外表面1173之间的气流或通流间隙1185。随着飞行器在第一方向1151下降，空气流过临近于支柱1183的间隙1185。因此，支柱1183和环形元件1180可为第一级1171提供额外的稳定性。因为随着飞行器下降这些面是定位在沿飞行器轴线方向的尾部的，它们可以提供前向设置的第一和第二翅片1150a、1150b所不能提供的稳定性。如上所述，尾部安装 的制动器1140也可以减缓飞行器1100的下降。在具体实施例中，尾部安装的制动器1140相对于以上参照图1A-3B所述的可展开的面140的取向相反。因此，制动器1140可以随着飞行器1100的下降倾斜或指向临近的流中以提供显著增加的制动功率。
如图12B和12C所示的实施例中，随着飞行器1100下降，第一边缘面1181形成前缘，第二边缘面1182形成后缘。在该实施例的具体方面，第一边缘面1181可以是尖锐的或圆形的，以在下降过程中提供平滑的空气动力学流动。在该实施例的另一个方面，第二边缘面1182可为方形或钝形（例如，比第一边缘面1181更钝）。由该结构的第二边缘面1182定义的钝的后缘可以提供可预测的位置，在此位置流以上升攻角从环形元件1180分离，从而降低由于高攻角下分离位置的变化引起的环形元件1180上的空气动力力的巨大改变的可能性。虽然钝的第二边缘面1182可能会产生比光滑边缘面产生的更大的上升阻力，但预计上述好处比这个惩罚更有价值。此外，通过减少提升力，例如，在侧风条件下，钝的第二边缘面1182能降低上升过程中空气动力力改变的可能性。
图12C是图12B中所示的第一级1171的顶部正等轴测图，其示出了方形或钝形第二边缘面1182。图12C中还进一步示出了环形元件1180的面向内的外表面1184。第三翅片1150c在图12C中显示为完全展开。如下面参照图13进一步讨论的，第三翅片1150c可以部分展开以提供更主动的、动态的飞行器控制。
现在参照图13，每个第三翅片1150c均可以可移动地设置在朝向飞行器轴线V（图12B）向内延伸的翅片壳体1153中。展开第三翅片1150c可以改变下降期间飞行器的压力中心，并且由此改变下降期间飞行器的稳定性和可操控性。每个翅片壳体1153可以与相应的支柱1183（图12C）协同定位，从而使第三翅片1150c在收起时收藏在支柱1183内。这种布置可以减少或消除任何与用于移动所述第三翅片1150c的致动机构相关的额外阻力。翅片壳体1153可以进一步包括驱动第三翅片1150c从收起位置到一个或多个展开位置的致动器1154。在典型的实施例中，第三翅片1150c可以被展开到标识为D1、D2和D3的三个典型的预定位置中的任一个。第三翅片1150c也可以展开到任何中间位置，以为其安装进入的飞行器提供精细的方向控制力。在另一个实施例中，第三翅片1150c 可以在各种完全展开和收起位置之间展开到多个位置或连续地展开。除了或代替差异地展开第三翅片，类似的布置可以用来差异地展开制动器1140（图12C）。
图14是具有根据本技术又一实施例的构造的环形元件1480的飞行器1400的示意性的局部底部正等轴测图。飞行器1400可以包括在预定分离位置1478可拆卸地连接到第二级1472的第一级1471。飞行器1400还包括设置在飞行器的第一端1405附近的一个或多个喷嘴1411和设置在第二级1472的第二端1402a附近的有效载荷模块1430。至少当第一和第二级1471、1472连接起来时，环形元件1480设置在飞行器的轴向的两个末端之间。在上升时，第二级1472的第二端1402a构成整个飞行器的第二端，并在第二级1472从第一级1471分离后，随着第一级1471下降，第一级的1471的第二端1402b构成飞行器的第二端。因此，虽然不论第一级连接到或从第二级1472分离，环形元件可以具有相对于第一级1471的单一的固定位置，但是，环形元件可以有相对于当第一和第二级连接时飞行器的第一总长度的第一位置，和相对于当所述第一和第二级分离后运载飞行器（例如只是第一级1471）的第二总长度的不同于第一位置的第二位置。不同于以上参照图11-12C描述的结构，第二级1472可以具有比第一级1471更小的直径。因此，环形元件1480的第二边缘面1482在飞行器的上升和下降时均暴露于外部流。在上升过程中，空气以第一方向1151流过环形元件1480与飞行器1400的其余部分之间的气流或通流间隙1485。在下降过程中，空气以相反的方向1152流过同样的间隙1485。
在具体实施例中，第一级1471可以在第二端1402b有钝的或平坦的部分。此特征的典型的实施例的进一步细节如下参照图15和16所述。
图15是具有根据本技术的实施例的收尾面1575的第二端1502的构造的飞行器的第一级1571的一部分的示意性的局部侧视图。这种类型的常规的飞行器通常包括锥形收尾面1574，如图15中虚线所示。如果这种常规的飞行器尾部朝下下降，圆锥面1574周围的气流通常遵照由箭头A所示的流动路径。这种面的一个潜在缺点是，随着飞行器攻角在下降过程中的改变，流从锥形面分离的点可以巨大地改变。这继而又可能导致在第一级1571的第二端1502的巨大改变的和潜在的不稳定的力。因此，本技术的实施例包括具有平的或是更小弯曲的 部分1576的收尾面1575。在特定实施例中，收尾面1575包括（在横截面中）具有平的或第一曲率轮廓的第一圆周方向延伸部1578a、具有平的或第二曲率轮廓的设置为从第一圆周方向延伸部径向向内的第二圆周方向延伸部1578b和设置在第一和第二圆周方向延伸部1578a、1578b之间的第三圆周方向延伸部1578c。第三圆周方向延伸面1578c可以有比第一曲率和第二曲率更尖锐（例如更小的半径）的第三曲率。换句话说，第三部分1578c比第一和第二部分1578a、1578b更急剧地弯曲。如本文所用，术语“更急剧地弯曲”作为相对表达，其包括与平面轮廓相比具有任何弯曲程度的轮廓。
在具体实施例中，第三圆周方向延伸面1578c形成转折或边缘1577。该转折或边缘1577（或其它形状的第三圆周方向延伸面1578c）可以绕飞行器轴线V沿圆周延伸，并且可以提供固定的、可预见的流从第二端1502分离的位置。这种流分离如箭头S所示。另外，在尾部朝下下降过程中由第一级1571的该船尾部分产生的阻力可以进一步减缓第一级的下降。其结果是，可减少进一步减缓第一级1571所需要的其它的力（例如火箭动力）。
图16示出以上参照图15所述的第一级1571并结合第二级1572和环形元件1680的实施例。在该实施例的具体方面，第二级1572包括乘员舱，乘员舱继而又包括设置为第二级1572所携带的乘员提供紧急逃生功能的第二级喷嘴1611。具体地，第二级喷嘴1611可在紧急情况下被激活，以引导该第二级1572远离第一级1571。环形元件1680可以包括暴露的、面向内的面1684、锋利的或弯曲的第一边缘面1681和钝的或方的第二边缘面1682。
收尾面1575的平坦部1576的一个特征是，它可以以增强而不是干扰第二级1572离开第一级1571的能力的方式引导从第二级喷嘴1611排放的气体。特别是，假设收尾面1575具有圆锥形状（如以上参照图15所述的圆锥面1574所示），那么离开第二级喷嘴1611的流可通过环形元件1680和第一级1571之间的间隙1685（例如气流或通流间隙）加速，导致第二级1572被拉向而不是驱动远离第一级1571。平坦部1576（或者不像如图15中所示的锥形面1574那样高度弯曲的其他部分）可以引导流和/或提供更大的作用在第一级1571的轴向反作用力，从而更方便地引导第一和第二级1571、1572彼此分离。
以上由图11-14C和图16所示的安排是，与环形元件结合的第二级可以提供可能由第二级和环形元件的布置而获得的进一步的系统的优点。例如，火箭的第一级和第二级之间的至少某些常规界面，包括位于第一级的顶部处的向上开口的、“罐头”形区域，其中安装第二级喷嘴。因为这个区域是不通风的，所以当第二级火箭引擎启动时，它可以在该区域内引起非常高的压力和/或非常高的作用于第二级的力。为了避免这种结果，常规设计通常包括在第二级引擎启动之前推动第一和第二级分离的弹簧系统或其它致动器。该分离也通常在地球大气层外进行，以避免大气影响。不同于这些常规的安排，上述环形元件的实施例提供了排气区域并在该排气区域中安装第二级喷嘴，如图16所示。结果，该系统不再需要在第二级引擎启动之前去分离两级的弹簧或其它致动器，从而降低了系统重量。另外，环形元件既可以增加整体压力迫使两个级分开（例如，因为平坦部1576会比锥形接收到更大的轴向推力），同时降低峰值力（通过排气）。降低峰值力反过来降低了对第二级所携带的航天员和/或货物的影响。
上述安排还可以增宽分离发生的窗口。特别地，这种布置可以提升火箭推力引起的分离的可预测性，可以允许在包括地球大气层内的低海拔地区进行分离，从而减少或最小化潜在的气流不确定性。从而，即使在不同的大气条件下，该系统组件仍可以产生可重复的行为。特别地，这种布置的流体动力效应似乎可以更可预测的方式缩放（使小规模试验更准确），并且在全规模运行时更可预测。因此，这种布置可以特别适于乘员逃生演习（它可以在大气中发生），而无需例如被用于阿波罗系统的牵引机型逃逸塔。这种逃逸塔必须在正常飞行投弃，从而产生飞行安全风险，并且这种塔不能重复使用。
从前述内容，可以理解，本文的技术的具体实施例以说明的目的描述在本文中，但是，该技术也可以包括其他实施例。举例来说，可展开的面140可以具有不同于以上示出和描述的形状和/或布置的瓣141。在另一个例子中，燃料箱的进一步的特征可以与运载飞行器集成。例如，至少部分运载飞行器的外表面可以通过燃料箱的外表面形成。环形元件可成形为包围运载飞行器的完整的环，或在其它实施例中，一个或多个环形元件可以仅围绕飞行器的一个部分或多个部分延伸。在特定实施例中，环形元件相对于飞行器固定（例如，相对于 飞行器的第一级固定），并在其他实施例中它可相对于飞行器上它所依赖的部分移动。例如，环形元件可以在多个位置之间轴向滑动。第三翅片1150c在特定实施例中被描述为可展开。在其它实施例中，第三翅片1150c可以固定，例如，相对于环形元件1180固定。收尾面可以具有平坦的形状或其他在收尾面的中心部分之上提供了显著平坦轮廓的形状，和/或在转折处具有比从转折处向内和向外更高的弯曲度。以上参照图11-16所述的环形元件可以与以上参照图1A-6B所述的喇叭形面相结合，和/或与以上参照图7-10所述的燃料箱和相关的飞行器形状相结合。
在本文的特定实施例中描述的某些方面可以在其他实施例中组合或消除。例如，以上参照图9和10所述的锥形燃料箱可以与任何本文的锥形外部飞行器面相结合，和/或锥形外表面可以与任何上述的可展开减速面相结合。此外，尽管与某些实施例相关的优点已经在那些实施例中进行了描述，其他实施例也可能显示出这些优点，并且不是所有实施例都一定需要显示这些优点以落入本文范围内。因此，本文可以包括本文未明确示出或描述的其它实施例。