CN102414084A - 具有固定的和可展开的减速表面和/或被成型的燃料箱的发射载体以及相关系统和方法 - Google Patents

Abstract

公开了具有固定的并且可展开的减速表面的发射载体，以及相关的系统和方法。根据一个特定实施方式的系统包括发射载体，其具有第一端以及和该第一端大致上相对的第二端，并且其沿着在该第一和第二端之间延伸的载体轴被伸长。该载体带有暴露的向外表面，该表面具有第一区域，其被设置为，或者可被设置为具有大致上垂直于该载体轴，朝向该载体的第一端的第一横截面面积，以及第二区域，其被设置为，或者可被设置为具有大致上垂直于该载体轴，朝向该载体的第二端的第二横截面面积。该第一横截面面积小于该第二横截面面积。该系统可以进一步包括由该发射载体装载的推进系统，其具有至少一个被设置为朝向该载体的第一端以发射该发射载体的喷口。在一个进一步的特定实施方式中，该暴露的表面可以包括可展开的锥张表面，其被设置为朝向该载体的前部，并且在该载体的上升阶段期间被收拢。在下降期间，该可展开的锥张表面可以向外绕轴运动，以减慢该载体，使其尾部向下着陆。根据其它实施方式的系统包括具有燃料箱的发射载体，该燃料箱被成型为可在该箱中的燃料水平变化时控制该箱中的燃料的重心移动。

Description

具有固定的和可展开的减速表面和/或被成型的燃料箱的发射载体以及相关系统和方法

对相关申请的交叉引用

本申请要求美国临时申请61/155,115和美国临时申请61/155,132的优先权，这两个申请均被递交于2009年2月24日，并均以参考方式被合并于此。

技术领域

本公开内容主要涉及发射载体，其具有固定的和可展开的减速表面，包括锥张表面，以及相关的系统和方法。

背景技术

火箭多年来被用于将人和非人负载发射入轨道。这种火箭首次将人送至太空和月球，并且已经将无数卫星送入地球轨道以及更远。这种火箭被用于推进无人空间探测器，并且在最近用于将设备，物资，和人员送至绕轨道而行的国际空间站。

与火箭任务有关的一个持续的问题是该系统的重复使用性。本公开内容的几个方面涉及此问题的解决。

附图说明

图1A和1B显示了根据此公开的一个实施方式的代表性的载体，其具有可展开的锥张表面的。

图2A和2B显示了根据此公开的一个实施方式的分别在上升和下降期间的代表性的载体。

图3A和3B显示了代表性的一个载体的部分放大示意图，其显示了分别为收拢位置和展开位置的可展开的锥张表面。

图4A是一个载体的部分示意侧视图，该载体具有根据此公开的另一个实施方式配置的收拢的可展开表面。

图4B是图4A所示载体的部分示意侧视图，该载体的可展开的表面已展开。

图4C是图4B所示载体的部分示意平面图，该载体的可展开的表面已展开。

图5A和5B分别是一个载体的部分示意侧视图和平面图，根据此公开的一个实施方式，该载体具有多个平移表面。

图6A和6B分别是一个载体的部分示意侧视图和平面图，根据此公开的一个实施方式该载体具有两组可展开的锥张表面。

图7是一个载体的部分示意立体图，根据此公开的另一个实施方式该载体具有向上以及向外的锥形形状。

图8A-8F分别是一个载体的几个部分的部分示意侧视图，根据此公开的进一步的实施方式，这几个部分具有向上以及向外的锥形形状。

图9是一个燃料箱的部分示意立体图，该燃料箱具有根据此公开的又一个实施方式配置的形状和特征。

图10是根据此公开的又一个实施方式配置的一个燃料箱的部分切除侧视图。。

发明内容

详细说明

本公开内容主要涉及具有固定的和可展开的减速表面的发射载体(例如火箭)，以及相关的系统和方法。为了简要，在下文中将不阐述众所周知的并且通常与火箭流动面有关的结构和工艺的一些细节。此外，尽管以下公开内容阐述了一些实施方式，一些其它的实施方式可以有不同于此处描述的构造，布置，和/或组件。特别地，其它的实施方式可以有另外的部件，和/或可以缺少一个或多个参照图1A-10如下描述的部件。

图1A是根据此公开的一个实施方式配置的载体100的俯视立体示意图。图1B是图1A所示的载体100的侧视图。参照图1A和1B，该载体100可以是火箭(例如，轨道的或者亚轨道的载体)，其包括携带负载模块130的推进模块110。该推进模块110可以包括一个或多个引擎，其具有被设置为朝向该载体100的第一或者尾部端105的相应的引擎排气喷口111。该载体100可以沿着纵向的载体轴V被伸长，其具有向外的暴露表面101具有朝向该第一端105的第一区域103，以及被设置为朝向该载体100的第二或者前部端102的第二区域104。该载体100可以包括被设置为朝向该第一端105，以允许该载体100以尾部向下方向着陆的着陆装置120。该载体100可以进一步包括可展开的或者可活动的减速表面(例如锥张表面)140，其被设置为朝向该载体100的第二端102。该可展开的表面140可以在上升期间收拢，并且在下降期间展开，以使该载体100在尾部向下下降和着陆期间稳定和减速。在特定的实施方式中，该可展开的减速表面140在尾部向下下降和着陆期间可以通过提升该载体100的空气动力压力中心(例如，在该载体100的重心之上)来提高稳定性和/或提高载体气动升力与阻力比率的方式。朝向该载体100的尾部端105的鳍150在上升期间可以充当稳定器和/或控制面，并且在下降期间也可以充当稳定器和/或控制面。相应地，该鳍150可以被前向操作(例如在上升期间)，以及被反向操作(例如在下降期间)，如与此申请同时递交的题为“用于高速载体的双向控制面，及相关系统和方法”的共同未决美国申请12/______，______所述。

在一个特定的实施方式中，该负载模块130可以被设置为载货和/或人。在图1A和1B所示的一个实施方式中，该负载模块130可以为半球形状，而在其它实施方式，该负载模块130可以有其它形状。

在一个特定的实施方式中，该载体100包括五个在该载体100之内(在图1A和1B中不可见)的引擎，每一个引擎都有相应的引擎排气孔111。这些引擎被用于在加速阶段期间向上推动该载体100(例如，垂直向上，带或者不带沿试验飞行方向的组分(downrange component))。任选地，这些引擎还可以单独地或者和其它控制系统联合提供推力矢量，以在该加速阶段期间引导该载体100。

在这些引擎完成该加速阶段之后，该可展开的表面140可以被展开，以减慢该载体100的下降。通过增加载体阻力以及在垂直着陆前这些引擎重新起动之前降低该载体100的终速度，该可展开的表面140可以在该载体100下降(尾部向下)时提高载体稳定性。在一个特定的实施方式中，该可展开的表面140在飞行时只被使用一次，并且随后在该载体100着陆后被地面人员收回。这些鳍150可被用于在下降和着陆期间控制和引导该载体100。相应地，该载体100可以被直接引导回到其被发射的地点。在其它实施方式中，该载体100可以被引导至其他地点。在任何这些实施方式中，当该载体100接近该着陆地点时，这些引擎可以被重新起动，以进一步减慢该载体100。该着陆装置120随后被展开，用于最后着陆。

图2A是在上升期间的该载体100的一个实施方式的部分示意侧视图，用箭头A表示上升。在该上升阶段期间，该可展开的表面140(其形成部分该外表面101)被收拢，并可以被相应地设置为对着该载体100的下层表面106的平面平放，且与该外表面101的余部大致上齐平。在该上升阶段期间，该着陆装置120(图1A，1B)被收拢。

图2B显示了下降阶段期间的该载体100，用箭头D表示下降。在下降期间，该可展开的表面140被展开，例如，通过使表面140绕轴旋转，使其从该下层表面106向外展开。如上所述，此结构被预期可以减慢该载体100，并且也可以稳定该载体。例如，如上所述，展开该表面140可以使作用于该载体100的压力中心向上移动(例如，在该载体重心以上)，以使得该载体100上的重力趋于使可能由作用于该载体100的气动力引起的扰动稳定化。

展开该表面140的一个效果是在相对于该第一区域103在该第二区域104增加该载体100的横截面面积或者平面覆盖面积。例如，当该可展开的表面140被展开时，均位于该第一区域103之内的在第一位置191(包括这些鳍150的横截面面积)，或者第二位置192所取的该载体100的横截面面积将比位于该第二区域104的在第三位置193所取的该载体100的横截面面积小。由于能够随后收拢或者移动该可展开的表面140，此横截面面积的变化可以是临时性的。在后面参照图7-10描述的其它实施方式中，该增加的横截面面积可以是该载体外部几何结构的固定部分。

图3A是该载体100的第二区域104的部分示意侧视图，该可展开的表面140被收拢，例如，在该载体100的加速或者上升阶段期间。该可展开的表面140可以包括多个可展开的翼瓣141或者其它适宜的表面或者表面部件。在收拢结构中，该翼瓣141对着该载体100的下层表面106被闭合。相应地，该翼瓣141可以由圆筒的几个部分组成，以符合该圆柱形外表面101的形状。在其它实施方式中，这些翼瓣141可以具有其它形状。在任何这些实施方式中，外部翼瓣141a可以和中间的内部翼瓣141b相间和重叠。

图3B是该载体100的第二区域104的部分示意的俯视立体图，其显示了该可展开的表面140的已展开结构。在此结构中，这些翼瓣141已经从该载体100的下层表面106向外绕轴旋转，例如，通过一个或多个促动器142。在一个特定的实施方式中，相邻的翼瓣141可以在被收拢时彼此重叠，并可以在被展开时彼此重叠或者邻接。在其它实施方式中，这些翼瓣141可以在被展开时被隔开或者至少被部分隔开。所选取的用于该可展开的表面140的特定布置可以取决于期望由该可展开的表面140提供的制动水平，与该载体100的整合，和/或其它因素。

在一个特定的实施方式中，该可展开的表面140包括16个翼瓣141，每一个翼瓣均由分离的气压的，液压的，电的或者其它致动器展开。这些翼瓣141可以在被收拢时彼此重叠，其第一组八个翼瓣141被设置于外，第二组八个翼瓣141被设置于内，并且和该第一组的翼瓣交错，以使得该锥张部140被充分展开时，相邻的翼瓣141之间没有明显缺口。该载体100可以包括滞留闩或者其它可以在给予开启这些翼瓣141的命令之前固定它们的部件。在一个特定的实施方式中，该载体100的第二区域104可以包括复合夹层面板，其由铝环形框架支撑，以提供额外的刚性，。这些翼瓣141也可以由复合夹层面板组成。在其它实施方式中，任何这些结构均可具有其它组合物。

在一个特定的实施方式中，这些个体的翼瓣141一齐协同移动，以使得每一个翼瓣和其它翼瓣移动的量，速率，和方向(例如向外或者向内)都相同。在其它实施方式中，该可展开的表面140的个体的翼瓣141可以独立移动和/或受控制。在这种实施方式中，这些翼瓣141可以相对于彼此以不同的速率，不同的量和/或不同的方向移动，例如，为了在减慢该载体100之外引导该载体100。该翼瓣141的移动可以被控制器160控制。在一个实施方式中，该控制器160是由该载体100携带的电气机械装置。在其它实施方式中，该控制器160是数字式的或者基于计算机的装置160，其由该载体100携带或者由地面提供，并具有含适当指令的计算机可读取介质。该控制器160可以接收来自任何各种传感器(例如加速度计，GPS传感器，高度传感器，压力传感器，或者时间传感器(例如时钟))的输入信号，该控制器160基于此发出操作该翼瓣141的指令。该控制器160也可以控制其它载体功能，例如引擎，着陆装置和控制面的操作。

如上所述，当被展开时，这些翼瓣141可以被可密封地彼此接合。在其它实施方式中，在被展开时，相邻的翼瓣可以被彼此隔开，形成轴向延伸的缺口。在又一个实施方式中，这些翼瓣141可以开孔。例如，这些翼瓣141可以包括通气孔143(在图3B中以虚线显示)，其容许空气穿过这些翼瓣141。这些通气孔143可以被布置为棋盘图案或者其它适宜的图案。在此实施方式另一个方面，个体的通气孔143可以被选择性开启和闭合(例如，通过驱动面板，iris，或者其它适宜的装置)，以控制流过该开口143的气流。通过这种方式，该可展开的表面140产生的阻力可以被控制。在此实施方式的另一个方面，在圆周位置的该通气孔143可以被开启，而在另一个圆周位置的那些通气孔可以被关闭，以提供可以随后被用于引导该载体100的不同的阻力。

在参照图1A-3B的如上所述的实施方式中，该可展开的表面被设置为朝向该载体的上端或者第二端。图4A是载体400的部分示意侧视图，根据此公开的另一个实施方式，其具有朝向该下端的可展开的表面。在此实施方式的一个方面，该载体400的外表面401具有第一或者下部区域403，其具有向外张开的形状，以及在该第一区域403之上的第二或者上部区域404。该可展开的表面440位于该第一区域403。该可展开的表面440可以包括四个可展开的面板441(其中三个在图4A中可见)，其被显示为收拢位置。图4B和4C分别显示该载体400的侧视图和平面图，其中该可展开的表面440为展开位置。在此位置，该面板441向外绕轴旋转，远离该载体400的下层表面406，以增加该载体400的横截面面积，使之超过该向外张开的外表面401在该第一区域403产生的横截面面积。此种布置可以进一步增强该向外张开的主体形状在下降上的稳定性。

图5A是载体500的部分示意侧视图，其具有在运作期间可平移而非绕轴旋转的可展开的表面540。图5B是图5A所示的载体500的部分示意性俯视平面图。现一起参照图5A和5B，该可展开的表面540可以包括多个鳍或者翼部件541(图5A和5B中显示为四个)，其被设置为在上升期间朝向该载体500的第一或者下部区域503。相应地，该可展开的表面540可以提供稳定性，并且任选地，从该载体重心以下的位置提供对该载体540的控制。在尾部向下下降之前或者期间，该鳍部件541向上平移，如箭头U所示，以使其位于该载体的第二或者上部区域504。在此位置，该鳍部件541可以使该载体500的压力中心向上移动，例如，在该载体重心之上。因为这些鳍部件541为升力产生装置，该载体通常将从完全垂直的倾角翻转至容许这些鳍形成足够升力的迎角。在着陆之前，该载体500可以回到完全垂直的位置。该载体500可以包括轨迹，轨道，或者其它适宜的导引结构，以引导这些鳍部件541的平移运动。

图6A和6B分别是载体600的部分示意性侧视图和俯视平面图，该载体600具有多个可展开的表面，它们协调运作，以相对于该载体的重心控制该载体的压力中心位置。特别地，该载体600可以包括位于该载体600的第一或者下部区域603的第一或者下部可展开表面640a，以及位于该载体600的第二或者上部区域604的第二或者上部可展开表面640b。该第一可展开表面640a可以包括第一锥张部件641a，并且该第二可展开表面640b可以包括第二锥张部件641b。该第一锥张部件641a和第二锥张元件641b均可相对于该载体600向外展开，然后回到收拢位置，分别如箭头P1和P2所示。在上升期间，该第二锥张部件641b可以被收拢为大致上平行于该载体600的外表面，而该第一锥张部件641a向外绕轴旋转，以提供稳定性和/或控制。在一个特定的实施方式中，除非需要提供额外的稳定性，该第一锥张部件641a可以在上升期间保持收拢。如果在上升期间一个或多个引擎失效，这种需要可能出现。在下降期间，该第一和第二锥张部件641a，641b的相对取向可以被反转。特别地，该第一锥张部件641a可以被收拢为大致上平行于该载体600的外表面，而该第二锥张部件641b被展开，以提供压力中心的移动，其大致上类似于如上参照图1A-2B所述的移动。

在一些如上所述的实施方式中，可展开的表面在载体上升和载体下降之间控制压力中心的变化。在参照图7-10的如下所述的其它实施方式中，该载体的整体形状可以保持固定，但是相比于常规的圆柱形或者向上和向内的锥形火箭形状，在该载体的下端和该载体的上端之间可以有横截面形状变化，以在下降期间可以提供增加的阻力。相应地，该载体的外表面可以被设置(例如固定)或者能被设置(例如可移动)，以实现期望的横截面形状变化。

图7是沿着在第一端705和第二端702之间的载体轴V伸长的发射载体700的部分示意性立体图。该载体700包括朝向该第二端702的负载模块730，和朝向该第一端705，具有一个或多个排气喷口711的推进模块710。在一个特定的实施方式中，该载体700包括三个排气喷口711，其中外面的两个是固定的，而其中央的一个是推力方向可变的，用于控制载体。在其它实施方式中，该载体700可以具有其它数目和/或布置的引擎和相关的喷管。该载体700还可以包括鳍750，其在上升下降期间均可以被驱动，以提供额外的载体控制。该载体700的外表面701包括朝向该第一端705的第一区域703，以及朝向该第二端702的第二区域704。该外表面701限制的该载体700的横截面面积沿着该载体轴V从该第一区域703至该第二区域704增加。相应地，该载体700在该第一区域703中的第一位置791的横截面面积小于相应的位于该第二区域704的第二位置792的横截面面积。

可以选择该推进模块710和该负载模块730的外表面701的形状，以产生期望的对于上升下降的阻力特性。特别地，主要选择该外表面701的形状，以减少或者最小化上升期间，特别是在跨音速时的冲击，同时提供在尾部向下下降期间稳定该载体的气动力。

参照图7，如上所述布置的一个特性是其可以消除对可展开的减速表面的需要。相应地，可预期此种布置可以减少该载体的总重。相反，参照图1A-6B的如上所述的可展开的表面的预期优点是它们可以提供比载体700的外部标准型线(OML)产生的阻力更多的减速力，从而减少该引擎在下降期间用于减速该载体所用的燃料量。此布置可以抵销或者部分抵销该可展开的表面预期会产生的额外重量。减速表面的具体选择(例如可展开的表面或者固定的向外张开的表面)可以取决于各种因素，包括该载体将承担的任务，该载体将携带的负载。这两种布置不一定是互相排斥的。相应地，在其它实施方式中，可展开的表面可以与固定的OML形状相结合，以提供期望的减速力和载体重量的组合。

无论单独使用或者联合可展开的减速表面使用，该载体的固定的外表面可以具有各种形状，其被预期在载体下降期间增加阻力，而在上升期间不过度增加载体阻力。图8A-8F显示了这种载体形状的代表性选择。为了说明目的，负载模块和引擎/喷口布置，以及其它外部载体特征(例如鳍)未在图8A-8F中示出。在运作期间，该负载模块可以从该推进模块分离地下降，如图8A-8F所示，或者其可以在下降期间保持附着于该推进模块，如图7所示。图8A-8C分别显示了相应的载体800a，800b，800c，其具有OML表面，该表面以非单调的方式在相应载体轴的长度上变化。特别地，这些形状包括朝向该载体下端的大致上为圆柱形的部分，以及朝向该载体上端的向外，向上的逐渐变小的部分。该锥体可以为线性的(例如圆锥形)或者非线性的(例如凹面或者凸面)。在其它实施方式中，在图8D，8E和8F中分别显示的相应的载体800d，800e和800f包括以连续方式从该载体的下端至和相应的负载密封舱(未示出)的连接变小的外表面。可以选择这些表面相对于该载体轴的特定的扩张角，选择方式取决于，例如，该载体任务，以及在下降期间提供大量阻力，并且在上升期间提供小的以及递增的阻力的载体负载。

在任何上述实施方式中，燃料被装载于该载体的外表面之内(或者形成其一部分)的箱内。根据本公开内容的特定实施方式配置，并且适用于发射载体的液体推进剂箱具有定制的形状，以便(a)减少该箱内的晃动流体的动态效应，和(b)贴合该向上，向外变小的载体OML。例如，该箱OML可以通过调节该箱的半径而变化，以减少该晃动流体的失稳效应。在此实施方式的另一个特定方面，该燃料箱可以包括内部防晃隔板，其被成型为塑料箱衬垫。此种布置可以消除对该箱内容的机械扣紧挡板的需要。在其它实施方式中，这些挡板可以在该箱内形成。在上述实施方式的另一方面种，该箱的形状可以被设置为增强和/或优化该载体内的推进剂的质量中心位置，以在正常运作期间，当该箱内的液体推进剂晃动时，减少不这样设置可能导致的失稳效应。

图9是载体900(例如火箭)的一部分的部分示意性侧视图，其具有根据此公开的特定实施方式配置的燃料箱960。该载体900可以具有大致为圆柱形的形状，如图9的实线所示，或者该载体可以具有任何向上，向外变小的形状，如图9虚线所示。在此实施方式的一个特定方面，该液体推进剂箱960具有较大的前部或者上部区域961，其具有大致为穹顶形状的外表面，以及较小的尾部或者下部区域963，其也具有大致为穹顶形状的外表面，但是其直径比该前部区域961的直径小。该上部和下部区域961，963可以被设置在中间区域962的相对侧，该中间区域962具有大致为圆锥形的形状，其半径随长度线性变化。相应地，该箱960可以具有总体为“梨”形的形状，并可以箱的纵向中线轴966对称。然而，该箱960的形状相对于横向中线轴967不对称。可以根据该载体900内部可达到的高度和体积选择此形状，或者由于将该推进剂质量中心从上升期间在该载体900的高处调整至在下降期间该载体900中的较低处的期望，或者由于该载体OML的形状(例如锥形)，和/或对于各种推进剂填充部分调整晃动衰减需求的期望。

如上所述，该载体900可以是设置为在上升期间向前部移动(例如前鼻式)，如箭头A所示，并且可以在下降期间向后部移动(例如前尾式)，如箭头D所示。在至少一些实施方式中，期望在上升期间将推进剂的质量中心保持在该载体900的高处。此外，燃料晃动在较高填充部分与上升有关的问题较小。相应地，该前部区域961可以比该载体900的宽度或者直径相对较大。当该推进剂自由液面下降到低于该前部区域961，并进入该中间区域962时，该推进剂质量中心更迅速地下降，因为该推进剂大致上以恒定的容积流量流出该箱960，并且该箱的半径随长度线性减小。此使该质量中心在载体900中变低，到达对于下降稳定性更期望的位置。在上升后期和/或在下降期间，该质量中心可以相应地更迅速地下降。

在图9所示的实施方式的一个特定方面，该燃料箱960可以包括限制燃料在该箱960之内晃动趋势的特征。例如，该箱960可以包括挡板964，其向内延伸进入该箱960的内部区域，以控制(例如减少)晃动。因为晃动频率和晃动质量均为箱半径的非线性函数，箱半径的减少可导致晃动质量的减少，以及晃动频率的增加，两者均减少保持载体控制稳定性所需的晃动衰减。通过在下部填充部分降低该推进剂质量中心(当晃动更激烈时)，从该推进剂质量中心至该载体质量中心的力臂被缩短时，相应地，该晃动对该载体900的失稳作用就减少。由于该箱的形状，在恒定的流出速率期间，该推进剂的自由液面非线性下降，并且晃动幅度需要一些时间来发展。在特定的实施方式中，在相邻的防晃隔板964之间的间隔可以在该前部区域961和该尾部区域963之间变化，例如，为了考虑上述的非线性。在其它实施方式中，该隔板间隔可以是恒定的。因为该尾部区域963容纳的推进剂容积量小得多，在此区域内不大可能需要挡板964，这可以简化模型设计和制造。

在一个特定的实施方式中，该箱960可以由模制塑料衬垫以及石墨/环氧树脂外层形成。该衬垫可以防止该燃料和该外层之间的接触。相应地，该箱960能够和可能与外层不相容的燃料(例如过氧化物燃料)一起是使用。在其它实施方式中，该箱960可以携带其它燃料和/或其它成分。

在任何上述实施方式中，可能难以将传统类型的挡板装入该箱960中(至少在一些实施方式中)，因为该箱衬垫是通过旋转模制整体制造的。相应地，一种方法是将该防晃隔板964模塑为该衬垫的一个部分。用于此操作的模具可以具有向内的延伸的凸缘，其形成挡板964，并且当该模具打开时以向外方向撤除，以使该箱960可以被移除。此方法形成对该衬垫的外部标准型线开放的空腔(例如缺口965)。这些空腔或者缺口965可以被填充以低密度泡沫体或者其它材料，以提供一些刚性，供该挡板964突入该箱，并且提供平滑的外表面，可对其丝卷绕(filament-wind)石墨/环氧树脂外层。

图10是被设置于载体900内的燃料箱960的部分示意性部分切除示意图，其具有根据此公开的另一个实施方式布置和构造的挡板964。在此实施方式的一个方面，该燃料箱960被预成型(例如，通过旋转模制)，该挡板964被随后加入。该箱960可以包括一个或多个进入孔盖970(显示为顶部进入孔盖970a和底部进入孔盖970b)，以允许进入该箱960的内部。在特定实施方式中，这些盖970还可以支持适当的燃油进入和/或出口孔。支撑环971(显示为上支撑环971a和下支撑环971b)被设置于该箱960之内，并可以被连接至该进入孔盖970近处或者直接连接该进入孔盖970。这些挡板964连接于该上支撑环971a和该下支撑环971b之间，并被它们支撑。相应地，这些挡板964可以包括轴向的挡板部件972，其在这些支撑环971a，971b之间延伸，以及横向的挡板部件973，其被连接至相邻的轴向挡板部件972，并在它们中间延伸。这些轴向挡板部件972可以具有平坦的面板形状，并可以形成“柚子”式挡板。在特定实施方式中，这些轴向挡板部件972可以只被连接至该上支撑环971a和该下支撑环971b。该横向挡板部件973也可以具有平坦的面板形状，并可以被布置为在该箱960的内壁965之内形成环。这些横向挡板部件973可以只被连接至这些轴向挡板部件972。相应地，这些挡板部件972，973可以减少或者防止晃动，而不接触该箱960的内壁965。这些轴向挡板部件972和/或这些横向挡板部件973可以打孔，并可以由薄的轻质材料(例如适宜的金属)形成。

在一个特定的实施方式中，这些挡板964可以通过打开该上进入孔盖970a并将操作者降入该箱960的内部体积，而被设置于该箱内。该操作者可以接收该挡板964的部件(例如，轴向挡板部件972和横向挡板部件973)并将这些部件彼此连接以及连接至该支撑环971a，971b。在一个特定的实施方式中，这些轴向挡板部件972可以初始包括多个组件，例如，下部组件972a，中间组件972b，和上部组件972c。这些组件972a-972c可以被分开降入该箱960并由该操作者在该箱内原地组装。为防止该操作者和该箱960的内壁965接触，可以用起重台架或者其它箱外部的结构悬挂下来的吊架或者其它适宜的平台支持该操作者。根据进入该箱960的孔的尺寸，一些972a-972c的组件可以在被降入该箱960之前被预先连接。例如，在特定实施方式中，该下部组件972a和该上部972b可以彼此连接。如果进入孔足够大，则全部轴向挡板部件972可以作为一个单元被降入该箱960。这些横向挡板部件973可以初始被分段，例如，其各个片段在相邻的轴向挡板部件973之间被连接。

根据上述内容，应当理解此处已经描述的特定实施方式是为了举例说明，但本公开也可以包括其它实施方式。例如，该可展开的表面140可以具有翼瓣141，其形状和/或布置不同于上述内容。在另一个实施例中，该燃料箱的进一步的特征可以和该发射载体整合。例如，至少该发射载体的外表面的部分可以由该燃料箱的外表面形成。在特定实施方式的背景下所描述的此公开的某些方面在其它实施方式中可以被结合或者被消除。例如，参照图9和10的如上所述的锥形燃料箱可以和任何所公开的锥形外部载体表面组合，和/或该锥形外表面可以和如上所述的任何可展开的减速表面组合。此外，与某些实施方式有关的优点已经在这些实施方式的情形下被描述时，其它实施方式也可能展现这种优点，而且不是所有在此公开范围之内的实施方式必然展现这种优点。相应地，本发明可以包括此处没有被明确显示或者描述的其它实施方式。

Claims (55)

1.一种航天系统，包括：

发射载体，其具有第一端和大致上相对于该第一端的第二端，该发射载体沿着在该第一端和该第二端之间延伸的载体轴伸长；

向外的暴露表面，其由该发射载体携带，该暴露表面具有第一区域，其被设置为，或可被设置为具有大致上垂直于该载体轴，朝向该载体的第一端的第一横截面面积，该暴露表面具有第二区域，其被设置为，或者可被设置为具有大致上垂直于该载体轴，朝向该载体的第二端的第二横截面面积，该第一横截面面积小于该第二横截面面积；和

推进系统，其由该发射载体携带，并具有被设置为朝向该载体的第一端的至少一个喷口，以发射该发射载体。

2.如权利要求1所述的航天系统，其中该第二区域相对于该载体轴可在收拢位置和展开位置之间移动，并且其中在展开位置时，该暴露表面被设置为具有该第二横截面面积。

3.如权利要求1所述的航天系统，其中该暴露表面包括平移部件，其可以在朝向该载体的第一端的第一位置和朝向该载体的第二端的第二位置之间移动。

4.如权利要求1所述的航天系统，其中该第一横截面面积大致上被固定，并且其中该第二横截面面积大致上被固定。

5.如权利要求4所述的航天系统，其中该暴露表面以朝向该第二端的方向向外变小。

6.如权利要求5所述的航天系统，进一步包括设置在该发射载体内的燃料箱，该燃料箱以朝向该第二端的方向向外变小。

7.权利要求1所述的航天系统，进一步包括以指令编程的控制器，当被执行时：

在发射期间，当该发射载体以其第二端高于该第一端的方式上升时，引导该推进系统以产生加速牵引力；和

在回收期间，当该发射载体以其第二端高于该第一端的方式下降时，引导该推进系统以产生减速牵引力。

8.如权利要求7所述的航天系统，其中该推进系统至少包括一个火箭引擎，其具有至少一个喷口，并且其中该控制器被用指令编程，以通过该至少一个喷口引导该加速牵引力和该减速牵引力。

9.权利要求1所述的航天系统，进一步包括从该发射载体向外延伸的稳定鳍。

10.权利要求9所述的航天系统，其中该稳定鳍被设置为朝向该发射载体的第一端。

11.权利要求9所述的航天系统，其中该稳定鳍被设置为朝向该发射载体的第二端。

12.一种航天系统，包括：

发射载体，其具有第一端和大致上相对于该第一端的第二端，该发射载体沿着在该第一端和该第二端之间延伸的载体轴伸长；

可展开的以及可收拢的，向外的表面，其由该发射载体携带，该可展开的表面可以相对于该发射载体在收拢位置和展开位置之间移动，该可展开的表面被设置为在被收拢时产生大致上垂直于该载体轴的第一横截面面积，并且在被展开时产生大致上垂直于该载体轴的第二横截面面积，该第二横截面面积大于该第一横截面面积；和

控制器，其由该发射载体携带，被设置为在载体上升期间进行该可展开表面的展开和收拢之一，以及在载体下降期间进行该可展开的表面的展开和收拢中的另一项。

13.如权利要求12所述的系统，进一步包括推进系统，其由该发射载体携带，并具有被设置为朝向该载体的第一端的至少一个喷口，以发射该发射载体。

14.如权利要求12所述的系统，进一步包括传感器，其被可操作地连接至该控制器，以提供指示载体上升和载体下降之间的变化的信号。

15.如权利要求12所述的系统，其中该可展开的表面包括多个可展开的面板，相邻面板具有不同的圆周位置。

16.如权利要求15所述的系统，其中相邻的面板重叠。

17.如权利要求12所述的系统，其中该可展开的表面可以相对于该发射载体绕轴式移动。

18.如权利要求12所述的系统，其中该可展开的表面大致上是气体动力学密闭的。

19.如权利要求12所述的系统，其中该可展开的表面具有气道，其被设置为容许空气流过该可展开的表面。

20.如权利要求12所述的系统，其中该可展开的表面包括翼。

21.如权利要求12所述的系统，其中该可展开的表面包括椎张部。

22.如权利要求12所述的系统，其中该可展开的表面包括多个部件，并且其中该控制器被用指令编程，以使个体的部件与另外的个体部件无关地移动。

23.如权利要求12所述的系统，其中该载体包括推进系统，其具有朝向该载体的第一端设置的排气喷口，并且其中该可展开的表面被设置为朝向该载体的第二端。

24.如权利要求23所述的系统，其中该可展开的表面是第二可展开表面，并且其中该载体包括被设置为朝向该载体的第一端的第一可展开表面，并且其中该控制器被用指令编程，以独立地控制该第一和第二可展开表面的运动。

25.一种航天系统，包括：

发射载体，其具有第一端和大致上相对于该第一端的第二端，该发射载体沿着在该第一端和该第二端之间延伸的载体轴伸长；

向外的暴露表面，其由该发射载体携带，该暴露表面具有第一区域，其具有大致上垂直于该载体轴，朝向该载体的第一端的固定的第一横截面面积，该暴露表面具有第二区域，其具有大致上垂直于该载体轴，朝向该载体的第二端的第二固定横截面面积；该第一横截面面积小于该第二横截面面积；和

推进系统，其由该发射载体携带，并具有被设置为朝向该载体的第一端的至少一个喷口，以发射该发射载体。

26.如权利要求25所述的航天系统，其中该暴露表面以朝向该第二端的方向向外变小，并且该系统进一步包括设置在该发射载体内的燃料箱，该燃料箱以朝向该第二端的方向向外变小。

27.如权利要求25所述的航天系统，其中该向外的暴露表面在该第一横截面面积和该第二横截面面积之间连续变小。

28.如权利要求25所述的航天系统，其中该向外的暴露表面在该第一横截面面积和该第二横截面面积之间以非单调方式变小。

29.一种航天系统，包括：

发射载体，其具有第一端和大致上相对于该第一端的第二端，该发射载体沿着在该第一端和该第二端之间延伸的载体轴伸长；

向外的暴露表面，其由该发射载体携带；

燃料箱，其由该发射载体携带，该燃料箱具有具有大致上垂直于该载体轴，朝向该载体的第一端的第一横截面面积，以及第二区域，其具有大致上垂直于该载体轴，朝向该载体的第二端的第二横截面面积，该第一横截面面积小于该第二横截面面积，该燃料箱在该第一和第二横截面面积之间相对于该箱的横向中线不对称；和

推进系统，其由该发射载体携带，并被连接至该燃料箱，该推进系统具有被设置为朝向该载体的第一端的至少一个喷口，以发射该发射载体。

30.如权利要求29所述的航天系统，其中该发射载体的向外表面的至少一部分由该燃料箱形成。

31.如权利要求29所述的航天系统，其中该燃料箱包括朝向该载体的第一端的第一大致穹顶形部分，朝向该载体的第二端的第二大致穹顶形部分，以及在该第一和第二大致穹顶形部分之间的大致锥形部分。

32.权利要求29所述的航天系统，进一步包括被设置在该燃料箱之内的挡板。

33.如权利要求32所述的航天系统，其中相邻挡板具有朝向该载体的第一端的第一轴向间距，以及朝向该载体的第二端的第二轴向间距，该第二间距和该第一间距不同。

34.如权利要求32所述的航天系统，其中该燃料箱包括内衬，其中该挡板包括向内延伸的凸缘，其被模制入该衬垫的外表面，并且其中该衬垫的外表面包括相应的向该衬垫的外部标准型线开放的缺口。

35.权利要求32所述的航天系统，其中该挡板包括在该箱内被原地连接的分离组件。

36.如权利要求29所述的航天系统，其中该暴露表面具有第一区域，其具有大致上垂直于该载体轴，朝向该载体的第一端的固定的第一横截面面积，并且其中该暴露表面具有第二区域，其具有大致垂直于该载体轴，朝向该载体的第二端的第二固定横截面面积，并且其中该暴露表面限定的第一横截面面积小于该暴露表面限定的第二横截面面积。

37.用于操作航天系统的方法，包括：

引导来自发射载体的牵引力，以提升该发射载体，该发射载体具有上端，下端，以及在该上下端之间延伸的载体轴，在发射期间，该上端在该下端之上；

在发射之后，以该下端在该上端之下的方式引导该发射载体下降以及着陆；和

通过该发射载体携带的向外的暴露表面减慢该发射载体的下降，而该上端保持在该下端之上，该暴露表面描绘一第一区域，其在下降期间具有大致上垂直于该载体轴，朝向该载体的下端的第一横截面面积，该暴露表面具有第二区域，其描绘大致上垂直于该载体轴，朝向该载体的上端的第二横截面面积，该第一横截面面积小于该第二横截面面积。

38.如权利要求37所述的方法，进一步包括，通过移动至少一部分该向外的暴露表面，相对于该载体的重心移动该载体的压力中心。

39.如权利要求37所述的方法，其中减慢该下降包括，用具有第一固定形状的第一区域和具有第二固定形状的第二区域减慢下降。

40.如权利要求37所述的方法，其中该暴露表面的第二区域包括可展开的部件，并且减慢下降包括将该可展开的部件从收拢位置移动至展开位置。

41.如权利要求37所述的方法，其中该暴露表面包括平移部件，其可以在朝向该载体的第一末端的第一位置和朝向该载体的第二末端的第二位置之间移动，并且其中减慢下降包括，将该部件从该第一位置平移至该第二位置。

42.如权利要求37所述的方法，进一步包括，在回收期间，当该发射载体以其第二端高于该第一端的方式下降时，引导来自该喷口的牵引力以减速该发射载体。

43.用于操作航天系统的方法，包括：

将发射载体的可移动的，向外的暴露表面置于第一位置；

引导来自该发射载体下端的牵引力，以提升该发射载体，该发射载体的上端位于下端之上；和

通过将可移动的表面置于第二位置，而将该发射载体的下端设置为在上端以下，减慢该发射载体的下降。

44.如权利要求43所述的方法，其中将该可移动的表面置于第二位置包括，相对于该发射载体绕轴旋转该表面的个体部件。

45.如权利要求43所述的方法，其中将该可移动的表面置于第二位置包括，以不同速率，或者不同量，或者以不同速率及不同量展开该可移动表面的两个个体部件，以在下降中控制该发射载体的方向。

46.如权利要求43所述的方法，进一步包括，通过不同于该可移动表面的鳍在下降中控制该发射载体的方向。

47.如权利要求43所述的方法，其中将该可移动的表面置于第二位置包括移动鳍。

48.如权利要求43所述的方法，其中将该可移动的表面置于第二位置包括展开锥张表面。

49.用于操作航天系统的方法，包括：

将燃料从发射载体的燃料箱引导至该发射载体的喷口；

引导来自该发射载体的喷口的牵引力，以提升该发射载体，该发射载体具有上端，下端，和在该上下端之间延伸的载体轴，在发射期间，该上端在该下端之上；

在发射之后，以该下端在该上端之下的方式引导该发射载体下降以及着陆；和

发射后以随时间增加的速率移动该箱中的燃料的质量中心。

50.如权利要求49所述的方法，其中移动该燃料质量中心包括，发射后以随时间增加的速率移动该质量中心，而保持大致上恒定的来自该燃料箱的体积流量。

51.如权利要求49所述的方法，其中发射后以随时间增加的速率移动该质量中心包括，引导来自向内和向下变小的燃料箱的燃料。

52.如权利要求49所述的方法，其中发射后以随时间增加的速率移动该质量中心包括，在上升期间以第一速率移动该质量中心，以及在下降期间以大于该第一速率的第二速率移动该质量中心。

53.如权利要求49所述的方法，其中发射后以随时间增加的速率移动该质量中心包括，在上升的第一阶段期间以第一速率移动该质量中心，以及在下降之前上升的第二阶段期间以大于该第一速率的第二速率移动该质量中心。

54.如权利要求49所述的方法，其中移动该质量中心包括向下移动该质量中心。

55.如权利要求49所述的方法，进一步包括，通过减少燃料质量，增加晃动频率，和在该箱中的燃料的质量中心移动时减少该箱中的燃料的质量中心和该发射载体的质量中心之间的距离，来减少该燃料箱中的燃料晃动。

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