CN108290642A - 卫星发射器和使用所述卫星发射器将卫星送入轨道的方法 - Google Patents

Abstract

一种卫星发射器，所述卫星发射器包括多个彼此可分离的级，至少一级包括至少一个发动机，并且所述级中的至少一级承载有效载荷，并且所述级被放置在另一级的旁边或附近，使得所述运载火箭的宽度至少为其长度的三分之一。所述方法包括以下阶段：a)用船上的气球推升运载火箭；和b)点火运载火箭的发动机以将放置在运载火箭中的卫星送入轨道。

Description

卫星发射器和使用所述卫星发射器将卫星送入轨道的方法

技术领域

本发明涉及一种卫星发射器并且涉及一种使用所述卫星发射器将卫星送入轨道的方法，特别是用于将微型卫星，即重量低于200kg(441磅)的卫星送入轨道的方法。

背景技术

使用常规运载火箭将微型卫星送入轨道的传统方法成本很高。这些发射器不是为微型卫星设计的。为了使发射物有所值，微型卫星伴随着更大的有效载荷作为次级有效载荷，这种方法类似于搭便车。通过这种方式，既不能选择轨道高度和倾角，也不能选择发射日期。即使发射本身作为次级有效载荷可能是经济的，但这也意味着需要很长的等待时间来使卫星工作，在长时间的等待期间将团队保持在一起的隐性成本以及被放置在次优轨道中的低效率，，迄今为止限制了纳米和微型卫星的发展潜力。

作为次级有效载荷的发射也限制了可以包含在小型卫星中的部件，只有主卫星或主要卫星的保险商批准的部件才能飞行。

由于材料和电子器件的进步，如今，卫星的性能更多的是与其面积成正比，而不是其重量。可用能量与太阳能电池板面积成正比。通信增益与天线面积成正比。遥感望远镜的光学分辨率与反射镜面积成正比。现代高强度重量比材料、分析方法和3D打印现在允许卫星设计人员构思大面积和低重量的系统，但它们不能装入标准的次级有效载荷容器中，也不能装入细长的空中或地面发射火箭的整流罩中。

只有从平流层气球飞行的大气层不再密集的高空，才能发射这种低密度高性能的小型卫星。

在19世纪下半叶的早期阶段，科学家和工程师们使用平流层气球作为承载高于99％大气质量的宇宙射线和天文观测设备的可靠平台(参见Michael S.Smith和GregAllison在1999年6月28日至7月1日在诺福克的AIAA国际气球技术大会的论文：“作为航空测试平台的气球的返回(The Return of the Balloon as an Aerospace TestPlatform)”)。

在一些情况下，用气球放高的火箭甚至可以达到更高的高度。例如，包括使用固体推进剂火箭的四级运载的Farside项目；该发射体被气球举起到30km(100,000英尺)的高度，该发射体在此处通过气球发射。(参见James L.Rand在1997年在圣安东尼奥在AIAA的“气球辅助发射轨道的历史透视(Balloon Assisted Launch to Orbit an HistoricalPerspective)”和William R.Corliss在1971年华盛顿特区美国宇航局历史报告系列的“1958-1968年期间的美国宇航局探空火箭(NASA Sounding Rockets,1958-1968)”)。

在金星表面采样返回(Venus Surface Sample Return)项目中，为了减小火箭的重量和尺寸以克服金星大气层较密集部分，探索了使用气球作为从金星表面举起火箭的唯一可能的技术选择。(参见Ted Sweetser等人在1999年8月在阿拉斯加AAS-AIAA会议上的论文：“金星表面采样返回：重高压挑战(Venus Surface Sample Return：A Weighty High-Pressure Challenge)”)。

这些先导项目开始获得火箭和气球组合的一些益处，这往往被称为“气球火箭”，但并非全部。使用高空气球发射运载火箭提高了给定火箭可达到的高度。它还由于曳力较小且重力损失较小而避免了在穿过大气层的较密集部分期间使用火箭，从而节约了大量能量。此外，在接近真空条件下点火火箭增加了火箭发动机的比冲量。但是他们使用的火箭并不是为了在非常低密度的空气中飞行而设计的，这些火箭都是从气球发射的非常细长的火箭，而不是地面。在大气层中穿行的发射体必须是细长的以便在空气动力学方面有效率，但对于在真空中获得速度的运载火箭来说，这不是必需的。气球火箭可能是钝的。本发明描述了不仅仅是气球辅助火箭发射本身的优点，而且还描述了特别适合从高空发射的钝火箭的使用(它们在海平面或航空器飞行的高度上不能很好地工作)，而且更多地利用了海平面与气球将运载火箭携带到的环境之间的差异的优点。

US 4,901,949(AntonioL.Elías)公开了一种将有效载荷送入轨道的空中发射火箭。Virgin Galactic和Swiss Space Systems(s-3)等公司也打算将航空器作为第一级。美国空军使用F15将反卫星武器送入轨道。所有这些项目都使用飞机，而不是气球，而且飞机比气球更容易飞越大气层的较密集层，因此它们的火箭仍然必须细长，否则它们会在航空器上生成大量的空气动力和扭矩，从而导致不能飞行。

使这更加可行的现代发展之一是高空气球轨迹预测的高度精确性。现在，可以预测它们与固体第一级火箭有类似的误差，并且可以将一艘船放置在该位置，以便气球在我们打算达到的特定轨道的最佳坐标达到分离高度。

关于气球火箭还有其它提议，例如US 7131613B2，其公开了由氦气装置举起的火箭的高空发射和具有可旋转翼部的平台。在所述文献中，公开了使用具有常规火箭的飞艇，而不是带有钝火箭的自由气球。

小型卫星(<200千克或441磅)明显出现，在短短一年内(2014年)，小型卫星的四年卫星发射预测增加了400％。微型卫星性能的提高为太空工业的混乱(disruption)创造了条件。部件的性能存在着一种摩尔定律，这些微型卫星由所述部件制造。

微型卫星的较低成本(比更高重量但性能相同的常规卫星低几个数量级)将为更广泛的机构开辟空间，创造未来基于空间应用的社会。最有希望的微型卫星解决方案要求卫星位于星座中，这些星座为具有某些几何特性的轨道集合(例如恒定的覆盖区域或重新访问之间的一定时间)。要做到这一点，使微型卫星充分发挥潜力的基本工具是专用微型卫星发射器。

使用微型卫星具有许多优点，包括：

-较重的卫星需要具有更大推力的较大火箭，、对环境影响较大，且成本较高。

-更便宜的设计。

-易于使用汽车和智能手机行业的部件进行大规模生产。

-配置星座的可能性。

-响应访问。

-快速转身和迭代的设计。

-使用微型卫星编队以从多点收集信息。

-能够对大型卫星进行在轨检查。

-对大学相关研究有帮助。

发明内容

利用根据本发明的运载火箭和方法，可以解决所述缺点，且呈现出将在下文中公开的其它优点。

根据第一方面，根据本发明的卫星发射器包括彼此可分离的多个级，至少一级包括至少一个发动机。全部或部分级平行发射，整体不是细长而是钝的，即其宽度与其长度相似或比长度更大。在优选实施例中，所述级中的一个级为由一个或多个附加的环形级环绕的中心级。然而，根据本发明的运载火箭，其它钝的级配置也是可能的。必须指出，在本说明书和所附权利要求中，“长度”必须被解释为运载火箭的运动方向，而“宽度”为相对于“长度”的垂直方向。

此外，至少一个级包括至少一个储罐，并且根据一个实施例，每级包括至少一个储罐和至少一个发动机。

有利地，所述级的至少一些储罐为环形的储罐，并且该附加级或每个附加级包括等距间隔开的限定圆的多个发动机。

根据优选实施例，有效载荷被附接到中心级。在飞行的早期阶段，有效载荷由整流罩保护，该整流罩可以附接到任何一级。在一些实施例中，整流罩为可分离的，而在其它实施例中它是可伸缩的。

优选地，分离的第一级为外部级和内部级依次分离，并且至少一级的储罐连接到另一级的至少一个发动机，特别是最外部级的储罐连接到该级的发动机且连接到和其余级的发动机。

根据第二方面，使用所述卫星发射器将卫星送入轨道的方法包括以下阶段：

a)用船上的气球推升运载火箭；并且

b)点火运载火箭的发动机以将放置在运载火箭中的卫星送入轨道。

根据优选实施例，推升具有运载火箭的气球需要80至100分钟，并且将运载火箭放置在15和25km(50,000和83,000英尺)的高度处，并且运载火箭的发动机的点火至少包括以下步骤：

-第一步骤：将运载火箭放置在约80千米(263,000英尺或50英里)的高度、分离运载火箭的第一级；

-第二步骤：将运载火箭放置在约300千米(1,000,000英尺或187英里)的高度、分离运载火箭的第二级；

-第三步骤：在600千米(2,000,000英尺或373英里)的高度上在轨运行卫星，执行几次点火并将中心级与卫星分离。

优选地，第一步骤持续约120秒并且以约3km/s(6,711mph)的惯性速度使运载火箭行进，第二步骤持续约150秒并且使运载火箭以约5km/s(11,185mph)的惯性速度行进，并且第三步骤包括若干次点火和滑行期以达到所需的7.6km/s(17,000mph)的轨道速度。

本发明至少具有以下优点：

-集成更容易：水平集成所述级和有效载荷要比薄的细长火箭更容易，该火箭需要在水平集成后竖立，或者安放在非常高的外壳中以用于进行集成。

-增加容积：对于相同的重量，有效载荷可以具有更大的尺寸。因为运载火箭不必细长，它可以被托管在更宽的整流罩上。在现有技术中，微型卫星必须适合于小体积，要么是因为它们受到细长火箭的小整流罩的体积限制，要么是因为它们必须装入用于次级有效载荷的标准容器中。细长的主体为需要高速穿过大气层的较低和较密集层而不会造成曳力损失的任何发射器的要求。但是细长的储罐在体积上效率低下(它们因携带大量推进剂而重量很大)。储罐的重量来自结构重量和绝热重量(这对低温推进剂更重要)。

-在分离之后，不是使火箭穿过气球(例如在Farside项目中)飞行，而是火箭避开气球，然后气球飞得更高(就像它丢掉了一些压舱物，因此它稳定在更高的高度)并且它可以用作从船舶到火箭堆栈的电信中继以及再次进入时的级。这样，无需船只或地面站即可在初始阶段与发射器进行通信，从而降低成本和复杂性。

-专用微型卫星发射器：微型卫星不能作为次级有效载荷到达轨道，因此能够确定日期和/或轨道高度。

-适配的喷嘴：它们的性能处于适合真空条件的最佳点。当喷嘴适应低的外部压力时，它需要具有非常大的面积，这与细长的发射体形状的火箭不兼容。通过为钝的，可以为火箭提供更大的出口面积，从而提高推进效率。

-安全性：在发生灾难性故障的情况下，爆炸半径远离人类生命。火箭从载人飞机发射则不是这种情况。在本发明中，人类离火箭点火十几公里(10s of kilometers)。

-再次进入期间的冲击波距离所述级的钝体形状的主体非常远，即例如对于环形级，存在很大的隔离距离。这种形状会生成大量的曳力，这些曳力会在它们再次进入时减慢所述级。钝的主体将热量传播到比细长的区域更广的区域，起到有效的隔热屏的作用，从而使运载火箭的结构更轻。这使得级的回收更容易。这种回收、翻新和可重复使用的潜力最终可以降低发射成本。

-由于在高海拔地点而不是在地面点火引起的振动和声压的降低。

-运载火箭可以进行压力加载而不是泵送，发动机中的油箱重量低、效率高。这些泵是最昂贵的、容易发生故障或为发射器的重型部件。

-更容易重复使用，因为所述级被设计为通过大气层时“向下”而不是“向上”，通过气球照顾大气。

附图说明

为了更好地理解已经公开的内容，附加了一些附图，附图示意性并且仅作为非限制性示例的示出本发明的一个实施例。

图1为根据本发明一个实施例的卫星发射器的分解透视图；

图2为根据本发明优选实施例的卫星发射器的正视图；

图3为用于根据本发明的方法的用于将卫星送入轨道的系统的正视图；

图4为用于在将卫星送入轨道的系统中使用的飞行列车的示意图；

图5为根据本发明的储罐和航空航天发动机之间的连接在根据本发明的方法在三个不同阶段中的示意图；以及

图6为根据本发明的用于将卫星送入轨道的整个方法的示意图。

具体实施例

本发明涉及卫星发射器，特别是亚轨道和轨道发射器，并且涉及使用所述运载火箭将卫星送入轨道的方法。

根据本发明的卫星发射器10包括构成钝套且本身是钝的的几个级。在优选实施例中，存在两个圆环形级和一个中心级。如下文所述，在根据本发明的方法期间，这些级是彼此可分离的。这些级优选涂有适当的再进入材料，该再进入材料可以是烧蚀的，例如酚醛树脂或辐射性的，例如碳-碳复合材料或碳气凝胶。

根据图1的实施例，第一级1包括圆环形结构储罐11并且包裹第二级2，该第二级2还包括圆环形储罐21以及第三级或中心级3，该第三级或中心级3具有椭圆形储罐31。由于所有的发动机均可以在整个在轨运行期间点火并促进推力，因此这种配置可以节约净质量。

此外，根据本发明的运载火箭使用复合罐11、21、31，其相对于使用常规金属罐可以减轻重量和成本。

所有三个级1、2、3均包括对应的发动机12、22、32，其在第一级1和第二级2中以环状对称图案分布，并且第三级3中包括核心发动机32。在优选实施例中，推进剂组合可选择为液氧和液态甲烷。这种双推进剂组合在性能、碳氢燃烧简单性和绿色推进力之间完美匹配。该专利应涵盖其它推进剂，无论是单组元推进剂还是双组元推进剂。

优选地，发动机12、22、32通过压缩、液化或富含反应物的合适的压缩气体(例如氦气)加压(如在US3779009A中公开的Tridyne方法中)。在另一个实例中，发动机12、22、32通过蒸气加压(VaPak)系统加压。与惰性气体加压或泵送系统相比，VaPak概念的主要优点在于降低了复杂性并减少了空重。通过使用VaPak系统，根据本发明的运载火箭预计具有高性能，同时保持简单的系统。

蒸气加压基于使用推进剂的高蒸气压来提供推进剂流入燃烧室所需的压力差。高蒸气压从储存在密闭容器中的液体的内部能量获得。随着推进剂排出，液体沸腾，所产生的气体对推进剂罐再次加压。在每级均使用加压系统来将推进剂罐加压到足以使推进剂流入火箭发动机的燃烧室的压力。

如下文将描述的，使用基于绿色推进剂和第一气球上升的推进系统，利用惰性氦将缓解由于火箭燃烧产物上存在的消耗臭氧的化学物质所造成的传统发射器的化学污染，该化学污染影响保护所有生命形式免受太阳紫外线辐射的臭氧层。

根据本发明的卫星发射器还包括至少在中心级3中的GNC(Guidance,NavigationandControl)系统33，在该中心级3中还放置有由对应的整流罩41保护的有效载荷4。该有效载荷4包括卫星。还有一个标准的适配器，用于附接卫星到中心级并从中心级释放。

根据本发明的运载火箭的紧凑构造使得控制比传统的非常细长的主体更简单。GNC系统33计算最佳轨迹并控制用于修改轨迹的要素。如下文所述，实现的软件将能够在发动机故障的情况下控制运载火箭(即使在第一级和/或第二级仅有一台发动机的情况下也确保任务的成功)。

如图3和6所示，根据本发明的用于放卫星的方法包括两个不同阶段：气球上升和运载火箭点火。

根据本发明的卫星发射器10优选地从船舶6发射，通过避免恶劣天气并补偿地面风，以及使发动机点火点适应任务和安全要求来降低发射延迟的风险。

在飞行循环的第一阶段期间，气球5将根据本发明的运载火箭承载至20千米的高度，上升时间持续约90分钟。气球5将通过对应的充气管7填充合适的提升气体(例如氦气或氢气)。在一种情况下，可以使用热气球代替气球。

浮力效果将带有运载火箭10的气球5带到20千米和25千米之间的预定高度。在火箭或卫星从气球脱离之前，如果火箭或卫星发生故障，则整个任务可能会中止并回收，因为气球可以可控地将气体从其顶端阀门排出并下降到有效载荷和火箭可以重新回收以用于检查或未来再次飞行的海域。

一旦运载火箭10的发动机被点火，飞行循环的第二阶段开始，并且该第二阶段由不同步骤的几级点火组成(精确值可以根据飞行的轨道目的地而改变，并且这仅仅是示例性的情况)：

第一步骤持续120秒，运载火箭10被以2.8km/s(6,264mph)的惯性速度从20千米带至80千米(66,000至263,000英尺)。在该步骤期间，运载火箭10的发动机以104kN(23,380lbf)的总真空冲量产生推力。保护有效载荷4的盖体41在第一级1与运载火箭的其余部分分离的大约同时被分离或缩回。

第二步骤在150秒内将运载火箭10提升至300千米(33,000英尺至187英里)并且第二级2被分离，并且在该步骤结束时，运载火箭10以5.1km/s的惯性速度(11,500mph)飞行。在第二步骤期间，运载火箭10的发动机以14kN的最大真空冲量(3,148lbf)产生推力。

最后步骤执行多次点火以最优化轨道运行有效载荷4。第一次发射持续100秒，并使有效载荷4达到600千米(373英里)的高度，但仍略低于目标轨道速度。然后，第三级3滑行200秒，最后一次145秒的点火使有效载荷4在轨运行。最后，执行第三级3的最后一次推动以分离和脱轨第三级3，以使任务遗留的空间碎片的量最小化。该方法如图6所示。

级1、2、3可以在再次进入时制动，或者可以通过使它们在陆地上或在海上的驳船上被回收，如Yoshiyuki Ishijima等人在1998年在AAIA公开号98-4120的公布中描述的“垂直着陆TSTO(Two-stage to Orbit)的再次进入和终端制导(Re-entry and TerminalGuidance for Vertical-Landing TSTO(Two-Stage to Orbit))”。在这两种情况下，都可以使用大型网来简化制导要求，并且使得所述级落入网中，而不是像在地面的平坦直升机停机坪上那样精确地降落。使用网也节约了所述级的净重，因为它们不需要着陆腿。

使用船发射气球的主要优点在于平衡风速和船速，因此空气和气球之间的相对风速为零，这简化了操作。这也提供了从水面覆盖的大多数地球表面发射的灵活性，比起从固定的航天站发射，能够更好地满足任务需求。

该船以与风速相同的速度移动，形成一个接近零的风柱以用于从甲板向气球充气和释放气球。船舶本身并不需要任何显著的操作适应性，具有足够大的平坦区域以容纳膨胀的气球的气泡并且具有适合于推进剂储存的适当条件的任何船舶均可以被租用以执行飞行。有效载荷被安装在气球充气区域附近。

如图4所示，气球5还包括飞行列车和仍然附接到气球并且包括其自己的航空电子系统的吊舱，该航空电子系统负责感测运载火箭的运动、监测子系统状态、与地面通信且提供计算能力以及用于GNC系统33和子系统交互的内部通信。该航空电子系统还在需要时供应满足大功率需要的必要电力，并使能够进行地面机载切换。地面与运载火箭10之间的通信在任务期间是至关重要的；运载火箭对地通信向地面提供关于实时飞行数据的数据，以便在地面对运载火箭进行跟踪和监测，并提供离线数据以供后续任务使用；地面至发射器通信提供与地面安全命令的链接。

飞行列车位于气球5和运载火箭10之间并且托管成功的气球操作的所有必要设备，所述操作至少包括以下元件：

-用于检测气球5的位置的GPS 51；

-与空中交通管制协调的一个或多个转发器52；

-一个或多个遥测系统53；

-符合“空中规则”的一个或多个雷达反射体54；

-确保有效载荷分离的飞行终止系统55；

-任意降落伞56，降落伞56包括降落伞释放系统57以在气球故障的情况下回收吊舱和飞行列车；

-精确控制高度的压载机58；

-传送负荷的卡车板59；以及

-与下方的运载火箭4啮合的机械适配器42。

如图5所示，为了优化发射器的能力，在一些情况下可以实现交叉罐能力，使得当一个级分离时其余的级是满的，在优选的实施例中，这意味着具有从第一到第二和第三以及从第二到第三的管路。当发生分离时，该管路会断开(可能通过常开的热阀)。

在根据本发明的方法的第二阶段的第一步骤期间，第一级1、第二级2和第三级3的发动机12、22、32由第一级1的储罐11供给。

在根据本发明的方法的第二阶段的第二步骤期间，第一级1已经被分离，并且第二级2和第三级3的发动机22、32由第二级2的储罐21供给。

在根据本发明的方法的第二阶段的第三步骤期间，第二级2已经被分离，并且第三级3的发动机32由第三级3的储罐31供给。

表I中示出了根据本发明的运载火箭的每级的质量的细分。该表还示出了每级所贡献的理想的速度增量(ΔV)，该表为示例，数量可以变化。

表I：质量细分

虽然已经参考了本发明的具体实施例，但是对于本领域技术人员而言显而易见的是，所公开的系统可以进行多种变化和修改，并且所提及的所有细节可以被其它技术上等同物替代而不脱离由所附权利要求限定的保护范围。

Claims (18)

1.一种卫星发射器，包括多个彼此可分离的级，至少一个级包括至少一个发动机，并且所述级中的至少一个承载有效载荷，其特征在于，所述级被放置在另一级的旁边或附近，使得所述运载火箭的宽度至少为其长度的三分之一。

2.根据权利要求1所述的卫星发射器，其中，所述运载火箭的宽度与所述运载火箭的长度相同或大于所述运载火箭的长度。

3.根据权利要求1所述的卫星发射器，其中，所述级中的至少一级包括至少一个储罐。

4.根据权利要求1所述的卫星发射器，其中，所述级中的一级为被一个或多个额外的圆环形级包围的中心级。

5.根据权利要求3所述的卫星发射器，其中，所述级的储罐为圆环形储罐。

6.根据权利要求1所述的卫星发射器，其中，所述附加级或每个附加级包括等距间隔开的限定圆的多个发动机。

7.根据权利要求1所述的卫星发射器，其中，所述有效载荷被放置在所述中心级中。

8.根据权利要求6所述的卫星发射器，其中，所述有效载荷由整流罩保护，所述整流罩可分离地或可伸缩地附接至任一所述级。

9.根据权利要求4所述的卫星发射器，其中，所述中心级还包括制导、导航和控制系统。

10.根据权利要求3所述的卫星发射器，其中，所述储罐由复合材料制成。

11.根据权利要求3所述的卫星发射器，其中，至少一级的所述储罐连接到另一级的至少一个发动机。

12.根据权利要求4所述的卫星发射器，其中，所述最外部级的所述储罐连接到该级的所述发动机并且连接到其余级的所述发动机。

13.一种使用根据权利要求1所述的所述卫星发射器将卫星送入轨道的方法，其特征在于，所述方法包括以下阶段：

a)用船上的气球推升所述运载火箭；并且

b)点火所述运载火箭的发动机以将放置在所述运载火箭中的卫星送入轨道。

14.根据权利要求13所述的方法，其中，推升具有所述运载火箭的所述气球需要80到100分钟，并将所述运载火箭放置在15至25千米(50,000至83,000英尺)的高度。

15.根据权利要求13所述的方法，其中，所述运载火箭的所述发动机的点火至少包括以下步骤：

-第一步骤：将所述运载火箭放置在约80千米(263,000英尺或50英里)的高度，分离所述运载火箭的第一级；

-第二步骤：将所述运载火箭放置在约300千米(1,000,000英尺或187英里)的高度，分离所述运载火箭的第二级；

-第三步骤：执行多次点火，在600千米(2,000,000英尺或373英里)的高度上在轨运行卫星，并将所述中心级与所述卫星分离。

16.根据权利要求15所述的方法，其中，所述第一步骤持续约120秒，并且所述运载火箭以约2.8km/s(6,264mph)的惯性速度行进。

17.根据权利要求15所述的方法，其中，所述第二步骤持续约150秒，并且所述运载火箭以约5km/s(11,185mph)的惯性速度行进。

18.根据权利要求15所述的方法，其中，所述第三步包括持续90至110秒的第一次点火，以及持续180至220秒的第二次点火以及持续140至160秒的最终点火。