CN113039406A - 发射有效负载的系统和技术 - Google Patents

Abstract

本公开描述了用于快速低成本进入亚轨道和轨道空间以及适应敏感有效负载加速进入太空的各种技术和系统。例如，分布式气体喷射系统可以在冲压加速器中使用以通过大气发射多个有效负载。附加地或可替代地，多个抛射体可在飞行通过大气期间组装以向另一抛射体传递和/或提供资源。

Description

发射有效负载的系统和技术

相关申请

本申请要求于2018年7月26日提交的美国临时申请62/703,866和2019年7月26日提交的美国专利申请16/524,003的优先权，其全部内容通过引用并入本申请。

背景技术

传统的航空航天发射技术使用多级化学火箭，通常从行星或月球的表面(或近地表面)升空，以接近零的相对速度启动。火箭方程式预测，与传统发射运载器的起飞总重量相比，有效负载占空间的很小比例允许为1-10％或更小。在以非常低的频率范围为有效负载提供适中准静态加速度负载(3-10个G)的同时，针对于热解事件(例如，航天器分离环和螺栓，分段分离等)以高频率范围提供适中到高冲击加速度。这些传统火箭负载和动力学与现有的脆弱航天器兼容，并且与人类航天兼容。从性能的角度来看，这些常规火箭的第一级缓慢分离并进行非常昂贵的重力转弯。在整个飞行期间，运载器必须携带所有燃料和氧化剂，最终使有效负运载器有特定太空任务所需的期望能量状态(δv)。因此，需要解决这些限制中的一些或全部。

发明内容

本公开描述了用于快速低成本进入亚轨道和轨道空间以及适应敏感有效负载进入太空的加速度的各种技术和系统。例如，分布式气体喷射系统可以在冲压加速器中使用以通过大气发射多个有效负载。附加地或可替代地，多个抛射体可在飞行通过大气期间组装以传递至另一抛射体和/或向另一抛射体提供资源。

附图说明

具体实施方式参考附图进行阐述。在附图中，附图标记的最左边的一个或多个数字标识该附图标记首次出现的附图。不同附图中的相同附图标记表示相似或相同的项目。

图1示出了说明性冲压加速器。

图2示出了说明性冲压加速器加速度曲线。

图3-5示出了说明性发射构造。

图6示出了说明性发射系统。

图7示出了说明性抛射体。

图8A-10是说明性发射系统构造。

图11A-B示出了说明性抛射体支撑系统。

图12示出了说明性发射锁定机构。

图13和14示出了说明性发射技术。

图15和16示出了说明性抛射体。

图17示出了说明性球阀。

图18A-D示出了说明性发射平台。

图19示出了说明性动力学发射系统。

图20示出了具有说明性抛射体的说明性发射系统。

具体实施方式

概述

本公开描述了用于快速低成本进入亚轨道和轨道空间以及适应敏感有效负载进入太空的加速度的各种技术和系统。

互联网连接的系统允许用户选择预包装卫星或有效负载或电子设备并按需上传特定代码并且发射，或者将其自有有效负载放置于运载器上并上市且促进其自身航天太空业务并按需发射。附加地或可替代地，各种实施例考虑了用于分别发射多个运载器并使这些运载器在飞行中组装的系统和技术。附加地或可替代地，各种实施例考虑了相对较低G负载发射系统，其允许抛射体以相对较低G负载加速。

传统的航空航天发射技术使用多级化学火箭，通常从行星或月球的表面(或近地表面)升空，以接近零的相对速度启动。火箭方程式预测，与传统发射运载器的起飞总重量相比，有效负载占空间的很小比例允许为1-10％或更小。在以非常低的频率范围为有效负载提供适中准静态加速度负载(3-10个G)的同时，针对于热解事件(例如，航天器分离环和螺栓，分段分离等)以高频率范围提供适中到高冲击加速度。这些传统火箭负载和动力学与现有的脆弱航天器兼容，并且与人类航天兼容。从性能的角度来看，这些常规火箭的第一级缓慢分离并进行非常昂贵的重力转弯。在整个飞行期间，运载器必须携带所有燃料和氧化剂，最终使有效负运载器有特定太空任务所需的期望能量状态(δv)。轨道飞行的典型δv约为7.5km/s。对于具有竖直或水平着陆系统的常规火箭的一个或多个级，这些传统的火箭系统是高资本成本系统、高操作成本以及有限可重复使用性。从Jules Veme时代起，炮发射航天器就被认为是传统航天飞行的替代。不幸的是，炮不能针对更大质量良好地缩放以达到高速，从而导致(用于炮)的非常长的炮管和有限性能以及对于抛射体和有效负载的极大加速度负载。高加速度兼容电子设备已经证明可以在军事和科学炮发射中幸存，但是这种方法与传统太空有效负载以及人类太空飞行中典型的加速度“G”负载不兼容。

该申请公开了用于可重复低成本发射至亚轨道、轨道以及地面逃逸速度发射到太空，同时在从启动到轨道插入的所有飞行阶段中为有效负载和抛射体提供适中加速度负载曲线的系统和技术。这些各种新颖的实施例使用一个或多个加速系统，例如具有低加速度启动“炮”(电磁轨道炮、线圈炮、排气或非排气式轻气炮以及分布式喷射冷热气炮)的冲压加速器系统，以使一个或多个抛射体达到冲压或挡板管道冲压加速器的启动速度。

附加地或可替代地，尽管在本申请中讨论了冲压加速器，但是意图是除了冲压加速器之外或代替冲压加速器，可以使用额外发射系统。例如，可以使用脉冲发射系统，包括但不限于向心、离心、远心的、旋转、旋冲、弹射发射系统或其他机械或气体动力学或电推进系统或其组合以发射一个或更多个抛射体。

图1示出了说明性冲压加速器系统100。冲压加速器和挡板管道冲压加速器通常被归类为化学质量驱动器，其通过装有可燃化学物质的管道来加速抛射体，从而利用后方基座上的正交冲击力来形成冲压喷气发动机效果以使抛射体加速通过气体。例如，图1示出了具有冲压加速器区段102以及启动系统104的冲压加速器系统100。例如，启动系统104可以包括冷气炮启动器。图1还示出了抛射体组件106。例如，抛射体组件106可以包括抛射体108以及闭塞器110。图1还示出了气阀112，其设置在启动系统104处以引入推进剂以使抛射体组件106加速。图1还示出了冲压加速器区段102的第一级114。各种实施例考虑了冲压加速器区段102的各个级可由过渡部(例如，过渡部116)隔离并通过供应机构(例如，供应阀118)供应推进剂气体。各种实施例考虑过渡部116可包括膜片、阀、电磁装置或均衡压力装置，以及其他构造。图1还示出了第二级120，抛射体可以通过该第二级120。各种实施例考虑了抛射体维持冲击波通过第二级120，同时第二级120用期望介质加压从而使燃烧期望介质燃烧，以进一步加速抛射体。

附加地或替代地，冲压加速器区段102可以进一步包括任何数量的级。级的数量尤其基于期望发射曲线、加速度曲线、加加速度曲线。附加地或可替代地，图1还示出了第三级122。第三级122可类似于第二级120构造以进一步加速抛射体。然而，第三级122也可以构造为将抛射体在更早阶段经历的压力过渡为更理想的压力或在出口124处进入大气的压力。各种实施例考虑到，这可能导致抛射体从前一级减速，然而，通过以受控方式开始与大气平衡压力，抛射体在出口124处过渡到大气时会受到更少冲击并且总体上会增加整体性能和/或通过大气的期望飞行条件。

附加地或可替代地，各种实施例考虑了冲压喷气机可以与炮不同地操作，由于其允许实现以离散“级”或以连续梯度变化的定制压力和推进剂类型，并因此允许为抛射体组件提供量身定制加速度曲线。这提供了独特的脉冲空间发射能力，由于长度和G负载可变，该能力允许常规低G容忍负载直接行进至超高速脉冲空间发射，而没有大型炮的巨大G冲击负载。

附加地或可替代地，各种实施例考虑到具有闭塞器或通过闭塞器接触的抛射体通常将来自启动炮的压力负载传递通过抛射体，从而使其达到冲压加速速度。各种实施例考虑了对于挡板管道冲压加速器系统的典型速度为600m/s，而对于光滑孔或有轨冲压加速器系统的速度为850-1100m/s。在抛射体达到“冲压”有效速度之后，冲压加速器或挡板管道冲压加速器可具有多个气体级，以调整抛射体组件的加速度曲线以达到期望出口速度。

附加地或可替代地，各种实施例考虑了抛射体形状以及许多因素是可调整的以影响系统的有效性。例如，许多因素尤其包括但不限于管道内速度、可变气体压力、类型、密度和推进剂位置、抛射体质量、有效负载质量、重心(CG)、最大直径、燃烧添加剂抑制剂、闭塞器、管道结构、级分离机构(例如但不限于慢速球阀、快速球阀、刀闸阀、膜片)、轨道、抛射体翼相互作用及其组合。

图2示出了尤其具有压力、介质、过渡特征以控制马赫数和产生的推力以增加速度的冲压加速器(102、104和106)的调整区段的说明性示例200。

各种实施例考虑了被构造成能够实现低G冲压操作的启动炮。压力或电磁场可以作用在抛射体组件上以使抛射体加速至冲压启动速度。例如，在一个实施例中，可以使用单级或两级轻气炮来产生适中压力来移动抛射体。例如，在孔直径为100毫米(～4英寸)的具有6.894MPa(1000psia)的发射管道(和冲压加速器管道)的情况下，2千克(4.41磅)抛射体将经受约为27100m/s 2的加速度，其等于2740G峰值。根据用于炮的气体(例如，He，H2，N2，空气等)的声速，这将使抛射体在已知距离内加速至冲压速度。所允许的G负载越低，炮就越长，直到指定正常光滑和轨道管道孔冲压加速可能无法“启动”并因此可以使用称为挡板管道冲压加速器的更低入口速度加速器的情况。作为另一个示例，内直径为1.5米的1500kg(2200lb)抛射体组件只需275kPa(40psi)压力以将抛射体以325m/s 2(33G)的初始加速度移动。然而，可以引入在接触压力下的气体质量增加量，以提供恒定的加速度并达到期望启动炮速度以进入冲压加速度。

附加地或替代地，各种实施例考虑，用于启动炮的加速器不是气体炮，而是电磁质量驱动器(例如，线圈或轨道炮)，其将类似于闭塞器的电枢推向冲压加速器或挡板管道冲压加速器的启动速度。

附加地或可替代地，各种实施例考虑了排气或非排气启动炮可以使用分布式气体喷射枪。各种实施例考虑当抛射体组件通过一系列快速阀或分断膜片时喷射冷气体，该一系列快速阀或分断膜片持续增加高压质量流以将抛射体推升至冲压速度或缓慢启动挡板管道冲压速度。

附加地或可替代地，各种实施例考虑分布式喷射系统的特征可以尤其包括但不限于：管直径、管长度、抛射体质量、供应压力、供应喷射面积量、基于位置的喷射面积、气体声速、密度、温度、类型(He，H2，N2，空气等)、喷射时间、气体类型、管道压力、闭塞器或抛射体(密封件)的摩擦等。

附加地或可替代地，各种实施例考虑到，由于系统可以使用低成本启动炮或可重复使用启动炮气体以及挡板管道冲压加速器，因此其系统能够使用更低能量启动机构，例如，与海军使用的常规弹射器发射系统或者用于启动炮的简单气体或低保真电动炮解决方案类似。

图3示出了可调整冲压加速器系统300的说明性示例。例如，对于给定的抛射体质量，冲压加速器系统提供在冲压加速器抛射体上的压力(例如，至少部分基于速率、速度、冲压管道尺寸和构造以及燃烧气体)。

附加地或可替代地，各种实施例考虑该系统能够由抛射体质量、燃烧气体和填充压力来限制每级的加速度。例如，在直径为1500mm的冲压管道区段中存在1500kg的抛射体，则预计约为填充压力的20倍的填充压力倍数。对于2psia(13800Pa)的填充压力，系统预计会出现33G的低加速度。可以调整每级以维持接近接触加速度以及所有这些级的叠加，并且该加速度可以是几乎恒定加速度曲线。

附加地或可替代地，各种实施例考虑了竖直或倾斜定向的加速系统以使抛射体离开该系统，例如，指向太空。然而，定向可以是任何方向。例如，各种实施例考虑了另外的定向。例如，各种实施例考虑将抛射体出口路径定向成大体上水平或大体上平行于飞机或基于表面的运载器的运动方向。例如，发射系统的实施例可以安装至或组装在飞行中的飞机上，例如商业飞机、军事飞机、私人飞机或研究飞机中。附加地或可替代地，各种实施例考虑将抛射体路径沿任何方向定向以用于冲击用途，例如，掘进或钻孔。附加地，例如，对于钻孔或竖井，定向可以是向下的。

附加地或可替代地，各种实施例考虑了一种G匹配分布式喷射气炮，其联接到几乎恒定G冲压加速器系统，从而为飞行的加速部分提供经调整G负载。附加地或可替代地，各种实施例考虑将分布式喷射气炮与可移动膜片(例如杯形装置)集成在一起，该可移动膜片被配置为增加抛射体在例如气炮的气体的介质中的相对速度。附加地或替代地，分布式喷射气炮可包括使用阀、高速阀、挡板或其组合以选择性地将气体喷射到启动炮中。

附加地或可替代地，各种实施例考虑在级之间以及出口处或出口附近管理加加速度(加速度/减速度的变化率)和加速度(减速度)管理G负载。例如，使用慢速阀作为级分离可以在级之间的恒定压力填充。例如，就在启动启动炮之前，在填充期间使用压力测量和调整系统或者通过吹扫每一级气体而使各级达到相等压力，以在各级之间具有几乎精确的表压力。阀在打开时仅允许各级之间的扩散或预定即将混合，从而为抛射体创造过渡区域以轻柔地通过而不在每个级过渡时都具有急剧加速度变化。附加地或可替代地，各种实施例考虑了可以对冲压的每个级进行压力监测并且小压差装置(调节器)可以管理阀。

附加地或替代地，由于相邻级的不同压力可能是保持抛射体的恒定和/或一致加速度的必要变量，因此各种实施例考虑了高速阀操作可以允许系统以不同压力填充每个级，并且就在抛射体到达级之前，膜片破裂或致动高速阀以允许传入抛射体在级之间保持几乎恒定加速度。

附加地或替代地，各种实施例考虑了使用电磁学(例如，线圈炮、轨道炮等)将负载从例如缠绕冲压管道的一部分(非铁质或铁质)的线圈(例如)传递到抛射体，其中磁场与抛射体组件(例如，闭塞器、电枢、本体，抛射体等)内的铁质或其他磁体场相互作用。利用这种机制，该系统能够管理各级之间的过渡，其中各级之间存在不连续性并且可以恰好在抛射体到达之前使用电磁场来同步并匹配加速度曲线并随着抛射体过渡到加速器的下一级而在短距离内保持恒定加速度。

在进入大气的管道出口处，将存在飞行的相对高阻力部分。为了减少这种影响，各种实施例考虑该系统可以使用可变气体动力学以适中减速度从冲压加速模式过渡并过渡到滑行模式，同时保持可接受出口速度。例如，在冲压加速器的出口附近，系统可以使用可变声速气体和更稀薄燃烧混合物以从适中G负载加速度过渡到低至无加速度。在管道中以及在漂移管道的排气部段中加热空气以及在抛射体之前加热大气都是改变抛射体加速度以具有向由大气引起的飞行更高阻力部分的软过渡的方法。

附加地或可替代地，各种实施例考虑在高空山脉的顶部释放抛射体或从更低密度空气中或飞入几乎没有大气的行星或月球的飞机释放抛射体是减少大气阻力的方法，该大气阻力否则将使有效负载减速。

附加地或可替代地，各种实施例考虑所讨论的技术和系统不仅调整G负载(加速度和减速度)，而且调整减速度/加速度的变化率：加加速度。对于某些有效负载，包括人类宇航员和飞行员/乘客，可能是可能导致损坏的主要负载问题。管理加加速度和加速度对于成功进行有效负载加速度管理至关重要。

例如，从100mm的管道释放到大气中所发射的2kg，75mm正面直径抛射体在大气惯性滑行过渡期间会经历持续约139G的恒定减速度。然而，来自1500毫米管道的1500kg，1125mm抛射体正面直径经历约42G的减速度。过渡区和出口中的这些加速度负载对于管理很重要并且系统的各种实施例都可以端到端负责实现经调整加速度曲线，以确保有效负载在脉冲发射过程和惯性滑行序列中不会受到有害的力、压力、加速度和加加速度。

说明性用户体验

以下是贯穿系统的多个实施例的说明性用户体验和抛射体的路径的描述。

例如，各种实施例考虑了用户(人类或自动/机器人用户)能够从远程位置(例如，网站)通过应用程序、通过在线商店来选择并订购有效负载模块或者直接在售货亭或自动售货机付款。用户可以使用其手持移动装置、便携式计算机或互联网使能计算设备或电话或亲自前往。

附加地或替代地，各种实施例考虑了在收到付款时，履行系统将制造(例如3D打印或常规金属和/或复合材料制造方法)以订购定制有效负载模块或分配预制有效负载模块。在一个实施例中，有效负载模块由金属或复合管道组成，该金属或复合管道的一端或两端可选地带有螺纹。下端盖为有效负载模块提供了具有一定直径和表面的底部并提供了与航空稳定系统的接口并在井下发射和冲压加速序列期间传递负载以加速具有有效负载模块的抛射体组件和航天壳体两者。

附加地或替代地，各种实施例考虑了有效负载模块被标记有序列号或RFID等。附加地或替代地，各种实施例考虑了自动售货机、售货亭等向有效装载系统提供大气调节。

附加地或可替代地，各种实施例考虑用户可以向自动售货机输入穿孔码，该穿孔码将分配有效负载模块。附加地或可替代地，用户可以在线订购。用户可以将一种或多种所需产品放入有效负载模块中。用户可以将模块发送回系统，其中系统可以将抛射体组件与有效负载模块组装在一起。例如，有效负载可以联接到鼻锥体以及航天壳体。附加地或可替代地，各种实施例考虑了将组装的抛射体组件装载到机器中。

附加地或可替代地，各种实施例考虑了抛射体和有效负载模块是分开的并显示在分开的位置(在自动售货机中)或分开的机器中。抛射体组件和有效负载模块可以组合在一起并在地表或井下自动进行自组装。这允许用户总是例如经由在线始终观看有效负载并与有效负载交互或者在有效负载处理单元中物理地观看有效负载并与有效负载交互。根据有效负载的数量、抛射体组件和尺寸(直径、长度、质量)，自动售货机可能像运输集装箱或建筑物一样大。该系统的各种实施例允许用户在与抛射体组件最终连接之前示出、上市、测试、检查并且通常交互与通信上传软件等。

附加地或可替代地，各种实施例考虑在窗口内的远程发射能力，而不是特定倒计时。附加地或可替代地，系统可以提供经由互联网加密的远程发射安全密钥。附加地或可替代地，各种实施例考虑了冲压加速器系统的远程填充。

各种实施例考虑该系统可以使用冷气炮或轻气炮填充在适中压力下操作的一个或多个缺口，从而为启动炮提供低G负载发射并使抛射体组件进入冲压加速器，其可尤其构造为光滑孔、挡板管道、带轨道的或其组合。

图3示出了发射环境300的说明性实施例。例如，图3示出了联接至分配装置304的说明性发射系统302，该分配装置被构造为选择抛射体306并将其装载到发射系统302中。在系统发射抛射体306之后，抛射体306可沿弹道轨迹行进。各种实施例考虑了第二级308，例如ATV，其继续飞行，而抛射体306的第一级部分310可以与第二级308分离。各种实施例考虑在分离之后恢复第一级部分310。附加地或可替代地，第二级308可以部署推进系统以进一步增强其飞行。例如，第二级308可以执行轨道插入燃烧。附加地或可替代地，各种实施例考虑了第二级308部署例如卫星的货物312。附加地或可替代地，第二级308的部分可以保持在轨道上或可以脱轨，例如部分314。各种实施例考虑了取决于任务概况，构造和组成，部分314可在大气中燃烧或在地面上回收。附加地或替代地，部分314可以具有控制和推进系统，以主动地引导和控制着陆、脱轨或类似的机动。

附加地或可替代地，各种实施例考虑了锁定杯的电磁释放或锁定环和O形环的剪切。例如，抛射体可具有用于抛射体的单端操作的O形环以及剪切弹簧凸缘。说明性示例包括直径为100mm的抛射体。该抛射体可以由一根灰色的PVC杆加工而成。该锁定环可分为3部分。可以包括第二凸缘并且第二凸缘可以用作预期剪切机构。另外，可以使用距离闭塞器后方有0.92英寸O形环的闭塞器。该O形环可以包括各种材料，例如2-239丁腈橡胶O形环。O形环凹槽的宽度可能为0.187英寸，深度为0.101英寸。锁定环可以使用厚度为0.15英寸的4”80号灰色PVC管加工而成。宽度可以是0.373英寸。另外，间隔件材料(例如密封条)可以被切割成0.18英寸厚片并可以围绕锁定环的周向大约每20度安装一次。锁定环凹槽的宽度可能为0.385英寸，深度为0.225英寸。剪切凸缘可以定位于锁定环的后方并且可以为0.35英寸厚。

该构造是系统如何允许在可变压力G负载下而不是高压力或爆震下运行的说明性示例。例如，O形环可以保持断裂的压力以推动抛射体组件。另外，压力还可以克服剪切环。在此，可以在截面可变并且O形环也保持剪切力和压力的情况下使用O形环。例如，该部段可以形成肉珊瑚形状。

附加地或可替代地，各种实施例考虑了在整个发射序列中对有效负载和抛射体组件进行G负载(加速度)的调节以及在包括进入大气层并将系统引入大气阻力的所有阶段过渡期间实现低G负载(低加加速度，适中加速度处理)。

附加地或可替代地，各种实施例考虑了有效负载组装系统的分离序列从而其允许大气运输运载器(ATV)显露。例如，有效负载组件系统可以包括有效负载、闭塞器、航空壳体，并且在一些实施例中包括级，其中闭塞器并且在一些实施例中级脱离并且联接到空气动力学稳定部件的有效负载可以显露。例如，空气动力学稳定部件可以包括适合于鳍片的伸缩特征，该鳍片可以类似于弹道镖。

附加地或可替代地，各种实施例考虑了用于分离抛射体组件以使有效负载向稳定的大气飞行的过渡变得容易中的阻尼机构。例如，空气动力学稳定部件可以包括可伸缩可延伸航空结构，其尤其可以包括绳索、带索或管等或其组合。附加地或可替代地，航空结构可以被联接到可延伸部件的远离联接到有效负载端部的端部。航空结构尤其可包括用于稳定性的鳍片或阻力伞或气球式降落伞或用于稳定的充气梁等或其组合。附加地或可替代地，各种实施例考虑使用控制火箭作为增强控制或总体控制来控制大气运输运载器。附加地或可替代地，各种实施例考虑施加旋转(例如，弹道旋转)以用于稳定性。

附加地或可替代地，各种实施例考虑有效负载以及任何推进系统和空气动力学将继续保持高度并利用插入燃烧插入轨道或经由弹道轨迹返回地球。

附加地或可替代地，各种实施例考虑了有效负载被封装在支撑结构中，例如蛋箱结构中，以用于负载传递并易于加速和加加速以及这些负载的传递和分配。附加地或可替代地，各种实施例考虑可将可变密度液体压载集成到ATV中以为内部结构和部件提供支撑以及提供压载以改善大气过渡特性。在一些实施例中，该液体压载可用于散热和/或经由泵送机构(机械、重力、热、压力等)引导的液体喷雾冷却剂源以冷却大气运输运载器的高热区段(例如，机头锥体喷雾冷却)。压载流体(或固体熔融石蜡)在压力下也可以用作TVC(推力矢量控制)作为使用质量流和压力喷射的液体控制射流，例如，通过ATV的侧壁位置的液体控制射流在冲压加速器管道中、大气传输以及潜在太空(高空)中对运载器进行侧向和轴向控制。例如，经由可变密度液体压载的浮力，有效地携带固体推进器或液体火箭箱的ATV将承受更低负载。例如，可以根据需要选择液体压载的密度以向内部结构提供中性浮力、负浮力或正浮力。附加地或可替代地，由液体压载或蛋箱结构提供给内部部件的支撑使得能够实现对内部部件的更有效设计。例如，液体燃料箱可具有针对箱的压力定尺寸的壁厚度。然而，可能需要增加箱的厚度以承受发射过程中产生的额外负载和应力。这可能对要传送到例如轨道的有效负载增加显著重量。然而，通过使用液体压载和/或蛋箱结构以在发射过程来支撑箱，箱壁厚度的增加可以被减小、最小化或完全否定。

附加地或可替代地，各种实施例考虑在大气过渡完成的点处，可以启动分离机构以切断一些或所有航空壳体部段以允许实现封装运载器。分离机构可以是剪切、拉伸、压缩破坏或其组合或序列。ATV壳体和结构的分开可形成封装有效负载或轨道运载器级。分离机构可以是使用烟火技术的线性装药或者可以是具有剪切楔形件的高压变形可充气气囊或管道，其在充气时(高压冲击或缓慢高压)将变形。例如，变形时，尖锐楔形件会平移以剪切航空壳体材料(例如缠绕的玻璃纤维或碳纤维)。

说明性实施例

各种实施例考虑了被称为大气运输运载器(ATV)的稳定、可重复使用的纳米和微型卫星运输运载器。然而，这些技术和系统可扩展到比纳米和微型卫星更大的飞行器和有效负载。例如，还考虑了能够携带人以及大探索或工业有效负载的飞行器。各种实施例考虑了集成能够经受得住来自基于冲压加速器的发射架构和地面发射地点(例如，基于新墨西哥州拉斯克鲁塞斯附近的美国太空港)的脉冲发射的结构部件。这种具有成本效益的运载器能够廉价地进入太空，同时提供按需发射。随着现有立方体负载的轻微G负载增韧，一类新型的强韧低成本有效负载将能够在该系统上射出。成本的降低和按需发射服务的能力将进一步加强和加速发展中的小型卫星市场。

这项技术中允许脉冲发射的一些有益创新包括但不限于该系统可以包括耐热航空壳体，以帮助保护有效负载以及上层级；该系统可以提供可伸展特征以允许整个发射过程中的稳定飞行；“蛋箱”技术可以帮助在整个结构中分配加速度负载；该系统还包括经优化推进系统；未到达轨道的级可以被回收以供以后再用或处置；随后可以通过回收系统取回设备，该回收系统可以将有效负载和抛射体组件系统减慢至可以进行回收和再循环或将重新用于下一次飞行的G负载；有效负载组件信息可以被广播到有效负载虚拟应用商店以用于营销和信息传播；有效负载可以被发送回用户并且原始机头罩返回到有效负载圆柱不断上；并且该系统可以已准备好重新使用。

传统的航空航天发射技术使用多级火箭。以零相对速度启动从行星或月球表面升起。火箭方程式预测，非常小的有效负载占空间的比例是允许的，例如10％或更小。具有竖直或水平着陆系统的常规火箭具有高资本投入以及对于一个或多个级的有限可重复使用性。

然而，这里，各种实施例考虑使用自动有效负载处理设施(例如，自动售货机)以及将地面上方或下方的自动配合与和冲压加速器本身形状兼容的大气运输运载器(ATV)集成。ATV可以包括尖锐机头。

附加地或可替代地，各种实施例考虑了物联网连接。例如，用户可以从可用选项中选择有效负载。

附加地或可替代地，各种实施例考虑了对运载器的G负载的端到端管理。例如，随着系统从启动气炮接口过渡到发射管道再到第一级，第二级，第三级等冲压加速器以及出口，主要发射G负载以及对系统振动的进行主动控制。

附加地或可替代地，各种实施例考虑调节加速器的出口。例如，抛射体到大气中的出口处的气体大气调节(热等)可以用来避免或减少加速度的变化率(加加速度)以及加速度调节本身。可以调节点火特性以调整出口的轮廓，例如以匹配外部大气条件。

附加地或可替代地，各种实施例考虑了来自地面(镜面等)或机载或管道上的激光以在抛射体飞过大气时调节抛射体前方的空气。该技术可以在抛射体前方创建人为的热/气体诱导形状。这可能会产生空化区域，在该空化区域中，整个系统的阻力会显著降低以达到适中能量添加量和阻力成形。

附加地或可替代地，各种实施例考虑了在抛射体的出口附近，该系统可以加热和推动热空气，例如，来自于源自管道内或地面上方或下方针对于出口的恰好管道外侧的射流。这可能会局部降低空气的密度并改变飞行的出口部分中气体的声速以减少阻力、热以及震动、加加速度和振动。优选地，系统可以从尽可能高的海拔高度发射(例如，高大山脉、飞机等)，并且具有相对低密度的大气以供进入(例如，如上所述处理或操纵)。该系统可以从水上平台操作，例如在海平面的海洋中，或在海平面或更高高度的湖上。水上应用可简化指向(发射方向上的δv)和分布式喷射集成。

附加地或替代地，可以使用软承载气体弹簧或电磁发射器、线圈炮来操纵和均衡到太空的G负载。

附加地或可替代地，各种实施例考虑用于冲压加速器“启动”的推板(或闭塞器)可以用作冲击波镜。

附加地或可替代地，各种实施例考虑可以使用激光通信系统来促进操作。例如，激光通信具有高带宽。系统可以使用激光通信技术来提供服务，以在用户或系统与有效负载之间以高带宽进行通信。各种实施例考虑系统所有者可以从头到尾拥有到系统的连接链路，从而为有效负载客户提供使用多种方法的机会。例如，用户可以购买具有用户想要的小卫星的所有预设特征的有效负载，例如，一个或多个照相机、处理器、IR传感器、释放机构、有效负载托架。附加地或替代地，用户可以选择预制培养皿或按需托管生命科学和材料科学应用程序的其他介质。

说明性发射系统和技术

各种实施例考虑了多管发射系统。例如，总系统成本和有效载荷密度比(与气体相比)可以指示给定区域(冲压区域)的更重有效负载，并且推进剂质量分数可以需要更软发射(例如，更低G负载)。例如，各种实施例考虑在250psi至3000psi范围内的填充压力下操作的标称冲压加速器。附加地或可替代地，各种实施例考虑了当处于热阻塞状态并朝推动抛射体的中心本体和机头爬升时由冲压加速器抛射体的后部上的正交冲击(例如，环压力波)建立的标称工作压力。

附加地或替代地，各种实施例考虑了自组装大气运输运载器。例如，一个或多个ATV可以从多管发射系统的多个管中发射并且在飞行中联合在一起。例如，在离开管或管道之后，可以控制一个或多个ATV彼此接近或者可以以预定相交飞行路径来发射一个或多个ATV。当彼此足够接近时，多个ATV可以联合在一起。例如，各种实施例考虑尤其使用磁性连接、锁定连接、绳索、线缆、伸缩连接、网、机械紧固件(例如，钩和环)、粘合剂(例如，快速固化或UV固化粘合剂)中的一种或多种，或其组合。附加地或可替代地，各种实施例考虑，当彼此连接时，ATV可以进一步连接每个ATV的系统。例如，两个或更多个ATV可以连接推进剂管线。例如，第一ATV可以携带氧化剂发射，第二ATV可以携带燃料发射，而第三ATV可以携带发动机发射。当连接时，第一和第二ATV可以通过任何前述技术与第三ATV连接。在连接之后，ATV然后可以连接推进剂管线，例如，使得来自前两个ATV的燃料和氧化剂可以被送入第三ATV的发动机以提供推力。

图4示出了说明性的发射系统，其中使用多个发射机构来发射多个抛射体。例如，图4示出了具有第一发射机构402和第二发射机构404的发射环境400。各种实施例考虑第一抛射体406和第二抛射体408可由分配系统410供应。附加地或替代地，各种实施例考虑第一抛射体406和第二抛射体408的至少一部分在飞行中连接以形成多单元ATV 412，例如在414处。图4还示出了多单元ATV 412的一部分，其将资源从第一抛射体的一部分传递到第二抛射体的一部分，反之亦然，或其组合。例如，第一抛射体的一部分可以将推进剂传递到第二抛射体的一部分。附加地或可替代地，第二抛射体的该部分可以例如在416处将能量(例如动能，例如推力)传递给第一抛射体的该部分。

附加地或可替代地，各种实施例考虑了空间拖船构造。例如，空间拖船可以用阻尼器和夹具抓住高超音速线材或线路。例如，空间拖船可以从发射系统的一级，第一级或第二级抓住到ATV。级的数目和与之连接的级的选择可以至少部分地基于相关部件的最佳速度来确定。

附加地或可替代地，各种实施例考虑可以使用超隧道掘进技术来对发射管道或一系列发射管道或系统进行掘进并且可以适应发射运载器系统设计的低总成本和速度。

附加地或可替代地，各种实施例考虑允许系统在有效地不同时间并且在对于每个系统期望或最佳的不同G负载条件下安全地发射人员、燃料和氧化剂。例如，与机组人员载具相比，携带燃料和/或氧化剂的一个或多个抛射体可以更重或以更高G和/或不同(例如，更短长度)管道进行发射，使得载具(机组人员、燃料和氧化剂)可以在整个系统链接到一起进行配对。附加地或可替代地，各种实施例考虑在短时间内自动检查系统以允许快速部署，其中当系统的其余部分准备好进行部署时，机组人员舱可以被锁定并准备发射。

附加地或可替代地，各种实施例考虑为了发射低G容忍有效负载，该系统可以捕获由一个或多个ATV留下的锥套，该一个或多个ATV在主舱正前方的不同管道中发射(并且可能有更高G负载)，该主舱可以以与ATV相当的速度飞行。然后，将具有低G容忍有效负载的ATV连接到更高G的ATV，例如，像连接加油机一样，并滑行，然后经由该更高G的ATV的正常火箭推进(例如，推进级2或通过常规超音速(亚音速燃烧)空气冲压加速)进行拖拽。

附加地或可替代地，各种实施例考虑了在一个或多个ΔV燃烧之后利用空间系绳能够将能量带到更低ATV的能量而使用空间系绳能量。

附加地或可替代地，各种实施例考虑了例如通过将电力从ATV进行发送以将更低地球运载器推进到较高轨道而将能量传递到另一ATV。附加地或可替代地，各种实施例考虑了一系列运载器，该一系列运载器将能量回射到运行电动或混合动力推进系统的ATV，该ATV可以使用向其发送的能量。

附加地或可替代地，各种实施例考虑了对人员或其他G敏感有效负载的封装。在此，可以使用所讨论的系统和技术来管理G负载。例如，可以将磁盘飞行器封装为舱室。舱室可以更小，就像由宇航员在抛射体后面展开的载人轨道操作安全设备(MOOSE)一样。

附加地或可替代地，各种实施例考虑使用磁性连接或物理连接以允许将多个物体中的一个连接到加速有效负载。例如，经由冲压加速度拖曳ATV。例如，在发射期间拉出线材，例如，如由线材引导的TOW导弹所展示的。附加地或可替代地，各种实施例考虑允许抛射体和闭塞器(如果需要的话)与嵌入或盘绕的线材或高强度线缆连接，以允许其拉动物品。线缆也可以以这种方式折叠成以使其可以在管道外部连接到要拉动的物件。该物件必须要有很好的阻尼器来应对G冲击负载。

图5示出了说明性的发射系统，其中使用多个发射机构来发射多个抛射体。例如，图5示出了具有第一发射机构502和第二发射机构504的发射环境500。各种实施例考虑第一抛射体506和第二抛射体508可以由分配系统510供应。附加地或可替代地，各种实施例考虑了例如在514处在飞行中连接第一抛射体506和第二抛射体508的至少一部分以形成多单元ATV 512。图5还示出了多单元ATV 512的一部分，该部分将资源从第一抛射体的一部分传递到第二抛射体的一部分。例如，第一抛射体的一部分可以例如通过系绳将动能助推传递到第二抛射体的一部分。附加地或可替代地，在第一抛射体的一部分已经完成其传递之后，它可以与第二抛射体的一部分分离并且第二抛射体516的一部分可以例如在518处继续例如完成轨道插入。

附加地或可替代地，各种实施例考虑了推动器(例如，闭塞器)可以被磁性推进或气体推进。例如，与抛射体的接口看起来像是带有弹簧并且在其间被阻尼的两个闭塞器。例如，在初始启动瞬态以及冷或热气体加压推动(或磁性作用)期间，该推动器板弹簧阻尼器可针对G敏感有效负载提供正确动态条件。

附加地或可替代地，各种实施例考虑了使用与冲压加速器抛射体或闭塞器的磁体耦接。例如，非金属发射管道和冲压加速器管。非铁金属材料将允许磁场在冲压加速器和管道外部之间通过，并加速大气中的物体进入(真空)，这些物体随后与其他飞行系统配对或连接。

附加地或可替代地，各种实施例考虑磁性连接可以为精确材料科学应用创建良好连接。

附加地或可替代地，各种实施例考虑将分布式冷气体喷射用于低G启动。附加地或可替代地，该系统可以使用挡板管道、有轨管道或光滑孔抛射体和冲压加速系统。

附加地或可替代地，各种实施例考虑从悬崖上的高海拔进行发射可以保证以来自冲压加速器的任何速度(包括零速度)实现安全回收。该实施例可以提供一种简单的安全系统，该安全系统允许运载器和有效负载(宇航员)拉出锥套或降落伞并在管道出口处于任何正能量状态下安全着陆。例如，即使速度为0，在山或悬崖的顶部也有足够的势能(高度)和游隙以允许舱降落伞能够拉动。

附加地或可替代地，各种实施例考虑可折叠杯状椭圆太空运载器可以具有像F-11喷射座椅系统那样扩展的盘形。

附加地或可替代地，各种实施例考虑可以使用线性气动塞式喷管。附加地或可替代地，各种实施例考虑了例如可以使用钝端将环形气动塞式喷管嵌入在冲压加速器抛射体内。附加地或可替代地，各种实施例考虑使用嵌入在冲压加速器后方的旋转爆震波引擎。附加地或可替代地，各种实施例考虑使用环形罩来使冲压加速器飞行然后离开并使用机载推进剂作为火箭系统的RAMAC-Air呼吸RAM。例如，该实施例可以被实现为整个或分段自组装系统的一部分。

附加地或可替代地，各种实施例考虑使用该系统来传送自组装卫星。

附加地或可替代地，各种实施例考虑了束射功率。例如，冲压抛射体或空间中的源可以将能量束射到ATV并运行电动发动机。附加地或可替代地，各种实施例考虑在可以将激光能量或电能从轨道或从另一抛射体泵送到ATV。附加地或可替代地，该方法可以延迟轨道插入的劣化。例如，这在ATV以较低脉冲发动机进行加速的同时使系统对抗重力。

附加地或可替代地，各种实施例考虑在这些有效负载中的一个中部署气球、部署太空互联网连接应用商店、和/或在机头中存储燃料以供使用或输送。

图6示出了发射系统构造的多个实施例。例如，图6示出了发射系统环境600，其中包括冲压加速器发射系统604的第一发射系统602耦接到分配系统608。在此，分配系统608通过负载管道610耦接到冲压加速器发射系统604。在此，抛射体可从分配系统608通过负载管道610行进，并且在发射管道的底部或附近(例如在启动炮处)被装载到冲压加速器发射系统604中。各种实施例考虑该构造为U形管道装载机、嵌套式炮膛或炮膛装载系统。

图6还示出了第二发射系统612，其包括耦接到分配系统618的冲压加速器发射系统614和616。这里，分配系统618通过负载管道620耦接到冲压加速器发射系统614和616。这里，抛射体可以从分配系统618通过负载管道620行进，并且被装载到冲压加速器发射系统614或616中的任何一个中。这里，装载机可以在发射管道的底部或附近、发射管顶部和底部之间的点或顶部附近插入抛射体。

图6还示出了第三发射系统622，其包括耦接到分配系统628的冲压加速器发射系统624。这里，分配系统628通过装载系统630耦接到冲压加速器发射系统624。在此，抛射体可以从分配系统628通过装载系统630行进并在发射管道的顶部或附近装载到冲压加速器发射系统624中。各种实施例将这种构造考虑为炮口装载系统。

图7示出了抛射体组件700的说明性实施例。例如，图7示出了有效负载模块702、航空稳定器结构704、航空壳体706以及闭塞器708。各种实施例考虑了有效负载模块可以耦接至机头锥体710。附加地或可替代地，航空稳定器结构704可以包括伸缩或延伸结构712，以支撑和展开一个或多个航空稳定结构714，例如鳍片、脉冲控制推进系统(冷气、化学推进等)。附加地或可替代地，各种实施例考虑航空壳体706可包括一个或多个部件716，其被构造为容纳和保护有效负载模块和航空稳定器结构的至少一部分。各种实施例考虑航空壳体706可以在飞行期间分离以释放ATV。

图8A-B示出了说明性发射管道构造。例如，图8A显示了具有位于挡板管道的孔内的抛射体的挡板管道的示意性截面图。图8B示出了移动通过示例性挡板管道截面的不同抛射体的说明性示例，其中在每个说明性抛射体上示出了说明性冲击波。

图9示出了说明性发射系统900。这里，发射系统900包括耦接至挡板冲压加速器904的冷气启动系统902。在此，冷气启动系统902可具有耦接至分布式高速阀的喷射气体储存器(未示出)。在此，图9示出了允许提高喷射期间的喷射效率和动量传递的相对于管道成角度的高速阀。

图10示出了说明性分布式喷射系统1000。例如，图10示出了抛射体1004的移动的方向1002。这里，可以使用高速阀或分段穿孔膜片1006来控制气体压力。箭头1008示出了气体在喷射点处通过喷嘴或孔口从储存器移动的说明性方向。另外，图10示出了超音速或亚音速喷嘴1010。可以基于抛射体1004通过每个喷嘴时的相对速度来选择喷嘴的构造。

图11A-B示出了说明性ATV 1100。例如，图11A示出了具有火箭运载器封装1102的说明性的ATV 1100。在此，例如，火箭运载器封装1102可以包括1、2、3或更多级，或者可以是第一，第二，第三或更高级的一部分。图11A还示出了构造成支撑ATV的内部结构1106的蛋箱支撑系统1104。

图12示出了用于可移动膜片的示例性锁定系统1200。例如，图12示出了设置在管道孔1204中的可移动膜片1202。这里，可移动膜片1202通过可伸缩构件1206(例如，液压活塞)锁定在适当位置。附加地或可替代地，各种实施例考虑在可移动膜片1202的任一侧使用差分压力以将其移动到管道孔1204中的适当位置。附加地或可替代地，密封机构，例如，O形环1208可以设置在可移动膜片1202中，并且可以选择性地抵靠管孔1204的内部进行密封。各种实施例考虑例如向可移动膜片1202的一侧施加与1212处的压力相比更高的压力。在这种构造中，在1210处的更高压力可能导致可移动膜片的一部分移位并使O形环压靠在管道1204的孔。当施加足够的压力时，O形环可以将可移动膜片1202保持在适当位置，同时可伸缩构件1206可从管道孔1204缩回。

说明性过程和技术

图13示出了用于发射抛射体的说明性过程和技术1300。例如，在1302，将抛射体装载到冲压加速器的分布式喷射冷气启动炮中。

在1304，系统选择性地对冷气启动炮的管道进行加压以加速抛射体。

在1306，系统朝冷气启动炮中的抛射体释放可移动膜片。这具有增加抛射体相对于气体所经历的相对速度的效果并且允许抛射体比其他方法可获得得更快达到有效冲压速度。

在1308，当抛射体接近冷气炮的端部时，系统可以打开冷气启动炮与冲压加速器的第一冲压部段之间的快速作用阀。

在1310，系统使抛射体通过快速作用阀，从而保持抛射体的速度。快速作用阀允许抛射体以最小有效速度损失通过阀并且允许与抛射体相关的任何冲击波前均不间断地通过阀。

在1312，系统使用冲压燃烧通过冲压加速器来加速抛射体。冲压加速器可具有使用不同气体的多个级，其被调整为适应抛射体通过冲压加速器的每个级的预期和期望速度。

图14示出了用于发射和连接多个抛射体的说明性过程和技术1400。例如，在1402，系统可以从发射系统发射多个抛射体。例如，可以使用多种发射系统或技术来发射每个抛射体。

在1404，系统可以将一个抛射体连接到一个或多个其他抛射体。这可以通过在拦截路线上发射抛射体或在发射后操纵一个或多个抛射体来实现。可以使用各种技术和机构，尤其例如推进器、系绳、伸缩构件等等。当彼此足够接近时，抛射体可例如通过使用磁性或物理锁定机构而更牢固地连接在一起。

在1406，连接的抛射体可将资源从一个抛射体传递到另一抛射体。例如，传递可以包括呈尤其电力、推进剂、信息、货物、动能传递等或其组合形式的能量。

在1408，系统可以在传递之后将抛射体与其他一个或多个抛射体分离。例如，如果已经传递了推进剂，则在传递之后可能会分离供应抛射体。附加地或可替代地，如果动能例如通过系绳被传递，则在拉动抛射体完成所需动力学传递之后，可将拉动抛射体(以及在某些实施例中的系绳)分离。

用于可调整更高G负载轨道飞行的说明性可调整结构

本公开还公开了用于从初始冲压加速有效负载进行轨道插入的一个或多个可调整高抗加速上层级结构。

例如，至少部分基于用户定义的有效负载，例如形状(高度、重量、长度、曲率)和质量，例如纳米，微型卫星(Cubesat)，中等卫星，大型卫星或有效负载(部件发射、供应发射等，以及由该卫星、有效负载和/或飞行运载器(亚音速，超音速或高超音速)运载器所允许的G负载)。该用法可用于设置封装系统的所需“启动”参数。例如，多运载器机群，飞行中自组装发射系统的冲压加速器或多个冲压加速器系统所期望或能够提供的高度、速度和倾斜度。

可以使用各种因素来定义或构造冲压加速器系统，包括(例如但不限于)总长度以及级长度，并且可以基于相应可用混合气体类型、填充压力输送和最大动态压力脉冲能力(例如，延迟、爆燃和冲压加速器正常20X压力峰值操作)。该系统，例如，冲压加速器分析计算机，可以基于时间(典型地毫秒)并且基于沿着管道的行进来确定冲压加速器(ATV)大气运输运载器的预测G负载曲线。冲压加速器分析计算机程序然后可以确定ATV以及因此封装在ATV中的任何物体都将经历的最大动态“G”负载。基于以上信息和一个或多个用于多个同时或接近同时操作的一个或多个冲压加速器的几何形状(直径、长度、质量)，该系统还可以确定施加在冲压加速器管道的保持结构上的反作用负载。保持结构可以是连接到各种结构的质块、气弹簧和阻尼器并且倾斜于诸如高空飞机(货机747等)或驳船或轮船、船舶、有轨车辆的运载器或与作为非限制性示例的地面或地下钻探场所、钻机或采矿设备接触。

附加地或可替代地，各种实施例考虑气体启动炮、发射管道和冲压加速器都赋予各种装载条件和最终状态条件(例如，管道的速度、大气传输时间、最大预期放空高度)时。在此，系统可以评估条件并为每个级定义所需Δv(火箭方程式中的速度要求)。基于推进剂类型以及混合物和发动机，系统将计算系统的箱需求并基于一个或多个冲压加速器负载预测定尺寸确壁厚度来估算结构箱尺寸以用于静压和冲击负载加压以及负载共享。以下过程遵循用于生成优化轻量结构的多个计算机代码。所公开技术的显着特征之一是经由大气运输运载器整流罩内的流体压载物来承载优化结构。其可以由圆柱形或最佳形成的(成形压力容器)表示。

附加地或可替代地，各种实施例考虑系统可以以有效负载需求启动，例如20kg，450km，最大500G。该系统可以确定冲压要求(例如，倾斜度、出口高度、δV分离(冲压级、级2、...级n))并且可以应用由上至下总轨道分析。该系统还可以确定推进系统要求，例如质量、推力和特定脉冲(ISP)。然后，系统可以执行箱和结构设计，例如确定体积、最大G负载、壁厚度、结构质量。然后，系统可以确定冲压管道和ATV设计，例如确定预期G、压力、气体/推进介质、长度、级数、管道直径、壁厚度和ATV设计，例如确定和/或解决对其他确定因素/约束的结构性干扰。然后，系统可以确定热力需求，例如，确定机头、本体、鳍片和相关材料的构造，以及预期温度、封装设计、管道内大气、出口大气、顺向航程大气和/或加热负载。

附加地或可替代地，系统然后可以例如通过整合结构和负载模型，例如在计算机辅助绘图(CAD)和/或分析系统(例如，有限元(FE)或有限分析(FA))中整合和评估模型来进行建模。该系统可以确定例如结构负载和/或的负载，并且将分析与故障标准进行比较。该系统还可以执行航空动力学和/或稳定性分析，例如，确定阻力系数(Cd)和稳定性因子(例如，CM-α)。然后，系统可以确定轨道或飞行性能，例如燃烧持续时间、所需推力、悬挂时间、环化以及GN&S、RCS和航空电子学要求。此外，该系统可以确定在各种大气水平(包括各种轨道距离以及有效负载分离)处的稳定性和控制。在此，系统可以确定所设计的系统是否可行，例如，确定设计是否关闭。如果系统确定不满足要求，则不关闭设计，并且系统可以返回到分析的更早部分并且例如通过返回确定冲压要求来迭代设计。如果系统确定设计关闭，则系统可以提供发射运载器和加速器设计，例如质量特性、几何形状、性能裕度、模块化设计和/或材料清单。该系统可以使用该设计并确定成本和操作模型，例如，冲压加速器资本费用和操作费用和/或N级轨道运载器成本和/或制造交付周期。

附加地或可替代地，由于用于具有由冲压加速器增强级1发射提供的初始速度和/或高度的纳米、微米和小型卫星系统的系统通常比当今更大常规竖直起飞(0速度)火箭要小得多，因此对于去往轨道的相同有效负载而言，整个系统箱尺寸和运输元件、仪器和隔离要求要会变得更容易且更小。这样，各种实施例考虑该系统可以使用“放空”系统(或旋转或活塞泵送)火箭推进剂(燃料和氧化剂系统)。例如，对于放空系统，整个系统可以开发为对于每次飞行的几乎单个定制设计，或者可以针对多次飞行进行复制。

附加地或替代地，ATV可以被内置在多个部分中。例如，ATV“整流罩”可以填充有为系统和/或系统部件(例如燃料箱或氧化剂箱)提供浮力的流体。流体提供与“连续”结构负载传递元件相似但效率更高的力或负载传递。流体部件可额外用作重心调节器或压载物以作为来自管道中的加速度的G负载或差分负载移动压载物的的一种方式(经由物理或压力泵传输进行自动传输)以在高阻力起降将重心移动出管道。在管道中，CG(重心)优选地对于管道内冲压加速向后，但优选地在大气向前传输期间向前。在离开管道后，流体压载物(流体、各种密度、压载射击等)可向前移动。

这些级的构造和制造的一个实施例可以是通过使用由单个或多个部段制成的具有各种路径以及导线和传感器的中央共用输送元件管线，加压箱通过这些各种路径连接至氧化剂和燃料箱，这些导线和传感器预先放置在充气或金属箱上。作为粗略近似，该系统可以被构造为具有一条或多条中心管线(使人联想到烤肉串)，其中一条或多条中心管线可以包括流体、压力和机械部件，其中各种膜片设置为在特定压力条件(塞栓)处破裂或热解等，这允许压力流动并且然后压力分别流到氧化剂和燃料箱中的缺失位置，然后流体在发动机处混合并为飞行器提供推力。该系统可以使用金属、塑料和/或复合材料通过3D制造技术自动全部或部分制造。

图15和图16示出了该构造的说明性实施例。例如，图15示出了包括冲压整流罩1502，例如冲压加速器形状的整流罩的ATV 1500。ATV 1500可具有压载物腔体1504，其可填充有压载物介质1506。压载物介质1506可向有效负载系统1510施加浮力1508。有效负载系统1510可包括推进系统1512，例如，火箭发动机1514。推进系统1512可包括例如通过氧化剂导管/管1518耦接至火箭发动机1514的氧化剂箱1516.图15还示出了例如通过燃料导管/管1522耦接到火箭发动机1514的燃料箱1520。各种实施例考虑了燃料导管/管1522可穿过或围绕氧化剂箱1516。附加地或可替代地，各种实施例考虑推进系统1512可包括可耦接至氧化剂箱1516和/或燃料箱1520并且可以通过压力气体路径1526(例如氦气，N2等)施加压力的增压箱1524。附加地或可替代地，各种实施例考虑推进系统1512可包括分别耦接到氧化剂箱1516和燃料箱1520的氧化剂放空塞栓/膜片1528和/或燃料放空塞栓/膜片1530。附加地或可替代地，ATV 1500可以包括ATV整流罩1532。各种实施例考虑到ATV整流罩1532可以包括可变构造，包括例如形状、密度、浮力和/或压载物。例如，ATV整流罩1532可以包括流体、泡沫或变形材料以用作压载物和/或向有效载荷系统1510提供浮力。

附加地或可替代地，各种实施例考虑在冲压加速器发射期间的负载可以是系统可能看到的最大负载并且ATV整流罩中的流体或类流体压载物(泡沫)等向箱提供浮力以允许箱和箱中的流体承受非常低的负载，从而允许实现该有效中央管线低支撑结构。然而，一些实施例考虑需要额外结构支撑或共形箱制造以在装载时更高效。但是，此特征在创建易于制造且重量轻的用于轨道插入的结构时非常强大，而ATV的大气飞行结构已经需要足够重以提供动量并限制飞行期间的大气阻力损失(和CG要求)。

玻璃纤维、复合材料、金属和/或3D打印材料可以覆盖在箱的顶部或者可以共同制造以制成用于上级插入运载器的近乎单体结构。

附加地或可替代地，各种实施例考虑可以快速制造系统或其部分，例如以金属、复合材料、塑料或其组合进行3D打印。例如，由于系统可以识别唯一构造，因此可以使用快速制造技术来构建指定系统。例如，三维打印(3D打印)可用于创建一些或全部部件。3D打印可以是单一材料或可以使用多种材料。例如，3D打印机可以使用金属基材料、塑料基材料、陶瓷基材料、复合材料或其组合。附加地或可替代地，系统可以使用增材制造技术，例如3D打印或减法制造技术，例如计算机数控(CNC)加工过程。

图16示出了具有类似于图15所示的有效负载系统1510的有效负载系统1602的有效负载准备系统1600。这里，有效负载系统1602可以由支撑结构1604支撑。如上所述，支撑结构1604可以包括各种材料并且可以至少部分地基于由浮力(如果存在)提供的预期G负载和支撑来设计。

图17示出了说明性的球阀系统1700，其中球阀1702可以在冲压管道1704内操作。球阀1702可以是标称慢速或高速(例如1-10毫秒的打开时间)的。附加地或可替代地，球阀1702可以选择性地将冲压管道1704的第一部分1706与冲压管道1704的第二部分1708分开。球阀1702可包括孔口1710，该孔口1710被构造为当位于打开位置时允许抛射体通过并在关闭位置防止压力或抛射体在冲压管道部分之间通过。

进入和离开级中的球阀可以是高速的以创建“类似快门”的开窗时间范围，从而在抛射体到达时允许该抛射体几乎立即进入和离开。中间球阀可用于分开对每个冲压加速器或气体挡板管道冲压加速器级的平行或顺序填充。在起动冲压加速器启动(例如，离心、启动炮等)之前，中间球阀可以操作并打开以飞行通过冲压加速器管道。在各种实施例中，中间阀的定时并不像打开和离开阀那样关键，因此尽管不需要像“快门式”操作那样在毫秒的时间范围内进行操作，但是其在限制了允许实现各种燃料、氧化剂和中间气体(用于调整声速)的中间冲压加速器级的气体级之间自然对流混合量的时间范围内进行操作，从而使冲压加速器抛射体通过，就好像被物理膜片分开一样。

说明性操作环境

附加地或可替代地，各种实施例考虑了冲压加速系统可以位于包括基于陆地钻机的移动平台上或者诸如驳船或船舶的水上平台上。这为特定任务提供了最佳发射的能力。

图18A-D示出了耦接至飞行器1802的发射系统1800的说明性实施例。各种实施例考虑了发射系统1800可以包括一个或多个冲压发射管道1804，其被构造为从飞行器1802的操作高度发射抛射体。该发射系统可以具有上面和/或下面描述的一些或所有特征。

图19示出了说明性的发射系统1900。在该实施例中，发射系统1900包括耦接至冲压加速部分1904的动力启动系统1902。例如，动力启动系统1902包括离心发射构造，其中例如，有效负载1906通过旋转动作被加速到初始冲压速度。动力启动系统可以使有效负载1906旋转并且在多次旋转的过程中逐渐将有效负载1906加速至初始冲压速度。附加地或可替代地，各种实施例考虑了动力启动系统1902可以包括多个启动系统。例如，旋转动力启动部分可以用于将有效负载1906加速到第一速度，并且第二级，例如冷气炮或加压系统可以将有效负载1906从第一速度加速到第二速度，其中第一速度可以低于初始冲压速度，而第二速度可以高于初始冲压速度。各种实施例考虑可以使用多于两个级或构造来使有效负载1906达到初始冲压速度。

附加地或可替代地，各种实施例考虑可以使用多个发射系统，例如多个冲压管道，以同时或在彼此时间段内发射多个抛射体。附加地或可替代地，各种实施例考虑至少部分地基于有效负载、期望任务简档、发射系统接近度和/或发射系统的可用性等使用相同的启动系统(例如动力启动系统)或不同的启动系统，或其组合。

图20示出了说明性发射系统2000。例如，发射系统2000可以包括启动系统2002和冲压管道2004。启动系统2002可以包括各种加速构造，以在离开启动系统2002之前将抛射体2006加速到启动速度。例如，启动系统2002可包括动力启动系统，尤其例如旋转动力发射器、气体炮、顺序气体脉冲(例如，冷气或热气或可燃气体)等，或其组合。附加地或可替代地，冲压管道2004可包括保持如本公开中所讨论的推进剂成分的选定混合物的多个部段，其中多个、段可通过各种技术彼此隔离，尤其例如球阀、高速阀(球、闸等)、爆破隔片，膜片等或其组合。

附加地或可替代地，各种实施例考虑抛射体2006可分散来自选定部分的燃料，例如机头锥体2008和/或侧壁2010。在该实施例中，排放的燃料可与管道中的氧化剂2012或存在于管道外的氧化剂2014混合(例如，结合和/或雾化)。该实施例提供了可以允许使用发射器而无需在管道中预混合可爆炸混合物的独特特征。与将预混合可燃物引入管道中相比，这允许实现更安全且可能更快的发射准备。

附加地或可替代地，各种实施例考虑抛射体2006可包括护罩2016。例如，护罩2016可允许在冲压管道2004中存在的气体穿过护罩2016并围绕抛射体2006的主体。在这种构造中，护罩2016可以用作冲压管道2004的壁以维持冲击波2018后方的气体压力和燃烧。

附加地或可替代地，发射系统2000可以包括闭塞器2020。例如，闭塞器2020可以被构造为通过冲压管道2004在抛射体2006后方移动以通过增加在抛射体2006前方的气体与在抛射体2006后方的燃烧项目和气体之间的期望压力差来帮助推进抛射体2006通过冲压管道2004。当抛射体2006离开冲压管道2004时，各种实施例考虑了闭塞器2020可以从抛射体2006解耦和/或掉落。

附加地或可替代地，各种实施例考虑当抛射体2006在管道中操作或离开冲压管道2004时，抛射体2006可开始和/或继续从抛射体的选定部分分散燃料，从而使燃料与氧化剂2014混合并提供冲压喷气推力/燃烧2022来推动抛射体2006。

附加地或可替代地，各种实施例考虑，护罩2016可以相对于机头锥体2008是可调节的和/或机头锥体2008可以相对于护罩2016是可调节的以针对速度和高度密度的变化优化或改善冲压燃烧。例如，机头锥体2008和/或护罩2016可相对于彼此进行调节以允许冲击波2018与护罩2016相互作用以更有效地利用由冲击波2018引起的冲压压缩。

附加地或可替代地，各种实施例考虑可以不需要冲压管道或可以使用相对短的冲压管道，其中可以通过各种启动技术将抛射体加速至冲压速度，例如，动力学启动尤其包括旋转动力学发射器、气炮、顺序气体脉冲等或其组合。在释放时，抛射体可具有足够的速度以维持通过空气呼吸冲压喷气构造的冲压加速度。

附加地或可替代地，各种实施例考虑抛射体2006可具有可折叠和/或可展开鳍片。例如，当抛射体2006在管道中时，鳍片可以塌陷和/或收起。为了帮助保持抛射体2006稳定，可以使用各种技术。例如，可以通过轨道和/或间隔件使抛射体旋转稳定和/或被引导。此外，各种实施例考虑了抛射体2006在离开冲压管道2004之后可以旋转稳定。附加地或可替代地，可以在抛射体2006离开冲压管道2004之后展开鳍片以提供稳定。附加地或可替代地，鳍片和旋转稳定技术两者的组合可以一起使用。

各种实施例考虑了一种用于将抛射体加速至冲压速度的启动炮系统，其包括：分布式喷射系统，其包括被构造为选择性地注射加压剂的启动管道，以及被构造为控制加压剂沿启动管道的分级喷射的控制系统；以及被构造为增加抛射体在介质中的相对速度的可移动膜片。例如，可移动膜片被构造为通过启动管道朝抛射体移动。此外，加压剂的选择性喷射可包括通过气体挡板、高速阀或膜片中的一个或多个喷射到启动炮管道中。

气体挡板可以代表挡板管道冲压加速器，其中挡板的每个体积为抛射体加速提供高能推进剂并限制气体以气体动力学方式不启动和停止或减慢冲压加速过程的能力。可以通过高速喷射阀(例如，球阀、枢轴、螺线管等)来分配加压剂，惰性气体(氮气、氦气)或氧化剂(空气、氧气等)或可燃气体(例如具有分布式火花点火的柴油空气/甲烷空气)。

附加地或可替代地，启动炮系统可以包括现场分配系统，该现场分配系统被构造为在用户请求时选择抛射体并将其装载到启动炮系统中，并发射选定的并装载的抛射体。附加地或可替代地，启动炮系统可以包括耦接至分布式喷射系统和可移动膜片的冲压加速器，其中冲压加速器设置在地下设施、漂浮系统或飞行运载器中。

附加地或可替代地，各种实施例考虑了一种多个抛射体发射系统，包括：多个发射机构，其各自被构造为使相应抛射体加速；第一控制系统，其被构造为协调在相应多个发射机构中的相应抛射体的加速度；以及第二控制系统，其设置在相应抛射体的一个或多个中，被构造为在发射后在飞行中组装相应抛射体中的一个或多个。

例如，多个发射机构可包括冲压加速器、动能发射系统、混合动力发射系统、化学火箭系统、电推进发射系统或其组合中的一个或多个。附加地或可替代地，第一控制系统可以被构造为从第一系统发动第一抛射体，并且在第二系统中发动第二抛射体，使得第一系统中的第一抛射体比第二系统中的第二抛射体具有更低g负载。

附加地或可替代地，相应抛射体中的一个或多个包括系绳系统、锁定机制、推进剂传输系统或其组合中的一个或多个，并且第二控制系统被构造为激活系绳系统、锁定机构、推进剂传输系统或其组合中的一个或多个以作用在相应抛射体中的至少另一个上。

附加地或可替代地，多个抛射体发射系统还可以包括现场分配系统，该现场分配系统被构造为在用户请求时选择两个或更多个抛射体并将两个或更多个抛射体装载到多个发射机构中的两个或更多个发射机构中，并且发射选定的并装载的两个或更多个抛射体。

附加地或可替代地，各种实施例考虑了一种抛射体自组装技术，包括从发射系统发射多个抛射体，使多个抛射体中的一个或多个与多个抛射体中的一个或多个其他抛射体连接，并将力、能量或有效负载中的一个或多个从多个抛射体中的一个传递到多个抛射体的一个或多个其他抛射体。例如，连接包括多个抛射体中的第一抛射体和多个抛射体中的第二抛射体之间的系绳，并且第一抛射体通过系绳将力传递给第二抛射体。

附加地或可替代地该技术可以包括在传递之后将连接的抛射体中的一个或多个与多个抛射体中的另一个抛射体分离。

此外，本公开考虑了一种如上所述的用于发射有效负载的系统。更进一步，本公开内容考虑一种包括发射器和有效负载装载系统的系统，其中，发射器被构造为沿管道加速有效负载。

结论

尽管已经以特定于结构特征和/或方法动作的语言描述了实施例，但是应当理解，本公开内容不一定限于所描述的特定特征或动作。相反，这里公开了特定的特征和动作作为实现实施例的说明性形式。一个实施例的任何部分可以与第二实施例的任何部分结合使用。

Claims (13)

1.一种用于将抛射体加速至冲压速度的启动炮系统，包括：

分布式喷射系统，其包括：

启动管道，其被构造为选择性地喷射加压剂；

控制系统，其被构造为控制所述加压剂沿所述启动管道的分级喷射；以及

可移动膜片，其被构造为增加所述抛射体在介质中的相对速度。

2.根据权利要求1所述的启动炮系统，其中，所述可移动膜片被构造为通过所述启动管道朝所述抛射体移动。

3.根据权利要求1所述的启动炮系统，其中，选择性地喷射所述加压剂包括通过气体挡板、高速阀或膜片中的一个或多个喷射到所述启动炮中。

4.根据权利要求1所述的启动炮系统，还包括现场分配系统，其被构造为在用户请求时选择抛射体并将所述抛射体装载到所述启动炮系统中，并发射选定的且装载的所述抛射体。

5.根据权利要求1所述的启动炮系统，还包括联接到所述分布式喷射系统和所述可移动膜片的冲压加速器，其中，所述冲压加速器设置在地下设施、漂浮系统或飞行运载器中。

6.一种多抛射体发射系统，包括：

多个发射机构，其被构造为各自加速相应抛射体；

第一控制系统，其被构造为协调相应多个发射机构中的相应抛射体的加速度；以及

第二控制系统，其设置在所述相应抛射体中的一个或多个中，被构造为在发射后在飞行中组装所述相应抛射体中的一个或多个。

7.根据权利要求6所述的多抛射体发射系统，其中，所述多个发射机构包括冲压加速器、动能发射系统、混合动力发射系统、化学火箭系统、电推进发射系统或其组合中的一个或多个。

8.根据权利要求6所述的多抛射体发射系统，其中，所述第一控制系统被构造为从第一系统发动第一抛射体并从第二系统发动第二抛射体，使得所述第一系统中的所述第一抛射体比所述第二系统中的所述第二抛射体经历更低g负载。

9.根据权利要求6所述的多抛射体发射系统，其中，

所述相应抛射体中的一个或多个包括系绳系统、锁定机构、推进剂传输系统或其组合中的一个或多个；以及

所述第二控制系统被配置为激活所述系绳系统、所述锁定机构、所述推进剂传输系统或其组合中的一个或多个以作用于所述相应抛射体中的至少一个其他抛射体上。

10.根据权利要求6所述的多抛射体发射系统，还包括现场分配系统，其被构造为在用户请求时选择两个或更多个抛射体并将其装载到所述多个发射机构中的两个或更多个发射机构中，并发射所选择和装载的所述两个或更多个抛射体。

11.一种抛射体自组装方法，其步骤包括：

从发射系统发射多个抛射体；

使所述多个抛射体中的一个或多个与所述多个抛射体中的一个或多个其他抛射体连接；以及

将力、能量或有效负载中的一个或多个从所述多个抛射体中的一个传递到所述多个抛射体的一个或多个其他抛射体。

12.根据权利要求11所述的方法，其中

连接包括所述多个抛射体中的第一抛射体和所述多个抛射体中的第二抛射体之间的系绳；以及

所述第一抛射体通过所述系绳将力传递到所述第二抛射体。

13.根据权利要求11所述的方法，还包括：

在传递之后从所述多个抛射体中的另一个抛射体分离连接的抛射体中的一个或多个。

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