一般而言，本发明涉及飞船领域，更具体地说，涉及具有运载火箭接口 (launch vechicle interfaces)的模块化飞船(modular spacecraft)，这些接口 还用作飞船的停泊(berthing)或对接(docking)接口。

通常，飞船运载火箭接口包括某种形式的双环结构，这两个环之间具有 分隔平面。采用某种形式的可松脱夹具或夹圈(clamp-band)以便在运载火 箭将飞船运送至轨道时将这两个环保持在一起。一旦加速阶段完成，推进终 止；可松脱的夹具或夹圈松脱，一组预加载弹簧将运载火箭和飞船接口环推 离，于是将飞船释放到轨道中。若该飞船需与其它飞船对接或停泊，往往将 对接或停泊接口设置为与运载火箭接口分离的子系统。通常，飞船的一端被 运载火箭接口占据，而相反端被对接或停泊接口占据。这种方式将造成浪费 并导致与运载火箭、飞船和目标飞船(例如，国际空间站)有关的问题，如 不能承载运载火箭上的附加有效载荷，而且一旦两个飞船被对接不能将另外 的飞船对接或停泊至目标飞船。
在航天工业中另一尚未实现的需求是对于现有的航天合格 (spaceflight-qualified)硬件无法以与其原始意图不同的方式加以利用。在飞 船使用方法方面的尝试始于1960年代和1970年代阿波罗应用程序中。天空 实验室空间站是这种努力的成果。另一早期计划包括利用Atlas废推进器 (Atlas spent booster)作为水星项目(project Mercury)的空间站。这些早期 的尝试实质上都没有模块化，事实上，这些尝试都不能进行改型来满足各种 任务要求的可解决关键问题的设计方案(point design solutions)。
现有推进器还具有交替使用的潜力。例如，最初于1960年代初涌现的 半人马座上级火箭(Centaur upper stage)一直到现在仍在继续生产。这种高 性能的上级具有0.92的结构质量比(structural mass fraction)。换句话说，仅 火箭总质量的8％用于结构和推进元件。结构效率的优异例子是液舱圆顶 (tank dome)的质量小于200磅，而其支承大约46千磅的载荷。半人马座 火箭还包括整套航天电子设备，以便作为自控空间飞行器运行，该自控空间 飞行器包括三轴线稳定化引导和控制系统以及单一组分液体火箭燃料反应 控制系统。许多半人马座火箭组成部分的和子系统可进一步用于飞船构造。
尚未开发出可用作停泊或对接接口的飞船运载火箭接口，这种接口可使 飞船具有利用一个面起两种作用的经济性。目前还没有能够提供载荷路径以 承载附加有效载荷同时提供组合的运载火箭和停泊接口的飞船设计。此外， 现有系统或方法不能使用以模块化的方式同时实现运载火箭接口、对接/停泊 接口和附加有效载荷承载能力的现有的航天合格硬件，此模块化方式可以改 型以满足各种任务要求。

因此，需要提供一种能解决所述问题的飞船。
另一需要是提供一种还可以用作停泊或对接接口的飞船运载火箭接口。
再一需要是提供一种飞船，其能提供载荷路径以运载附加有效载荷同时 提供组合的运载火箭和停泊接口。
又一需要是提供一种飞船，其采用现有的航天合格硬件，以便以模块化 的方式同时实现运载火箭接口、对接/停泊接口和二级有效载荷的运载能力， 在此模块化的方式中，可以改型以满足各种任务要求。
本发明的主题是提供一种改进的模块化飞船运载火箭接口，该接口还用 作停泊/对接接口和二级有效载荷承运器，利用现有的航天合格硬件以使成本 最低、程式限制最小同时能满足各种任务要求。
具体地说，本发明的主题是提供一种模块化飞船。在一个实施例中，模 块化飞船包括具有顶部外接口平面环和顶部内接口平面环的顶部转寄适配 器节(forward adapter section)；联接至顶部转寄适配器节的顶部液舱圆顶 (tank dome)；联接至顶部液舱圆顶的至少一个液舱部分；和联接至液舱部 分(一或多个)的底部液舱穹状部(tank dome)。底部液舱穹状部具有为模 块化飞船的加压节提供入口的开口(例如，舱口)。模块化飞船还包括倒置 以便联接至底部液舱穹状部的底部转寄适配器节，用于联接至运载火箭的转 寄适配器节的所述底部转寄适配器节包括底部外接口平面环和底部内接口 平面环。此外，模块化飞船包括底部联接机构(例如，停泊、对接或任何其 它连接机构)，该机构联接至底部转寄适配器节并与底部外接口平面环和底 部内接口平面环同心地定位。
一可供选择的实施例包括附加的顶部联接机构，该机构联接至顶部转寄 适配器节。
另一替换实施例包括联接至底部转寄适配器节的桁架和联接至桁架的 后支撑板。后支撑板用作分隔系统。此外，包括可分隔的转寄适配器节，以 便与一适配器一起联接至后支撑板，该适配器将可分隔的转寄适配器节联接 至运载火箭的转寄适配器节。
一些替换实施例包括将底部内接口平面环或底部外接口平面环用作运 载火箭接口，用于将底部转寄适配器节联接至运载火箭。
此外，一些替换实施例包括附加外接口平面卫星有效载荷级(class satellite payload)；标准接口平面(SIP)卫星有效载荷级(一或多个)，或联 接至顶部转寄适配器节的共同货物承运器(Common Cargo Carrier)的有效 载荷(一或多个)。一些替换实施例还包括使用5-m整流罩或4-m整流罩运 载火箭。
通过本说明书所提供的说明，本发明主题的这些和其它优势以及另外的 新颖性特征将显而易见。对本发明内容的概述并非是对所要求保护的主题的 全面描述，而仅是对本发明一些功能的简明纵观。对本领域技术人员而言， 对下文中附图和详细说明进行分析后很容易想到其它系统、方法、特征和优 势。本发明力图使所有这样的附加系统、方法、特征和优点都涵盖在本说明 书中并落入所附权利要求的保护范围。

通过下文结合附图的详细说明，本发明主题的特征、本质和优点将而更 为清晰，全部附图中，相同和相应的部件用类似的附图标记表示。附图中：
图1a是幻像侧视图(phantom side view)，该图示出了带有标准接口平 面(SIP)和120-英寸接口平面的被动共同停泊机制(PCBM)构造的一实 施例；
图1b的侧向透视图，它示出了带有SIP和120-英寸接口平面的PCBM 构造的一实施例；
图2a是幻像侧视图，该图示出了处于半人马座上级火箭上的本发明主 题的单加压部分飞船的一实施例；
图2b是包括半人马座上级火箭的本发明主题的单加压部分飞船一实施 例的组成部分的分解图；
图2c是与本发明主题的双加压部分飞船的实施例一起使用的附加组成 部分的分解图；
图2d是幻像侧视图，该图示出了安装在半人马座上级火箭上的本发明 主题的双加压部分飞船的一实施例；
图3a是幻像侧视图，该图示出了安装在5-m整流罩阿特拉斯(Atlas)V/ 半人马座运载火箭上的本发明主题的单加压部分飞船的一实施例；
图3b是幻像侧视图，该图示出了安装在4-m整流罩Atlas V/半人马座运 载火箭上的本发明主题的单加压部分飞船的一实施例；
图4a是幻像侧视图，该图示出了与处于5-m整流罩运载火箭上的120- 英寸主要卫星有效载荷级(class primary satellite payload)组合的本发明主题 的单加压部分飞船的一实施例；
图4b是幻像侧视图，该图示出了与处于5-m整流罩运载火箭上的SIP 协议的主要卫星有效载荷级组合的本发明主题的单加压部分飞船的一实施 例；
图4c是幻像侧视图，该图示出了与处于4-m整流罩运载火箭上的120- 英寸主要卫星有效载荷级组合的本发明主题的单加压部分飞船的一实施例；
图4d是幻像侧视图，该图示出了与处于4-m整流罩运载火箭上的SIP 协议主要卫星有效载荷级组合的本发明主题的单加压部分飞船的一实施例；
图5a是幻像侧视图，该图示出了与处于4-m整流罩运载火箭上的单部 分共同货物承运器(CCC)的有效载荷组合的本发明主题的单加压部分飞船 的一实施例；
图5b是幻像侧视图，该图示出了与处于5-m整流罩运载火箭上的三部 分CCC的有效载荷组合的本发明主题的单加压部分飞船的一实施例；
图5c是幻像侧视图，该图示出了与处于5-m整流罩运载火箭上的三部 分CCC的有效载荷组合的本发明主题的双加压部分飞船的一实施例；
图6a是幻像侧视图，该图示出了与停泊到国际空间站组件(ISS module) 的三部分CCC的有效载荷组合的本发明主题的双加压部分飞船的一实施例；
图6b是幻像侧视图，该图示出了与停泊在一起并停泊到ISS组件的本 发明主题的两个双加压部分飞船的一实施例；
图7a是幻像侧视图，该图示出了处于半人马座上级火箭上的本发明主 题的单加压部分飞船的一可供选择的实施例；
图7b是包括半人马座上级火箭的本发明主题的单加压部分飞船的一可 供选择的实施例的组成部分分解图。

附图示出了本发明的一些优选实施例，相同的附图标记用于表示各附图 中相同和相应的部件。
本发明的主题涉及一种具有还可用作停泊/对接接口和二级有效载荷承 运器(secondary payload carrier)的运载火箭接口的改进型模块化飞船，其 以模块化的方式使用现有的航天合格硬件，以便在满足各种任务要求的同时 使成本最低和程式限制最小。在下文的一些实施例中将对现有的航天合格的 AtlasV/半人马座组成部分进行描述。当然，本领域技术人员应该理解，也可 采用替换的现有航天合格硬件。
此外，本发明的主题使用外接口平面环和内接口平面环。在下述一些实 施例中，将标准接口平面(SIP)环用于内接口平面环。类似地，在下述一 些实施例中，用120-英尺环作为外接口平面环。当然，本领域技术人员应该 理解，也可以使用替换的外接口平面环和内接口平面环。
另外，本发明的主题使用联接机构。在下述一些实施例中，联接机构可 以是被动共同停泊机构(PCBM)或主动共同停泊机构(ACBM)。当然，本 领域技术人员应该理解，也可用停泊、对接或任意其它连接机构作为所述联 接机构。
在一个实施例中，本发明的主题利用现有航天合格的半人马座转寄适配 器节(Centaur Forward Adapter Section)以及与被动共同停泊机构(PCBM) 组合的推进剂液舱组成部分系统、航空电子系统和推进系统。这些组成部分 形成可安装在4-m直径整流罩下利用标准接口平面(SIP)环作为运载火箭 接口的飞船，或形成可安装在5-m整流罩下或者利用SIP或者利用外部120- 英寸接口的飞船。PCBM与两个运载火箭接口环同心地定位。SIP接口环定 位在PCBM的直径内，120-英寸接口环定位在PCBM直径外侧。PCBM以 及SIP和120-英寸接口环被定位在飞船的后端。飞船的前端可包括类似的结 构，在该处，主动共同停泊机构(ACBM)与SIP和120-英寸接口环组同心 地定位。于是，在运载火箭上，在利用现有SIP或120-英寸接口的飞船前方 可承受附加有效载荷。PCBM和ACBM的布置不是关键，可以使用任何其 它对接/停泊机构。在一替换实施例中，可以在两端上使用雌雄同体扩展对接 接口(androgynous docking interfaces)；在其它实施例中，PCBMs或主动共 同停泊机构(ACBMs)可以占据两侧，或者PCBM和ACBM可以互换。
图1a是带有内接口平面环(SIP环)110和外接口平面环(120-英寸接 口平面环)120的联接机构PCBM100构造的一实施例的幻像侧视图；而图 1b是侧向透视图。PCBM100通过适当的凸缘或者其它替换形式附连至运载 火箭转寄适配器节(半人马座转寄适配器)130。SIP110和120-英寸接口平 面120是现成的半人马座转寄适配器130的一部分且未作改变。顶部液舱圆 顶(半人马座液舱圆顶)140可以传统方式连接至半人马座转寄适配器130。
图2a是安装在半人马座上级火箭210上的本发明主题的单加压部分飞 船组件200的一实施例的幻像侧视图。
图2b是包括半人马座上级火箭210的本发明主题的单加压部分飞船的 一实施例的组成部分的分解图。顶部转寄适配器节(半人马座转寄适配器) 130附连至半人马座液舱圆顶140。半人马座液舱圆顶140附连至液舱部分 (在所示实施例中，36英寸长的半人马座液舱部分)230，该液舱部分进一 步连接至底部液舱穹状部(半人马座液舱穹状部)240。倒置的半人马座转 寄适配器(底部转寄适配器节)130形成飞船的后附连部分。PCBM100同心 地定位至SIP110和120-英寸接口平面120。隧道口(即，舱口)220将PCBM100 连接至半人马座液舱穹状部240。整个飞船经由SIP110安装至运载火箭转寄 适配器节210(在所示实施例中，这在构造上与半人马座转寄适配器130相 同)。SIP110和120-英寸接口平面120利用传统的如夹圈、爆炸螺栓之类的 飞船分隔系统，这些系统都是本领域公知的且都是可买到的成品。可将附加 的适配器(例如，C-13、C-22等)280放置在半人马座转寄适配器210的两 个SIP平面110和面向后(aft facing)的半人马座转寄适配器130之间，以 利于地面的一般维护和运载火箭接口。
图2c是与本发明主题的双加压部分飞船的一实施例一起使用的附加组 成部分的分解视图。采用ACBM260、前向隧道220、半人马座液舱圆顶140、 两个36-英寸长的半人马座液舱部分230、半人马座液舱穹状部240和120- 英寸有效载荷附连配件形成图2d所示的飞船。在该实施例中，在半人马座 转寄适配器210的两个SIP平面110和面向后的半人马座转寄适配器130之 间无需结构接口(例如，C适配器280)，因为所有的结构载荷可以被外部桁 架250承载。
图2d是安装在半人马座上级火箭210上的根据本发明主题的双加压部 分飞船270的一实施例的幻像侧视图。
图3a是安装在5-m整流罩300AtlasV/半人马座运载火箭上的本发明主 题的单加压部分飞船200的一实施例的幻像侧视图。利用前述构造方法使运 载火箭半人马座转寄适配器210在飞船200的前部大致看齐(emulate)。在 5-m整流罩300中，利用120-英寸有效载荷附连配合桁架可增强结构刚度。
图3b是安装在4-m整流罩310AtlasV/半人马座运载火箭上的本发明主 题的单加压部分飞船200的幻像侧视图。运载火箭半人马座转寄适配器210 利用前述构造方法在飞船200的前部大致看齐。整流罩310的船尾(boat tail) 与120-英寸有效载荷附连配件互相联接时，在4-m整流罩310的情况中使用 SIP。
图4a是在5-m整流罩运载火箭上与120-英寸主要卫星有效载荷级410 组合的本发明主题的单加压部分飞船200的一实施例的幻像侧视图。该图示 出了飞船200如何使前端运载火箭(forward launch vechicle)附连系统210 看齐飞船200前部的情况。采用两个120-英寸有效载荷附连配件250和400 以使组件的刚度最大。
图4b是在5-m整流罩运载火箭上与SIP协议主要卫星有效载荷级420 组合的本发明主题的单加压部分飞船200的一实施例的幻像侧视图。本图示 出了飞船200如何使前端运载火箭附连系统210看齐飞船200前部的情况。 采用一个120-英寸有效载荷附连配件250以使组件的刚度最大。SIP协议的 主要卫星有效载荷级420附连至飞船200前部的SIP。
图4c是在4-m整流罩运载火箭上与120-英寸主要卫星有效载荷级410 组合的本发明主题的单加压部分飞船200的一实施例的幻像侧视图。本图示 出了飞船200如何使前端运载火箭附连系统210看齐飞船200前部的情况。 采用一个120-英寸有效载荷附连配件400附连至120-英寸主要卫星有效载荷 级410，以使组件的刚度最大。飞船200经由SIP附连至运载火箭210。
图4d是在4-m整流罩运载火箭上与SIP主要卫星有效载荷级420组合 的本发明主题的单加压部分飞船200的一实施例的幻像侧视图。该图示出了 飞船200如何使前端运载火箭附连系统210看齐飞船200前部的情况。采用 SIP将SIP主要卫星有效载荷级420附连至飞船200。飞船200经由SIP附 连至运载火箭210。
图5a是在4-m整流罩运载火箭上与单部分共同货物承运器(CCC)有 效载荷500组合的本发明主题的单加压部分飞船200的一实施例的幻像侧视 图。CCC500是模块化系统，其被设计为承载ISS外部轨道更换单元(ORUs) 用于安装在ISS的外侧。CCC500还可运载所期望的任何其它有效载荷。飞 船200经由SIP附连至运载火箭210。
图5b是在5-m整流罩运载火箭上与三部分CCC有效载荷500组合的本 发明主题的单加压部分飞船200的一实施例的幻像侧视图。飞船200经由 120-英寸有效载荷附连配件250附连至运载火箭210。
图5c是在5-m整流罩运载火箭上与三部分CCC有效载荷500组合的本 发明主题的双加压部分飞船270的一实施例的幻像侧视图。飞船270经由 120-英寸有效载荷附连配件250附连至运载火箭210。
图6a是停泊到ISS模块600的与三部分CCC有效载荷500组合的本发 明主题的双加压部分飞船270的一实施例的幻像侧视图。PCBM100附连至 ACBM260并将飞船270保持在位，还为飞船270的加压节提供乘员入口。
图6b是停泊在一起并停泊到ISS模块600的本发明主题的两个双加压 部分飞船270的一实施例的幻像侧视图。PCBM100附连至ACBM260并将 两个飞船270保持在位，还为两个飞船270的加压节提供来自ISS模块600 的乘员入口。
图7a是安装在半人马座上级火箭210上的本发明主题的单加压部分飞 船组件200的一实施例的幻像侧视图。该构造利用在120-英寸接口平面处的 附连部，同时飞船组件200包含在4-m整流罩下。
图7b是包括半人马座上级火箭210的本发明主题的单加压部分飞船的 一实施例的组成部分分解图。半人马座转寄适配器130附连至半人马座液舱 圆顶140。半人马座液舱圆顶140附连至36-英寸半人马座液舱部分230，该 液舱部分进一步附连至半人马座液舱穹状部240。倒置的半人马座转寄适配 器130形成飞船的后附连部分。PCBM100同心地定位至SIP110和120-英寸 接口平面120。隧道220将SIP110连接至半人马座液舱穹状部240。PCBM100 附连至适配器720，该适配器附连至SIP110。桁架700附连至后支撑板710。 后支撑板710经由分隔系统(例如，爆炸螺栓)与面向后的半人马座转寄适 配器730互相联接。整个飞船经由适配器740(例如，C-13、C-22等适配器 环)安装至运载火箭转寄适配器节210(在所示实施例中，这在构造上与半 人马座转寄适配器130相同)。在后支撑板710处的120-英寸接口平面利用 如夹圈、爆炸螺栓等传统的飞船分隔系统，这些系统都是本领域公知的且都 是可买到的成品。
在本发明主题飞船的使用中，首先分析任务要求以针对具体的任务要求 确定所需飞船的适当构造。飞船的模块化特性允许根据任务要求特殊定制。 例如，如果需要大量加压货物，可采用两个36-英寸半人马座液舱部分。半 人马座液舱部分230可用于运载附加的加压有效载荷。其它任务要求可能导 致采用替换的飞船构造。
本发明主题飞船的使用中的另一优势是通过运载火箭能力的利用最大 化来降低运载成本。例如，特定的卫星可能要求使用AtlasV401运载火箭。 如果这种运载能与本发明主题的飞船形式相结合并在更大的运载火箭(例 如，AtlasV 521)上运载，卫星的运载成本可减小30％的系数，同时降低本 发明主题的飞船的运载成本。
本发明主题的飞船使用的又一优势是因采用经过飞行验证的硬件所需 的工程设计和分析量减少而使成本降低。通过使用经过验证的半人马座组成 部分使得非重复性工程设计工作最少。另外的优势是，使用用于半人马座火 箭的现有组装线来制造飞船组成部分无需新组装线(例如，焊接装置、夹具、 刀具等)的增加的投资支出。
本发明主题的飞船使用的又一优势是借助两个运载火箭接口可提供运 载火箭利用的灵活性。如飞船那样，可以为特定的任务要求定制运载火箭而 使性能最优并使成本最低。
本发明主题的飞船使用的又一优势是，可将模块附连至现有空间站并可 以相对低的成本增加轨道实验室的生存空间和总体积。
通过上面对一些优选实施例的描述，本领域任何技术人员可制造或使用 要求保护的主题。显然，对本领域技术人员来说，无需付出创造性的劳动就 能对这些实施例进行各种改型并可将本说明书中解释的基本原理应用于其 它一些实施例。因此，所述要求保护的主题不限于在此所示出的那些实施例， 而应涵盖与此处披露的原理和新颖性特征一致的最宽范围。