JPH10509113A

JPH10509113A - グライダのように構成され、従来の航空機により牽引されて高度を上げる宇宙発射用飛行機

Info

Publication number: JPH10509113A
Application number: JP8516928A
Authority: JP
Inventors: エス．ケリー，マイケル
Original assignee: ケリースペースアンドテクノロジー，インコーポレイティド
Priority date: 1994-11-21
Filing date: 1995-11-13
Publication date: 1998-09-08
Also published as: AU709234B2; AU8842298A; BR9509803A; CA2237583A1; EP0793599A1; EP0793599A4; AU4151296A; US5626310A; RU2175933C2; WO1996015941A1; CN1173157A; AU693968B2

Abstract

(57)【要約】空力的な揚力面（２）を備えた軌道発射飛行機（１）は従来の航空機（１９）の後ろでグライダのように牽引可能であり、現在の軌道発射システムに比べて大幅に費用を低減して低い地球軌道内へ宇宙船を配置するために飛行機を牽引する方法は、これら飛行機を従来の航空機（１９）と接続するための可撓性のケーブル（１８）を用いる。空力的な揚力面（２）の揚力により、発射用飛行機（１）は現存の航空機（１９）を用いて従来の滑走路から可撓性を有するケーブル（１８）により牽引可能となる。このため『従来の空中における発射』に対して軌道内への宇宙船の発射が公共の安全性の制限に一致して従来の滑走路から始められるため、軌道傾斜の全範囲が達成される地理的場所で専用の発射台を建設する必要がなくなる。

Description

【発明の詳細な説明】グライダのように構成され、従来の航空機により牽引されて高度を上げる宇宙発射用飛行機背景技術本発明は概して宇宙船を地球周りの軌道内に配置するための発射用飛行機に関し、特に従来の航空機の後ろでグライダのように発射用飛行機を牽引するのに十分な能力を有する揚力生成面を備えた発射用飛行機に関する。現在、限られた数の異なるタイプの発射用飛行機が宇宙船を地球周りの軌道内に配置するために利用可能である。実際には、これらは全て固定された発射台からロケット力により発射される。これでは発射が行われるときの素早さが、発射台を用意し、発射台上に発射用飛行機を組み立て、発射用飛行機に宇宙船を配置し、発射用飛行機に推進剤を搭載し、システムが適切に作動することを確認し、発射を実行するのに必要な時間に制限されてしまう。恒星に対して特定の軌道面に宇宙船を配置する必要が生じたとき、発射の機会は軌道面が発射地点を通過する非常に短い時間に限定される。発射ウインドウと呼ばれるこの時間は、所望の軌道面が赤道に対して非常に傾斜し、発射台が低緯度にあると、数秒ほどの短い時間である。発射に行き着くまでの操作が遅れると、発射ウインドウを逃してしまい、次の機会まで発射を遅らせなければならない。発射操作の複雑さの多くは、発射用飛行機が他の計画用に準備されるまえに所望の次の軌道面が通過してしまうということである。発射のための乗務員をその場所に維持し、発射前の操作を繰り返し実行することは、宇宙発射操作費用の上昇にかなり影響する。発射台から発射される飛行機は発射台の地理的場所により、ある軌道傾斜にのみ宇宙船を運搬することができる。住宅街上空での飛行に関する安全性に関することにより、所定の発射台から発射される飛行機の方向が限定され、結果として到達できる軌道の最大傾斜が制限される。固定された発射台から到達できる最小軌道は発射台が位置する地理的な緯度で決まり、この緯度に等しい。いったん宇宙船が軌道内に入っても推進機動を実行して軌道傾斜を変更できるけれども、五度またはそれぐらいの角度より大きく変化をするためにこれを実行するのに必要な推進剤の重量は非常に重い。発射台のメンテナンスや発射後の再生と同様に発射台の構築は非常に費用がかかる。これら費用は発射費用に反映される。地球の地形の特性は赤道上の数少ない離れた場所だけが任意の傾斜の軌道へ発射するのに適しているということである。これらの場所にアクセスすることができない発射サービス提供者にとっては、数々の場所に多数の発射場所を作り、宇宙船を任意の傾斜の軌道内に配置できるようにしなければならない。多数の発射場所の費用は非常に高いため、発射サービス提供者は任意の傾斜の軌道に発射するのに十分な場所を確保する余裕がない。このため所定の発射サービス提供者が実行できる任務のタイプは限られている。最近、宇宙発射において改良がなされており、ここでは発射用飛行機は従来の航空機上に保持される。航空機は、発射用飛行機が解放されその積荷（宇宙船）を軌道内に推進する任意の地理的場所まで飛行することができる。この操作は『空中発射』と呼ばれ、このように構成された飛行機は『空中発射された』飛行機と呼ばれる。地面から離陸可能な発射用飛行機に適用されたときに適切な空中発射に関する選択可能な方向は、発射用航空機を『零ステージ』と考えることである。この専門用語は、一般的に、発射用飛行機自体の推進システムが点火可能となるまえにこれら飛行機を上昇してある高度で且つある速度にしてこれらの性能を向上するために現存の発射用飛行機に加えられる推進システムを表すのに用いられる。これは現存の発射用飛行機が積荷に加えなければならない総エネルギを低減し、より大きな積荷容量またはその積荷をよりエネルギを必要とする軌道内へ配置することに変換される。発射用航空機を『零ステージ』と呼ぶことは、発射用飛行機がそれ自体の力で地面から離陸することができる場合、または発射用飛行機が空中発射されるように特別に設計されていない場合に適用される。地面発射に対する空中発射の利点は多い。飛行機が飛行したときに飛行機が住宅街を危険に晒さないように発射場所を選択し、宇宙船を所望の傾斜の軌道内に配置できる。したがって航空機を発射用プラットホームとして用いて実行できる数々の任務は固定発射台から発射される飛行機が実行できる任務よりもかなり多い。さらに、購入の必要がある航空機は一つのみであり、上記操作が可能な従来の空港設備から飛行可能である。このことは所望の地理的場所に簡単に移動できる一つの『発射台』（航空機）を有しているのに等しい。発射用飛行機が零ステージとして航空機を有するシステムの選択可能な表示では、この均等物は、上記従来の空港設備の形態の世界中の場所に既にある多数の発射台を有する一つとなる。また、特定の大きく傾斜した軌道へと発射するとき、航空機により発射される飛行機は、航空機が上空にいる時間にのみ限定される期間を有する発射ウインドウを有する。これは各々がその下で回転すると軌道のペースに航空機がついていける所定の緯度および速度で西方向へ飛行することにより達成される。これにより発射ウインドウを逃す可能性はかなり低減される。上述のように、地面の発射台から発射される飛行機より高い高度で発射用飛行機はそれ自体での駆動飛行を開始するため、発射用飛行機は宇宙船に少ないポテンシャルエネルギしか加える必要はない。また、航空機の速度は発射用飛行機の速度に加えられるため、発射用飛行機は軌道に到達するのに必要な全ての速度を提供する必要はない。発射用飛行機がロケットにより推進されるならば、発射高度でのノズルの背圧が低いため、ロケットエンジンの性能は発射用飛行機が地面から発射されたときより高い。最後に、所定の軌道傾斜において、発射用飛行機は所望の軌道傾斜に等しい緯度から真西の方向へ発射される。このため全ての地球の回転速度が最大可能な程度まで飛行機の初期速度に加えられる。これら要因全ては飛行機に貢献し、所定の発射重量において、地面から発射される場合に可能なより重い宇宙船を軌道内に配置することができ、または同じ積荷をよりエネルギを必要とする軌道内に配置することができる。揚力面を飛行機に加えることで性能がより高められる。これらは空力的な力を用いて発射用飛行機の推進システムにより生成される推進力を増大し、実際の加速のまえに推進システムが飛行機の重量を初めに相殺しなければならないことから通常生じる性能損失を効果的に相殺する。航空機から発射される現在の一つのシステム（Orbital Sciences Corporation のPegasus（商標名））は、発射用航空機の速度で飛行機の重量を部分的に相殺するのにだけ十分な翼面の面積を有する。飛行機が加速され、それと同時に推進剤が消費されて軽くなったときに翼が最終的に飛行機の重量を上回る。したがって翼から潜在的に利用可能な性能向上は限られる。上記Pegasus（商標名）は、発射用航空機により、または翼下パイロン或いは航空機の機体の下側の特別な取付け部に直接取り付けられることにより保持される。航空機により発射することを意図した他に提案された発射用飛行機は、全て、航空機の頂部に、または翼の下に、または積荷室内にといった幾つかの形態で航空機により保持されるようになっている。幾つかは揚力面を用い、幾つかは揚力面を用いていない。しかしながら、どの場合でも、発射用航空機の速度と等しい表示飛行速度で飛行機の発射重量と等しいまたはより大きい空力的な揚力を発射用飛行機が有する設計はない。これら発射用飛行機の各々は同じ一連の欠点がある。第一は、発射用飛行機の最大重量が保持用航空機が必要な高度まで安全に上昇できる重量に限定されることである。このため上記発射用飛行機により発射される宇宙船の大きさおよび重量に絶対的な上限が課される。重量制限は保持用航空機の積荷容量に必ずしも等しくない。発射用飛行機が航空機の外側に取り付けられていると、この付属物の追加により航空機に加えられる干渉抗力は、克服するのに余分な力を要求する。さらに、航空機に及ぶ構造的負荷は発射用飛行機の重量丁度より大きい。発射用飛行機の抗力および初期負荷の要因が保持用航空機に及ぶ負荷にかなり加わる。航空機の実際の重量持上げ能力を越えるずっとまえに構造的限界に達してしまう。第二は、大量の爆発性の推進剤を一般的に含む発射用飛行機を人が乗り込む発射用航空機上または内に保持することに関連する危険があるということである。爆発の危険は滑走路から発射地点までの飛行中はかなり小さい。最も爆発の可能性が大きいのは発射用飛行機の推進システムの点火中または点火直後である。部分的にはこの理由で、空中で発射するという概念の殆どはこれら推進システムを作動するまえに発射用飛行機を保持用航空機から自由落下させる必要がある。これは達成可能な信頼性を幾分か低下させ、ここではその推進システムが適切に機能しているという確証を得るまえに発射用飛行機を保持用航空機から最終的に分離してしまう。発射用飛行機が揚力面を有しておらず且つ自由落下中にかなりの速度を得る場合には地面からの発射に比べて正味の性能損失がある。第三は、航空機から発射用飛行機を分離することにより、発射用飛行機に力学的な負荷が及んで宇宙船に伝達されるということである。これら負荷は非常に厳しく、これ以外では不要であった構造より重い宇宙船の構造を必要とする。第四は、外的に保持される発射用飛行機が保持用航空機のエンジンからのノイズと、それが自由流に突出しているならば発射用飛行機周りの複雑な空気流により生成されるノイズとを受けるということである。このため宇宙船にはランダムな振動が及ぶ。振動レベルは地面発射台から発射された飛行機上の宇宙船に及ぶ振動レベルより高く、何百倍も長く続く。ここでも重量が重い宇宙船の構造が必要となり、これを免れるために繊細な器具を完全に再設計しなければならない。第五は、保持用航空機が発射用飛行機を保持できるように航空機を変更する費用と複雑さが発射用飛行機の大きさで劇的に増大するということである。実際には、この変更は発射台を製造するよりも複雑で高価であり、航空機による発射を利用しようという動機を減退させる。最後は、航空機から発射用飛行機を分離したときに生じる多くの故障により航空機乗務員が危険に晒されるということである。例えば、発射用飛行機制御システムが故障して保持用航空機と衝突し、両方を失ってしまうこともある。航空機から宇宙発射用飛行機を発射することは地面からの発射に対してかなり有利であるが、現在の設計上の制限はかなりなものである。現在の技術により課される宇宙船の大きさおよび重量に対する制限が最も重要である。宇宙発射用飛行機の航空機による発射の利点をより十分に達成し、その費用、危険性、他の制限を低減するために新たなアプローチが望まれる。発明の開示本発明はグライダの技術を発射用飛行機に応用することにより現在の航空機から発射される宇宙発射用飛行機の欠点を克服する。すなわちこれは揚力面を発射用飛行機に加えることからなり、これは従来の航空機の離陸速度より小さいまたは等しい速度で発射用飛行機の発射重量を上回ることができる。それから発射用飛行機は従来の航空機の後ろで可撓性のケーブルを用いて牽引される。それから牽引中、発射用飛行機は航空機上に保持された発射用飛行機または航空機内に保持された発射用飛行機と全く同じ形態で地理的に所望の場所まで飛行できる。発射地点で牽引用ラインを解放し、発射用飛行機の推進システムを安全で且つ安定した形態で始動し、発射用飛行機の積荷を軌道内へと推進する。本発明は一つまたはそれ以上の推進ステージを内部に搭載したグライダ機体、または適切な揚力面を付加した一つまたはそれ以上の推進ステージの発射用飛行機からなる。飛行機は特定の飛行機の条件に応じて完全に消耗可能、部分的に再利用可能、或いは完全に再利用可能である。飛行機は発射できないときに帰還できるように着陸装置を備えてもよい。どの実施形態の飛行機も牽引用ライン用の取付け・解放機構と、飛行機を自動または遠隔制御で飛行させる制御システムとを備える。車輪と、飛行を中止すべき離陸のときに飛行機を安全に停止することができる制動システムとを備えた台車上に飛行機を取り付けることにより地面での取扱および離陸がなされる。台車は重量軽減のために地面に残され、発射用飛行機が持ち上がったら一体的な制動システムを用いて自動的に停止する。牽引用航空機は発射用飛行機に対して揚力ではなく推進力のみを与える。市販の幅広の本体輸送用ジェットのエンジンから得られる総エンジン推進力は、航空機の抗力を遙に越える。エンジンの推進力と航空機の抗力との間の差は発射用飛行機に直接及び、及ぼされた負荷とそれ自体の抗力とが反応する。それからグライダの最大重量はその揚力対抗力の比率（Ｌ／Ｄ）のみにより制限され、大まかには及んだ牽引負荷にＬ／Ｄを掛けた負荷に等しい。特別な例として挙げるならば、巡航での７４７−２００Ｂは３６０００フィートの巡航高度で６７５００ポンドの力の推進力を全体で利用可能である。７４７の重量が５０００００ポンドで、そのＬ／Ｄが１２であるとすると、平衡した巡航で７４７にかかる抗力は４１６６７ポンドであり、２５９００ポンドの正味の力が牽引用ケーブルに及ぼされるために残る。発射用飛行機のＬ／Ｄが１０であるならば、この発射用飛行機の最大重量は２５９０００ポンドである。これに対して、航空機で利用可能な（スペアエンジンを輸送するのに用いられる）構造的に硬い場所に保持できる最大重量は５００００ポンドである。航空機が軽い負荷を保持できるようにするためより、重い負荷を牽引できるようにするためにのほうが航空機に必要な構造的な変更は非常に少ないことを上述は示唆している。例えば、２５９０００ポンドの牽引用飛行機は航空機の後ろで牽引されて、２５９００ポンドだけの力を航空機にかける。また、航空機上にある硬い場所はすでに５００００ポンドの力に反作用できる。発射用飛行機では、牽引することにより、滑走路から駆動上昇地点まで発射用飛行機を運搬するための重い推進システムまたは燃料を保持する必要から発射用飛行機が解放される。これは発射用飛行機を簡素にし、離陸点から駆動上昇地点までの負荷を航空機に保持された発射用飛行機と同じ形態で牽引用航空機に効果的に移管する。発射用飛行機を航空機の速度で離陸可能とする翼を発射用飛行機が備えるため、発射用飛行機は明らかにそれ自体の力で地面から離陸できる。しかしながら、発射用飛行機がさらなる抗力、重力および背圧損失を克服しなければならないため、その性能は低下する。これは牽引用航空機用に『零ステージ』という用語を用いることが適切である例である。発射用飛行機と零ステージとを可撓性を有するケーブルを介して一緒に取り付ける方法は、発射用飛行機の空力的な揚力能力により可能とされ、発射用飛行機の従来技術に対してかなりの向上している。他の利点は上述のタイプの高い空力的な揚力を用いることから生じる。発射用飛行機内の高揚力装置を用いることにより、発射用飛行機はPegasus（商標名）のような低揚力型飛行機では不可能であった形態を呈する。低揚力型飛行機は重力を上回ることによるこれらの性能損失を最小限に抑えるために高い推進力を有する。所定量の推進剤にとって、推進持続時間は推進レベルに反比例する。高推進力は短い燃焼時間を意味し、これにより発射用飛行機は比較的低い高度で比較的高速に達する。このため他では生じない抗力により性能損失が生じる。高揚力型飛行機は全体的に空力的に支持されているため長時間にわたって浅い角度で上昇できる。飛行機の重量を相殺するためにかなりの付加的な推進力を必要とする低揚力型飛行機の場合とは異なり、速度を上げるまたは速度を維持するためにのみ推進力を必要する。高揚力型飛行機は、同量の推進剤を燃焼した場合、かなりの速度を得るまえに低揚力型飛行機よりも高い高度まで上昇でき、抗力による不利益が低減される。要求により利用可能な上記かなりの力を有することは、重力損失を最小限に抑える軌道を形成すること、かなりの速度を得たあとに付随する性能損失なく飛行方位を変えることの助けとなる。飛行の終わりにおいて、グライダが帰還すべきである場合、高揚力は飛行機に及ぶ熱を低減し、そのレンジを拡張するように働く。第一ステージの推進剤が消費されると、飛行機の翼負荷が離陸時の値よりも小さくなるため、加熱および操縦負荷が低揚力型飛行機で可能なよりもずっと良好である。牽引グライダ型発射用飛行機に固有の高揚力特性は、全ての他の空中発射または空力的に補助された概念とその発射用飛行機とを異ならせる。発射用飛行機は低揚力型飛行機とは異なる飛行状態で作動し、一つは幾つかの利点がある。上述した航空機の変更が簡単であるといった牽引グライダ型発射用飛行機から生じる実際の多くの利点がある。図面の簡単な説明図１Ａから図１Ｄは本願で開示するタイプの発射用飛行機の一つの実施形態を示す。図１Ａはプラットホーム図であり、図１Ｂは側面図であり、図１Ｃおよび図１Ｄは関節連結された機首ドアの作動を示した側面図である。図２Ａから図２Ｄは発射用飛行機の上記一つの実施形態における推進システムを示す。図３Ａから図３Ｄは発射用飛行機および牽引用航空機の離陸シーケンスを示す。図４Ａから図４Ｃは上記一つの実施形態において上位ステージを第一ステージから分離する方法を示す。発明を実施するための最良の形態図１の本発明の一つの実施形態は翼（２）と方向舵（３）とを備えたグライダ機体（１）を示し、グライダ機体（１）には後尾端から突出したノズル（４）で示したロケット推進システムが設けられる。図１Ａはクランクになったデルタ翼の構成を示したプラットホーム図である。この翼の構成は、亜音速における揚力対抗力の比率と極超音速における抗力との間のバランスを最適として、抗力による不利益が最小となる高速で従来の航空機の後ろで最大重量を引っ張ることができるように選択される。可変後退翼およびＸ型翼の構成を含む他のプラットホームも同様に適している。図１Ｂは方向舵（３）をさらに明瞭に示した飛行機の側面図である。図１Ｃおよび図１Ｄは関節接続された機首ドア（５）を用いて上位ステージおよび宇宙船を搭載したり展開したりする手段の実施可能な一つの実行を示す。この構成は７４７−１００ＦやＣ−５ＡＧａｌａｘｙのような従来の機首搭載型貨物機の積荷ドアと同様である。図１Ｃは部分的に開いたドアを、図１Ｄは完全に開いたドアを示す。図２Ａは一体型推進システム（６〜９）と、上位ステージおよび宇宙船用の隔室（１０）と、上位ステージおよび積荷用の構造的インターフェース（１１）とを示した飛行機の断面図である。本実施形態では、機首（６）に配置されたタンクは最も後尾のタンク（８）と同様に液体酸素（ＬＯＸ）を保有する。中央のタンク（７）は灯油を保有する。飛行機の長さ方向に沿って推進剤を移動させて全飛行状態を通して圧力中心の前方に飛行機の重心が維持されるように上記構成を選択した。亜音速飛行から極超音速飛行への移行中に圧力中心がかなり前方へと移動する。重心が圧力中心に対してある関係に維持されていないと、飛行機は不安定になる。初めにタンク（８）内のＬＯＸを消費することにより、推進剤が消費されるにつれて重心が前方へと移動せしめられる。中止すべき状況では、エンジン（９）が停止され、飛行機は減速せしめられる。それに伴って圧力中心の位置が後尾の方へ移動することは、残りのＬＯＸを前方のタンク（６）から後尾のタンク（８）へと移送して圧力中心と重心との位置の安定した関係を維持することにより補償される。図２Ｂは上位ステージ・宇宙船組立体の構成要素を示す。大きな固体推進モータ（１２）は発射用飛行機の第二ステージとして働く。小さな固体推進モータ（１３）は第三ステージおよび最終ステージとして働く。これら二つのモータはトラスまたは他の構造的組立体（１４）により連結される。第三ステージには航空機（１５）が連結され、図２Ｃで示した一体型の航空機・上位ステージ組立体（１６）となる。この組立体は図２Ｄで示したように第一ステージに取り付けられる。地上での操作中、一体型の上位ステージ・宇宙船組立体は開いた機首ドアを介して発射用飛行機内に水平に搭載され、発射台から発射される発射用飛行機に通常は関係するクレーンや他の重い持上げ装置を必要としない。これは設備費用や飛行前の組立作業に必要な複雑さと時間とをかなり節約できることを意味する。発射用飛行機用の液体推進剤は離陸直前まで搭載されないため、宇宙船・上位ステージ組立体（１６）の搭載作業中は機首タンク（６）は空であり、したがってヒンジ構造および開放機構を極端に強度が高くて重くする必要はない。地上における全操作は、図３Ａから図３Ｄに示したように、取扱・離陸用カート（１７）に発射用飛行機を取り付けて行われる。爆発性を備えたボルトや他の機構を用いてこれらカートおよび飛行機をしっかりと締結することにより飛行機（１）がカート（１７）に機械的な取り付けられ、この取付けは命令により解放される。発射用飛行機は可撓性を有するケーブル（１８）により牽引用航空機に連結される。ケーブル（１８）は発射用飛行機（１）に配置された適切な取付け・解放機構を有し、牽引用航空機の重心にまたは重心近くのファリング（２０）に取り付けられたウインチ機構により牽引用航空機（１９）に取り付けられる。これは牽引用ラインにより航空機に及ぶ転覆モーメントを最小限に抑えるために行われる。図３Ａは離陸滑走中の組立体を示す。両飛行機は牽引用航空機が離陸に必要な速度である回転速度を過ぎるまで地上にあるままである。現在の飛行上の実際はこの速度に到達したあとでは、深刻な機械的な問題が航空機に生じたとしても、ジェット航空機を離陸する必要があった。この時点では、図３Ｂに示したように、台車上の水撃ポンプ（２１）を延ばして発射用飛行機の機首を離陸角度まで持ち上げる。それから台車と発射用飛行機との間の機械的な連結を分離し、発射用飛行機が図３Ｃに示したように離陸する。発射用飛行機が適切な高度に達したとき、牽引用航空機は離陸するために図３Ｄに示したように回転するまたは機首を上げる。上記離陸手順には二つの理由がある。一つは、発射用飛行機がいったん空中に浮いてしまうと、発射用飛行機が任務続行ができない問題が生じても牽引用航空機も離陸しなければならないということである。この状況では、その後の帰還のために推進剤を発射用飛行機から素早く捨ててその重量を軽くする。牽引用航空機は旋回して緊急着陸用の滑走路に戻り、これら二つの飛行機は将来の飛行計画に対する問題もなく帰還できる。初めに発射用飛行機を空中に浮かばせる第二の理由は、大きな航空機が離陸したとき或いは大きな迎え角で飛行するときに生じる強い翼先端渦巻きの範囲外に発射用飛行機を確実に置くということである。発射地点までの上昇中に、発射用飛行機はこれら渦巻きを避けるために牽引用航空機の上方を飛び続ける。発射用飛行機は所望の発射地点まで牽引され、輸送時間中は牽引用航空機に配置された発射制御用計器盤により遠隔計測で必要な飛行前確認を行う。発射用航空機にいるパイロットは標準の遠隔操縦飛行機（Remotely Piloted Vehicle: ＲＰＶ）制御技術を用いて遠隔で発射用飛行機を操縦する。所望の発射地点にいったん到達すると、第一ステージのロケットエンジンを点火し、いったんその作動が確認されると、牽引用ラインを発射用飛行機から解放する。発射用飛行機が上昇して適切な高度および速度になると、惰力飛行に入る。図示した実施形態では、第一ステージの推進剤は約３５００００フィートで且つ１４０００フィート／秒の速度で使い果たされる。第一ステージが停止したところでの飛行経路角は、発射用飛行機が６０００００フィート以上まで惰力飛行できる角度である。飛行機がいったん４０００００フィート以上まで惰力飛行したときには、飛行機は可感大気または体感大気の外にある。空力的な力および自由分子熱はもはや重要ではなく、宇宙船・上位ステージ組立体を展開するために関節接続された機首ドアを開放することができる。図４Ａから図４Ｃは飛行中の宇宙船・上位ステージ組立体から第一ステージを分離するところを示す。図４Ａでは飛行機は惰力飛行している。図４Ｂは機首ドアが開放さ部分にあるところを示す。図４Ｃは第一ステージから放出されたあとの宇宙船・上位ステージ組立体を示す。これは適切なばね分離機構、水撃ポンプまたは他の適切なアクチュエータを用いて行われる。宇宙船・上位ステージ組立体はいったん分離されるとジェットの衝撃により第一ステージが損傷を受けないように第一ステージからある距離まで惰力飛行する。それから第二ステージおよび第三ステージのモータが連続して点火されて宇宙船を軌道内に配置する。それからグライダのドアが閉められ、グライダが大気へ再突入し、続いて帰還用着陸地までグライダのように飛行する。これは初期費用と作動費用との点で最も効果的な解決策であるため、初期開発用の好適な実施形態である。開発費用を必要としないように、市販の消耗用の上位ステージを用いてもよい。現存する機体および推進技術を用いて帰還可能なロケット推進グライダを容易に開発できる。第一ステージの自動着陸および第三ステージの軌道内への進入を含む全ての飛行状態を通して飛行機を制御する案内・航行システムが市販されている。液体推進システムは固体ロケットシステムまたはハイブリッドロケットシステムに比べて容易に再生でき且つ補充できるため好ましい。飛行を中止すべき状況で着陸のために飛行機の重量を軽くし且つ爆発の危険を低減するために液体推進剤を飛行機から捨てるので、システムの安全性が向上する。これは固体推進モータではなされず、ハイブリッド型では部分的にのみ可能である。しかしながら、本発明はいかなる特定の推進技術にも従属しない。その利点は用いる推進システムのタイプからは独立しており、システムのタイプを選択することは所定の一連の条件にのみ従属する必要がある。好適実施形態の主目的は宇宙における発射の費用を下げることであり、推進システムの選択が財務的な目的を反映する。液体型またはハイブリッド型の推進システムの利点は、自由に推進レベルを変えられるということである。このため長時間にわたり浅い角度で上昇し、重力による損失を最小限に抑えることができる完全な利点が得られ、一つのエンジンまたは複数のエンジンを絞ることで推進剤を保存できる。二つの推進剤を有する液体推進システムは二つの液体が存在するためハイブリッド型に比べてさらに安全性に対する危険が伴う。しかしながら、利用可能な容積を最適に用いて飛行機の重心位置を制御できるように発射用飛行機に液体推進剤用のタンクを分配することもできる。ウインチ機構を用いて牽引中の発射用飛行機と牽引用航空機との間の距離を変えることができる。牽引用航空機と発射用飛行機との分離を制御することにより、航空機のエンジンノイズと牽引用航空機の航跡からの空力的なバフェッティングとから宇宙船に及ぶランダムな振動を最小限に抑えられる。このことは、発射用飛行機が地面の発射台から離陸すると発射用飛行機の反射ロケットノイズより厳しい振動環境がエンジンおよび空力的なノイズにより宇宙船に及んでしまう外部で運搬して空中にて発射するという他の概念とは非常に対照的である。牽引用航空機の乗務員が危険に晒されないように牽引用ラインが接続されている一方で発射用飛行機の推進システムを点火できるように、発射用飛行機を牽引用航空機の後ろで且つ上方に十分離して配置することもできる。牽引用ラインの最終解放のまえに発射用飛行機のエンジンが適切に作動しているかが確認できるため、発射システムの信頼性が向上する。発射用飛行機の推進システムが適切に始動しないならば、推進システムを停止し、牽引用航空機と発射用飛行機とを発射場所に安全に帰還させることができる。推進システムの点火の際に発射用飛行機が潰滅的に故障したときでさえ、爆発性のある過剰圧力やりゅう散弾の衝撃からの損傷を避けるために牽引用航空機を十分に離しておくことも可能である。相対的な風が数百マイル／時で発射用飛行機へ向かって二つの航空機から吹くということにより二つの航空機の安全性が向上される。消耗用の上位ステージを用いることにより他の観点での本実施形態の飛行機の開発が簡単になる。爆発性を有する積荷の半分を市販のモータに配置することにより、上位ステージの広範囲の開発は不要となる。しかしながら、さらに重要なことは、このために上昇中および特に再突入中における空力加熱から帰還可能な第一ステージを保護することが簡単になるということである。上昇中、ロケット駆動グライダは可感大気内において空力加熱が手に負えない問題となるような速度とはならない。第一ステージ推進システムで絞りを用いることにより、長時間にわたって不利益なく低速を維持できるため、問題がさらに簡単になる。これにより、飛行機が絞りを緩めて比較的短い時間での極超音速飛行部分を通して急進するのに十分な高度まで飛行機が上昇することができる。再突入時の加熱は、二つの理由で軌道から大気に突入する飛行機が経験するものよりもこのグライダでのほうがかなり小さい。第一に、第一ステージの最大速度が軌道に到達するのに必要な速度の半分を決して越える必要がないということである。これは、亜音速飛行速度まで遅くするために、軌道を廻っているボディが有するエネルギの２５％だけを飛行機が浪費しなければならないということを意味する。また、離陸時のグライダの重量は、その推進剤を消費したあとのグライダの重量の三倍と五倍との間でなければならない。したがってグライダの翼の負荷は離陸時の値の三分の一から五分の一である。このため、より大きな領域でエネルギを消費でき、飛行機の構造に対して低い熱伝達率となる。したがって加熱負荷は、構造の殆どにわたり簡単で耐久性のある絶縁材料を適用し、淀んだ領域に耐火性の材料を適用することにより受容される。全体的には、本実施形態は主要な目的が費用とリスクとを最小限に抑えることである近い分野のシステムの開発費用と開発リスクのバランス、および作動上の費用およびリスクとを最もよくバランスしている。空気を取り入れるシステムを含む他のタイプの推進システムをグライダおよび帰還可能な第一ステージに採用することにより、他の実行も可能である。本願で記載した実施形態は、主に、それが航空機または発射用飛行機の従来技術に重荷をかけることがなく、従来技術においてかなりの利点となるにもかかわらない簡単な様式で両方の要素を組み合わせるため、好ましい。

【手続補正書】特許法第１８４条の８第１項【提出日】１９９６年１２月６日【補正内容】請求の範囲１．第一の飛行機を具備し、該第一の飛行機は、従来の航空機の離陸速度より遅い飛行速度で該第一の飛行機の大気中の飛行を支持するのに十分な揚力を提供する空力的な揚力面と、一体的に形成された荷物隔室と、該荷物隔室からの出し入れのためのアクセス手段と、牽引用ケーブルを解放可能に取り付ける手段と、前記第一の飛行機の速度を増大するための絞り可能なロケット推進エンジンとを有し、前記アクセス手段を介して前記荷物隔室に宇宙船を受容せしめる手段を具備する、航空機により牽引されるのに適した牽引グライダ型宇宙発射用飛行機。２．第一の飛行機を具備し、該第一の飛行機は、従来の航空機の離陸速度より遅い飛行速度で該第一の飛行機の大気中の飛行を支持するのに十分な揚力を提供する空力的な揚力面と、一体的に形成された荷物隔室と、該荷物隔室からの出し入れのためのアクセス手段と、牽引用ケーブルを解放可能に取り付ける手段と、前記第一の飛行機の速度を増大するための絞り可能なロケット推進エンジンとを有し、前記アクセス手段を介して前記積荷隔室に受容される第二の飛行機を具備し、該第二の飛行機は宇宙船を取り付けるためのインターフェースと上位ステージ推進システムとを有し、該第二の飛行機は前記アクセス手段から放出可能である、従来の航空機により牽引されるのに適した牽引グライダ型宇宙発射システム。３．前記第一の飛行機が前記一体的に形成された積荷隔室を含む胴体部分を有し、前記アクセス手段が、前記一体的に形成された積荷隔室を含む胴体部分の主要本体部分を閉鎖するのに適した機首部分と、前記第一の閉鎖位置と第二の開放位置との間で前記機首部分を関節接続する手段とを具備し、前記第二の開放位置が前記積荷隔室からの放出のために前記宇宙船を露出する請求項２に記載の宇宙発進システム。４．前記第一の飛行機が前記絞り可能なロケット推進エンジン用の二つの推進剤からなるタンク貯蔵システムを有し、該タンク貯蔵システムは第一の前方タンクと第二の後尾タンクとを有し、前記空力的な揚力面により生成される圧力中心に対して前記飛行機の重心位置を制御するために流体を移送するために上記前方タンクおよび後尾タンクが相互接続されている請求項２に記載の宇宙発射システム。５．前記第一の飛行機が分離可能に取り付けられる発射用台車をさらに具備し、該台車が滑走離陸するための複数の車輪を有し、該台車は持ち上がったときに前記第一の飛行機から分離される請求項２に記載の宇宙発射システム。６．前記発射用台車が前記第一の飛行機を第一の水平な位置に配置し、離陸角度で第二の位置に配置する手段を有する請求項５に記載の宇宙発射システム。７．前記宇宙船を取り付けるためのインターフェースを有する上位ステージ推進システムをさらに具備し、該上位ステージ推進システムは前記アクセス手段を介して前記積荷隔室に受容され、前記第一の飛行機の飛行中に前記アクセス手段を介して放出可能である請求項２に記載の宇宙発射システム。８．第一の発射用飛行機を採用し、該第一の発射用飛行機が、従来の航空機の離陸速度より遅い飛行速度で該第一の発射用飛行機の大気中の飛行を支持するのに十分な揚力を提供する空力的な揚力面と、一体的に形成された積荷隔室と、該積荷隔室からの出し入れのためのアクセス手段と、牽引用ケーブルを解放可能に取り付けるための手段と、絞り可能なロケット推進エンジンとを有し、前記アクセス手段を介して前記積荷隔室に受容される第二の飛行機を採用し、該第二の飛行機が前記宇宙船と上位ステージ推進システムとを取り付けるためのインターフェースを有し、牽引用航空機を採用する宇宙船の発射方法であって、前記第一の飛行機の積荷隔室に前記第二の飛行機を挿入する工程と、牽引用ケーブルを前記牽引用航空機から前記第一の飛行機まで取り付ける工程と、滑走路においてその回転●速度を過ぎて前記牽引用航空機を加速する工程と、離陸のために前記第一の飛行機を制御する工程と、前記第一の発射用飛行機が適切な高度を得たときに離陸のために前記牽引用航空機を回転する工程と、前記牽引用航空機を所望の発射場所まで飛行する工程と、前記発射用飛行機の前記ロケットエンジンを点火する工程と、適切なロケット推進作動が確認されたときに前記発射用飛行機から前記牽引用ラインを解放する工程と、予め定められた高度および速度まで上昇するために前記発射用飛行機を制御する工程と、前記積荷隔室に対して前記アクセス手段を開放する工程と、前記積荷隔室から前記第二の飛行機を放出する工程と、前記宇宙船を軌道内に入れるための上位ステージ推進システムを作動する工程と、前記積荷隔室に対して前記アクセス手段を閉鎖する工程と、大気への再突入および帰還着陸場所への滑空のために前記第一の飛行機を制御する工程とを具備する宇宙船の発射方法。９．前記第一の飛行機は前記絞り可能なロケット推進エンジン用の液体型の二つの推進剤からなるシステムを有し、該推進剤システムは流体移送のために相互接続された前方タンクと後尾タンクとを有し、前記発射用飛行機を制御する工程が、亜音速飛行から超音速飛行への移行に適応するために前記揚力面から前記圧力中心に対して前記重心の前方への移動を達成するために前記前方タンクおよび前記後尾タンクからの推進剤の抽出を調節する工程をさらに具備する請求項８に記載の宇宙船の発射方法。１０．変化する飛行速度に適応するために前記空力的な揚力面の圧力中心に対して前記飛行機の重心を制御するために前記前方タンクと前記後尾タンクとの間で推進剤を移送する工程をさらに具備する請求項８に記載の宇宙船の発射方法。１１．前記航空機を飛行する工程が、前記牽引用航空機のエンジンノイズおよび前記牽引用航空機の航跡の空力的なバフェッティングとからの前記発射用飛行機および宇宙船上の振動を最小限に抑えるために前記牽引用航空機と前記第一の発射用飛行機との間の距離を変える工程をさらに具備する請求項８に記載の宇宙船の発射方法。１２．前記牽引用航空機を飛行する工程が、前記牽引用航空機を危険に晒すことなく前記牽引用ラインを接続したままで前記発射用飛行機の推進システムを点火できるように前記牽引用航空機に対して前記発射用飛行機の位置を調節する工程をさらに具備する請求項８に記載の宇宙船の発射方法。１３．前記牽引用航空機または発射用飛行機における任務を中止すべき状況を検知する工程と、後の帰還のためにその重量を軽くするために前記発射用飛行機から推進剤を捨てる工程と、緊急着陸用の滑走路へ戻るために前記牽引用航空機を操縦する工程と、従来の着陸により前記牽引用航空機と発射用飛行機とを帰還する工程とを具備する、発射場所へ緊急帰還するための手順をさらに有する請求項８に記載の宇宙船の発射方法。１４．発射用飛行機の不調を検知する工程と、前記発射用飛行機のロケット推進エンジンを停止する工程と、着陸場所へ帰還するために牽引された状態に前記発射用飛行機を維持する工程とを具備する、前記ロケットエンジンを点火する工程中のシステム故障後に前記第一発射用飛行機を牽引した状態に維持するための手順を有する請求項１２に記載の宇宙船の発射方法。１５．前記発射用飛行機を制御する工程が、予め定められた空力加熱レベルを維持するために予め定められた上昇経路のために前記発射用飛行機の推進システムを絞る工程と、前記第二の飛行機を放出するまえに最終的な極超音速まで急進するためにロケット推進エンジンの絞りを緩める工程とを有する請求項８に記載の宇宙船の発射方法。１６．グライダを牽引するのに適した牽引用航空機とグライダとを具備し、該グライダは、前記牽引用航空機の離陸速度より遅い飛行速度で該グライダの大気中の飛行を支持するのに十分な揚力を提供する空力的な揚力面と、前記グライダに一体的に形成された積荷隔室と、該積荷隔室からの出し入れのためのアクセス手段と、前記牽引用航空機と前記グライダとの間に牽引用ケーブルを解放可能に取り付ける手段と、前記グライダの速度を増大するための絞り可能なロケット推進エンジンと、前記アクセス手段を介して前記積荷隔室に第二の飛行機を受容せしめる手段とを有し、前記第二の飛行機は、宇宙船用のインターフェース取付け部と上位ステージ推進システムとを有し、前記第二の飛行機は前記グライダの飛行中に発進するために前記アクセス手段を介して放出可能である牽引グライダ型発射用飛行機システム。１７．前記絞り可能なロケット推進エンジンは前記第二の飛行機を発進するために前記可感大気上方に前記グライダを持ち上げるのに適している請求項１６に記載のグライダ型発射用飛行機システム。１８．宇宙船を展開するための牽引グライダ型宇宙発射用飛行機であって、前記グライダが航空機により牽引されるのに適しており、前記牽引用航空機の離陸速度に略等しい飛行速度で前記飛行機の大気中の飛行を支持するのに十分な揚力を提供する空力的な揚力面と、前記宇宙船を保持するための支持部と、前記飛行機の速度を増大するための絞り可能なロケット推進システムとを具備する牽引グライダ型宇宙発射用飛行機。１９．前記推進システムが前記飛行機が大気を越えて惰力飛行する高度まで前記飛行機を推進する請求項１８に記載の牽引グライダ型宇宙発射用飛行機。２０．前記推進システムが約３５００００フィートの高度まで前記飛行機を推進する請求項１８に記載の牽引グライダ型宇宙発射用飛行機。２１．前記推進システムが大気を越えた高度まで前記飛行機を推進する請求項１８に記載の牽引グライダ型宇宙発射用飛行機。２２．前記宇宙船に接続された第二ステージ推進システムをさらに具備する請求項１８に記載の牽引グライダ型宇宙発射用飛行機。２３．宇宙船を展開するための牽引グライダ型宇宙発射用飛行機であって、前記グライダが航空機により牽引されるのに適しており、前記牽引用航空機の離陸速度に略等しい飛行速度で前記飛行機の大気中の飛行を支持するのに十分な揚力を提供する空力的な揚力面と、前記グライダを超音速まで推進するための絞り可能な推進システムとを具備する牽引グライダ型宇宙発射用飛行機。２４．牽引用航空機の離陸速度に略等しい飛行速度で発射用飛行機の大気中の飛行を支持するのに十分な揚力を提供する空力的な揚力面と、絞り可能なロケット推進エンジンとを有する発射用飛行機により保持される宇宙船の発射方法であって、前記牽引用航空機から前記発射用飛行機まで牽引用ラインを解放可能に取り付ける工程と、滑走路でのその回転速度を過ぎて前記牽引用航空機を加速する工程と、離陸のために前記発射用飛行機を制御する工程と、前記発射用飛行機が適切な高度を得たときに離陸のために前記牽引用航空機を回転する工程と、前記牽引用航空機を所望の発射場所まで飛行する工程と、前記発射用飛行機の推進システムを始動する工程と、適切なロケット推進作動が確認されたときに前記発射用飛行機から前記牽引用ラインを解放する工程と、予め定められた高度および速度に上昇するために前記発射用飛行機を制御する工程と、前記発射用飛行機により保持された宇宙船を放出する工程とを具備する宇宙船の発射方法。２５．上位ステージ推進システムを有する第二の飛行機により保持された宇宙船の発射方法であって、前記第二の飛行機は牽引用航空機の離陸速度に略等しい飛行速度で発射用飛行機の大気中の飛行を支持するのに十分な揚力を提供する空力的な揚力面と、絞り可能なロケット推進エンジンとを有する発射用飛行機により保持されており、前記牽引用航空機から前記発射用飛行機まで牽引用ラインを解放可能に取り付ける工程と、滑走路でその回転速度を過ぎて前記牽引用航空機を加速する工程と、離陸のために前記発射用飛行機を制御する工程と、前記発射用飛行機が適切な高度を得たときに離陸のために前記牽引用航空機を回転する工程と、前記牽引用航空機を所望の発射場所まで飛行する工程と、前記発射用飛行機の推進システムを始動する工程と、適切なロケット推進作動が確認されたときに前記発射用飛行機から前記牽引用ラインを解放する工程と、予め定められた高度および速度まで上昇するために発射用飛行機を制御する工程と、前記宇宙船を保持する前記第二の飛行機を放出する工程と、宇宙船を軌道内に入れるために前記上位ステージ推進システムを作動する工程とを具備する宇宙船の発射方法。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (81)指定国ＥＰ(ＡＴ，ＢＥ，ＣＨ，ＤＥ，ＤＫ，ＥＳ，ＦＲ，ＧＢ，ＧＲ，ＩＥ，ＩＴ，ＬＵ，ＭＣ，ＮＬ，ＰＴ，ＳＥ)，ＯＡ(ＢＦ，ＢＪ，ＣＦ，ＣＧ，ＣＩ，ＣＭ，ＧＡ，ＧＮ，ＭＬ，ＭＲ，ＮＥ，ＳＮ，ＴＤ，ＴＧ)，ＡＰ(ＫＥ，ＬＳ，ＭＷ，ＳＤ，ＳＺ，ＵＧ)，ＡＬ，ＡＭ，ＡＴ，ＡＵ，ＢＢ，ＢＧ，ＢＲ，ＢＹ，ＣＡ，ＣＨ，ＣＮ，ＣＺ，ＤＥ，ＤＫ，ＥＥ，ＥＳ，ＦＩ，ＧＢ，ＧＥ，ＨＵ，ＩＳ，ＪＰ，ＫＥ，ＫＧ，ＫＰ，ＫＲ，ＫＺ，ＬＫ，ＬＲ，ＬＳ，ＬＴ，ＬＵ，ＬＶ，ＭＤ，ＭＧ，ＭＫ，ＭＮ，ＭＷ，ＭＸ，ＮＯ，ＮＺ，ＰＬ，ＰＴ，ＲＯ，ＲＵ，ＳＤ，ＳＥ，ＳＧ，ＳＩ，ＳＫ，ＴＪ，ＴＭ，ＴＴ，ＵＡ，ＵＧ，ＵＳ，ＵＺ，ＶＮ

Claims

【特許請求の範囲】１．空力的な揚力面とロケットまたは他の適切な推進システムとを備えた機体からなる下位ステージを具備する宇宙発射飛行機であって、前記下位ステージの空力的な揚力面により提供される揚力が従来の航空機の離陸速度より遅いまたは等しい速度で前記飛行機を空中で浮遊せしめのに十分であり、積荷を軌道に推進するために必要により一つまたはそれ以上の推進上位ステージを有し、可撓性を有する牽引用ケーブルの取付けおよび解放を提供するための機構を有し、発射用飛行機が任意の浅い飛行路に沿って上昇するときに発射用飛行機の駆動上昇中に生じる重力、空力的な抗力、およびエンジン背圧の性能損失の合計が発射用飛行機の重量を支持するために下位ステージの空力的な揚力面により提供された揚力を利用することにより最小限に抑えられる宇宙発射用飛行機。２．可撓性を有する牽引用ケーブルにより適切な従来の航空機に発射用飛行機を接続し、従来の滑走路から地理的に所望の場所、高度、速度および発射のための飛行方向まで従来の航空機の後ろでグライダのように発射用飛行機を牽引し、牽引用ケーブルを解放し且つ発射用飛行機上の推進システムを作動すると共に、発射用飛行機がそれ自体の駆動で上昇し、適切な高度、場所および飛行速度まで請求項１に記載の発射用飛行機を運搬する方法。３．宇宙船を軌道内に推進することが可能な一つまたはそれ以上の推進ステージを具備する宇宙発進飛行機であって、該宇宙発射飛行機に空力的な揚力面が取り付けられ、前記空力的な揚力面により提供された揚力が該飛行機を従来の航空機の離陸速度より遅いまたは等しい速度で空中に浮遊せしめるのに十分であり、可撓性を有する牽引用ケーブルを取付けおよび解放する機構を搭載し、該飛行機が任意の浅い飛行路に沿って上昇するときに前記飛行機の駆動上昇中に生じる重力、空力的な抗力およびエンジン背圧の性能損失の合計が飛行機の重量を支持するために飛行機の空力的な揚力面により提供された揚力を利用することにより最小限に抑えられる宇宙発進飛行機。４．可撓性を有する牽引用ケーブルにより適切な従来の航空機に発射用飛行機を接続し、従来の滑走路から発射のために地理的に所望の場所、高度、速度および飛行方位まで従来の航空機の後ろでグライダのように飛行機を牽引し、前記牽引用飛行機を解放すると共に前記発射用飛行機上で推進システムを作動することからなり、ここで前記発射用飛行機がそれ自体の駆動により上昇を実行する、零ステージとして従来の航空機を用いる請求項３に記載の飛行機の性能を増大する方法。５．滑空する宇宙発射用飛行機を牽引する目的で航空機の揚力中心に近い適切な構造的な場所で航空機にケーブルウインチを取り付けることからなる、請求項１に記載の飛行機の運搬手段として、または請求項３に記載の飛行機の性能を増大する零ステージとして用いられる従来の航空機の変更。