JPS6237300A

JPS6237300A - 空・宇宙航行体

Info

Publication number: JPS6237300A
Application number: JP61138026A
Authority: JP
Inventors: デビッド・アール・クリスウエル
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1985-06-13
Filing date: 1986-06-13
Publication date: 1987-02-18
Also published as: GB8614351D0; GB2176451A; GB2176451B; US4836470A

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】［産業上の利用分野］本発明は、非軌道飛行、軌道飛行、および宇宙飛行が可
能な再使用可能な空・宇宙航行体に関する。本発明の空
・宇宙航行体は、略楕円形の細長状の飛行ｇＫと、これ
に取付けられた複数の推進装置を備え、これらの推進装
置はそれぞれ回転自在に取付けられ、この推力の方向を
上記の翼体の縦方向の軸，？！に対して任意の方向に向
けることができ、これによってこの空・宇宙航行体の飛
行方向に対するその翼体の傾斜角を任意に設定できるよ
うに構成されているものである。

［従来の技術］飛行方向に対して回転制御することができる翼体、すな
わち回動翼または傾斜買と称されている調に関しては、
以下のような文献がある。すなわち、１９７７年に発行
されたｒＡｃｔａ　　Ａｓｔｒｏｎａｕｔ　ｉｃａＪに
記載されたＲｏｂｅｒｔＴ，ＪＯｎｅＳ著の表題ｒＴｈ
ｅ　　ｏｂｌｉｑｕｅ　　Ｗｉｎｇ−−Ａｉｒｃｒａｆ
ｔ　　Ｄｅｓｉｇｎ　　ｆｏｒ　　ＴｒａｎＳＳＯｎｉ
Ｃ　　ａｎｄ　　　　　’Ｌｏｗ　　Ｓｕｐｅｒｓｏｎ
ｉｃ　　ＳｐｅｅｄｓＪの記事、１９６１年に発行され
たｒＴｈｅ　　Ａｉｒｐｌａｎｅ　　ａｎｄ　　、Ａｓ
ｔｒｏｎａｕｔｉｃＳ」に掲載ざれたＧ．Ｈ．Ｌｅｅ著
の表題「Ｓｌｅｗｅｄ−ｗｉｎｇ　　Ｓｕｐｅｒｓｏｎ
ｉｃｓＪの記事、およびＲｏｂｅｒｔ　　Ｔ．Ｊｏｎｅ
ｓの米国特許Ｎｏ．３．９７１．５３５がある。

これらの文献には、遷音速および亜音速において、流れ
方向に対して傾斜できる回動翼の揚抗比が通常の後退翼
または三角翼より高くなることが証明されている。また
、この回動翼を流れの方向と直交させた場合すなわち直
交状態にした場合には、発散するエネルギおよび騒音が
減少することが示されている。また、これらの文献には
、この回ａｍと胴体との枢着構造が通常の可変後退翼の
枢着構造より構造的および空力的に有利であることも示
されている。そして、この回動翼を直交状態とすれば、
離陸の際の動力および騒音を減少させることができる。

短距離の飛行の場合には航空機の速度はあまり重要では
ないので、この回動翼を直交状態として飛行すれば燃料
の消費が少なくなる。また、長距離飛行の場合には、こ
の航空機は音速を僅かに下回る速度である「衝撃波限界
速度」、すなわち約１．２２４Ｋｍ／時（７６０？イル
／時）で飛行する。このような遷音速飛行時あるいは超
音速飛行時には、そのマツへ数に対応してこの回動翼の
角度を設定する。上記の文献によると、このような回動
翼は上記の直交状態がら抵抗が最少でかつ航空機の安定
が確保される角度の間の範囲でその傾斜角が選択される
。

このような回動翼は、通常の航空機に適用できるばかり
でなく、軌道飛行体、宇宙船、打上げ用航空機、そのほ
かのロケット推進の空・宇宙航行体にも適用できる。現
在の空・宇宙航行体は、スペースシャトルのように固定
翼を備えたものである。また、この他の打上げ用ロケッ
トには、その打上げ時の姿勢制御用の垂直尾翼または水
平尾翼しか備えられていない。したがって、現在の空・
宇宙航行体には上記のスペースシャトル以外には主翼を
備えたものはない。

また、Ｒｉｅｄｅ他の米国特許Ｎｏ、３．０２８．１２
２および３，１２０．３６１には、細長状の船体を有し
、この船体が飛行方向と平行または飛行方向に対して傾
斜した姿勢に制御される空・宇宙航行体が示されている
。これらのものには、その船体の中央部の外部に回動線
溝を介して動力ボンドが取付けられており、この船体に
対して上下動および垂直軸まわりに回動できるように構
成されている。しかし、上記の米国特許に開示されてい
るものは、推力が船体の一点に集中して作用するので、
空力的な制御力が小さい不具合がある。

そして、これらのものは、空力的な制御および安定は例
えばフラップ、昇降舵、方向舵等の通常な空力的手段で
おこなわれる。

［発明が解決しようとする問題点］本発明は、以上の事情に基づいてなされたもので、従来
の不具合を改善した空・宇宙航行体を提供するものであ
る。

ε問題点を解決するための手段とその作用コ本発明の空
・宇宙航行体は、その全体形状が細長の略楕円形のＮ体
から構成され、この翼体の先端から先端までの縦方向に
沿って複数の推進装置を備えたものである。また、別の
実施例によれば、この空・宇宙航行体には第２段の航行
体が搭載されている。

これらの推進装置はその推力の方向が独立して制御され
るように構成され、またこれらの推進装置は翼体の中心
からはずれた位置に配置されている。そして、これら推
進装置の推力の大きさおよび方向を制御することによっ
て、この翼体の空力的飛行制御およびこの翼体の縦方向
に対する飛行方向の制御をなす。この翼体の縦方向を飛
行方向に対して制御すること、すなわちこのＮ体の傾き
角を制御することによって、この航行体の飛行特性を向
上させることができる。また、別の実施例では、上記の
推進＠置はこの翼体内に内蔵されており、この翼体の表
面が平滑らかとなり、空力抵抗が少な（なる。

また、上記の推進装置はその推力の方向がこの、翼体の
縦方向に対して直交する方向からこの翼体の縦方向にま
で回動されるように構成され、この状態で非軌道飛行、
軌道飛行、および宇宙航行をおこなう。

この異体の両端部には、複数の王道装置が配置されてい
る。これら主推進装置は、正確にはこれらの推進装置の
排気口は、回転自在に形成され、離陸および着陸の場合
にはその方向がこのＮ体の縦方向と直交する方向に向け
られ、また宇宙航行する場合にはこの翼体の縦方向に対
して傾斜または平行な方向に向けられる。

また、この主推進装置は、この翼体の内に収納自在に構
成されている。

これらの推進装置としては、たとえばジェットエンジン
またはロケットエンジンが用いられ、これらエンジンは
この翼体内に内蔵され、その排気口がこの翼体の表面と
面一に開口している。そして、これらの推進装置は、排
気の方向を制御することができる可変排気口を備えてい
る。

この推進装置としては、たとえばロケットエンジンが用
いられ、このエンジンはこの翼体内に内蔵またはこの翼
体内に収納自在に構成されている。

宇宙空間の近傍または宇宙空間内で航行する場合には、
この推進装置の方向は一定の方向に固定され、その推力
の大きさのみが制御される。このようにして、この翼体
に対して推進装置の方向を動かさずに大気上層部から宇
宙空間にわたって航行することができる。

この翼体内には、燃料、乗員、貨物等を搭載するだめの
通常の構造のチャンバが形成されている。

このような本発明の航行体は、空力的な飛行および宇宙
航行の両方の飛行ができ、その飛行方向に対してこの翼
体の回動角度を変えることによって必要な空力的揚力が
得られるとともにその抵抗が最少となり、他の種類の航
行体より燃料の消費を少なくすることができる。。

また、本発明の別の実施例によれば、推進装置の排気の
少なくとも一部を下向きに噴出してこの翼体の下面と地
面との間に噴出し、離陸および着陸の際に地面効果によ
ってこの航行体を支持し、着陸装置が不要となるように
構成されている。この推進装置からの排気は、地面とこ
の航行体の間にエアクッションを形成し、同時にこの翼
体を地面から持上げ、同時にこの翼体を前方に推進し、
この状態から離陸させることができる。また、これらの
推進装置の方向を制御することによって、空力的飛行の
際の飛行制御をおこなうことができる。また、着陸の際
には、この排気によってエアクッションを形成し、着陸
装置を不要とすることができる。

よって、この翼体と複数の推進装置を備えた本発明の航
行体は、空力的に飛行して離陸および着陸ができ、また
この翼体を傾斜させて宇宙航行ができ、燃料の消費を少
なくすることができ、また垂直に打上げるためのロケッ
ト装置を必要としない。

また、本発明の航行装置は、垂直に打上げるロケット装
置に比較してその推力が小さくてすみ、多段または一段
の軌道打上げ用の回収可能な翼体形の空・宇宙航行体を
提供することができる。

さらに、本発明の航行体は飛行方向に対して回動させる
ことができる翼体を採用したことによって、その空力特
性を改善し、方向可変形の推進装置によって離陸、飛行
、着陸が可能である。

［実施例コ以下、図を参照して本発明の詳細な説明する。

第１図には、この翼体形の空・宇宙航行体の全体を符号
１００で示す。この航行体１００は飛行方向に対して傾
斜することができる翼体１０２から構成されており、こ
の内体１０２には複数の回動自在の推進装ｍ１ｉｏ、　
１ｏｓが設けられている。

また、この翼体１０２の前縁および後縁部にはそれぞれ
空力的な操縦舵面１０６が設けられている。

そして、これらの舵面１０６によって、空力的な制御お
よび安定が得られる。

この推進装置は第１エンジン１０８および第２エンジン
１１０を備えており、これらエンジンにはそれぞれ回動
制御装置１０９．１１１が設けられている。

これらの第１および第２エンジン１０８゜１１０はそれ
ぞれ回動カップリング１１５゜１１７によってこの翼体
に回動自在に取付けられている。また、これらのエンジ
ンにはシンバル形の排気装置が設けられ、その排気の方
向を上下に制御できるように構成されている。

これらの第１および第２エンジン１０８゜１１０は、低
高度の空力飛行用のジェットエンジンまたは宇宙航行用
のロケットエンジンを組合わせて、またはこれらの兼用
形のエンジンが使用される。この実施例では、宇宙航行
の際に後ろ側となるエンジン１１０にはロケットエンジ
ンが使用されている。

第１図に示すように、上記の第１エンジン１０８は上記
の回動カップリング１１５まわりに角度βだけ回動でき
るように構成されている。また、上記第２エンジン１１
０は角度αだけ回動するように構成されている。また、
これらエンジンにはジンバル形の可変排気装置が設けら
れ、これらの排気装置によって排気の角度を制御し、空
力的飛行の際の制御をなすように構成されている。

さらに、この翼体には操縦舵面１０６および反動形υ１
′ｎ１Ｂ１１０４が設けられ、この航行体の制（社）能
力を大きくするように構成されている。

第１図において、この具体１０２の近傍に描かれた矢印
は、この航行体１００の飛行方向を示す。

そして、離陸の際には、この具体１０２はその縦軸へが
離陸時の飛行方向Ｂと直交するような姿勢に制御される
。そして、超音速に近付くに従って、エンジン１０８．
１１０が回動されてこの国体１０２が回動され、その叙
軸Ａが飛行方向Ｃに対して角度をもつような姿勢に制御
される。そして、宇宙航行の際には、この具体１０２の
縦軸Ａが飛行方向Ａと合致するような姿勢に制御される
。この実施例では、エンジン１０８．１１０が回動され
ることによって、この翼体の飛行制御および飛行方向に
対するこの翼体の回動角度が制御され、空力飛行の際に
その抵抗を減少させる。この本発明の航行体は、従来の
航空機にはない優れた特性を有する。本発明の航行体は
、空力飛行して超音速で高高度に達し、軌道飛行に移行
するので、小さな出力のエンジンによって軌道まで打上
げることができる。また、本発明の航行体は空力飛行に
よって水平に離陸および着陸ができる。また、本発明の
ものは、ロケット等によって打上げる場合と比較してこ
の航行体の構造に作用する荷重が小さい。

また、本発明のものは、その推進装置として従来のもの
を利用することができる。たとえば、ロケットエンジン
として各種の燃料および酸化剤の組合わせのものが使用
できる。また、ジェットエンジンも各（（の形式のもの
が使用できる。もちろん、宇宙航行時には、ロケットエ
ンジンが使用される。

また、この第１図に示す実施例のものにおいて、〜ｙａ
＋ｔｅｙの米国特許Ｎｏ、３．６７２，６０６またはＪ
ａＣｋＳＯｎの米国特許Ｎｏ、４，２６５．４１６に開
示されているような通常の着陸装置（図示せず）を設け
、通常の航空機と同様に離陸および着陸できるように構
成してもよい。

また、この実施例のものに、引込み式または着脱式の着
陸装置を設けてもよい。もちろん、この着陸装置および
翼体の構造は、離陸時の最大Φ阻に耐えるようなもので
あることが必要である。

次に、本発明の航行体の作用を説明する。まず最初に、
通常の着陸装置によってこの航行体１００を離陸位置ま
で移動させる。この場合、この翼体１０２は離陸方向と
直交した姿勢とする。

そして、エンジン１０８．１１０によってこの翼体１０
２を推進させる。そして、この航行体１００が十分な速
度まで加速されると空力的な揚力によって離陸する。そ
して、これらのエンジンを作動させながら、速度の上昇
に対応してこれらエンジンの飛行方向に対する角度を制
御する。そして、この加速中に、上記の回動装置１０９
゜１１１を作動させ、これらエンジン１０８゜１１０を
翼体１０２の縦軸Ａに対して回動させ、この翼体１０２
の先端を飛行方向に向け、この翼体の気流に対する断面
積を減少させる。このような方法によってこの翼体１０
２の揚力に対する抵抗の比および抵抗を減少させる。そ
して、この航行体はさらに加速され、大気の上層部まで
上昇ｉる。

そして、この国体が飛行方向に対して傾斜するように回
動されることによって、この大気上層部から宇宙空間ま
で移動する際の速度、抵抗、空力的揚力、高度、空気密
度等の変化に対応した最適の空力的特性が得られる。こ
のように飛行方向に対してこの国体を回動させることに
よって、マツハ１からマツハ約２までの間で抵抗が減少
する。

そして、この抵抗の最大値は約マツハ１近傍にある。し
たがって、このように水平に離陸する航行体では、その
ロケットまたはジェットエンジン等の推進装置の推力は
上記マツハ１近傍の最大抵抗直に見合うだけのものでよ
い。よって、この航行体はマツハ１を超えれば、推力を
増加させる必要はなく、また比較的緩やかに音速を超え
るので、燃料の消費が少ない。

そして、高度が高くなり、また燃料の消費によってこの
航行体１００の重量が減少すると、ジェット推進領域か
らロケット推進を併用した空力飛行領域を経て、宇宙弾
道飛行に移行する。このような飛行領域の移行は、上記
のエンジン１０８゜１１０をこの翼体１０２の縦軸Ａの
方向まで回動させることによって達成される。このよう
な回動される翼体の空力特性はマツハ２を超えると変化
する。衝撃波はこの翼体１０２の舶縁からこの下方に発
生する。また、この翼体１０２の空力中心は後縁側に移
動する。このような特性の変化を補償するため、この翼
体１０２の内部には、少数または隔壁で仕切られた燃料
および酸化剤のタンクがこの翼体の縦方向に沿って配置
されている。そして、この燃料等をタンク間で移送して
重心を移動させ、この重心を移動した揚力中心と合致さ
せる。さらに、前述した操縦舵面１０６を作動させ、こ
の翼体１０２の縦方向の揚力中心の移動を補償する。

そして、この航行体１００が大気を圏を脱出したら、燃
料等の移送およびロケットエンジン１１０の排気の方向
を制御し、このロケットエンジン１１０の推力ベクトル
とこの航行体の重心とを合致させる。このような釣合い
は、上記のロケットエンジン１１０のジンバル形排気装
置によってその推力方向を変化させ、また燃料や酸化剤
を前方のタンクに移送することによって達成される。大
気性外では、空力的な力が作用しないので、上記のタン
クやジンバル形排気装置を適当に設計することによって
、上記の釣合いは容易に達成できる。

そして、軌道飛行に移行したら、上記のエンジン１０８
．１１０はこの翼体１０２の縦軸Ａに整列させる。

また、この翼体の表面には、断熱タイルまたは同様に断
熱材料を平滑に張付け、大気圏再突入の際の熱を遮断す
る。また、この場合に上記のエンジン１０８を切離し、
廃棄する。

また、この航行体１００には、そのピッチ、ロール、ヨ
ーの空力的安定と制御をなす通常の操縦舵面（図示せず
）を設けてもよい。これらの操縦舵面ば、Ｒ１ｅｂｅ他
の米国特許Ｎｏ、３．１２０．３６１に示すように引込
み式に構成してもよい。

また、第２図には本発明の別の実施例を示す。

この航行体１０１は、複数のエンジン２１０゜２０８お
よび２１２を備えている。この第２図に示す実施例のエ
ンジン２１０．２０８および２１２は翼体１０２内に内
蔵されており、それらの排気口のみがこの航行体１０１
の底面に開口している。このように構成すると、この翼
体１０２の外形形状が平滑となり、空力的特性が向上す
る。

上記の各エンジンにはジンバル形の方向可変排気装置１
２０９，２１１．２１３が設けられており、この航行体
１０１の姿勢制御ができるように構成されている。第２
図に示す実施例では、その推進８Ｍのエンジンたとえば
ジェットエンジンがこの翼体１０２の中央部に配置され
ており、低高度での飛行の際の推進および制御をなすよ
うに構成されている。

この第２図に示す航行体１０１は、その翼体１０２の下
面にエンジンの排気を噴出するので、地面効果によって
エアクッションを形成し、この航行体を地面から浮き上
がらせるとともに、この航行体を前進させる。そして、
この航行体が前進すると揚力が発生し、離陸する。した
がって、このものは翼体の下面全体で荷重が支持され、
この荷重による応力が均一となる。

このものは、比較的低い速度でこの翼体１０２によって
必要な揚力が発生する。すなわち、このものは荷重が翼
体１０２の下面全体で支持されるので、単位面積当りの
荷重が小さく、このエアクッションの地面効果によって
着陸装置なしで離陸することができる。

このように、この航行体１０１に着陸装置が不要となる
ので、コストが低減されるとともに小量が軽くなり、ペ
イロードが増加する。

この実施例の航行体１０１は、離陸および着陸の際にエ
ンジンの排気が地面効果によってこの翼体１０２の下面
全体の広い面積に作用し、機体を支持する。なお、上記
の点以外の空力的特性は前記第１図に示した航行体１０
０と同様である。

また、この翼体１０２内には乗員、乗客の居住チャンバ
が設けられ、またこの居住チャンバ内の環境を制御する
装置が搭載されている。

また、この実施例の航行体１０１のエンジン２０８．２
１０，２１３およびそのジンバル形排気装置２０９．２
１．２１３は引込み形のものでもよい。このようにすれ
ば、これらエンジンを翼体１０２の表面に装着でき、空
力的な必要に応じてこれらを引込めることができる。

また、第３図には別の実施例の航行体１０３の底面図を
示す。このものは、エンジン３１０゜３０８の排気を排
気ベーン３０９，３１１を介して排気するように構成さ
れている。なお、この実施例の作動および制御は上記の
第２図に示した実施例の場合と同様である。

これら排気ベーン３０９および３１１はそれぞれ独立し
て作動されるように構成され、これらは回転しかつ排気
の角度を変更できるように構成されている。これらの排
気ベーン３０９．３１１はエンジン３０８，３１０の排
気の方向を制御し、スラストリバーサとしても作用でき
るように構成されている。

また、第４図は上記第３図の航行体１０３の正面図であ
って、上記の排気ベーン３０９．３１１の角度が示され
ている。

また、第５図はこの航行体１０３の第４図の５−５線に
沿う概略的な断面図である。この第５図に示すように、
翼体１０２の前縁部に空気取入れ口５０１が形成され、
前縁ダクト５０６を介してジェットエンジン等のエンジ
ン３０８に連通されている。そして、このエンジンの排
気は排気ダクト５０８を介して上記の排気ベーン３０９
に導かれるように構成されている。この航行体１０３の
エンジンにロケットエンジンを使用した場合には、上記
の空気取入れ口５０１および前縁ダクト５０６は必要な
い。

また、この翼体１０２の断面形状は空力的な条件に対応
した所定の形状に設定されている。また、この翼体の平
面形状もたとえばＪｏｎｅｓの米国特許Ｎｏ、３．９７
１，５３５に開示されているような空力的な条件に対応
した形状に設計されている。

また、第６図はこの航行体１００の作用の説明図である
。まず、この航行体１００は離陸位置Ｕまで運搬され、
その翼体１０２の縦軸方向Ａが飛行方向日と直交するよ
うな姿勢に位置される。

そして、■の位置において離陸後大気中を飛行しながら
加速され、速度の増加に対応してこの翼体１０２の縦軸
へ−が飛行方向Ｃ′に対して傾斜される。また、Ｗの位
置において、飛行速度が音速に達し、この翼体の縦軸／
Ｍ′が飛行方向Ｃ″に対してさらに傾斜され、またエン
ジン１０８″および１１０″はこの翼体の縦軸Ａ′−に
対してこの翼体の傾斜角度と同じ角度だけ傾斜し、これ
らエンジンは飛行方向と反対側を向く。また、Ｘの位置
において、翼体の縦軸は飛行方向Ａ”″の方向を向き、
エンジン１１０”’によって推進される。また、この状態では前
方のエンジン１ｉｏ＝＝′が放出され、このエンジンは
別の軌道を通って地球上に回収される。またｙの状態は
再突入の状態を示し、この場合は翼体の縦軸Ａ−”　”
　′は飛行方向Ａ”　−”　＝に対して傾斜している。

また、２の状態は着陸のアプローチの状態を示し、この
状態では翼体の縦軸Ａ−′−＝′は飛行方向Ｂ−−−−
−と直交するような姿勢に制御される。

また、第７図には、さらに別の実施例の多段式の航行体
５００を示す。このものは、前記第１図および第２図に
示すものと同様な推進装置を備えている。このものは、
第２段航行体５０１と、翼休５０２とから構成されてい
る。そして、この第２段航行体５０１は翼体５０２の上
面に重ねられ、着脱自在な結合装置によって互いに結合
され、これらが重ねられた状態においてその全体の断面
形状が所定の空力的特性を有するように構成されている
。そして、これら第２段航行体５０１と翼体５０２は宇
宙空間において分離され、一方を宇宙空間に残し、他方
は地球上に回収される。この第７図に示す実施例では、
翼体５０２が地球上に回収され、第２段航行体５０１が
軌道飛行を続けるように構成されている。このように多
段式に構成することによって、一方を宇宙空間に残すこ
とができ、設計の自由度が向上する。また、乗員用のチ
ャンバ５０９が設けられ、この内部に乗員が乗込み、こ
の航行体５００を制御する。

なお、この第７図に示す航行体５００の構造は、前記第
１図に示す航行体１００の構造と同様である。

また、この多段式の航行体は、その飛行ミッションに対
応して各Ｉの設計がなされる。

なお、本発明は上記の実施例には限定されず、各種の変
形、改造が可能であることは明白である。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の第１の実施例の航行体を下方より見た
斜視図である。第２図は本発明の第２の実施例の航行体
を下方より見た斜視図である。第３図は本発明の第３の
実施例の航行体の底面図である。第４図は第３図に示す
航行体の正面図である。第５図は第４図の５−５線に沿
う概略的な断面図である。第６図は本発明の航行体の作
用を説明する図である。第７図は本発明の第４の実施例
の航行体の斜視図である。１００・・・航行体、１０２・・・翼体、１０８゜１１
０・・・エンジン、２０８．２１０・・・排気装置、３
０８．３１０・・・エンジン、３０９，３１１・・・排
気ベーン、５０１・・・第２段航行体、５０２・・・翼
体。出願人代理人　弁理士　鈴江武彦図面の浄書（内容、ζ変更なし）手続補正書（方式）１．事件の表示特願昭６１−１３８０２６号２、発明の名称空・宇宙紙＼体竹３、補正をする者事件との関係　　特許出願人氏名　デビット・アール・クリスウェル４、代理人住所　東京都千代［口区霞が関３丁目７番２号　ＵＢＥ
ビル昭和６１年８月２６日６、補正の対象委任状およびその訳文図面７、補正の内容

Claims

【特許請求の範囲】

（１）細長の楕円状をなし、その前縁から後縁にわたる
断面形状が所定の空力的形状をなす翼体と；上記の翼体にその中心からはずれた位置に設けられ、こ
の翼体に推力および制御力を与える複数の推進装置と；上記複数の推進装置の推力の方向および大きさを制御す
る制御手段とを具備したことを特徴とする空・宇宙航行
体。
（２）前記翼体に設けられた複数の推進装置の少なくと
も一部はこの翼体内に内蔵され、またこの翼体内には上
記内蔵された推進装置の排気をこの翼体の底面に導く内
部ダクトが内蔵されていることを特徴とする前記特許請
求の範囲第１項記載の空・宇宙航行体。
（３）前記複数の推進装置には、その推力の方向を鉛直
面内で変更することができるジンバル形可変排気装置が
設けられ、これによつてこの翼体の飛行特性を制御する
ことを特徴とする前記特許請求の範囲第１項記載の空・
宇宙航行体。
（４）前記複数の推進装置の少なくとも一部として主推
進装置が設けられ、この主推進装置はその推力の方向が
この翼体の縦軸方向と合致した場合においてこの翼体の
重心の後方の位置に設けられていることを特徴とする前
記特許請求の範囲第１項記載の空・宇宙航行体。
（５）前記主推進装置はジンバル装置を介して前記翼体
に取付けられていることを特徴とする前記特許請求の範
囲第４項記載の空・宇宙航行体。
（６）前記主推進装置は前記翼体の底面に水平方向に回
動自在に取付けられたロケットエンジンであることを特
徴とする前記特許請求の範囲第４項記載の空・宇宙航行
体。
（７）前記主推進装置は、その推力の方向が前記翼体の
縦軸方向と直交する方向とこの縦軸方向と合致する方向
との間の範囲にわたつて変更できるものであることを特
徴とする前記特許請求の範囲第６項記載の空・宇宙航行
体。
（８）前記複数の推進装置は前記翼体内に内蔵されてい
ることを特徴とする前記特許請求の範囲第６項記載の空
・宇宙航行体。
（９）前記推進装置の少なくとも１個は前記翼体に着脱
自在に取付けられこの翼体から切離し可能に構成されて
いることを特徴とする前記特許請求の範囲第６項記載の
空・宇宙航行体。
（１０）前記推進装置の少なくとも一部は、前記翼体の
外部に突出した位置とこの翼体内に収容された位置との
間を移動することができる引込み形のものであることを
特徴とする前記特許請求の範囲第１項記載の空・宇宙航
行体。
（１１）前記翼体はこの空・宇宙航行体の大部分を構成
し、またこの翼体の表面には少なくともその飛行時に大
きな突起が形成されていないことを特徴とする前記特許
請求の範囲第１項記載の空・宇宙航行体。
（１２）前記翼体内には、前記推進装置の少なくとも一
部に供給する推進剤を収容するチャンバが形成され、ま
た別のチャンバが形成されていることを特徴とする前記
特許請求の範囲第１項記載の空・宇宙航行体。
（１３）前記別のチャンバは貨物室であることを特徴と
する前記特許請求の範囲第１２項記載の空・宇宙航行体
。
（１４）前記別のチャンバは乗員が搭乗する室に形成さ
れ、またこの室内には操縦装置が設けられていることを
特徴とする前記特許請求の範囲第１２項記載の空・宇宙
航行体。
（１５）前記推進装置の少なくとも一部は前記翼体内に
内蔵されたロケットエンジンであり、このロケットエン
ジンの排気はこの翼体の外面と面一に開口された排気口
に導かれるものであることを特徴とする前記特許請求の
範囲第１項記載の空・宇宙航行体。
（１６）前記推進装置の少なくとも一部の排気は前記翼
体の下方に噴出され、離陸および着陸の際にこの翼体と
地面との間にエアクッションを形成してこの航行体の重
量を支持することを特徴とする前記特許請求の範囲第１
項記載の空・宇宙航行体。
（１７）前記複数の推進装置の全部が前記翼体内に内蔵
され、またこの翼体内には上記の推進装置の排気を外部
に導くダクトが設けられ、また上記の翼体がこの空・宇
宙航行体の全体を構成することを特徴とする前記特許請
求の範囲第１項記載の空・宇宙航行体。
（１８）前記推進装置として、この航行体を地球周回軌
道に乗せる能力を有する回動自在な主ロケットエンジン
を備え、この主ロケットエンジンはその推力の方向が前
記翼体の縦軸方向と直交する方向とこの縦軸方向との間
の範囲で変化させることができ、またこの翼体は離陸お
よび着陸の際にその縦軸が飛行方向と直交する姿勢に制
御され、また宇宙航行する場合にはその縦軸が飛行方向
と合致することを特徴とする前記特許請求の範囲第１項
記載の空・宇宙航行体。
（１９）前記主推進装置はこの翼体内に引込み可能であ
ることを特徴とする前記特許請求の範囲第１８項記載の
空・宇宙航行体。
（２０）前記推進装置には副推進装置が設けられ、この
副推進装置は前記翼体内に内蔵され、飛行方向に対する
この航行体の姿勢を制御するものであることを特徴とす
る前記特許請求の範囲第１８項記載の空・宇宙航行体。
（２１）前記翼体は、その縦方向両端部が略円形をなし
、流線形の一体の形状であることを特徴とする前記特許
請求の範囲第１項記載の空・宇宙航行体。
（２２）前記翼体には第２段航行体が着脱自在に設けら
れ、航行中にこの第２段航行体を切離すことができるこ
とを特徴とする前記特許請求の範囲第１項記載の空・宇
宙航行体。
（２３）前記第２段航行体はその縦軸が前記翼体の縦軸
と合致した姿勢でこの翼体の上に重ねられ、これら全体
の形状が所定の空力的な断面形状をなしていることを特
徴とする前記特許請求の範囲第２２項記載の空・宇宙航
行体。
（２４）前記第２段航行体および翼体は分離したのちも
それぞれ独立して航行できるものであることを特徴とす
る前記特許請求の範囲第２２項記載の空・宇宙航行体。
（２５）前記制御装置は、前記複数の推進装置をそれぞ
れ別々に水平面内で回動させ、これら推進装置の推力の
方向を制御するものであることを特徴とする前記特許請
求の範囲第１項記載の空・宇宙航行体。
（２６）前記複数の推進装置の少なくとも一部はジェッ
トエンジンであることを特徴とする前記特許請求の範囲
第１項記載の空・宇宙航行体。
（２７）この航行体のピッチ、ヨーおよびロールの方向
の制御をなす操縦装置が設けられていることを特徴とす
る前記特許請求の範囲第１項記載の空・宇宙航行体。
（２８）運搬すべき物品を収容する少なくとも１個のチ
ャンバを内部に備え、独立して飛行できる細長状の翼体
と；上記翼体に回動自在に取付けられ、この翼体に推力を与
える複数の推進装置と；上記翼体の飛行方向に対する上記推進装置の推力の方向
を制御する制御装置と；上記推進装置の大部分が上記の翼体内に収容され、この
翼体の表面が空力的に平滑に形成されていることを特徴
とする空・宇宙航行体。
（２９）略楕円状の細長の翼体と；この翼体上に搭載された少なくとも１個の第２段航行体
と；上記翼体に設けられこの翼体に推力を与える複数の推進
装置と；上記推進装置の推力の方向を、上記翼体の縦軸方向と直
交する方向とこの縦軸方向との間の範囲で変更する制御
装置とを備え；上記推進装置はこの航行体を少なくとも地球回周軌道ま
で打上げられるものであることを特徴とする多段形の空
・宇宙航行体。
（３０）前記推進装置には前記翼体を地球上に回収でき
る手段が備えられているものであることを特徴とする前
記特許請求の範囲第２９項記載の多段形の空・宇宙航行
体。
（３１）前記推進装置には前記第２段航行体を地球上に
回収できる手段が備えられているものであることを特徴
とする前記特許請求の範囲第２９項記載の多段形の空・
宇宙航行体。
（３２）空力的な断面形状を有し、略楕円状の細長の翼
体と；この翼体に設けられた複数の推進装置と；上記各推進装置の推力の大きさを制御する制御装置とを
具備したことを特徴とする空・宇宙航行体。