-
Die
vorliegende Erfindung betrifft ein Luft-/Raumfahrzeug mit einem
Rumpf, mit einem Paar Flügel
mit einer Mehrzahl von Steuerflächen und
einem Schwanz mit einem Seitenruder, wobei der Rumpf eine gekrümmte, konische
Gestalt als einen oberen Rumpf von einem Bugende zu einem Schwanzende,
eine Ladebucht, wobei Zugang zur Ladebucht durch zwei Muschelschalen-Türen vom Hinterteil
des Bugendes aus besteht, die eine Ladebuchthaube und eine Ladebuchtrampe
bilden, die zum Aufnehmen einer Ladung geöffnet, zum Flug geschlossen
und zum Entfernen der Ladung geöffnet werden
können,
wobei die Flügel
ein Paar Flügelgänge, die
zum Rumpf an einer Mittellinie hinzugefügt sind, um die Flügel aufzunehmen,
umfassen, und jede Flügelvorderkante
von einer Gangverbindung aus nach hinten verläuft und jeder Flügelaußenabschnitt
zu einer Flügelspitze
rückwärts gekrümmt sind,
wobei der Schwanz den kurz vor dem Schwanzende montierten Schwanz
und eine von einer Schwanzwurzel aus nach hinten verlaufende Schwanzvorderkante
umfasst, einem Bugfahrwerk und einem Satz Mittelabschnitts-Landefahrwerke.
-
Ein
solches Luft-/Raumfahrzeug ist bekannt aus dem Dokument W.B. Scott,
Space Access' Launch
System Based On Airbreathing Ejector Ramjet, Aviation Week and Space
Technology Band 148 Nr. 13, 30 März
1998 (1998-03-30), Seiten 75 bis 77, X2002249009, das den nächstkommenden
Stand der Technik darstellt und die Merkmale des Oberbegriffs des
Anspruchs 1 offenbart.
-
Weiterer
Stand der Technik ist bekannt aus
WO
98 10 985 . Dieses Dokument offenbart ein Umlaufbahn-Startsystem
mit einem dreistufigen Fahrzeug zum Starten von Umlaufbahn-Nutzlasten.
Das System verwendet ein durch ein Mantelstromtriebwerk angetriebenes
Flugzeug als erste Stufe, wobei ein Luft- /Raumfahrzeug zur Beförderung
an einer Triebwerkmontagestelle durch eine Unterflügel-Säule befestigt
ist. Das Luft-/Raumfahrzeug
ist die zweite Stufe und ist durch Ejektor-Staustrahltriebwerke angetrieben. Das
Luft-/Raumfahrzeug hat eine Ladebucht mit Ladebuchttüren in seinem
Mittelabschnitt. Eine Hilfsrakete mit der Nutzlast wird durch Verwendung
eines Ausstoßsystems
aus der Ladebucht gestartet. Die Nutzlast ist auf der Hilfsrakete
montiert, um in der eigentlichen Umlaufbahn platziert zu werden.
Das Luft-/Raumfahrzeug umfasst unter anderem eine Lagesteuersystem
mit einer Mehrzahl von Lagesteuerraketen am Bugende und an den Flügelspitzen
mit einer Mehrzahl von Positions-Kraftstofftanks. Ferner gibt es
einen vorderen Kraftstofftank, einen hinteren Kraftstofftank und
einen austauschbar ausgebildeten Kraftstofftank, der in der Ladebucht verwendet
werden kann. Ferner sind unter den Flügeln des Luft-/Raumfahrzeugs
Luftverflüssigungsmittel
getrennt von einer Gondeleinlassstelle für das Ejektor-Staustrahltriebwerk
vorgesehen, das sich unter dem Mittelabschnitt des Luft-/Raumfahrzeugs
befindet.
-
Die
vorliegende Erfindung betrifft allgemein Fahrzeuge, die verwendet
werden, um Nutzlasten wie etwa Satelliten in einer Erdumlaufbahn
zu platzieren. Das neue Fahrzeug verwendet normalerweise zwei oder
drei Stufen bestehend aus einem durch ein Ejektor-Staustrahltriebwerk
angetriebenen Luft-/Raumfahrzeug,
als zweite Stufe einem raketengetriebenen, wieder verwendbaren Raumfahrzeug zum
Platzieren von Nutzlasten in niedriger und mittlerer Erdumlaufbahn,
und, wenn nötig,
als dritte Stufe einem raketengetriebenen, wieder verwendbaren Umlaufbahn-Transferfahrzeug
zum Platzieren von Nutzlasten in einer geosynchronen Transferumlaufbahn.
Das Luft-/Raumfahrzeug kann auch mit einer Kombination aus wieder
verwendbaren und sich verbrauchenden höheren Stufen oder sämtlich sich
verbrauchenden höheren
Stufen, einschließlich
einer vierten Stufe, verwendet werden, um Nutzlasten in geosynchronen
oder planetaren Umlaufbahnen zu platzieren. Das Luft-/Raumfahrzeug
kann auch verwendet werden, um Nutzlasten als ein Hyperschallflugzeug
zu befördern.
-
Es
sind gegenwärtig
diverse Fahrzeuge zum Platzieren von Satelliten in der Erdumlaufbahn
in Gebrauch. Diese Fahrzeuge umfassen üblicherweise eine Rakete oder
eine Kombination aus Flugzeug und Rakete. Solche Fahrzeuge sind
gut bekannt und werden in den Vereinigten Staaten sowie in anderen Ländern hergestellt.
Diverse Beispiele existieren, wie etwa das Space Shuttle der Vereinigten
Staaten, die Ariane aus Frankreich, die Proton aus Russland und dgl.
Das Konzept der Verwendung existierender Flugzeuge für große Höhen, die
Raketen oder Flugkörper
zum Starten von dem Flugzeug aus verwenden, ist offenbart, und Prototypen
sind getestet worden. Es sind auch diverse Entwürfe für große Horizontalstart-Anfangs-Hebefahrzeuge vorgeschlagen worden,
wie z.B. in den
US-Patenten Nr. 4 802639 und
5 402965 .
-
Die
Verwendung eines aerodynamischen Fahrzeugs mit Ejektor-Staustrahlantrieb
und für
horizontales Starten oder Abheben von einem größeren Flugzeug aus entworfenen
Flugeigenschaften ist für den
Weltraumstart von Umlaufbahn-Nutzlasten nicht verwendet worden.
Ein solches System ist offenbart in
US
Patent Nr. 5 740 985 .
-
Die
vorliegende Erfindung schafft ein aerodynamisches Fahrzeug, das
für Flug
von Null bis Hyperschallgeschwindigkeit optimiert ist, mit der Fähigkeit,
mit Hilfe zusätzlicher
Steigraketentriebwerke sich über
die sensible Atmosphäre
zu erheben. Das aerodynamische Fahrzeug, das Luft-/Raumfahrzeug, fliegt
bis zu einer Höhe,
um die Platzierung der Nutzlast in der Umlaufbahn durch Verwendung
einer oder mehrerer Raketenstufen zu ermöglichen. Das Luft-/Raumfahrzeug
und Raketenstufen kehren dann jeweils zurück und landen, um wieder verwendet
zu werden. Das Luft-/Raumfahrzeug kann auch verwendet werden, um
Nutzlast in seiner Ladebucht zu befördern, wobei es in diesem Fall
abheben, zu einem Zielort fliegen und landen würde.
-
Ein
Ziel der vorliegenden Erfindung ist, ein aerodynamisches System
zur Verwendung beim Start von Erdumlaufbahn-Nutzlasten zu schaffen.
Ein anderes Ziel der vorliegenden Erfindung ist, ein vollständig wieder
verwendbares mehrstufiges Startsystem zum Platzieren von Nutzlasten
in der Erdumlaufbahn zu schaffen. Das mehrstufige Startsystem besteht
aus einem Ejektor-staustrahlgetriebenen Luft-/Raumfahrzeug als erste
Stufe für
alle Missionen, einem raketengetriebenen wieder verwendbaren Raumfahrzeug
als zweite Stufe für
Missionen in mittlerer und niedriger Erdumlaufbahn und einem raketengetriebenen
wieder verwendbaren Umlaufbahn-Transferfahrzeug
für geosynchrone
Transferumlaufbahnmissionen. Ein anderes Ziel ist, menschliche oder
menschenbezogene Nutzlasten in niedrige oder mittlere Erdumlaufbahnen
mit Hilfe eines für
den Menschen zugelassenen Luft-/Raumfahrzeug und einem wieder verwendbaren
Raumfahrzeug zu befördern.
Ein weiteres Ziel ist, spezielle Missionen zu unterstützen, die
das Luft-/Raumfahrzeug, wieder verwendbare Raumfahrzeuge, wieder
verwendbare Umlaufbahn-Transferfahrzeuge, sich verbrauchende zweite
Stufen, sich verbrauchende dritte Stufen und sich verbrauchende
vierte Stufen in diversen Kombinationen verwenden, um Nutzlasten
in Erd- oder Planetenumlaufbahnen zu platzieren. Ein weiteres Ziel ist,
die Fähigkeit
des Luft-/Raumfahrzeugs
als Hyperschallflugzeug zu nutzen, um eine Nutzlast zwischen Zielen
zu befördern.
-
Im
Hinblick auf das oben Gesagte ist ein Ziel der vorliegenden Erfindung,
ein Luft-/Raumfahrzeug wie anfangs erwähnt zu schaffen, das für den Flug von
Null bis Hyperschallgeschwindigkeit optimiert ist, sowohl im Hinblick auf
die Fähigkeit,
ausreichende Schub-Kraftstoffeffizienz als auch Lagesteuerung zu generieren.
-
Ein
solches Luft-/Raumfahrzeug kann sowohl als ein Startfahrzeug und
als ein Transportluftfahrzeug für
Passagiere und Fracht benutzt werden.
-
Dieses
Ziel wird erreicht durch ein Luft-/Raumfahrzeug wie definiert im
unabhängigen Anspruch
1 und zu Anfang erwähnt,
das ein Lagesteuersystem mit einer Mehrzahl von Lagesteuerraketen,
montiert in der Nutzlastladebucht und den Flügelspitzen, die eine Mehrzahl
von Positionskraftstofftanks tragen, eine geradlinig konische Gestalt
als einen unteren Rumpf vom Bugende bis zu einer Triebwerksgondel,
wobei die Triebwerksgondel hinter einer Mehrzahl von Einlässen einen
konstant halbkreisförmigen
Querschnitt bis zu einer Mehrzahl von Triebswerks-Auslassdüsen hat,
eine Mehrzahl von Ejektor-Staustrahltriebwerken,
die in der Triebwerkgondel montiert sind, die Umgebungsluft aus
den Gondeleinlässen,
angeschlossen durch Triebwerkeinlasskanäle, empfangen, einen unteren
hinteren Rumpf, der eine abnehmend konkave kegelförmige Gestalt
bis zum Schwanzende hat, wobei eine maximale Querschnittsabmessung
des Rumpfes sich an der führenden
Kante der Flügelwurzel
befindet und eingerichtet ist, um die Ladebucht zu umschließen, einem
integralen Steigtank, der in dem Rumpf hinter der Ladebucht enthalten
ist, einer Mehrzahl von Hilfssteigtanks und einem Gestelltank, einer
Luftverflüssigungseinheit,
die Luft von Luftverflüssigungseinlässen empfängt, die
durch in der Triebwerkszelle enthaltene Leitungen angeschlossen
sind, und die die Luft zur Speicherung in einer Mehrzahl von Flüssiglufttanks
verflüssigt,
sowie ein Avioniksystem, eine Mehrzahl von Heliumtanks und eine
Mehrzahl von Primärantriebseinheiten
umfasst.
-
Die
geradlinig konische Gestalt des unteren Rumpfs vom Bugende zur Triebwerkzelle
erzeugt einen sich erweiternden Vorderkörperquerschnitt, der eine Vorkompression
der mit hoher Geschwindigkeit in das Lufteinlasssystem eintretenden
Luft bewirkt. Ferner bewirkt der untere vordere Rumpf, der vom Bug
zur Ejektor-Staustrahltriebwerkszelle unter dem Flügel erweitert
wird, einen Kompressionsauftrieb bei hohen Geschwindigkeiten. Die
Luftverflüssigungseinheit
fängt Luft
auf, um während
des Abhebens und bei extrem großer
Höhe Oxidationsmittel
für das Ejektor-Staustrahltriebwerk
zu ergänzen.
-
1 zeigt
die Betriebsstufen für
eine dreistufige Missionsflugoperation.
-
2 zeigt
andere Grundmissionsflugoperationen.
-
3 zeigt
die Startsystemfahrzeuge in einer teilweise gestrichelten perspektivischen
Ansicht, die eine dreistufige Missionsanordnung während der Beförderung
des innen montierten wieder verwendbaren Raumfahrzeugs, des wieder
verwendbaren Umlaufbahntransferfahrzeugs und einer Nutzlastfreiraumhülle durch
das Luft-/Raumfahrzeug zeigt.
-
4 zeigt
eine teilweise aufgeschnittene Draufsicht auf das Luft-/Raumfahrzeug
mit der internen Anordnung in Draufsicht für eine Mission zum Befördern von
menschlicher oder menschenbezogener Nutzlast in eine niedrige oder
mittlere Erdumlaufbahn.
-
5 zeigt
eine partiell aufgeschnittene Draufsicht des Luft-/Raumfahrzeugs
mit der internen Anordnung in Draufsicht für eine Mission, die eine sich
verbrauchende vierte Stufe zum Befördern einer Nutzlast über die
Erdumlaufbahn hinaus erfordert.
-
6 zeigt
eine teilweise aufgeschnittene Draufsicht auf das Luft-/Raumfahrzeug
mit der internen Anordnung in Draufsicht für eine Mission, die eine sich
verbrauchende dritte Stufe zum Befördern einer übergewichtigen
Nutzlast in niedrige oder mittlere Erdumlaufbahn erfordert.
-
7 zeigt
eine teilweise aufgeschnittene Draufsicht des Luft-/Raumfahrzeugs
mit der internen Anordnung in Draufsicht für eine Mission, die sich verbrauchende
zweite und dritte Stufen erfordert, um eine Nutzlast in eine geosynchrone
Umlaufbahn oder eine sehr schwere Nutzlast in niedrige oder mittlere Erdumlaufbahn
zu befördern.
-
8 zeigt
einen Seitenaufriss der Nutzlastverarbeitung für den Flugeinbau.
-
9 zeigt
eine perspektivische Ansicht von Betriebsgrundelementen und -einrichtungen
eines Konzeptsystems.
-
10 zeigt
die Draufsicht auf das Luft-/Raumfahrzeug.
-
11 zeigt
die Seitenansicht des Luft-/Raumfahrzeugs.
-
12 zeigt
in perspektivischer Ansicht von oben Merkmale des Luft-/Raumfahrzeugs.
-
13 zeigt
eine auseinander gezogene Ansicht der Hauptkomponenten des Luft-/Raumfahrzeugs.
-
14 zeigt
eine perspektivische Ansicht des konzentrischen mehrlappigen Gestellkraftstofftanks
und der Verkleidungen.
-
15 zeigt
eine Seitenansicht von Nutzlast-, Träger- und Katapultauswurfsystem
des Luft-/Raumfahrzeugs.
-
17 zeigt
eine Draufsicht des wieder verwendbaren Raumfahrzeugs.
-
18 zeigt
eine Seitenansicht des wieder verwendbaren Raumfahrzeugs.
-
19 zeigt
eine perspektivische Ansicht des wieder verwendbaren Raumfahrzeugs
von oben.
-
20 zeigt
eine perspektivische Ansicht der internen Elemente des wieder verwendbaren Raumfahrzeugs.
-
21 zeigt
eine perspektivische Ansicht von oben des wieder verwendbaren Raumfahrzeugs in
der Beförderungskonfiguration.
-
22 zeigt
eine perspektivische Ansicht von oben des Flügelausbreitsystems des wieder
verwendbaren Raumfahrzeugs.
-
23 zeigt
eine Querschnittsansicht des Wiedereintritts-Flügelabdichtsystems
des wieder verwendbaren Raumfahrzeugs.
-
24 zeigt
eine externe perspektivische Ansicht des Wärmeschutzsystems.
-
25 zeigt
eine Draufsicht auf das wieder verwendbare Umlaufbahn-Transferfahrzeug.
-
26 zeigt
eine Seitenansicht des wieder verwendbaren Umlaufbahn-Transferfahrzeugs.
-
27 zeigt
eine perspektivische Ansicht von oben des wieder verwendbaren Umlaufbahn-Transferfahrzeugs.
-
28 zeigt
eine perspektivische Ansicht von oben der internen Elemente des
wieder verwendbaren Umlaufbahn-Transferfahrzeugs.
-
29 zeigt
eine perspektivische Ansicht von oben des wieder verwendbaren Umlaufbahn-Transferfahrzeugs
verbunden mit dem wieder verwendbaren Raumfahrzeug, beide in der
Beförderungskonfiguration,
und einer Nutzlastfreiraumhülle.
-
30 zeigt
eine Seitenansicht des wieder verwendbaren Umlaufbahn-Transferfahrzeugs
in der Beförderungskonfiguration
mit daran befestigter Nutzlasthülle.
-
31 zeigt
eine perspektivische Ansicht von oben einer sich verbrauchenden
zweiten Stufe.
-
32 zeigt
eine perspektivische Ansicht von oben einer sich verbrauchenden
dritten Stufe.
-
33 zeigt
eine perspektivische Ansicht von oben hinten einer sich verbrauchenden
vierten Stufe.
-
34 zeigt
eine perspektivische Ansicht von oben einer bemannten Hyperschalltransportausgestaltung
des Luft-/Raumfahrzeugs.
-
Die
wieder verwendbare Weltraumstartsystem-Ausgestaltung hat ein Fahrzeug
erster Stufe oder Luft-/Raumfahrzeug, ein Fahrzeug zweiter Stufe oder
wieder verwendbares Raumfahrzeug und ein Fahrzeug dritter Stufe
oder wieder verwendbares Umlaufbahn-Transferfahrzeug. Alle diese
Stufen haben die grundlegenden aerodynamischen Fahrzeugelemente
eines Rumpfes, von Flügeln
und eines Schwanzes, unter Einbeziehung von Steueroberflächen zum
Liefern von Auftrieb, Stabilität
und Steuerung. Das Luft-/Raumfahrzeug ist konfiguriert, um Ejektor-Staustrahltriebwerke
für angetriebenen
Flug zu verwenden und umfasst Einrichtungen zum Auffangen von Luft,
um ergänzendes
Oxidationsmittel für
das Ejektor-Staustrahltriebwerk
während
des Abhebens und bei extrem großer
Höhe zu
liefern. Um die Leistung des Luft-/Raumfahrzeugs in einer Steigbewegung
zum Verlassen der sensiblen Atmosphäre zu optimieren, kann das
Luft-/Raumfahrzeug Hilfs-Steigraketentriebwerke
umfassen. Das Luft-/Raumfahrzeug wird ergänzt durch ein oder mehrere
Fahrzeugstufen zum Platzieren von Satelliten in ausgewählten Umlaufbahnen.
Exoatmosphärische
Steuerung aller Stufen wird erreicht durch kleine Raketen, die nach
Bedarf um jede Flugachse angeordnet und verwendet werden. Alle Fahrzeuge
können
geflogen werden mit unbemannter autonomer Lenkung, Navigation und
Steuerung mit Fernpilot-Sicherungsunterstützung. Die
Ladebucht ist erreichbar durch wieder verschließbare Bug-Nutzlastverkleidungen.
Das wieder verwendbare Raumfahrzeug ist auf Schienen an jeder unteren
Seite der Luft-/Raumfahrzeug-Ladebucht montiert. Stabile Stützen auf
dem Rampenabschnitt der wieder verschließbaren Verkleidung unterstützt das
wieder verwendbare Raumfahrzeug und das wieder verwendbare Umlaufbahn-Transferfahrzeug
während
der Beförderung. Für den Stufenbetrieb
stößt ein Katapult
das wieder verwendbare Raumfahrzeug und seine Nutzlast durch die
geöffneten
Ladebuchtverkleidungen aus. Das Luft-/Raumfahrzeug schließt die Ladebuchtverkleidungen,
tritt wieder in die Atmosphäre
ein, fliegt zurück
zur Betriebsbasis und landet zur Wiederverwendung. Nach dem Ausstoß aus dem
Luft-/Raumfahrzeug können
das wieder verwendbare Raumfahrzeug und das wieder verwendbare Umlaufbahn-Transferfahrzeug
ihre Tragflächen
ausklappen.
-
Das
wieder verwendbare Raumfahrzeug platziert seine Nutzlast in einer
niedrigen oder mittleren Erdumlaufbahn. Das wieder verwendbare Raumfahrzeug
ist zum Flug durch ein Raketentriebwerk angetrieben. Die Nutzlast
ist vorn an dem wieder verwendbaren Raumfahrzeug montiert. Nach
Abtrennung der Nutzlast wird die Nutzlasthalterung um 180° ins Innere
des Vorderkörpers
gedreht, und ein sphärisches
Segment auf der entgegengesetzten Seite ist nun die aerodynamische
Verkleidung für
den Rückflug.
Das wieder verwendbare Raumfahrzeug tritt wieder in die Atmosphäre ein und
segelt zu einer Landung an der Betriebsbasis zur Wiederverwendung.
Für die
primäre
Mission des Platzierens eines Satelliten in geosynchroner Transferumlaufbahn
wird das wieder verwendbare Umlaufbahn-Transferfahrzeug verwendet. Das wieder
verwendbare Umlaufbahn-Transferfahrzeug
ist zum Flug durch ein Raketentriebwerk angetrieben. Der Satellit
ist auf einer Struktur vorn an dem wieder verwendbaren Umlaufbahn-Transferfahrzeug
im Innern von vier geöffneten Türen montiert.
Nach Trennung werden die Türen
geschlossen, um eine aerodynamische Verkleidung für den Rückflug zu
schaffen. Das wieder verwendbare Umlaufbahn-Transferfahrzeug verwendet mehrfache Umlaufbahnwiedereintritte,
um die aerodynamische Erhitzung zu minimieren und einen Kreuzbereich
zu erhalten, um zu einer Landung an der Betriebsbasis zur Wiederverwendung
zu segeln.
-
Bezogen
auf 1 zeigt das Schema die bevorzugte Flugoperationsausgestaltung
für eine
Mission zur Platzierung eines Satelliten in geosynchroner Transferumlaufbahn.
Diese Mission bestimmt die Größe des Startsystems.
Das Luft-/Raumfahrzeug (50),
das das wieder verwendbare Raumfahrzeug (51), das wieder
verwendbare Umlaufbahn-Transferfahrzeug (52) und einen
geosynchronen Umlaufbahnsatelliten (53) enthält, hebt
von einer herkömmlichen
Startbahn (54) an der Betriebsbasis unter Verwendung von
Ejektor-Staustrahlantrieb ab und steigt, während es auf mittlere Hyperschallgeschwindigkeit beschleunigt.
Während
dieses Flugabschnitts verwendet der Ejektor in dem Ejektor-Staustrahltriebwerk
gespeichertes und beim Abheben aufgefangenes Luft-Oxidationsmittel
zur Beschleunigung und speichert Luft-Oxidationsmittel zur späteren Verwendung.
Nach Abschalten des Ejektors beschleunigt das Luft-/Raumfahrzeug (50)
weiter auf Hyperschallgeschwindigkeit (55). Das Luft-/Raumfahrzeug (50) führt ein
Steigmanöver
auf große
Höhen aus,
einschließlich
eines Neuzündens
des Ejektors und des Verwendens von Hilfsraketenantrieb zum Verlassen der
sensiblen Atmosphäre
(56). Das wieder verwendbare Raumfahrzeug (51),
das wieder verwendbare Umlaufbahn-Transferfahrzeug (52)
und der Satellit (53) werden zur Stufentrennung (57)
durch Katapult aus dem Luft-/Raumfahrzeug (50) ausgestoßen. Das Luft-/Raumfahrzeug (50)
tritt wieder in die Erdatmosphäre
ein und fliegt zurück
zur Betriebsbasis unter Staustrahlantrieb bei hoher Hyperschallgeschwindigkeit
(58). Das Luft-/Raumfahrzeug (50) wird an der Betriebsbasis
(54) durch horizontale Landung (59) geborgen.
Das wieder verwendbare Raumfahrzeug (51) hebt das wieder
verwendbare Umlaufbahn-Transferfahrzeug (52) mit dem Satelliten
(53) auf eine niedrige Erdumlaufbahn (60). Nach
Beförderung
und Trennung kehrt das wieder verwendbare Raumfahrzeug wieder in
die Atmosphäre
(61) zurück,
verlässt
die Umlaufbahn (62) und segelt zurück zur Startbahn (54)
der Betriebsbasis zwecks Wiedergewinnung durch horizontale Landung
(63). Das wieder verwendbare Umlaufbahn-Transferfahrzeug
(52) setzt den Satelliten (53) in einer geosynchronen
Umlaufbahn (64) ab und trennt sich (65). Das wieder
verwendbare Umlaufbahn-Transferfahrzeug (52) kann unter
Verwendung von mehr als einem Durchgang zum aerodynamischen Abbremsen
die Umlaufbahn verlassen, um so die aerodynamische Erhitzung (66) zu
minimieren und gleichzeitig diese Energie mit den aerodynamischen
Eigenschaften des wieder verwendbaren Transferfahrzeugs (52)
auszunutzen um in Segelnachbarschaft zur Betriebsbasis am Punkt (67)
zu landen. Das wieder verwendbare Umlaufbahn-Transferfahrzeug (52)
landet zur Bergung (68) horizontal auf der Betriebsbasis-Startbahn
(54).
-
Bezogen
auf 2 zeigt das Schema andere Ausgestaltungen von
Flugoperationsmissionen zum Platzieren von Satelliten in mittlerer
oder niedriger Erdumlaufbahn. Diese Missionen basieren auf der inhärenten Möglichkeit,
das Luft-/Raumfahrzeug (50)
und das wieder verwendbare Raumfahrzeug (51) als ein zweistufiges
System zu verwenden. Das Luft-/Raumfahrzeug
(50), welches das wieder verwendbare Raumfahrzeug (51)
und einen oder mehrere Satelliten (69) enthält, hebt
von einer herkömmlichen
Startbahn (54) an der Betriebsbasis unter Verwendung von
Ejektor-Staustrahlantrieb ab und steigt, wobei es auf mittlere Hyperschallgeschwindigkeit
beschleunigt. Während
dieses Flugabschnitts verwendet der Ejektor gespeichertes und beim
Starten aufgefangenes Luft-Oxidationsmittel zur Beschleunigung,
und er speichert Luft-Oxidationsmittel zur späteren Verwendung. Nach Abschalten
des Ejektors beschleunigt das Luft-/Raumfahrzeug (50) weiter
auf Hyperschallgeschwindigkeit (55). Das Luft-/Raumfahrzeug
(50) führt
einen Aufstieg auf große
Höhen aus,
wobei es den Ejektor erneut zündet
und Hilfssteigraketenantriebe verwendet, um die sensible Atmosphäre (56)
zu verlassen. Das wieder verwendbare Raumfahrzeug (51)
und die Satelliten (69) werden zur Stufentrennung per Katapult
aus dem Luft-/Raumfahrzeug (50) ausgestoßen (70).
Das Luft-/Raumfahrzeug (50) tritt in die Atmosphäre ein und
fliegt zurück
zur Betriebsbasis unter Staustrahlantrieb bei hoher Hyperschallgeschwindigkeit
(58). Das Luft-/Raumfahrzeug (50) wird an der
Betriebsbasis (54) durch eine horizontale Landung (59)
geborgen.
-
Das
wieder verwendbare Raumfahrzeug (51) hebt die Satelliten
(69) auf die gewünschte
Höhe (71),
zirkularisiert die Umlaufbahn (72) und setzt die Satelliten
ab (73). Das wieder verwendbare Raumfahrzeug (51)
verlässt
die Umlaufbahn (62) und segelt zurück zur Startbahn der Betriebsbasis
(54) zwecks Bergung durch horizontale Landung.
-
Bezogen
auf 3 zeigt die teilweise gestrichelte Perspektive
die Beförderung
der Missionsfahrzeuge der bevorzugten Ausgestaltung, des wieder verwendbaren
Raumfahrzeugs (51), des wieder verwendbaren Umlaufbahn-Transferfahrzeugs
(52), sowie eine gestrichelte Hülle eines Satelliten für geosynchrone
Umlaufbahn (53) durch das Luft-/Raumfahrzeug (50). Das wieder
verwendbare Raumfahrzeug (51) und das wieder verwendbare
Umlaufbahn-Transferfahrzeug (52) haben jeweils gegen ihre Rümpfe geklappte
Tragflächen.
Das wieder verwendbare Umlaufbahn-Transferfahrzeug (52)
ist am Bug des wieder verwendbaren Raumfahrzeugs (51) montiert,
und innerhalb der offenen vorderen Türen des Umlaufbahn-Transferfahrzeugs
(52) ist der Satellit (53) montiert. Diese Fahrzeuge
sind erreichbar durch wieder verschließbare Bugverkleidungen (74),
die aus einer oberen Haube (74) und einer unteren Rampe
(76) bestehen. In gestrichelten Linien ist die Haube (75)
offen dargestellt (77) und die Rampe (76) ist offen
dargestellt (78).
-
Bezogen
auf 4 bis 7 hat das Luft-/Raumfahrzeug
(50) die Fähigkeit,
eine Vielzahl von Nutzlasten unter Verwendung diverser Kombinationen
von wieder verwendbaren und sich verbrauchenden oberen Stufen zu
starten. Ein Fahrzeug, das konstruiert ist, um menschliche oder
menschenbezogene Nutzlast (79) auf niedrige oder mittlere
Erdumlaufbahn zu befördern,
ist in 4 an einem wieder verwendbaren Raumfahrzeug (51)
montiert gezeigt. Interplanetarische Forschungsfahrzeuge (80)
können
mit dem Zusatz einer sich verbrauchenden vierten Stufe (81)
an dem wieder verwendbaren Umlaufbahn-Transferfahrzeug (52)
und dem wieder verwendbare Raumfahrzeug (51) in dem Luft-/Raumfahrzeug (50)
montiert sein, wie in 5 gezeigt. 6 zeigt
einen Sonderfall eines Satelliten (84) großer Masse,
der unter Verwendung des Luft-/Raumfahrzeugs (50), des
wieder verwendbaren Raumfahrzeugs (51) und einer sich verbrauchenden
dritten Stufe (82) in der Erdumlaufbahn platziert werden kann.
Die sich verbrauchende dritte Stufe (82) ersetzt wieder
verwendbare Merkmale des wieder verwendbaren Umlaufbahn- Transferfahrzeugs
(52) durch eine gleichwertige Masse an Treibstoff und Tankraum für zusätzliche
Steigfähigkeit. 7 zeigt
einen Sonderfall eines Satelliten (85) hoher Masse, der
unter Verwendung des Luft-/Raumfahrzeug (50), einer sich verbrauchenden
zweiten Stufe (83) und einer sich verbrauchenden dritten
Stufe (82) direkt in geosynchroner Erdumlaufbahn platziert
werden kann. Die sich verbrauchende zweite Stufe (83) ersetzt
ebenfalls wieder verwendbare Merkmale des wieder verwendbaren Raumfahrzeugs
(51) durch eine gleichwertige Masse an Treibstoff und Tankraum
für zusätzliche
Steigfähigkeit.
-
Bezogen
auf 8 und 9 sind wieder verwendbare Weltraum-Startsystemeinrichtungen gezeigt. 8 ist
eine Seitenansicht der Nutzlastverarbeitungseinrichtung (86),
die eine Reihe von Reinräumen
und einen Wartungs- und Serviceraum (87) für das Luft-/Raumfahrzeug
(50) umfasst. Die Reinräume
dienen zur Satellitenvorbereitung (88), zur Montage an
den oberen Stufen (89) und für den Einbau in dem Luft-/Raumfahrzeug (90).
Jeder Reinraum ist durch abgedichtete Türen (91) isoliert.
Nach Vorbereitungen und Montage auf einer oberen Stufe und Einbau
der Anordnung in dem Luft-/Raumfahrzeug
(50) werden die obere Haube (75) und die untere
Rampe (76) der wieder verschließbaren Bugverkleidung geschlossen
und abgedichtet. Das beladene Luft-/Raumfahrzeug (50) wird
dann aus der Nutzlast-Verarbeitungseinrichtung (86) zum
Treibstoff-Serviceplatz (96) gezogen, der in der Betriebsbasis
der 9 enthalten ist. Die Nutzlast-Verarbeitungseinrichtung (86)
dient auch als Wartungshangar für
das Luft-/Raumfahrzeug. Andere Elemente der Betriebsbasis umfassen
ein Gebäude
(93) für
Flugbetriebsorganisation, Verwaltung und technische Unterstützung, den
Wartungshangar (94) für
das wieder verwendbare Umlaufbahn-Transferfahrzeug, den Wartungshangar
(95) für
das wieder verwendbare Raumfahrzeug, den Treibstoff-Serviceplatz
(96), einen Treibstoffnachschub-Transportzugang (97),
einen Triebwerksprüfstand
(98), einen Fahrzeug-Hochlaufplatz (99) und eine
Startbahn (54) für
das Luft-/Raumfahrzeug (50) für Start und Landung aller Fahrzeuge
zur Bergung.
-
Bezogen
auf 10 ist das Luft-/Raumfahrzeug (50) in
einer Draufsicht gezeigt, wobei die wieder verschließbare Nutzlast-Bugverkleidung (74)
den Vorderkörper
bildet. Der spitzbogige obere Rumpf (100) geht nach hinten über in die
Triebwerksverkleidung der Hilfssteigraketen (101). Der
untere vordere Rumpf (102) verbreitert sich vom Bug nach
hinten zu den Ejektor-Staustrahlgondeln (103). Der untere
hintere Rumpf (104) ist als eine erweiterte Düse der Ejektor-Staustrahltriebwerke
geformt. Die Flügel (105)
sind pfeilförmig
und verjüngt,
mit einer Wurzelkerbe für
die Ejektor-Staustrahldüse
und Höhenrudern
(106) am hinteren Rand für aerodynamische Neigungs-
und Rollwinkelsteuerung. Der vertikale Schwanz (107) sorgt
für Richtungsstabilität. Außeratmosphärisch ist
die Lage gesteuert durch Schubdüsen
für Neigung
(108), Rollen (109) und Gieren (110). Der
Innendruck der Flugzeugzelle ohne Treibstoffsysteme ist gesteuert
durch Öffnungen
(111). Die Nutzlastauswurfkatapultgase werden symmetrisch über Öffnungen
(112) ausgestoßen.
-
Bezogen
auf 11 ist das Luft-/Raumfahrzeug (50) in
einer Seitenansicht gezeigt, wobei die wieder verschließbare Nutzlast-Bugverkleidung
(74) geschlossen in durchgezogenen Linien gezeigt ist und
in der Nutzlast-Auswurfposition die offene Haube (77) und
die offene Rampe (78) mit gestrichelten Linien dargestellt
sind und bei der Nutzlastinstallation am Boden die offene Rampe
(113) noch weiter abgesenkt ist. Das Hilfslandefahrwerk
(114) und das Hauptlandefahrwerk (115) sind in
ausgefahrener Position für
Handhabung am Boden, Start und Landung gezeigt. Unter dem Flügel (105)
befinden sich die Ejektor-Staustrahlgondeln (103), die
auch das Lufteinspeisungssystem für das Ejektor-Staustrahltriebwerk
und die Oxidationsmittelergänzungsvorrichtung,
die Luftverflüssigungseinheiten
enthalten. Der untere vordere Rumpf (102) oder Vorderkörper mit sich
verbreiterndem Querschnitt sorgt für eine Vorverdichtung der bei
hohen Geschwindigkeiten in das Lufteinspeisungssystem eintretenden
Luft. Der untere hintere Rumpf (104) ist als eine erweiterte
Düse der
Ejektor-Staustrahltriebwerke geformt. Der untere Abschnitt der Hilfssteigraketentriebwerksverkleidung (101)
ist ein Wiedereintritts-Hitzeschild. Die Düsen der Hilfs-Steigraketentriebwerke
liegen frei, um im Betrieb ihre Hitze abzustrahlen. Das Seitenruder (117)
am hinteren Rand des vertikalen Schwanzes (107) sorgt für aerodynamische
Richtungssteuerung. Die Kraftstofföffnung (118) befindet
sich an der hinteren Spitze des vertikalen Schwanzes (107).
An diversen Teilen des oberen Rumpfes (100) sind Lagesteuerungsschubdüsen für Nicken
(108) und Gieren (110), Rumpföffnungen (111) und
Auswurfkatapultausstoßöffnungen
(112) gezeigt. Das Luft-/Raumfahrzeug (50) ist
auf der statischen Bodenlinie (119) stehend dargestellt.
-
Bezogen
auf 12 weist die externe Konfiguration einen oberen
Rumpf (100) mit hohem Feinheitsverhältnis und niedrigem Luftwiderstand
von spitzbogiger Form auf. Der hintere Rumpfabschnitt (120) über dem
Flügel
(105) verjüngt
sich, um in die Hilfssteigraketentriebwerkverkleidung (101) überzugehen,
und der untere vordere Rumpf (102) verbreitert sich vom
Bug zu der Ejektor-Staustrahlgondel (103) unter dem Flügel (105),
um Kompressionsauftrieb bei hohen Geschwindigkeiten zu erzeugen. Während des
Ejektor-Staustrahlbetriebs
kann Kraftstoff in den Bereich des unteren hinteren Rumpfs (104)
zusammen mit Turbopumpenabgas eingespritzt werden, um die Düse zu füllen, den
Luftwiderstand zu verringern und externen Verbrennungsschub zu erzeugen.
Nachdem der Ejektor bei hoher Geschwindigkeit und Höhe abgeschaltet
wird, füllt Staustrahl-
und Turbopumpenabgas die Düse
und erzeugt Schub. Der Flügel
(105) und der vertikale Schwanz (107) haben für ein Hyperschallfahrzeug dünne Tragflächenquerschnitte
und hohe Aspektverhältnisse,
um auf der gesamten Flug-Hüllkurve
geringen Luftwiderstand zu erzielen. Die Hilfs-Steigraketentriebwerke
(116) können
nach dem Wiederzünden der
Ejektoren des Staustrahls gezündet
werden und feuern weiter, nachdem der Ejektor-Staustrahl abgeschaltet
ist, um das Luft-/Raumfahrzeug (50) aus der sensiblen Atmosphäre heraus
auf die Höhe
des Auswurfs der oberen Stufe zu beschleunigen.
-
Bezogen
auf 13 sind Hauptkomponenten des Luft-/Raumfahrzeug (50)
in einer auseinander gezogenen perspektivischen Ansicht gezeigt
und umfassen: die Haube (75) und Rampe (76) der
wieder verschließbaren
Ladeklappenverkleidung (74), den vorderen Rumpf (121),
der die Ladebucht, das Nutzlastauswurf-Katapultsystem, das Hilfslandefahrwerk
(114), ein Avionik- und Umgebungssteuersystem, ein elektrisch
getriebenes Hydrauliksystem, ein Vorwärtsneigungs- und Gierlagesteuersystem
(108) (110), Flugzeugzellenöffnungen (111) und
ein Treibstoffversorgungs-, Ablade- und Durchlasssystem für An-Bord-Versorgung
der oberen Stufen mit schneller Trennung umfasst; den Hauptsteigkraftstofftank (122);
den Hilfssteigraketenkraftstofftank (123) und Oxidationsmitteltank
(124); die Hilfssteigraketenverkleidung (101)
und Triebwerke (116), den Rückkehrgestellkraftstofftank
(125), den unteren mittleren Rumpf (126) mit Ejektor-Staustrahlgondeln
(103), die Ejektor-Staustrahltriebwerke und ein Lufteinspeisungssystem,
das Hauptlandefahrwerk (115), Hilfssteigraketenkraftstofftanks
(127), Luftverflüssigungseinheiten
(128), Brennstoffversorgungs-, Abgabe- und Lüftungssysteme,
das Rolllagesteuersystem (109) und Flugzeugzellenöffnungen
umfasst; den unteren hinteren Rumpf (104) mit Ejektor-Staustrahl-Oxidationsmittelspeichertanks
(129), Treibstofftank-Druckbeaufschlagungstanks
(130), primäre
interne Leistungseinheiten und Treibstofftanks (131), einem
hinteren Neigungs- und Gierlagesteuersystem (108) (110)
und Flugzeugzellenöffnungen
(111); Flügel
(105) und Höhenruder
(106) mit Flugsteuerungsaktuatoren, Oxidationsmittelöffnungen
(132) und Flugzeugzellenöffnungen zwischen dem Flügel und den
Höhenrudern;
den vertikalen Schwanz (107) und das Seitenruder (117)
mit Flugsteuerungsaktuatoren, Brennstofföffnungen (118) und
Flugzeugzellenöffnungen
zwischen dem Flügel
und den Höhenrudern; den
vertikalen Schwanz (107) und das Seitenruder (117)
mit Flugsteuerungsaktuatoren, Kraftstofföffnung (118) und Flugzeugzellenöffnungen
zwischen der vertikalen Heckflosse und dem Seitenruder; das Hilfslandefahrwerk
(114); das Hauptlandefahrwerk; den vorderen Hauptrahmen
(133); den unteren Zwischenrahmen (134); das mittlere
Bugschott (135) und das hintere Bugschott (136).
Alle Tieftemperatur-Treibstofftanks
verwenden Mehrschichtisolation, um Absieden zu vermeiden und Reifbildung
auf Außenflächen zu
verhindern. Der vordere Rumpf, der Hauptsteigkraftstofftank, der
Hilfssteigraketenkraftstoff- und Oxidationsmitteltank sind die primäre Rumpfstruktur.
Die sekundäre
Struktur; Gestelltank, unterer mittlerer Rumpf und unterer hinterer
Rumpf übertragen
Lasten auf die primäre
Rumpfstruktur über
die Hauptrahmen und Bugschotte, genauso wie die Flügel und
der vertikale Schwanz.
-
Bezogen
auf 14 zeigt eine auseinander gezogene perspektivische
Ansicht des Rückkehr-Gestelltanks
(125) die Hauptkomponenten. Der Gestelltank (125)
ist aufgebaut aus einem Tank (137), einer Abdeckung (138)
und Kappen (139). Der Tank (137) ist eine konzentrische
mehrlappige Konstruktion mit abgeflachten sphäroidischen Enden (140).
Die Lappen (141) haben kreisförmigen Querschnitt mit von vorn
nach hinten zunehmendem Radius. Die Lappen (141) überlappen
und schneiden sich an einem Knotenpunkt (142). Innere und äußere Knotenpunkte (142)
sind durch einen durchbrochenen Steg verbunden, der eine strukturelle
Verbindung und eine Ablenkplatte bildet. Der Tank (137)
ist vorn und hinten am Hauptrahmen (133) und (134) über thermische Expansionskompensationsvorrichtungen
montiert. Der Tank (137) enthält Befüllungs-, Ablass-, Belüftungs-
und Mengenmesseinrichtungen. Der Tank (137) ist aerodynamisch
durch eine halbkegelstumpfförmige
Abdeckung (138) und Kappen (139) verkleidet. Die
Abdeckung (138) und die Kappen (139) haben einen
metallischen Sandwichaufbau, versteift mit einer Reihe von konzentrischen
Rahmen (143), die in Knotenpunkte (142) des Tanks
(137) passen. Die Abdeckung (138) und die Kappen
(139) sind an den Hauptrahmen (133) und (134)
befestigt. Die Kappen (139) sind außerdem an der Abdeckung (138)
entlang der gemeinsamen Grenzfläche
verbunden.
-
Bezogen
auf 15 sind die Nutzlast des Luft-/Raumfahrzeugs (50),
Träger-
und Katapultauswurfsystem in einer Seitenansicht des Vorderkörpers gezeigt.
Die Nutzlast des Luft-/Raumfahrzeugs
(50) ist in einem Paar von Schienen (144) auf
jeder unteren Seite der Ladebucht installiert. Das wieder verwendbare
Raumfahrzeug (51) hat eine Mehrzahl von Rollen (145)
an der Flügelwurzel,
die durch den geklappten Flügel
freigelegt sind. Außerdem
ist das wieder verwendbare Raumfahrzeug (51) unterstützt durch
einen Pfosten (146), der auf der Rampe (76) des
Luft-/Raumfahrzeug (50) montiert ist, wobei die Rampe im
offenen Zustand es dem Pfosten ermöglicht, das wieder verwendbare
Raumfahrzeug (51) während
der Installation und des Auswurfs freizugeben. Für die primäre Mission unterstützt ein
weiter vorn auf der Rampe (76) angeordneter Pfosten (147) mit
denselben Freigabemerkmalen das wieder verwendbare Umlaufbahn-Transferfahrzeug
(52). Der Katapult (148) ist eine kaltgasbetätigte Hochdruckvorrichtung,
zusammengesetzt aus einem integralen Karren und einem Zylinder (149),
mehreren teleskopierbaren Kolben (150), einer Flugzeugzellenhalterung
(151), einem Verriegelungs- und Entriegelungsmechanismus
(142), Gasspeichertanks mit Befüllungs-, Abgabe- und Ablasssystem
(153). Der Karren (149) hat auf jeder Seite vorn
und hinten montierte Rollen, die in den Schienen (144)
hinter dem wieder verwendbaren Raumfahrzeug (51) installiert
sind. Der Karren (149) stößt gegen einen Puffer an dem wieder
verwendbaren Raumfahrzeug (51) an der Rückseite der Flügeldurchführungsstruktur.
Die Träger
des Karrens (149) haben Sperrmechanismen zum Fixieren des
wieder verwendbaren Raumfahrzeugs (51) an dem Luft-/Raumfahrzeug
(50) während der
Beförderung.
Die Träger
des Karrens (149) sind durch einen vorderen und einen hinteren
Querträger verbunden,
die mit dem Mittellinienzylinder verbunden sind. Die mehreren teleskopierbaren
Kolben sind in dem Schlittenzylinder (149) während der
Beförderung
zusammengelegt. Wenn die oberen Stufen aus dem Luft-/Raumfahrzeug
(50) ausgestoßen
werden sollen, werden die Haube (75) und die Rampe (76) geöffnet, und
der Katapult wird aktiviert. Der innerste von mehreren teleskopierbaren
Kolben hat eine hintere Kappe, die als ein Zapfen mit in eine von
vorn nach hinten geschlitzte Halterung (151) des Rumpfs des
Luft-/Raumfahrzeugs (50) eingreifenden Seitenstiften konfiguriert
ist und während
des Transports durch einen getrennten sich durch den Zapfen und Ansatzstücke der
Halterung (151) erstreckenden Haltestift am Platz gehalten
ist. Das Steuersystem des Luft-/Raumfahrzeugs (50) öffnet die
Ventile, um das kalte Gas von den Speichertanks (153) zum
Zylinder (149) fließen
zu lassen, wobei der Haltestift abgeschert wird, wenn der Kolben
(150) beginnt, zu expandieren, und die seitlichen Stifte
des Zapfens sich in der Rumpfhalterung (151) des Luft-/Raumfahrzeugs
(50) nach hinten bewegen. Der Karrenhaltemechanismus (152)
wird entriegelt, wenn sich die Seitenstifte des Zapfens nach hinten
bewegen und den Mechanismus (152) durch Berühren einer
Anschlagplatte der Halterung (151) betätigen. Wenn die Seitenstifte
des Zapfens am hinteren Teil der Schlitze in der Halterung (151)
in Anschlag kommen, expandieren die teleskopierbaren Kolben (150)
und treiben den Karren (149) vorwärts, um das wieder verwendbare
Raumfahrzeug (51) und dessen Nutzlast aus dem Luft-/Raumfahrzeug
(50) auszuwerfen. Der Katapult (148) hört auf zu
schieben, während
noch eine ausreichende Anzahl von Rollen des wieder verwendbaren
Raumfahrzeugs (51) in den Schienen im Eingriff ist, um
das ungünstige
Aufwärts-Steigungsmoment zu
kompensieren, das durch die niedrige Differenz zwischen der Schublinie
und dem Schwerpunkt des wieder verwendbaren Raumfahrzeugs (51) induziert
ist. Jeder Kopf eines Kolbens (150) hat dynamische Dichtungen
im Zylinder, und alle Kolben bis auf den innersten wirken wie ein
Zylinder auf den Kolben in ihnen und haben dynamische Dichtungen
in ihren Führungsbuchsen,
die die Kolbenstangen tragen. Die Abdichtung des Volumens während des
Zusammenbaus zwischen den Kolben und den Führungsbuchsen ergibt einen
Puffer am Ende des Hubs des Karrens (154), wenn die Kaltgasquelle
abgesperrt wird und der Gasdruck im Zylinder (149) schnell
auf 15 Pfund pro Quadratzoll absolut reduziert wird. Das abgelassene
Gas wird symmetrisch an jeder Seite des Rumpfs des Luft-/Raumfahrzeugs (50)
ausgestoßen.
Der Katapult (148) wird während der Bodenüberholung
für die
nächste
Mission zurückgesetzt.
-
Bezogen
auf 16 zeigt eine aufgeschnittene perspektivische
Ansicht von oben den Strömungsweg
des Ejektor-Staustrahltriebwerks
(155). Die äußeren Abschnitte
sind der Mischer (156), der Diffusor (157), der
Brenner (158) und die Düse
(159). Die internen Komponenten sind der Ejektor (160), Diffusorflügel (161),
Kraftstoffinjektoren (162), Düsenstopfen geschlossen (163),
Düsenstopfen
offen (164) und eine teleskopierbare Welle des Düsenstopfens.
Außerdem
sind gezeigt der Ejektor-Energiezufuhrverteiler (165) und
der Düsen- Regenerativkühlungsverteiler
(166). Der Düsenstopfen
(163) ist regenerativ gekühlt.
-
Bezogen
auf 17 ist das wieder verwendbare Raumfahrzeug (51)
in einer Draufsicht von oben in Bergungskonfiguration gezeigt. Das
sphärische Segment
(164) der Nutzlasthalterung weist nach vorne und geht über in den
spitzbogigen Vorderkörper (165),
der in den Hauptrumpf (166) übergeht. Der hintere Rumpfabschluss
(167) hat ein Hitzeschild, das die internen Systeme während des
Wiedereintritts schützt.
Die untere Tafel ist ein Hitzeschild (168) für die Düse des Raketentriebwerks
(169). Die Flügel (170)
sind stark nach hinten gezogen, mit Höhenrudern (171) am
hinteren Rand für
aerodynamische Neigungs- und Rollsteuerung. Ein abgeschrägter vertikaler
Schwanz (172) ist an jeder Flügel (170)-spitze montiert.
Der Zweiflächenwinkel
des abgeschrägten
vertikalen Schwanzes (172) ist festgelegt, um die Flächen des
Flügels
(170) und des abgeschrägten
vertikalen Schwanzes (172) zu maximieren und dabei das
Beförderungsvolumen
in dem Luft-/Raumfahrzeug
(50) zu minimieren. Die vertikalen Schwänze (172) liefern
Richtungsstabilität
und Seitenruder (173) am hinteren Rand bieten Richtungssteuerung.
Außeratmosphärisch ist
die Lage gesteuert durch Schubdüsen
für Neigung
und Rollen (174) und für
Gieren (175). Der Innendruck der Flugzeugzelle mit Ausnahme
des Antriebssystems ist durch Lüftungsöffnungen
(176) gesteuert.
-
Bezogen
auf 18 ist das wieder verwendbare Raumfahrzeug (51)
in einem Seitenaufriss in Wiedergewinnungskonfiguration gezeigt.
Das Hilfslandefahrwerk (177) und das Hauptlandefahrwerk (178)
sind in ausgefahrener Position für
Handhabung am Boden und Landung gezeigt. Das wieder verwendbare
Raumfahrzeug (51) ist auf der statischen Grundlinie (179)
stehend dargestellt. Die Verkleidung (180) am unteren Rumpf
(166) nimmt die Flügelbefestigungsstruktur
sowie Erweiterungs- und Verriegelungsmechanismen, Hauptlandefahrwerk
(178) und Rollen (145) für den Einbau in dem Luft-/Raumfahrzeug (50)
auf. Am Vorderkörper
(165) gezeigt sind Lagesteuerungsschubdüsen (174) und (175)
und Öffnungen
(176), auch in der Verkleidung (180). Ferner gezeigt
sind die Kugelsegmentverkleidung (164), Abschluss (167),
Hitzeschild (168), Raketentriebwerk (169), Flügel (170),
vertikaler Schwanz (172) und Seitenruder (173).
-
Bezogen
auf 19 zeigt eine perspektivische Ansicht des wieder
verwendbaren Raumfahrzeugs (51) von oben den kreisrunden
Querschnitt der Rumpfkomponenten (164), (165)
und (167) und der unteren Rumpfverkleidung (180).
Gezeigt sind auch der Flügel
(170) und die Höhenruder
(171), vertikale Schwänze
(172) und Seitenruder (173), Raketentriebwerk
(169), Hitzeschild (168), Entlüftungsöffnungen (176), Neigungs-
und Rolllagesteuerschubdüsen (174)
und Gierlage-Steuerschubdüse
(175).
-
Bezogen
auf 20 sind innere Komponenten des wieder verwendbaren
Raumfahrzeugs (51) in einer durchsichtigen Perspektive
von oben dargestellt. Die Kuppel, die die Nutzlasthalterung und
Kugelsegmentverkleidung (174) ist, ist oben und unten angelenkt
und angetrieben (181), um um 180° zu rotieren. Die Lagesteuerschubdüsen (174)
und (175), Oxidationsmitteltreibstofftanks (182)
und Brennstofftanks (183) befinden sich mit dem Hilfslandefahrwerk (177)
und dessen Erweiterungsakkumulator (184), dem Avionik-
und Umgebungssteuersystem (185) und der Nutzlast-Nabelschnur
(186) im Vorderkörper (165).
Entlang der unteren Mittellinie des Hauptrumpfs (166) befindet
sich die Systemleitung (187). Entlang der oberen Mittellinie
verläuft
die Brennstoffentlüftung
(188). Der vordere Abschnitt des Hauptrumpfs (166)
ist der Brennstofftank (189), und der hintere Abschnitt
ist der Oxidationsmitteltank (190). Auf der Mittellinie
ist die Brennstoffleitung (191) durch den Oxidationsmitteltank
(190). Die Oxidationsmittelleitung (192) läuft von
dem Unterteil des konkaven Bugschotts zum Raketentriebwerk (169) auf
der Mittellinie. Am hinteren Rumpfabschluss befinden sich die primären Energieeinheiten
mit Hydrauliksystemen und elektrischen Generatoren (193),
Hydraulikreservoirs (194), Treibstofftanks (195),
Treibstofftank-Druckbeaufschlagungstanks (196) und Oxidationsmittelentlüftung (197).
Am Flügel
(170) befinden sich Flugsteueraktuatoren (198).
-
Bezogen
auf 21 zeigt eine perspektivische Ansicht von oben
des wieder verwendbaren Raumfahrzeugs (51) in Beförderungsposition
zur Verwendung an Bord des Luft-/Raumfahrzeugs
(50) die nach vorn weisende Nutzlasthalterung (199),
den gegen den Rumpf (166) geklappten und die Rollen (145)
für die
Installation im Luft-/Raumfahrzeug (50) auf den Schienen
(144) freigebenden Flügel
(170) mit abgeschrägten
vertikalen Schwänzen
(172).
-
Bezogen
auf 22 zeigt eine teilweise transparente Perspektive
von oben den Flügelerweiterungsmechanismus
(200) und den Verriegelungsmechanismus für den abgesenkten
Flügel.
Der Erweiterungsmechanismus (200) besteht aus einem einzigen
linear betätigten
Kipphebel (202) mit Zugstangen (203) zum Ausstrecken
des Flügels
(170). Der Verriegelungsmechanismus des Flügels in
abgesenkter Stellung (201) verwendet einen einzelnen Motor
(204) mit Antriebswellen (205), die eine Schneckengetriebeeinheit
(206) auf jeder Seite antreiben, die wiederum Drehmomentrohre
(207) zu vorderen und hinteren Holmen des Flügels (170)
drehen, wo keilverzahnte, verschiebliche, verjüngte Gewindestifte (208)
die Flügeldichtungen
herabziehen und verriegeln.
-
Bezogen
auf 23 ist ein Querschnitt des Flügels des wieder verwendbaren
Raumfahrzeugs an einer Holmverbindung in geklappter Position gezeigt.
Die obere Verbindung (209) wirkt als ein Scharnier. Die
untere Verbindung besteht aus einem Ansatz (210) und einem
Gabelkopf (211), die passende verjüngte Löcher für die verjüngten Stifte (208)
haben. Die verjüngten
Stifte (208) verriegeln den ausgestreckten Flügel und
lenken die Keramikmatrix-Komposit-Entlüftungsdichtung (212)
ab und komprimieren die flexible Sicherungsdichtung (213).
Die Dichtungen sind montiert am Rumpf (166), Hitzeschutzkacheln
(214) und Hitzeschutzkacheln (215) des Flügels (170).
-
Bezogen
auf 24 ist eine äußere Perspektive
einer typischen mit einem Hitzeschutzsystem (216) bedeckten
unteren Oberfläche
gezeigt. Das Hitzeschutzsystem ist angebracht an der Kugelsegmentnase
(164), dem Vorderkörper
(165), dem Boden des Rumpfes (166), der unteren
Rumpfverkleidung (180), dem Raketendüsenhitzeschild (168), oberer
und unterer führender
Kante des Flügels
(170) sowie auf beiden Seiten der vertikalen Schwänze des wieder
verwendbaren Raumfahrzeugs (51). Die Flugzeugzellenabdeckung
(217) hat mit einem Keramikklebstoff befestigte Kacheln
aus Retisic-Keramikschaum. Außenblätter aus
Keramikmatrix-Verbundmaterial (219) bilden die äußere Oberfläche. Sie
sind angeordnet, um die Schaumkern-Spleißverbindungen (220)
zu überlappen
und sind ebenfalls mit Keramikklebstoff befestigt.
-
Bezogen
auf 25 ist das wieder verwendbare Umlaufbahn-Transferfahrzeug
(52) in einer Draufsicht von oben in Bergungskonfiguration
gezeigt. Der vordere Rumpf besteht aus vier Türen (221), die während der
Bergungsoperationen die Nutzlasthalterung bedecken. Der Hauptrumpf
(222) enthält
die Treibstofftanks und Subsysteme. Der hintere Rumpfabschluss (223)
ist ein Hitzeschild, das die internen Systeme während des Wiedereintritts schützt. Die
untere Platte ist ein Hitzeschild (224) für die Düse des Raketentriebwerks
(225). Es gibt einen externen Ausleger (226) zur
Befestigung an dem wieder verwendbaren Raumfahrzeug (51).
Die Flügel (227)
sind stark nach hinten abgeschrägt,
mit Höhenrudern
(228) für
aerodynamische Neigungs- und Rollsteuerung am hinteren Rand. Ein
abgeschrägter vertikaler
Schwanz (229) ist an jeder Spitze der Flügel (227)
montiert. Der Zweiflächenwinkel
des abgeschrägten
vertikalen Schwanzes (229) ist eingestellt, um die Flächen des
Flügels
(227) und des vertikalen Schwanzes (229) zu maximieren
und gleichzeitig das Beförderungsvolumen
in dem Luft-/Raumfahrzeug (50) zu minimieren. Die vertikalen
Schwänze
(229) sorgen für
Richtungsstabilität,
und die Seitenruder (230) am hinteren Rand sorgen für Richtungssteuerung.
Die außeratmosphärische Lage
ist gesteuert durch Schubdüsen
für Neigung
und Rollen (231) und Gieren (232). Der Innendruck
der Flugzeugzelle mit Ausnahme der Treibstoffsysteme ist durch Entlüftungsöffnungen
(233) gesteuert.
-
Bezogen
auf 26 ist das wieder verwendbare Umlaufbahn-Transferfahrzeug
(52) in einem Seitenaufriss in Bergungskonfiguration gezeigt.
Das Hilfslandefahrwerk (234) und das Hauptlandefahrwerk
(235) sind in ausgefahrener Position für Handhabung am Boden und Landung
gezeigt. Das wieder verwendbare Umlaufbahn-Transferfahrzeug ist
auf der statischen Grundlinie (236) stehend dargestellt. Die
Verkleidung (237) an den Seiten des unteren Rumpfes (222)
nimmt die Flügelbefestigungsstruktur sowie
Erweiterungs- und Verriegelungsmechanisme, sowie das Hauptlandefahrwerk
(235) auf. Am Vorderkörperabschnitt
des Rumpfes (222) gezeigt sind die Lagesteuerungsschubdüsen (231)
und (232) und Entlüftungsöffnungen
(233), ebenfalls in der Verkleidung (237). Außerdem sind
gezeigt die Nutzlasthalterungsabdeckungstüren (221), Abschlusshitzeschild
(223), Raketentriebwerk (225), Hitzeschild (224),
Flügel
(227), vertikaler Schwanz (229) und Seitenruder
(230).
-
Bezogen
auf 27 zeigt eine perspektivische Ansicht von oben
des wieder verwendbaren Umlaufbahn-Transferfahrzeugs (52)
den kreisrunden Querschnitt des Rumpfes (222), des Abschlussschildes
(223) und der unteren Rumpfverkleidung (237). Außerdem sind
gezeigt die Flügel
(227), Höhenruder (228),
vertikale Schwänze
(229), Seitenruder (230), Raketentriebwerk (225),
Befestigungsausleger (226), Hitzeschild (224),
Entlüftungsöffnungen
(233), Neigungs- und Rolllagesteuerschubdüsen (231)
und Gierlagesteuerschubdüsen
(232). Die Hitzeschutzbehandlung, Flügelerweiterungs- und Verriegelungsmechanismus
sind wie beim wieder verwendbaren Raumfahrzeug.
-
Bezogen
auf 28 sind die internen Komponenten des wieder verwendbaren
Umlaufbahn-Transferfahrzeugs (52) in einer transparenten Perspektivansicht
von oben gezeigt. Die Nutzlast-Nabelschnur (239), Avionik-
und Umgebungssteuersystem (240), Hilfslandefahrwerk (235)
und dessen Erweiterungsakkumulator (241), Ladesystem-Oxidationsmitteltanks
(242), Brennstofftanks (238), Neigungs- und Rolllagesteuerschubdüsen (231)
und Gierlageschubdüsen
(232) befinden sich im vorderen Rumpf (222). Der
mittlere Rumpf (222) ist der Brennstofftank (244).
Der hintere Rumpf (222) ist der Oxidationsmitteltank (247).
Im Rumpf (222) enthalten sind die Systemleitung (243),
Brennstoffentlüftungsöffnung (245),
Oxidationsmittelentlüftungsöffnung (248),
Brennstoffleitung (246) und Oxidationsmittelleitung (251).
Das Abschlusshitzeschild enthält
die primären
Energieeinheiten mit Hydrauliksystemen und elektrischen Generatoren
(225), Treibstofftanks (243) und Treibstofftank-Druckbeaufschlagungstanks
(249). Im Flügel
befinden sich Flugsteueraktuatoren (250). In der unteren
Rumpfverkleidung befindet sich das Hauptlandefahrwerk (235).
Außerdem
sind das Raketentriebwerk (222) und der Befestigungsausleger
(246) gezeigt.
-
Bezogen
auf 29 ist eine perspektivische Ansicht von oben des
wieder verwendbaren Raumfahrzeugs (51), des wieder verwendbaren
Umlaufbahn-Transferfahrzeugs (52) und der Hülle des
Nutzlastfreiraums (53) in der Beförderungskonfiguration für die bevorzugte
Ausgestaltung der primären
Mission gezeigt.
-
Bezogen
auf 30 zeigt ein Seitenaufriss das wieder verwendbare
Umlaufbahn-Transferfahrzeug (52) in der Beförderungskonfiguration
mit einer an einer kegelstumpfförmigen
Befestigungsstruktur (254) angebrachten Nutzlast (53).
Die Nutzlastabdeckungstüren
(221) sind in der offenen Position.
-
Bezogen
auf 31 zeigt eine perspektivische Ansicht von oben
eine nicht wieder verwendbare zweite Stufe (83). Diese
Stufe wird verwendet zum Platzieren von Nutzlasten hoher Masse direkt
in geosynchroner Umlaufbahn. Die nicht wieder verwendbare zweite
Stufe (83) ersetzt das Volumen und Gewicht von wieder verwendbaren
Merkmalen des wieder verwendbaren Raumfahrzeugs (51) durch
zusätzlichen
Treibstoff mit einem größeren Massenanteil
für erhöhte Leistung.
Sie hat eine Schnittstelle (255) zum Montieren einer nicht
wieder verwendbaren dritten Stufe (82) und Rollen (256)
zum Einbau in dem Luft-/Raumfahrzeug (50).
-
Bezogen
auf 31 zeigt eine perspektivische Ansicht von oben
eine nicht wieder verwendbare dritte Stufe (82). Diese
Stufe wird auch verwendet, um eine Nutzlast hoher Masse direkt in
geosynchroner Umlaufbahn zu platzieren. Die nicht wieder verwendbare
dritte Stufe (82) ersetzt Volumen und Gewicht von wieder
verwendbaren Merkmalen des wieder verwendbaren Umlaufbahn-Transferfahrzeugs (52)
durch zusätzlichen
Treibstoff mit einem größeren Massenanteil
für erhöhte Leistung.
Sie hat eine Nutzlastschnittstelle (257), die vor einem
linsenförmigen
Oxidationsmitteltank (259) in einem toroidförmigen Brennstofftank
(258) versenkt ist.
-
Bezogen
auf 33 zeigt eine perspektivische Ansicht von oben
hinten eine nicht wieder verwendbare vierte Stufe (81).
Diese Stufe wird in Verbindung mit dem wieder verwendbaren Raumfahrzeug
(51) und dem wieder verwendbaren Umlaufbahn-Transferfahrzeug
(52) verwendet, um Nutzlasten niedriger Masse auf einem
interplanetaren Flug zu platzieren. Die nicht wieder verwendbare
vierte Stufe (81) besteht aus einem verfügbaren Feststoffraketenhilfstriebwerk
(260) und einer Zwischenstufe (261).
-
Bezogen
auf 34 ist eine Perspektive von oben einer bemannten
Hyperschall-Transportversion (262) des Luft-/Raumfahrzeugs (50)
gezeigt. Ein Mannschaftsmodul (263) ist hinzugefügt. Die
Ladebuchttüren
(264) sind für
die vorgesehene Fracht zugeschnitten. Das Hilfssteigraketensystem
ist entfallen und verkleidet (265), und das Oxidationsmitteltankvolumen
ist umgewidmet für
Kraftstoff. Primäre Struktur
und Ausrüstung,
Ejektor-Staustrahlantrieb und Subsystem sind im Wesentlichen die
gleichen wie bei dem Luft-/Raumfahrzeug
(50).
-
Die
Erfindung ist zwar mit Bezug auf ihre dargestellten bevorzugten
Ausgestaltungen beschrieben worden, doch versteht sich für den Fachmann, dass
die oben erwähnten
und andere Änderungen
an Form und Details vorgenommen werden können, ohne den Rahmen der Erfindung
wie durch die beigefügten
Ansprüche
definiert zu verlassen.