DE69937371T2

DE69937371T2 - System für das tragen und starten einer nutzlast

Info

Publication number: DE69937371T2
Application number: DE69937371T
Authority: DE
Inventors: Harry Hawthorn SCOTT; Stephen G. Huntertown WURST
Original assignee: Space Access Miami LLC; Space Access LLC
Current assignee: Space Access Miami LLC; Space Access LLC
Priority date: 1998-12-31
Filing date: 1999-12-29
Publication date: 2008-02-07
Anticipated expiration: 2019-12-30
Also published as: AU4324300A; WO2000043267A3; DE69937371D1; EP1163152A2; CN1337912A; JP2002535193A; RU2233772C2; US6193187B1; EP1163152A4; CN1120113C; EP1163152B1; UA72491C2; DE1163152T1; WO2000043267A2

Description

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.

Claims

Luft-/Raumfahrzeug (50) mit: a) einem Rumpf (100, 102, 104, 120, 126), einem Paar Flügel (105) mit einer Mehrzahl von Steuerflächen und einem Schwanz mit einem Seitenruder (117); b) wobei der Rumpf umfasst: i) eine gekrümmte konische Gestalt für einen oberen Rumpf (100) von einem Bugende zu einem Schwanzende; ii) eine Ladebucht, wobei Zugang zur Ladebucht durch zwei Muschelschalen-Türen vom Hinterteil des Bugendes aus besteht, die eine Ladebuchthaube (75) und eine Ladebuchtrampe (76) bilden, die zum Aufnehmen einer -Ladung geöffnet, zum Flug geschlossen und zum Entfernen der Ladung geöffnet werden können; c) wobei die Flügel (105) umfassen: i) ein Paar Flügelgänge, die zum Rumpf an einer Mittellinie hinzugefügt sind, um die Flügel (105) aufzunehmen, und ii) wobei jede Flügelvorderkante von einer Gangverbindung aus nach hinten verläuft und jeder Flügelaußenabschnitt zu einer Flügelspitze rückwärts gekrümmt ist; d) wobei der Schwanz umfasst: i) den kurz vor dem Schwanzende montierten Schwanz und eine von einer Schwanzwurzel aus nach hinten verlaufende Schwanzvorderkante; und ii) einen zu einer Schwanzspitze rückwärts gekrümmten Schwanzaußenabschnitt; e) einem Bugfahrwerk (114) und einem Hauptlandefahrwerk (115); gekennzeichnet durch f) ein Lagesteuersystem mit einer Mehrzahl von Lagesteuerraketen (108, 109, 110), die in der Ladebuchthaube (75) und den Flügelspitzen montiert sind, die eine Mehrzahl von Positions-Kraftstofftanks tragen; g1) eine geradlinig konische Gestalt für einen unteren Rumpf (102, 126, 104) vom Bugende bis zu einer Triebwerksgondel (103), g2) wobei die Triebwerksgondel (103) hinter einer Mehrzahl von Einlässen einen konstant halbkreisförmigen Querschnitt bis zu einer Mehrzahl von Triebswerks-Auslassdüsen hat, wobei eine Mehrzahl von Ejektor-Staustrahltriebwerken (155) in der Triebswerksgondel (103) montiert sind und Umgebungsluft von den Triebwerksgondeleinlässen empfangen, die über Triebwerkeinlassleitungen angeschlossen sind; g3) einen unteren hinteren Rumpf mit abnehmend konkav konischer Gestalt bis zum Schwanzende; h) eine maximale Querschnittsabmessung des Rumpfes, die sich am vorderen Ende der Flügelwurzel befindet und die Ladebucht umschließt, i) einen integralen Steigtank (122), der im Rumpf (100, 102, 104, 120, 126) hinter der Ladebucht enthalten ist, eine Mehrzahl von Hilfs-Steigtanks (123) und einen Gestelltank (125); j) eine Luftverflüssigungseinheit (128), die Luft von den Luftverflüssigungseinlässen empfängt, die durch in der Triebswerksgondel (103) enthaltene Leitungen angeschlossen sind, und die die Luft zur Speicherung in einer Mehrzahl von Flüssiglufttanks verflüssigt; und k) ein Avioniksystem, eine Mehrzahl von Heliumtanks und eine Mehrzahl von Primärantriebseinheiten (131).
Luft-/Raumfahrzeug (50) nach Anspruch 1, bei dem: a) ein Paar Zusatz-Steigraketentriebwerke im Schwanzende montiert sind, die über einen Zusatz-Flüssigwasserstofftank und einen Zusatz-Flüssigsauerstofftank versorgt werden; b) ein Katapult (14) und ein Paar Nutzlastschienen (144) in der Ladebucht montiert sind; c) ein wiederverwendbares Raumfahrzeug RSC (51), das in der Ladebucht auf den Nutzlastschienen platzierbar ist, umfasst: i) ein Raketentriebwerk (169) mit einem angeschlossenen Flüssigwasserstofftank und einem Flüssigsauerstofftank und einer Mehrzahl von treibstoff-druckbeaufschlagenden Heliumtanks; ii) einen Ausrüstungsabschnitt, einen Hauptkörper, einen Heckausrüstungsabschnitt, ein RSC-(51) – Schwanzende mit einer Triebwerkshaube und einen drehbaren Bug (164); iii) wobei der Hauptkörper in einer unteren hinteren Fläche eine Verkleidung (180) vom ungefähren Mittelpunkt des Hauptkörpers zu einer Triebwerksdüsen-Wiedereintrittsabschirmung am RSC- (51) -Schwanzende hat; iv) ein Paar RSC- (51) -Flügel (170), die drehbar an der Verkleidung (180) befestigt sind und einen an jedem Flügel befestigten schräg verlaufenden Schwanz mit jeweils einer sich verjüngenden Vorderkante haben, wobei jeder RSC- (51) -Flügel (170) ein Steuer-Höhenruder und jeder Schwanz ein RSC- (51) -Seitenruder (173) aufweist; v) ein RSC- (170) -Bug-Landefahrwerk (177), ein Paar von RSC- (170) -Hauptlandefahrwerken (177) und eine Mehrzahl von Achsenrollen (145), die frei liegen, wenn die RSC- (51) -Flügel (170) gefaltet sind, so dass die Achsenrollen (145) auf den Nutzlastschienen (144) ruhen können; vi) ein Lagesteuerungsgerätesystem mit einer Mehrzahl von RSC- (51) -Lagesteuerungsstrahlrudern (174, 175), einer Führungs-, Navigations- und Steuerausrüstung (185) und einer Mehrzahl von Primärtriebwerken; und vii) ein Nutzlastgestell (199) mit einem Nutzlastadapter, an dem drehbaren Bug 164 befestigt, und einer Nutzlast-Schnittstelleneinrichtung.
Luft-/Raumfahrzeug (50) nach Anspruch 1, bei dem eine wiederverwendbare Orbitfähre ROC (52) als Nutzlast an dem wiederverwendbaren Raumfahrzeug (51) befestigt ist und die wiederverwendbare Orbitfähre (52) umfasst: a) ein Orbit-Raketentriebwerk (225) mit einem daran angeschlossenen ROC- (52) -Flüssigwasserstofftank (238) und einem ROC- (52) -Flüssigsauerstofftank (247) und einer Mehrzahl von ROC- (52) -treibstoffdruckbeaufschlagenden Heliumtanks (243); b) einen ROC- (52) -Geräteabschnitt, einen ROC- (52) – Hauptkörper (222), einen ROC- (52) -Heckgeräteabschnitt (223), ein ROC- (52) -Schwanzende mit einer ROC- (52) -Triebwerksverkleidung, einen rohrförmigen Träger und eine ROC- (52) -Bugschnittstellenverkleidung mit einem Muschelschalenbug, der geöffnet und geschlossen werden kann; c) wobei der ROC- (52) -Hauptkörper (222) in einer unteren hinteren ROC- (52) -Oberfläche eine ROC- (52) -Verkleidung vom ungefähren Mittelpunkt des ROC- (52) -Hauptkörpers (222) zu einer ROC- (52) – Triebwerksdüsen-Wiedereintrittsabschirmung (224) am ROC- (52) -Schwanzende hat; d) ein Paar von drehbar an der ROC- (52) -Verkleidung befestigten ROC- (52) -Flügeln (227), jeweils mit einem an jedem ROC- (52) -Flügel befestigten schräg verlaufenden ROC- (52) -Schwanz und einer sich verjüngenden ROC- (52) -Schwanzvorderkante, wobei jeder ROC- (52) -Flügel (227) ein ROC- (52) – Höhenruder (228) und jeder ROC- (52) -Schwanz ein ROC- (52) -Seitenruder (230) hat; e) ein ROC- (52) -Bug-Landefahrwerk (234) und ein Paar von ROC- (52) -Hauptfahrwerken (235); f) ein ROC- (52) -Lagesteuerungssystem mit einer Mehrzahl von ROC- (52) -Lagesteuerungsstrahlrudern (231, 232), einer ROC- (52) -Führungs-, Navigations- und Steuerungsausrüstung und einer Mehrzahl von ROC- (52) -Primärtriebwerken; g) eine ROC- (52) -Nutzlastschnittstellenausrüstung mit ROC- (52) -Nutzlastmontageeinrichtung in der Bugschnittstellenverkleidung und dem Muschelschalenbug bei offenen Muschelschalen-Bugelementen.
Luft-/Raumfahrzeug (50) nach Anspruch 2, bei dem das Element der dritten Stufe eine bemannte Nutzlaststufe ist.
Luft-/Raumfahrzeug (50) nach Anspruch 3, bei dem eine nicht wiederverwendbare vierte Stufe zum zusätzlichen Antreiben der Nutzlast vorhanden ist.
Luft-/Raumfahrzeug (50) nach Anspruch 2, bei dem eine nicht wiederverwendbare dritte Stufe zum zusätzlichen Antreiben der Nutzlast vorhanden ist.
Luft-/Raumfahrzeug (50) nach Anspruch 1, bei dem zum Absetzen der Nutzlast eine nicht wiederverwendbare zweite Stufe und eine nicht wiederverwendbare dritte Stufe darin montiert sind.
Luft-/Raumfahrzeug (50) nach Anspruch 1, bei dem Vorkehrungen für einen Piloten getroffen sind.