CN101988813A - 发射系统和发射设备 - Google Patents

Abstract

本发明涉及发射系统和发射设备。具体地，提供了一种能在空中发射的飞行物体，其以可分离的方式安装至发射设备的翼体上。所述发射设备由飞行器通过缆线拖引，从而滑行和起飞。在通过飞行器将所述发射设备提升到飞行物体的发射高度后，在空中从所述翼体释放所述飞行物体，然后点火所述飞行物体，并在发射系统中在空中发射飞行物体。在不新开发作为航空母机的平台的情况下，能够开发出用于在空中发射的系统，从而能显著降低研究费用。在小型人造卫星安装在飞行物体内的情形中，可开发能够顺利地且快速地运用至安全事务和灾难监控中的人造卫星。

Description

发射系统和发射设备

技术领域

本发明涉及一种用于在空中发射飞行物体的发射系统以及一种用于该发射系统的发射设备。

背景技术

作为用于在空中发射飞行物体(以下称为“火箭”)的方法，已经研究并开发出：如图10所示的用于从飞行器1释放安装在飞行器1的上表面上的火箭2的方法，如图11所示的用于在空中抛出和发射附连在飞行器1的下表面上的火箭3的方法，或如图12所示采用降落伞5而从飞行器1的载货空间拉出火箭4然后在空中发射火箭4的方法。

作为火箭，在专利文献1中公开了一种具有可分离地安装在操纵翼3的后部处的附加翼4的火箭。在专利文献2中公开了在火箭的动能较低时具有可分离稳定翼的另一种火箭。然而，这些火箭不适于用于在空中发射火箭的方法。

引用列表

专利文献1

日本专利未审公开No.5-079798

专利文献2

日本专利未审公开No.5-231800

发明内容

技术问题

为了开发新的用于在空中发射火箭的方法，需要开发作为航空母机的飞行器1和火箭2、3、4。

然而，上述方法具有缺点，即，这些技术不能应用在适于快速监控突发灾难的卫星类飞行物体上。

于是开发了本发明来克服上述缺点。本发明的目的在于提供一种发射系统和一种发射设备，其中，无需设计用于火箭的专用航空母机，即可在空中发射火箭。

解决方案

为了在发射设备中实现上述目的，如权利要求1所述的发射设备的特征在于，能在空中发射的飞行物体以可分离的方式安装至翼体。

为了在如权利要求1所述的发射设备中实现上述目的，如权利要求2所述的发射设备的特征在于，所述翼体包括用于滑行的轮构件。

为了在如权利要求1所述的发射设备中实现上述目的，如权利要求3所述的发射设备的特征在于，所述翼体包括主翼和垂直翼。

为了在如权利要求3所述的发射设备中实现上述目的，如权利要求4所述的发射设备的特征在于，所述主翼为用于产生升力的三角翼。

为了在如权利要求3所述的发射设备中实现上述目的，如权利要求5所述的发射设备的特征在于，所述主翼为用于产生升力的联翼。

为了在如权利要求1所述的发射设备中实现上述目的，如权利要求6所述的发射设备的特征在于，所述飞行物体包括头部，在该头部内安装有小型人造卫星。

为了在如权利要求1所述的发射设备中实现上述目的，如权利要求7所述的发射设备的特征在于，所述翼体具有悬挂装置，且所述飞行物体由所述悬挂装置悬挂，其中，所述悬挂装置能够与所述翼体分离。

为了在如权利要求1所述的发射设备中实现上述目的，如权利要求8所述的发射设备的特征在于，所述飞行物体由所述翼体的至少两根系索悬挂，其中所述至少两根系索可与所述翼体分离，所述系索的一部分被切断以将所述飞行物体的所述头部设置在向上的方向，然后所述系索的其余部分被切断以从所述翼体释放所述飞行物体，然后点火所述飞行物体，并在空中发射所述飞行物体。

为了实现上述目的，如权利要求9所述的发射系统的特征在于，如权利要求2所述的发射设备由所述飞行器通过缆线拖引，从而滑行和起飞。

为了在如权利要求9所述的发射系统中实现上述目的，如权利要求10所述的发射设备的特征在于，所述发射设备由拖引所述发射设备的所述飞行器提升到所述飞行物体的发射高度，然后在空中从所述翼体释放所述飞行物体，然后所述飞行物体在空中点火并发射。

为了在如权利要求10所述的发射系统中实现上述目的，如权利要求11所述的发射系统的特征在于，在所述飞行物体在空中发射后，释放安装在所述头部内的小型人造卫星。

为了在如权利要求9所述的发射系统中实现上述目的，如权利要求12所述的发射系统的特征在于，所述翼体包括：用于锁定所述飞行器的传感器，其中所述传感器安装在所述翼体内；以及归航装置，该归航装置用于根据所述传感器获得的数据自动控制所述翼体的控制面，从而将所述翼体维持在相对于所述飞行器的正确姿态下。

为了在如权利要求9所述的发射系统中实现上述目的，如权利要求13所述的发射系统的特征在于，所述翼体安装有对用于拖引的所述飞行器进行锁定的传感器，而且所述飞行器包括归航装置，该归航装置用于根据所述传感器获得的数据自动控制所述控制面，从而将所述翼体维持在相对于所述飞行器的正确姿态下，其中通过用缆线的线路控制方法、或者通过无线电控制方法对所述翼体进行远程控制。

为了在如权利要求9所述的发射系统中实现上述目的，如权利要求14所述的发射系统的特征在于，在切断连接至所述飞行器的缆线之后，从所述飞行物体释放的所述翼体在空中滑翔，并返回到最近的机场。

为了在如权利要求9所述的发射系统上实现上述目的，如权利要求15所述的发射系统的特征在于，在所述飞行器和所述发射设备其中之一上设有用于卷绕所述缆线的卷绕装置，其中通过卷绕/解绕所述缆线调节所述飞行器和所述发射设备之间的间隔距离。

为了实现上述目的，如权利要求16所述的发射系统的特征在于，如权利要求1所述的发射设备安装在飞行器的上表面或下表面上，且所述飞行器起飞，然后，在通过所述飞行器将所述发射设备提升到所述飞行物体的发射高度后，从所述飞行器释放所述发射设备，然后在所述飞行物体从所述翼体释放后，点火所述飞行物体，并在空中发射所述飞行物体。

为了实现上述目的，如权利要求17所述的发射系统的特征在于，如权利要求1所述的发射设备安装在飞行器的载货空间内，且所述飞行器起飞，然后，在通过所述飞行器将所述发射设备提升到所述飞行物体的发射高度后，将所述发射设备拖出所述飞行器的载货空间，然后在所述飞行物体从所述翼体释放后，点火所述飞行物体，并在空中发射所述飞行物体。

发明的有益效果

在如权利要求1所述的发射设备中，可在空中发射的火箭以可分离的方式安装在翼体处，从而在将所述发射设备提升到所述火箭的发射高度后可使所述火箭与所述翼体分离，然后火箭点火，并在空中发射。

在如权利要求2所述的发射设备中，所述翼体包括用于滑行的轮，从而在通过飞行器拖引所述翼体时，所述翼体能在跑道上滑翔。

在如权利要求3所述的发射设备中，翼体包括主翼和垂直尾组件，于是在通过所述飞行器拖引所述翼体时，所述翼体能在跑道上滑行和起飞。于是，所述翼体能被提升到火箭的发射高度。

在如权利要求4所述的发射设备中，所述翼体的主翼为用于产生升力的三角翼，这样在通过所述飞行器拖引所述翼体时，所述翼体能容易地起飞。

在如权利要求5所述的发射设备中，所述翼体的主翼为用于产生升力的联翼，这样在通过所述飞行器拖引所述翼体时，所述翼体能容易地起飞。

在如权利要求6所述的发射设备中，在所述火箭的头部内安装有小型人造卫星，这样，在所述火箭到达其轨道后，所述小型人造卫星从所述火箭释放。由此，可能开发可顺利地并可快速地应用于安全事务和灾难监控的人造卫星。

在如权利要求7所述的发射设备中，火箭通过可与翼体分离的悬挂构件在空中悬挂在所述翼体上，从而通过切断所述悬挂构件能容易地使所述火箭与所述翼体分离。

在如权利要求8所述的发射设备中，火箭通过能在空中被切断的两根系索悬挂在所述翼体上。因为通过先切断一根系索然后切断另一根系索而使火箭与翼体分离，在火箭点火之前就已使得火箭的头部布置成沿着向上的方向，所以在空中发射所述火箭后，所述火箭能在短时间内到达其轨道。

在如权利要求9所述的发射系统中，发射设备的翼体包括用于滑行且由飞行器拖引的轮，从而滑行和起飞。通过切断缆线，能在所述发射设备起飞后容易地从航空母机释放所述发射设备。

在如权利要求10所述的发射系统中，由飞行器拖引的发射设备被提升到火箭的发射高度，然后在空中从所述翼体释放所述火箭。然后所述火箭点火，并在空中发射。因此，无需开发作为航空母机的飞行器。能显著降低研究成本和运行成本。

在如权利要求11所述的发射系统中，在空中发射的火箭到达其轨道后，安装在所述火箭头部内的小型人造卫星被释放，从而所述卫星能顺利并快速地应用于安全事务和灾难监控。

在如权利要求12所述的发射系统中，翼体安装有用于对用于拖引的飞行器进行锁定的传感器。所述翼体包括归航装置，该归航装置用于根据所述传感器获得的数据自动控制所述翼体的控制面，从而维持所述翼体的相对于所述飞行器的正确姿态，这样所述翼体能够是无人驾驶飞行器(UAV)。

在如权利要求13所述的发射系统中，翼体安装有传感器，该传感器对用于拖引的飞行器进行锁定，和归航装置，该归航装置用于根据所述传感器获得的数据自动控制所述翼体的控制面，从而维持所述翼体的相对于所述飞行器的正确姿态。能通过用缆线的线路控制方法、或者通过无线电控制方法对所述翼体进行远程控制，从而可相对于飞行器自动维持翼体的姿态，且所述翼体能够是无人驾驶飞行器。而且，因为翼体内不包括归航装置，所以翼体的重量变得较轻。

在如权利要求14所述的发射系统中，通过切断缆线使得从火箭释放的翼体与飞行器分离，且翼体通过在空中飞行而返回到最近的机场，从而能显著降低所述飞行设备的运行成本。

在如权利要求15所述的发射系统中，发射设备的飞行器包括用于卷绕缆线的卷绕装置，从而通过卷绕/解绕所述卷绕装置能调节所述飞行器和所述发射设备之间的间隔距离。因此，有利的是，通过调节所述发射设备与所述飞行器之间的间隔距离将翼体的姿态维持在正确的姿态下。

在如权利要求16所述的发射系统中，能用于在空中发射的火箭以可分离的方式附连至发射设备的翼体，且所述发射设备安装在飞行器的上表面或下表面上。于是，所述飞行器被提升到所述发射设备的发射高度，然后所述发射设备与所述飞行器分离，且所述翼体与所述火箭分离。所述火箭点火，并在空中发射，从而除了开发合适飞行器的成本之外，能显著降低研究成本和运行成本。

在如权利要求17所述的发射系统中，能在空中发射的火箭以可分离的方式附连至发射设备的翼体，且所述发射设备安装在飞行器的载货空间内。所述飞行器被提升到所述发射设备的发射高度，然后所述发射设备被拖出所述飞行器，且所述火箭与翼体分离。所述火箭点火，并在空中发射。由此，除了开发合适飞行器的成本之外，能显著降低发射系统的研究成本和运行成本。

附图说明

图1示出了根据本发明第一实施例的发射系统，其中通过飞行器拖引发射设备和使发射设备滑行。

图2示出了根据本发明第一实施方式的发射系统中的发射设备的俯视图。

图3示出了根据本发明第一实施方式的发射系统中的发射设备，其中，在发射设备即将起飞之前通过飞行器拖引发射设备并且使发射设备滑行。

图4示出了根据本发明第一实施例的发射系统中的发射设备在空中由飞行器拖引。

图5示出了根据本发明第一实施例的发射系统中的发射设备通过传感器使得飞行器进行归航。

图6示出了根据本发明第一实施例的发射系统中的发射设备通过系索悬挂火箭。

图7示出了根据本发明第一实施例的发射系统中的发射设备具有两根系索，且火箭仅由该系索中的一根系索悬挂，从而将所述火箭的头部定位在向上的方向。

图8示出了根据本发明第一实施例的发射系统中的发射设备切断一根系索，且火箭点火并在空中发射。

图9(a)、9(b)和9(c)示出了根据本发明第二实施例的发射系统中的发射设备。图9(a)示出了其俯视图。图9(b)示出了其前视图。图9(c)示出了其侧视图。

图10示出了用于在空中发射火箭的方法，其中，所述火箭安装在飞行器的上表面上。

图11示出了用于在空中发射火箭的方法，其中，所述火箭安装在飞行器的下表面上。

图12示出了用于在空中发射火箭的方法，其中，所述火箭安装飞行器的载货空间内。

图13示出了安装在根据本发明的第一实施方式的翼体中的控制系统的框图。

具体实施方式

将参照以下说明描述实施本发明的最佳方式。

实施例1

图1至图8示出了根据本发明第一实施例的发射系统。

如图1至图8所示的实施例的发射系统包括发射设备10，在一种用于拖引所述发射设备10的方法中，该发射设备10由飞行器30通过缆线20拖引，从而使发射设备10从跑道100上起飞，其中火箭11脱离发射设备10的翼体12，并且能在空中发射火箭11。

例如，火箭足够小，并且该火箭在其头部中能安装小型人造卫星，并且小型卫星能脱离该小型火箭并使得该小型卫星进入到低度轨道上，即，距离地球300km至800km的高度。对火箭11而言不必提供除翼体12之外的任何部件。

如图1和图2所示，翼体12包括轮构件12a和12b，其中所述轮构件12a和12b分别设置在翼体12的前部和后部，从而在跑道100上滑行。翼体12在该翼体12的后部处包括垂直尾组件12c。而且，如图12所示，设有作为主翼的三角翼12d以产生升力。三角翼12d为平板形的翼。该三角翼前缘具有后掠角，而且该三角翼的后缘设置成与飞行器的纵向轴线垂直。在从三角翼的上方看时，三角翼12d呈三角形。三角翼12d产生升力，且发射设备10由飞行器30拖引，从而发射设备10能容易地起飞。

尽管翼体12自身不采用任何用于起飞的驱动装置，但是翼体12可安装有辅助的驱动装置以便在翼体12滑行时辅助其飞行。

翼体12为“无人驾驶飞行器(UAV)”，并且包括如图13所示的控制系统，以便归航由翼体12拖引的飞行器30。

在如图13所示的翼体12中，设有用于对由翼体12拖引的飞行器30进行归航的传感器40，以及用于控制飞行器20的控制面以将翼体12的姿态保持成相对于飞行器30不变的归航装置50。

如图5中的虚线所示，在发射设备在空中由飞行器30拖引时，传感器40锁定飞行器30。

归航装置50通过调节一部分翼体(襟翼)来控制翼体12的控制面，从而将传感器40锁定的飞行器30维持在相对于翼体12不变的姿态下。具体而言，如图13所示，致动器60对垂直尾翼12c或者三角翼12d的襟翼70进行控制。

可选的是，归航装置50可以不安装在翼体中，且通过利用用缆线的线路控制方法、或者通过无线电控制方法可安装在飞行器30中，以便远程地对翼体12的控制面进行控制。在上述情形下，翼体12内就无需诸如归航装置50的冗余装置，而且能将翼体12的姿态稳定地维持成相对于飞行器30不变。

而且，可在飞行器或发射设备12处设置用于卷绕缆线20的卷绕装置(未示出)。该卷绕装置对缆线20进行卷绕和解绕该缆线20，从而能调节飞行器30与发射设备10之间的间隔距离。通过利用这样的调节，飞行器30和发射设备10之间的长度变得适当从而能够将翼体12的姿态相对于飞行器30设置在优选姿态下。

尽管如图1至图8所示的翼体12是以放大方式示出的，即，翼体12被示出为大于真实的翼体，但是实际上翼体12远小于飞行器30。例如，翼体的总长度约为10m，且其总宽度约为8m。

如果飞行器30拖引发射设备10，然后发射设备10起飞，则无需研制专用的飞行器。

例如，可利用客机、货机、运输机等。

通过利用上述第一实施例的发射系统，飞行器30通过缆线20拖引发射设备10，且发射设备10起飞。在发射设备10被提升到起飞高度时，火箭11与翼体12分离，于是火箭11可在空中点火。

即，如图3所示，发射设备10由飞行器30通过缆线20拖引，并在跑道100上滑行，从而起飞。然后，火箭11能被提升到发射高度。

如图5中的虚线所示，翼体12通过传感器40对用于拖引翼体12的飞行器30进行归航。根据传感器获得的信息，翼体12的控制面能相对于飞行器自动调节。

如图6所示，翼体12通过两根系索13a和13b悬挂火箭11，其中这些系索可被切断，而且一根系索13a布置在翼体12的前部，另一根系索布置在翼体12的后部。系索13a和13b仅仅是用于悬挂火箭11的示例。还可利用金属丝、链条或者悬挂绳等。在系索的数量是多根的情况下，系索的数量不限于两根。

如图7所示，后系索13b被切断，且火箭由前系索13a悬挂。火箭11的头部沿向上的方向布置。然后，如图8所示，通过切断前系索13a，火箭11与翼体12分离，且火箭11在空中点火，于是能朝向向前倾斜的方向发射火箭。

在本实施例中，火箭11由两根系索13a和13b悬挂。通过切断前系索13a和后系索13b能容易地使火箭11与翼体12分离。

在火箭11的头部处在向上的方向时，在空中发射火箭11。其优点在于，火箭11在发射后能立即上升，并且火箭11能在短时间内到达其轨道。

在以上实施例中，通过两根系索13a和13b悬挂火箭11。然而，如果系索的数量是多根，则可以是任意多根。在这样的情形下，火箭的头部布置成沿着向前的方向。可在先将后系索切断后，再切断前系索，从而朝向斜前方向发射火箭。当然，可采用其他的设置。

例如，在火箭11的头部布置成向后的情况下，可在先将前系索13a切断后，再切断后系索13b，从而朝向斜后方向发射火箭11。

在这样的情况下，朝向与飞行器30的飞行方向相反的方向在空中发射火箭。于是能更加安全地发射火箭。

最容易的方式是，切断连接翼体12(火箭11已经与该翼体12分离)和飞行器30的缆线20，并在空中发射火箭之后废弃翼体12。然而，如果火箭11已经与其分离的翼体12仍然由飞行器30拖引并且在最近的机场着陆，则能够显著地降低发射设备相关的运行成本。

如果切断连接在飞行器30和翼体12之间的缆线20，且翼体12能在空中滑翔并能被导航从而在最近的机场着陆，则如上述情形一样能显著地降低发射设备相关的运行成本。

而且，尽管在火箭11在空中点火的时候，如图8所示的那样，翼体12和飞行器30通过缆线20相连，但是在本发明中其他方式也是可行的。例如，在火箭11点火和在空中发射之前，可以切断连接在翼体12和飞行器30之间的缆线，且飞行器30逃离到安全的空域，这样发射操作变得更加安全。

如上所述，根据本实施例的发射系统，飞行器30通过缆线拖引发射设备10，发射设备10起飞。  发射设备10被提升到发射高度，然后火箭11点火，并通过使火箭11与翼体12分离从而在空中发射火箭11。这样，本实施例的翼体12并不必须是一种专用的航空母机。因此，能以显著低的成本开发用于在空中发射火箭的发射系统。另一方面，无需开发作为航空母机的飞行器30，从而能显著降低开发费用和运行费用。

具体而言，如果火箭11在头部处安装有小型人造卫星，则在火箭11到达轨道后可放出该小型人造卫星。于是可能开发可顺利地且快速地应用到安全事务和灾难监控中的人造卫星。

实施例2

图9示出了根据本发明的第二实施例。该第二实施例利用用于产生升力的联翼80，而非作为第一实施例翼体12的主翼的三角翼12d。

如图9所示，联翼80具有这样的结构，即，具有前掠角的垂直尾组件与具有后掠角的主翼81相连。联翼80产生的升力等于或者大于由第一实施例的三角翼12d产生的升力。

在第二实施例中，火箭11能与具有联翼80作为主翼的翼体12分离，从而第二实施例的效果和优点与第一实施例的效果和优点相同。

实施例3

如上所述的实施例1和实施例2采用了用于由飞行器30拖引发射设备10的拖引方法。第三实施例不采用拖引方法，而是通过改进如背景技术中所描述的传统空中发射方法而采用了一种改进的方法。第三实施例可大体分为两种方法。

一种方法如下：

发射设备与飞行器一起起飞，其中，该发射设备安装在飞行器的上表面上或下表面上。如第一实施例所述的那样，能够在空中发射的火箭以可分离的方式附连至翼体。

通过飞行器将发射系统提升到发射高度。

与第一实施例类似地，使火箭与翼体分离，然后火箭火点并在空中发射。

另一种方法如下：

飞行器起飞，其中，发射设备安装在飞行器的载货空间内。如第一实施例所述的那样，能够在空中点火的火箭以可分离的方式附连至翼体。

通过飞行器将发射系统提升到用于发射火箭的发射高度。

将发射系统从飞行器的载货空间拖出。

之后，与上述第一实施例类似地，使火箭与翼体分离，并火箭点火并在空中发射。

根据第三实施例，发射设备不由飞行器拖引。火箭安装在飞行器上，或者安装在飞行器的载货空间内，然后飞行器起飞。比较第一和第二实施例中的拖引方法与第三实施例的该方法，该方法的优点在于，飞行器在其上起飞的跑道所需的长度比第一和第二实施例中的跑道所需的长度短。

具体而言，如果飞行器已经开发，则可以以显著低的成本实施用于在空中发射火箭的本方法。

工业实用性

在本发明中，用于开发在空中发射火箭的系统的费用能显著降低。具体而言，可以以低的费用系统性地发射其内安装有小型人造卫星的火箭。可能开发可顺利地并快速地应用于安全事务和灾难监控等的人造卫星。因此，本发明能在各种工业领域内使用。

附图标记列表

10          发射设备

11          火箭

12          翼体

12a，12b    轮

12c         尾组件

12d         三角翼

13a，13b    系索

20          缆线

30          飞行器

40          传感器

50          归航设备

60          致动器

70          襟翼

80          联翼

Claims (17)

1.一种发射设备，其特征在于，能在空中发射的飞行物体以可分离的方式安装在翼体上。

2.如权利要求1所述的发射设备，其特征在于，所述翼体包括用于滑行的轮构件。

3.如权利要求1所述的发射设备，其特征在于，所述翼体包括主翼和垂直翼。

4.如权利要求3所述的发射设备，其特征在于，所述主翼是用于产生升力的三角翼。

5.如权利要求3所述的发射设备，其特征在于，所述主翼是用于产生升力的联翼。

6.如权利要求1所述的发射设备，其特征在于，所述飞行物体包括头部，在该头部中安装有小型人造卫星。

7.如权利要求1所述的发射设备，其特征在于，所述翼体具有悬挂装置，并且所述飞行物体通过所述悬挂装置被悬挂，其中，所述悬挂装置能够与所述翼体分离。

8.如权利要求1所述的发射设备，其特征在于，所述飞行物体通过所述翼体的至少两根系索被悬挂，其中，所述至少两根系索能够与所述翼体分离，所述系索的一部分被切断以便将所述飞行物体的所述头部朝着向上方向设置，然后所述系索的其余部分被切断以便从所述翼体释放所述飞行物体，然后所述飞行物体点火并在空中发射。

9.一种发射系统，其特征在于，如权利要求2所述的发射设备由所述飞行器通过缆线拖引，以便滑行和起飞。

10.在如权利要求9所述的发射系统中，所述发射系统的特征在于，所述发射设备由拖引所述发射设备的所述飞行器提升到所述飞行物体的发射高度，然后在空中从所述翼体释放所述飞行物体，然后所述飞行物体点火并在空中发射。

11.在如权利要求10所述的发射系统中，所述发射系统的特征在于，在所述飞行物体在空中发射后，释放安装在所述头部中的所述小型人造卫星。

12.在如权利要求9所述的发射系统中，所述发射系统的特征在于，所述翼体包括：用于锁定所述飞行器的传感器，其中所述传感器安装在所述翼体中；以及归航装置，该归航装置用于根据所述传感器获得的数据自动控制所述翼体的控制面以便将所述翼体维持在相对于所述飞行器的正确姿态下。

13.在如权利要求9所述的发射系统中，所述发射系统的特征在于，所述翼体安装有对用于拖引的所述飞行器进行锁定的传感器，而且所述飞行器包括归航装置，该归航装置用于根据所述传感器获得的数据自动控制所述控制面以便将所述翼体维持在相对于所述飞行器的正确姿态下，其中通过用缆线的线路控制方法或者通过无线电控制方法对所述翼体进行远程控制。

14.在如权利要求9所述的发射系统中，所述发射系统的特征在于，在切断连接至所述飞行器的缆线之后，从所述飞行物体释放的所述翼体在空中滑翔并返回到最近的机场。

15.在如权利要求9所述的发射系统中，所述发射系统的特征在于，在所述飞行器和所述发射设备中的一个处设有用于卷绕所述缆线的卷绕装置，其中，通过所述缆线的卷绕/解绕来调节所述飞行器和所述发射设备之间的间隔距离。

16.一种发射系统，其特征在于，如权利要求1所述的发射设备安装在飞行器的上表面或下表面上，并且，所述飞行器起飞，然后，在通过所述飞行器将所述发射设备提升到所述飞行物体的发射高度后，从所述飞行器释放所述发射设备，然后在从所述翼体释放所述飞行物体后，所述飞行物体点火并在空中发射。

17.一种发射系统，其特征在于，如权利要求1所述的发射设备安装在飞行器的载货空间中，并且，所述飞行器起飞，然后，在通过所述飞行器将所述发射设备提升到所述飞行物体的发射高度后，将所述发射设备拖出所述飞行器的所述载货空间，然后在从所述翼体释放所述飞行物体后，所述飞行物体点火并在空中发射。

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