CN104236390A - 太空套服 - Google Patents

Abstract

一种由在高的高度处或在太空中乘在火箭中的乘客穿的太空套服，所述太空套服包括：在穿所述太空套服的乘客的至少一些关节处的一组关节，所述组关节相对于用于发射的火箭可锁定在最佳空气动力位置上，其中所述乘客穿所述太空套服并被装载，脚先到所述火箭的顶部上，用于抵抗在发射期间所述火箭的重力效应。

Description

太空套服

本申请是申请日为2011年2月10日，申请号为201180018304.5，发明名称为“火箭发射系统和支撑装置”的专利申请的分案申请。 

相关申请的交叉引用 

本申请根据美国法典第35篇第119(e)章要求2010年2月11日提交的美国临时专利申请No.61/337,645的利益，该专利申请通过引用以其整体并入本文。 

技术领域

本发明涉及太空套服，且涉及用于将各种类型的有效负载输送到上层大气和更远处的系统，且更具体地涉及具有高层发射台的高循环率发射率火箭发射器。电缆本身的重量被轻于空气的气球抵消。电缆被一个或多个轻于空气的气球拉紧，并被枢轴旋转的系绳电缆锚定。 

背景技术

将有用的材料例如推进剂、用于生命支持的气体等和制造物品输送到上层大气或更远处的很多方法存在或已在最近的出版物中被提出。 

这些主要涉及由基于化学、核或地的激光器或主能源提供动力的火箭。降低将有用的材料和制造物品输送到上层大气或更远处的每单位质量成本的涉及火箭的各种方法存在或已被提出。 

这些包括可再使用的火箭动力飞行器，例如将很快退役的美国航天飞机或俄罗斯的现在不运转的Buran。目前，只有具有在固体燃料动力火箭助推器上的皮带的化学多级火箭或飞行器或在发射之前被运输到高海拔的火箭例如美国的小型Pegasus被已知在使用中。 

降低到上层大气或更远处的输送成本的所提出的方法最常见地涉及通过在点燃主发动机或多个发动机之前增加初始动能或势能来将能量传输到火箭。可实现此的提议包括：在一次性自由飞行的轻于空气的气球下悬挂的高度，或从利用化学推进剂或压缩空气或压缩氢气的大喷枪以高速强制喷射，或输送到连接到飞机例如Virgin Galactic(维珍银河)White Knight Two的高海拔，或输送到在飞机后面的电缆系绳电缆上牵引的高海拔，或使用基于地面的线性感应发动机加速到高速度，或在点燃火箭的一个或多个主发动机之前的喷射或火箭动力雪撬。 

不涉及火箭的用于减少输送成本的一个提出的方法是所谓的“太空升降机”，其中大物块通过数千英里长的单个电缆栓到地球。大物块在与地球同步的轨道中绕地球周围的轨道运行，并保持电缆拉紧。该电缆将接着以类似于火车行进的铁路导轨的方式被使用。 

这后一种方法的主要困难是，电缆所需的材料的抗拉强度远远超过任何现有的材料，特别是因为电缆的一半重量将是相当大的。另一困难是为了提供以足够的能量在该电缆上爬升的飞行器以本质上爬出地球的大部分重力场。无重量的超强的电缆材料对这样的“太空升降机”是理想的，但这还不存在。此外，高达数千英里的电缆的能量供应的问题引起到达爬升飞行器的束状微波或激光功率的考虑。在束状功率上的云和大气的散焦和障碍效应可能极大地减少实际上到达爬升飞行器的功率的量。由于需要刹车以防止(爬升)飞行器超过将所述飞行器保持到电缆的机构的速度能力，在飞行器返回到地球时能量的耗散可能相当浪费。 

很多当前提出的方法需要新材料或大而重的材料的发展，并可能在将到来的数十年内看到商业服务，即便有的话也是不多。 

大部分当前发射方法涉及使用主要从化石燃料例如煤或石油得到的大量能量以产生低温液氧氧化剂、低温液氢或其它液体碳氢化合物或固体推进剂。不可再生能源的这个使用内在地是低效的，因为在燃料的每个生产阶段有过程低效率的混合。用于将飞行器推出大气的废弃材料的大质量和有时有毒的性质也常常造成生态损害，或可能引 起气候扰乱。 

因此，存在对以远小于当前商业上可得到的每输送单位质量成本将有用的材料例如推进剂、用于生活支持的气体等和制造物品输送到上层大气或更远处的方法的需要，该方法利用当前可得到的材料和技术。此外，通过使用水力发电、地热或太阳光生伏打生成的电来最小化用于将飞行器推出地球的大气的材料的质量以在点燃飞行器的一个或多个引擎之前使飞行器升得尽可能高将是生态上有益的。 

大气监控已实行了超过五十年。太阳辐射、微量气体的浓度、温度、压力和其它参数的测量(地球的气候变化的方向可通过这些参数来预测)极大地提高了我们对我们世界的气候的理解。它对于臭氧孔、二氧化碳的连续升高和大气中的其它“温室”气体以及现在在地球大气中的多于五十种化学物质非常重要。 

当引起全球变暖和全球气候的其它变化的增加水平的“温室”和臭氧耗尽气体例如二氧化碳、氯氟碳、一氧化二氮和六氟化硫出现时，产生了对在更连续的基础上进行大气监控的增加的需要。用于监控大气状况的当前方法涉及装备很多仪器的载人或无人的航空器、具有悬挂的仪器包装的自由飞行的气球、具有采样和仪器有效负载的火箭、以及基于地的激光器和雷达站。 

除基于地的站以外，这些只能提供大气数据采用的相对短的时段。通过非基于地的方法进行监控的最长持续时间目前在气球的情况下不超过多于几天，且最短的持续时间例如火箭可能以分钟测量。这些大气监控方法中的很多也利用单次使用的仪器包装，而现有的基于地的站不能获得物理样本来确定化学成分、细菌/病毒含量、或阳光的强度和频谱分析和在大气的整个深度内的其它数据。 

因此，需要从地球的表面延伸到大的高度的结构，在该结构上可安装用于大气和入射太阳和其它辐射的连续监控和采样的仪器。 

无线电电信和水平面上雷达为了安全原因而更昂贵地被全世界的很多国家使用。 

关于出其不意的恐怖分子攻击的最近的世界范围的安全关注驱使国家例如美国通过使用雷达和利用电磁频谱的不同区域的其它探 测装置来增加监督水平。这由国会2007年的9/11委员法案证明，该法案为了美国的安全而部分地与可互操作的无线电电信系统有关。基于地的雷达被地球表面的曲率限制，且为了实现更大的有用范围，雷达和其它系统安装在高空飞行的航空器或低高度拴着的气球上。 

以类似的方式，蜂窝雷达电话运营商目前寻求扩大通过使用具有接收机和发射机的高海拔航空器来服务的地区，该航空器被提议在服务区域内的封闭回路中飞行。这个极高海拔情况是INMARSAT和IRIDIUM卫星电话系统，其利用极其昂贵和不可修复的对地静止的卫星用于电信。 

因此，可看到，存在对较低成本高海拔雷达和无线电电信平台的需要。 

本发明还涉及旅游。高纪念碑例如埃菲尔铁塔、高建筑物例如帝国大厦或高海拔自然特征例如埃佛勒斯峰的参观继续是旅游者的常见活动。实际上，最近也有对昂贵的高海拔飞机飞行的增加的非军事兴趣。最近，由Burt Rutan's Space Ship One赢得的到100公里或更高的安全飞行的“X奖金”进一步推动了高海拔运输的商业化。Space Ship One和Space Ship Two的问题是，它们的火箭发动机使用液化的一氧化二氮氧化剂和端羟基聚丁二烯固体燃料，该固体燃料产生包括烟灰、部分地燃烧的橡胶和其它有毒材料的废物。在最近的应用中，已规定，Space Ship Two的备选燃料被研究，如沥青和石蜡。虽然这些是便宜的化石燃料，可能燃烧不是完全的。在沥青、金属氧化物和酸性硫化合物的情况下产生污染废物产品是可能的。最近对每年航空公司的Martin Ross的1,000次发射计算的仅仅烟灰的影响建议在地球地极处的同温层分裂和猛增的温度。所公布的发射率是每星期仅几次。 

因此对较不昂贵地、更频繁地将旅游者运输到更高的高度有增长的市场。 

在过去几年中，跳伞作为运动已改变为包括冲压空气翼型降落伞，辅助设备例如小的刚硬翼、小型冲浪板、火箭和甚至小型涡轮喷气发动机引擎的使用。此外，跳伞者起跳的高度在增加中，虽然这被 两个主要因素限制。这些因素是：在较高的高度处操作的民用固定翼飞机和直升飞机的有限容量，其中存在对富含氧的呼吸系统的民用航空半小时限制；或对加压套服或机舱的需要。在短期内，预期当高海拔跳伞运动的市场发展时，民用加压套服将对跳伞热衷者变得可用。 

甚至现在考虑更极端形式的跳伞运动。这些提议的形式涉及从大气的上部所及范围起跳或甚至从太空再进入，如当烦闷的轨道宇宙飞船的乘客将安全地返回地球时可能出现的。 

因此，存在对用于新形式的跳伞运动的新颖和较高海拔平台的增长的市场。实际上，也有对在高达一万英尺的高度处的低成本平台的持续要求。 

在最近的时间，为了勘查或其它目的，飞机快速部署到有军事利益的地点已实际上成为必要。此外，对商业高超音速运输有增长的兴趣。为此目的，具有超音速内燃机的高超音速飞机在很多国家被发展来实现这些意识到的需要。 

然而，设计成以较高的马赫数有效地操作的这样的飞机的引擎被报告为需要达到超过声速的三倍的速度来使它们起动。为了使引擎在从静止到超高音速的各种飞行状态中操作，需要相当大的复杂度，有附随的重量妨碍。除了使用火箭助推器来达到起动速度以外，其它设计路径看起来需要两部件引擎。第一部件是在从次音速到低马赫数超音速的飞行状态中占优势的涡轮风扇发动机或涡轮喷气发动机，其过渡到以高马赫数的超高音速内燃机，并关闭第一部件。 

设计成在超高音速范围内操作的引擎——很多没有移动部分——将因此在重量上更轻，在结构上更简单，且因此较不昂贵。 

在2003年，由于在发射阶段期间出现的结构损坏，美国的载人航天飞机Columbia在再进入地球的大气时被毁坏。随着时间的过去，也存在需要修理的轨道航空器的累积、以及损坏的轨道航空器和需要从轨道移除的不良和危险的残骸。 

因为航空器例如美国的Columbia航天飞机很重，且由于携带在大气中的返回飞行时使用的低温或其它燃料的危险和重量妨碍，它们缺少可在再进入之后在相当长的时间内操作的主引擎，这些航空器必 须在特定的点离开轨道，如果它们能够滑到具有足够的强度和长度的跑道的几个机场，这些跑道在其轨道导轨附近存在。 

因此，其他人将创建能够以在地球大气中的次音速、超音速或持久的超高音速飞行中在自己的功率下飞行的能力在大气外部执行有用的工作的较小航空器是不可避免的。这些可能使用火箭功率来发射，且在任何点再进入之后，飞到适合于这样的较小飞机和陆地安全的多个现有的民用或军事飞机场中的任一个。 

这些将用于快速安全地挽救损坏的轨道航空器的乘客以及从损坏的无人轨道航空器的轨道修理或移除不良和危险的残骸。很快投入使用的另一类型是用于加燃料或连接到损坏的太空航空器并充当拖船以延长这样的飞行器的有用寿命的小服务飞行器。进一步小的航空器或火箭可用于发射小卫星，或用于轨道中的大结构的组装和加燃料的模块化部件，其可用于逃出地球的重力场以可能反映危险的小行星或勘探太阳系。欧洲空间局和俄罗斯航天局最近开始考虑在低地球轨道中创建造船厂，以便于利用还没有建造的货物返回高级再进入飞行器(ARV)的月球或火星任务。 

此外，预期将有对服务卫星和其它轨道航空器的持续需要。这个服务可包括输送食物、燃料、用于呼吸或其它用途的压缩或液化气体、医疗和科学供应品、替换或升级航天器系统的电、机械或其它设备、运输生病或受伤的人员或替换人员。 

因此，预期存在对发射模块化部件的快速廉价的装置的需要，模块化部件用于在太空、小民用事业航空器、小卫星和其它设备中的组装和加燃料。 

在天文学中使用的很多望远镜的灵敏度由于大气尘土和大气微粒而极大地降低，因为光被前面提到的微粒反射或散射。最少受影响的望远镜通常在远处山脉的顶部处被找到，在大部分尘土或大气微粒被找到的大部分大气之上。 

因此，进一步存在对高海拔平台的需要，在该高海拔平台上可安装灵敏的望远镜。具体地，多个平台和望远镜可用于模拟如目前用于定位在其它太阳系中的行星的极大孔径的望远镜。 

当2004年12月印度尼西亚海啸灾难出现时，很清楚，很多受影响的区域的勘查和最初救灾供应品的随后输送一直到事件之后的数天或甚至数星期为止还没有出现，结果是数千人死亡，比如果早期救灾可得到时多。因此，需要快速的小轨道飞行的火箭发射系统来使用简单的GPS引导的一次性火箭来输送很多小的无人勘查驾驶飞机和数千吨最后GPS引导的降落伞输送的救灾供应品。 

发明内容

因此，存在对以远小于当前商业上可得到的每输送单位质量成本将有用的材料例如推进剂、用于生活支持的气体等和制造物品输送到上层大气或更远处的方法的需要，该方法利用当前可得到的材料和技术。此外，通过使用水力发电、地热或太阳光生伏打生成的电或其它可再生能源来最小化用于将飞行器推出地球大气的材料的质量以在点燃飞行器的一个或多个引擎之前使飞行器升得尽可能高将是生态上有益的。 

本发明的目的是提供用于将有效负载发送到太空以及在太空中装入的卫星的高发射率火箭发射器。 

本发明的又一目的是提供高发射率火箭发射器，其可利用水利发电或用于使火箭上升到发射高度的其它可再生能量。 

另一目的是利用使用可选的或可再生能量制成的更环境友好的燃料和氧化剂。 

本发明的又一目的是提供利用电动管状发射托架的高层旋转发射台，发射台通过电缆连接到地，用于拉紧并支撑电缆和相关结构的轻于空气的气球连接到电缆。 

本发明的另一目的是提供为了再次使用而用于经由系链通过使用利用电动发动机的再生刹车来恢复在发射之后将空火箭发射托架返回到地球时涉及的潜能的装置。 

本发明的又一目的是当增加水平的“温室”气体或大气中的其它推进剂引起全球气候的变化时在更持续的基础上提供大气监控。 

本发明的另一目的是提供高海拔雷达和无线电电信平台以极大 地增加空间体积和相应地覆盖的地球表面的区域。 

本发明的另一目的是为旅游者提供连续的合理定价的商业访问以参观除了火箭、飞机或自由飞行的轻于空气的航空器以外的其它装置不可访问的大气层。 

本发明的又一目的是提供比目前对各种新形式的极端高度或空间跳伞可用的更高海拔的平台以及可在没有补充的氧气或压缩套服的情况下访问的在高达一万米的高度处的低成本平台。 

本发明的另一目的是提供发射小民用事业航空器的快速廉价的装置，其用于安全地挽救损坏的轨道航空器的乘客、从损坏的无人轨道航空器的轨道修复、升级或移除不良和危险的残骸。 

本发明的又一目的是提供在地球的云层之上的高海拔平台，在该高海拔平台上可安装灵敏的望远镜，特别是可通过计算装置、包括光波和无线电波的电磁波组合的望远镜，光波和无线电波被接收以便充当等于阵列的最外边成员的距离的直径的单个望远镜，为了比目前可用的高级的观测，除了太空以外。 

另一目的是提供用于维修卫星和其它轨道航空器的装置，例如为了供应食物、用于呼吸或其它用途的压缩或液化气体、燃料、医疗和科学供应品、替换或升级航天器系统的电、机械或其它设备、以及用于运输生病或受伤的人员或替换人员。 

一个目的是提供用于沿着穿过大气向上延伸到发射台的电缆来运输装载火箭的托架的运输系统。 

另一目的是提供用于沿着电缆将火箭运送到位于大气层高处的发射台。 

又一目的是提供一种装置，其用于装载火箭的托架保持并引导到用于沿着电缆将托架输送到位于大气层高处的发射台并用于将空托架从发射台输送到地面的装置。 

又一目的是提供一种系统，其用于安全存放火箭和用于将火箭或装载火箭的托架输送到用于将火箭或装载火箭的托架保持并引导到用于将火箭或装载火箭的托架输送到位于大气层高处的发射台的装置的装置。 

提供用于输送装载火箭的托架的装置也是本发明的目的。 

本发明的另一目的是用于输送火箭、火箭的部件、火箭的托架和/或从存放设施到保持和组装设施的火箭的输送设备的夹持器、用于随后运输到用于将装载火箭的托架提升到发射台的系统。 

本发明的另一目的是提供用于将火箭装入托架的横向装载机。 

本发明的另一目的是提供升降机组件，其用于将装载火箭的托架提升到用于将装载火箭的托架装入一组升降电缆的装置并到火箭发射台。 

本发明的另一目的是提供用于接纳装载火箭的托架的转塔和用于将装载火箭的托架定向到用于将装载火箭的托架布置在引导到发射台的电缆上的导向结构装置的有关装置。 

本发明的又一目的是提供用于将轻于空气的气球连接到电缆系统以稳定地保持并分离电缆的设备，所述电缆被引导到发射台。 

本发明的另一目的是提供用于使装载火箭的托架停靠在到达发射台的一组电缆上的对接站。 

提供用于沿着电缆系统将装载火箭的托架输送到升高的发射台的电力的目的是本发明的另一目标。 

本发明的另一目的是提供用于沿着电缆系统将装载火箭的托架提升到对接站之上的提升环。 

另一目的是提供用于将电缆与地分开到升高的发射台并用于稳定电缆的设备。 

本发明的目的还有提供用于将框架和其它装置连接到在地和升高的发射台之间延伸的电缆的连接装置。 

提供用于将火箭保持在托架内的装置也是本发明的目的。 

另一目的是提供安装来用在一组电缆上的在大气中保持直立的望远镜。 

提供在将一个或多个人或设备或供应品保持在托架中向上运送的火箭也是本发明的目的。 

本发明的另一目的是被人穿的改进的液体静压补偿套服以允许在火箭发射和大气再进入期间忍耐高的加速度。 

根据下面讨论的发明的优选实施方案实现了这些目的。从如下讨论的发明性概念中和从所附权利要求中，其它目的目的将对本领域技术人员明显。 

附图说明

图1描绘形成根据本发明的火箭发射系统的优选实施方案的一些特征的示意图。 

图1A和1B是图1所示的特征的详细视图。 

图2是示出根据本发明的优选实施方案的火箭发射系统的组装和基本装载系统的示意图。 

图3根据本发明的优选形式的一个方面示出将火箭装入横向运输设备中。 

图4是示出保持火箭的托架、倾卸机构和横向运输设备的不同视图的示意图。 

图5是示出根据本发明的优选实施方案的托架的跟踪回路、存放搁架、火箭保持和组装台、托架、燃料存放装置和与使火箭准备发射有关的供电系统的平面图布局的示意图。 

图5A是图5所示的导轨的一部分的放大细节。 

图6示出根据本发明的优选实施方案将火箭装入加燃料或组装舱的示意性形式。 

图7示出图6所示的横向装载机的细节。 

图7A是图7所示的腿和扭转锁销的放大细节透视图。 

图8是示出具有横向输送设备和火箭保持托架的本发明的优选实施方案的升降组件的操作的示意图。 

图8A是用于支撑用于旋转的转台的装置的一个形式的放大细节图。 

图8B是用于支撑用于旋转的转台72的装置的另一形式的放大细节图。 

图9是根据本发明的优选实施方案的升降组件、旋转床、横向输送设备、托架的一部分的示意图。 

图9A是锥形定位销的放大透视图。 

图9B是分段扭转锁销的放大透视图。 

图9C是托架的底座的放大细节图。 

图10示出根据本发明的优选实施方案的用于使火箭保持托架接纳到缆道中、使火箭保持托架与缆道对齐并开始将火箭保持托架插入缆道的装置。 

图10A是电缆间隔件的放大细节图。 

图11示出关于用于运输火箭保持托架的电缆系统的本发明的优选部分的另一部分。 

图12是以示意性形式的本发明的优选形式的上部分的细节，其示出根据本发明的优选方面的用于提升火箭保持托架的气球组件，该气球组件用于提升电缆组件和布置在其上的部分。 

图13是本发明的优选部分的上部分的示意图，其示出电缆组件的一部分和连接到其的不同部件。 

图13A是托架的端视图，端盖在打开位置上。 

图13B是用在图13中所示的装置中的托架的端部的透视图，而图13C是示出其一些部件的操作位置的托架的侧向部分横截面图。 

图14是本发明的优选实施方案的示意性横截面图，其示出电缆组件和连接到其的不同部分。 

图14A是托架端夹具的部分的放大细节图。 

图15是本发明的优选实施方案的示意图，其示出气球和电缆组件的稳定部分。 

图15A是图15所示的气球的稳定部分的一部分的详细视图。 

图15B是上间隔件到电缆的连接的分解透视图，而图15C是其平面图。 

图15D是对间隔组件臂的中间的电缆连接结构的放大透视图。 

图15E是下间隔件到电缆和大挽具的连接的分解透视图。 

图16是在图15中的方向16-16上截取的优选形式的发明的稳定部分的一部分的详细示意性平面图。 

图17是在图15中的方向17-17上截取的本发明的优选实施方案 的稳定部分的一部分的另一详细视图，其示出某些力矢量。 

图18是根据本发明的优选实施方案的具有助推器的稳定组件的透视示意图。 

图19是根据本发明的优选形式的电缆稳定设备的透视图。 

图20A和20B是根据本发明的优选形式的连接到电缆组件的多组轻于空气的气球中的两个的侧视图。 

图21是根据本发明的优选形式的可用在发射系统的缆道中的多股电缆的透视图。 

图22示出用于将物品安装到如图21所示的电缆的侧面的结构。 

图23和24是图22所示的结构的变形的横截面图。 

图25根据本发明的优选形式示出电缆通过用于向上或向下沿着所述电缆行驶的牵引驱动装置的轮子来啮合的横截面图。 

图26是根据本发明的优选实施方案的可收缩的臂组件的透视图。 

图27是示出根据本发明的优选实施方案的用于将火箭保持在托架中的可收缩臂组件的细节。 

图28是火箭发射发明的优选实施方案的上部分的示意图，如果望远镜安装在一个或多个主提升气球的顶部上。 

图28A是图28的上部分的透视图。 

图28B是包括齿轮旋转驱动系统和环轴承的图28所示的装置的一部分的详细放大细节横截面侧视图，而图28C在图28B中的方向28C-28C上被截取，并通常示出电缆可如何终止。 

图29示出用在图28所示的实施方案中的所安装的可能的望远镜，该视图是以详细透视图形式。 

图30是根据本发明的优选实施方案的用于发射一个穿太空套服的人的火箭的示意图。 

图31是用于多个单独可释放的吊舱或穿太空套服的人的火箭的变形。 

图32示出在利用激波点火的航空钉的可分离的再进入框架上的穿太空套服的人。 

图33示出利用激波点火的航空钉的可分离的再进入框架的另一变形。 

图34是用于在离开和再进入大气时使用的根据本发明的优选实施方案的由占有者穿的太空套服的示意图。 

图34A是图34所示的太空套服头盔的细节，而图34B是图34的太空套服头盔的另外的细节。 

图35示出改变图34所示的太空套服的内部体积的一种方法的装置。 

图36是在图34的太空套服的一部分内的人四肢的详细视图。 

图37和38示出根据本发明的优选实施方案的安装在火箭的顶部上的火箭组件的有再进入能力的航空飞机变形，一个有延伸的翼，而一个有为了在托架内运输而折叠的翼。 

图38A是用在本发明的优选实施方案上的具有折叠的提升和控制结构的提升主体型航空飞机的示图。 

图39是具有可丢弃的气动保护外壳的根据本发明的优选实施方案的部分的卫星或在火箭上承载的其它有效负载的示意图。 

图40和41示出作为代替钢索来使用的一种类型的电缆的棒的透视图和横截面图。 

图42示出了托架和转台的视图。 

具体实施方式

参考在下面更详细描述的一些部件，最初通常描述本发明的优选实施方案。一般部件通常在图1、1A和1B中示出。优选实施方案是包括用于移动待发射的火箭18的装置的火箭发射系统1。火箭18首先在容器或火箭运输设备例如托架20中，或将从存放搁架7装入托架20中。托架20具有在开放端连续管836(图13、13C)内的圆柱形纵向孔，其布置并保持在适当的位置用于接纳火箭18。托架20是防风雨的，并具有纵轴，其是管836的同一纵轴。火箭18、其部件和可以或可以不装有火箭18的托架20通过轨道3上的适当的运输轨道车被输送到存放搁架7并到卸载区5。起重机48分别运送火箭 18和/或托架20，和/或火箭18的部件行进或用于将火箭发发射系统1的多个部分维持在相对窄的起重机导轨78上。火箭18可具有翼21(图7)，且每个托架20除了管836以外还具有内部支撑件。 

横向装载机50在图1A中的箭头A所示的方向上在导轨90上行进，导轨90比起重机导轨78彼此更远地间隔开。优先用于从存放搁架7将火箭18、托架20等输送到组装或加燃料舱10的横向装载机50包括用于在导轨90上行进的货车92，并具有在梁96的顶部上的一对横向平行的轨道97上可移动的有轮导轨98和连接到有轮导轨98的升降机组件100。优先用于执行发射系统维护的起重机48也可用于从存放搁架7移除火箭18和/或托架20等，并将火箭18和/或托架20输送到组装/加燃料舱10(通常有多个组装舱10)。升降机组件100在箭头B所示的方向上在轨道97上移动。可以或可以不通过一种方式或另一方式装有火箭18的托架20放置在组装舱10中。整个操作由在局部发射控制或系统控制储箱120处的适当的控制设备控制。 

参考图1A和2，横向输送设备46沿着布置在地下路径14和14A中的一组导轨17运送装有火箭18的托架20，地下路径14和14A位于垂直壁16之间。路径14A(也参考图5)通到也具有导轨17的闭合回路通道15。横向输送设备46在箭头C所示的方向上移动。横向输送设备46将具有火箭18的托架20运输到包括升降组件60的发射器119。参考图8和9，升降组件60包括上旋转机构61。托架20升高到高于地面的转台机构63。转台机构63包括转台底座122和转塔组件123(图8、10、11)。转塔组件123包括转台72、下导向管124和二级导向结构125，后者有效地连接到一组电力和输送一级电缆27。 

一级电缆27是其上运输的装载火箭的托架20的电能提供者。电能可由一组导电电缆提供，且托架20可由第二组牢固的输送电缆输送。然而，电力线和火箭输送线整体地组合成一组电力和输送一级电缆之一，所述电缆起电能载体和支撑火箭(优选地在托架中以将所述托架输送到高海拔或从高海拔输送所述托架)的作用。一级电缆27 具有在二级导向结构125或转台机构63处或附近的下端部分和当在使用中时在高海拔处的上端部分。所述电力和输送一级电缆27优选地在数量上是3个，用于传送三相电力。参考图1、1B、11、12、13和14，一级电缆27连接到对接站166，一组二级电缆184从该对接站延伸。电缆184有效地引导提升环组件182，一旦预先选择的发射方位角被调节，托架20被提升环组件182和对接站166的上环部件172啮合，提升环组件182就被调节到对接站166之上的适当高度。在被提升而与上环部分172脱离啮合并从托架端夹具196释放之后，提升环组件182被调节到预先选择的发射仰角。提升环组件182位于对接站166之上，并在火箭18的发射中的最后一个阶段位于相当大的高度处。 

电缆27、184和任何其它电缆由一系列轻于空气的气球164和160支持到上层大气，气球由保持轻于空气的气体的外皮组成。所述轻于空气的气球164间歇地沿着所述一级电缆27的长度连接到所述一级电缆27，以累积地支撑所述组的一级电缆27和由所述一级电缆27运送的任何结构的自身重量。气球160支撑电缆27的否则未被支撑的部分和连接到其的任何结构以及从对接站166一直到所述气球160并包括对接站166的所有结构和组件以及受拉电缆27和184，使得它们可运送有用的负载。电缆27通过一组间隔件或稳定器组件158彼此分离。(电缆在大部分描述中被显示为钢缆，但它们可以是如稍后解释的棒)。 

在托架20内的每个组装的火箭18从组装舱10运输到下导向管124中，接着进入二级导向结构125中，并从那里通过驱动结构到对接站166，驱动结构可以是一组如图9和9C所示的内置在托架20内的一组牵引驱动装置26。托架20沿着用于一级电缆27行进并具有用于从一级电缆27得到电力的电动激励装置并具有电动激励装置，电缆27的自身重量周期性地被轻于空气的气球164抵消，且被轻于空气的气球160保持拉紧。气球160和164优选地具有如图1、11、20A和28所示的倾斜侧面；如图20B所示的圆柱形侧面，或可以是球形的或也具有其它形状。高海拔气球是公知的，并连续被发展和改 进。适当的气球160和164应优选地在很多个月和最佳地在数年在本发明的应用中保持起作用。到达大气的气球是已知的，并自从1950年以来被使用。托架20沿着二级电缆184被进一步提升和旋转，且然后根据如下所述的预定量倾斜，此后火箭18被发射。 

前述描述提供了本发明的优选形式的部件的概述。下面阐述的是本发明在其优选形式中的更详细的讨论。 

火箭18及其各自的有效负载被组装、装入托架20中且如果需要则被加燃料，并在发射之前保持在抗爆炸组装舱10中。每个舱10位于地表面之下，并被构造成在存在火箭18的推进剂的意外爆炸的情况下限制损失。参考图2和11，每个舱10具有以由适当的加强混凝土材料等制成的圆锥体的倒截头锥体12的形状的倒置表面，用于通过向上和横向偏转它来限制任何这样的爆炸的影响。每个舱10通过地面下路径14和14A连接到闭合回路路径15。路径14以倾斜的开放式滑槽86(图6)终止，向上倾斜的壁16A(图12)面向组装舱10的横向开口。这使来自舱10的可能爆炸的任何横向分量向上和远离发射系统1的支撑装置(结构、设备)和远离人员偏转。路径14接着以大约90度转弯以与路径14A接合。每个舱10能够将火箭18保持在托架20内。每个火箭18可包括短持续时间助推器火箭发动机，其用于以这样的速度从托架20内的其开放端连续管836(图13A)射出火箭18，即使主火箭引擎不发火，短持续时间助推器火箭发动机和火箭18也将不落下并损坏火箭发射系统1。助推器火箭发动机将只在它被保持的容器的耐热和耐压限制内操作，如下所述。每个火箭18具有用于将火箭18驱动到其设计速度的一个或多个主发动机。 

每个托架20具有相对端开口24(图9C、13、13A)以及其两端处的铰链气候端盖或可收回的隔膜30(图9C、13、13A)以在托架20从地面穿过大气行进时保护托架20中的火箭18。这些盖30可摇摆以打开托架20的两端，或隔膜30收回以类似地打开托架20的两端，如图13A所示。也在相对端开口24内的是平行于托架20的一侧而铰接的双向可变间距推进器31，使得它们可通过使用致动器29(图13B、13C)旋转到垂直于端部的位置。为了向上沿相等间隔开 的主电力电缆27抓牢并拉相应的托架20的目的，每个托架20具有在托架20的外围周围相等地间隔开的三个牵引驱动装置26中的多个(图9C；下面详细讨论的)。电缆27和184具有适当地高的抗拉强度和传导性，如下所述。牵引驱动装置26由前述三个相等间隔开的主电力电缆27提供动力，电缆27传送三相电力，牵引驱动装置26从三相电力提取其电力。牵引驱动装置26是双向的，使用电力使托架20上升或在被用作回热制动器时产生电力。在回热制动模式中操作的牵引驱动装置26将托架20被降低时的托架20的动能转换成反馈回电缆27的电，该恢复的电可用于帮助相邻发射系统1中的其它加载的托架的上升。牵引驱动装置386(图28)和26(图9C)以类似的方式操作。托架20的内部设计成能够抵抗热和由短持续时间助推器火箭发动机引起的爆炸影响。端盖或隔膜30(在图9C和13A中详细示出)保护保持在托架20中的火箭18免收任何不利的天气，并可包含惰性或相对惰性的气体例如氮气，以抑制在运输到高海拔发射位置期间从火箭18逸出的任何反应性材料的燃烧。托架20的上端可具有类似于分段旋转扭转销插座154(图9)(下面讨论)的扭转销锁插座32(图13A)，以接纳类似于分段旋转扭转锁销144(图9)(也在下面讨论)的扭转锁销204(图12和13)，其用于在准备火箭发射过程时提升托架20，如下所述。 

每个托架20具有将火箭牢固地保持在托架20内的内部可收缩的臂34或35(图26、27)，使得托架20和火箭18的重力中心36和37(图13)分别稳定地位于在托架20的中间其重力的中心处。小弹性或气动轮372(图27)可连接到火箭的外围以帮助防止在弹射期间在火箭和托架20的内部之间的摩擦接触，如果火箭的推力矢量不确切地穿过火箭的重力中心。在下文中讨论可收缩的臂35和相关的部分。 

参考图3-6，存在火箭18可装入托架20中的不同方法。在一种形式中，火箭18最初被水平地组装，插入托架20中，并最初在箭头D所示的方向上放置在有轮装载机38(图3)上。托架20接着放置在液压旋转器39中，旋转器39具有安装在支架41之间的液压地或 以其它方式可旋转的床40，用于通过诸如液压致动器43(或某个其它适当的致动器)的装置在销42上旋转。液压致动器43的活塞棒几乎完全缩回到汽缸内，因为托架20刚刚越过活塞和汽缸。配重装置44在床40的四个角的每个中被设计，以便使床40的重力中心与销42的旋转轴并与火箭18和托架20的组件的重力中心重合，从而减小液压致动器43或其它旋转装置必须施加的致动力。火箭18可在通过液压旋转器39旋转到垂直方向之前以前放置在横向运输设备46(或类似的运输机)的水平定向的托架20中；或火箭18可通过传送装载机50放置在以前位于组装舱10中的横向传送设备46上的直立托架20中。参考图6，横向装载机50或起重机48可用于将空托架20输送到组装舱10中的如下所述的预先定位的横向输送设备46上，此后，装载机50或起重机48将火箭18装在托架20中。 

横向运送设备46在图1-6、8、9和10中示出。横向运送设备46沿着路径14、14A和导轨17上的通道15行进。通道15形成在地面上旋转台机构63(图1A、8、10、11，下面讨论)之下穿过的闭合回路，并将托架20从抗爆炸组装舱10运送到如图2和8所示的升降组件60(每个托架20装有火箭18)，并也运送空托架20。每个横向输送设备46具有平台54(图9)，其具有用于接纳托架20的端部的通常三角形的凹进部56(图2、4)，使得托架20在直立位置上，托架20的外边缘安装在凹进部56中。示出了横向运送设备46，其具有用于在导轨17上移动横向输送设备46的独立可转向的轮58(图9)，并且还具有适当的转向机构以使横向输送设备46能够沿着路径14和14A以及通道15行进。可包括锥形定位销142(图9，下面讨论)和分段旋转扭转锁销144(图9，下面讨论)的适当的锁定机构设置成将托架20锁定在平台54上的凹进部56中。横向输送设备46还具有如在托架20的底部上找到的类似插座，以接纳定位销和分段旋转扭转锁销144，如下所述，用于将设备46可释放地固定到上旋转机构61，其如早些时候描述的是如稍后描述的升降组件60的部分。 

沿着通道15的一部分，一系列火箭18和其变形以及其它物品例如横向输送设备46、托架20和变形例如加压旅游者托架和发射系统 服务托架存放在被壁64划分的存放搁架7上。如果火箭18不使用固体燃料，则火箭18可在搁板7上存放期间或优选地在组装舱10中使用推进剂例如液体-液体或液体-固体燃料的各种组合而被加燃料，取决于火箭18的类型。一个高的特定冲击推进剂组合是液氧(LOX)和液氢(LH₂)，其可分别存放在储罐65和66中，如图5所示。 

这个燃料组合可以通过使用一种系统以最环境友好的方式产生，在该系统中，一个或多个水轮机输送机械功率，且可能其它水轮机驱动包括在电力设施468中的发电机62。水轮机以足够的压力和质量流速从适当的源例如河接收水以从耦合的发电机62给发电分站供电，并直接驱动压缩机，如在气体液化工厂例如工厂74中的水电解和气体液化子工厂中找到的。来自分站70的电力可用于操作工厂74中的水电解子工厂，并可用于向工厂74中的水轮机驱动的气体液化子工厂提供辅助电力，用于液化因而产生的氧(O₂)和氢(H₂)，其也分别存放在LOX储罐65和LH₂储罐66中，电力用于向发射系统1的所有其它部分和需要这样的电力的其支持的装置提供能量。其它能量源例如核裂变可用作备用方案，如果水力发电的或水轮机得到的轴马力不是可用的。可再生能源例如地热、水力发电或太阳能是优选的。 

如早些时候解释的，火箭18在包含在托架20中时在地面上被运输。横向输送设备46可沿着路径14和14A以及在相对窄的平行轨道17(与下文讨论的导轨90比较)上的通道15移动。存放搁板7上的空托架20在图5和6中被示为紧靠空横向输送设备46。也在图5中示出的是加压旅游者托架变形、服务托架飞行器变形、备用的气球包含的托架或太空旅游者航空飞机76。平行于路径15的笔直相对的部分延伸的导轨78和一对导轨90(下面讨论)(图5和6)用于起重机48和有轮传送装载机50的运动。空托架20被示为在沿着通道15移动的横向输送设备46的顶部上，横向输送设备46可从通道15移除用于整修或重新装载。 

在图6中更详细地示出装载系统。存放搁板7每个保持完整的火箭18和/或被示为火箭部分18A、18B和18C的火箭18的部件部分， 和/或太空旅游者航空飞机76(图5)和/或空托架20或备用的横向输送设备46。可对最后的火箭18组合火箭部分18A-18C，但本发明没有被如此限制。具有相应的火箭部分18A-18C的火箭18通过通道3(见图1)被馈送到其相应的地方，该火箭18、火箭部分等可来自全世界遥远的制造设施。托架20和横向运送设备46也在搁架7上示出。起重机48可在导轨78上行进以在存放搁板7内的舱中组装火箭部分18A-18C并接着进入托架20之一。起重机48也可用于服务路径14和14A以及通道15。起重机48具有电缆49。起重机48使用其电缆49与适当的提升齿轮可提升组装的火箭18，并将它运送到舱10(图6的左部分)中用于插入在横向输送设备46顶部上的预置的托架20中。除了上面所述的其它服务设备以外，还需要起重机48，用于服务于导轨17、78和90以及轨道97(在下文中讨论)。在使用用于输送火箭18的起重机48时必须小心，因为电缆49可能倾向于在输送期间摇摆，且从电缆49悬挂的火箭可被损坏。 

如下面解释的，总是存在舱10中的火箭18的意外爆炸的危险，如果高度反应性燃料-氧化剂组合被使用。为了保护各种结构、设备和人员免受这样的爆炸的爆炸影响，一对平行倒置的L形导向构件80(图6)在舱10的相对边缘之上延伸。每对导向构件80具有在箭头E所示的方向上可滑动的爆炸盖82，且爆炸盖82在加燃料之前在导向构件80的重叠凸缘84之下滑动。爆炸盖82一旦位于凸缘84之下就不能移动，即使爆炸出现。爆炸盖82由即使在组装、加燃料或其它情况期间必须经受在舱10内的爆炸也不毁坏的这样的材料制成，爆炸经由滑槽86远离关键部件被引导。 

图1和6所示的横向装载机50是包括一对宽导轨90(比对起重机48的导轨78宽)的火箭装载系统88的部分，一对有轮的导轨92跨在导轨90上。包括梁96和有轮导轨92的导向组件94跨越宽导轨90延伸并跨在导轨92上，导轨92在宽导轨90上移动。导向组件94具有在梁96的顶部上的如图7所示的平行轨道97，升降机组件100跨越轨道97行进。在轨道90顶部上的整个横向装载机组件50类似于具有端导轨的顶部延伸的双大梁起重机。平行导向梁96固定到导 轨92。有轮导轨98跨越如图1、1A、6和7所示的平行轨道移动。传送装载机50包括具有导向支撑装置101和升降机102的如图7所示的升降机组件100，升降机102使用优选地用配重平衡的适当的机电装置在支撑装置101中如箭头F所示的可向上和向下移动。传送装载机50将火箭18或空托架20或其变形或保持各种类型的火箭18或各种部件的托架20从存放搁架7移除到组装舱10，横向运送设备46从组装舱10将托架20内的加了燃料的火箭18或其它托架变形运输到发射器119。 

进一步参考图7，示出了以稍微修改的形式的横向装载机50的上部分的细节的一个实施方案。如上所述，横向装载机50具有升降机组件100，其具有放置有升降机102的导向支撑装置101。示出了支撑装置101，其具有允许装置101连接到有轮导轨98的相对的延伸部103，用于在梁96的顶部上越过轨道97移动升降机组件100。为了啮合用于提升的火箭18，升降机组件100具有相关的腿105，其中最少三个腿对稳定性是优选的，腿105连接到固定到升降机102的下端的主体106，允许抓握组件104降低到组装舱10中，如箭头G所指示的。腿105在导向装置110中相对于位于腿105之间的火箭18可径向移动(如图7A中的箭头H所示的)，以便适应不同直径的火箭。分段旋转扭转锁销111或连接到火箭18的其它装置位于每个腿105的自由端处，且火箭18的上部分具有相等地间隔开的分段旋转扭转锁销插座109或其它连接装置的其它插座，其用于接纳用于使火箭18能够牢固地连接到升降机组件100的相应的扭转锁销111。销插座109布置在火箭18的前缘部分19中，通常平行于火箭18的纵轴。销插座109可具有连接到火箭109的前缘部分19但按照提供到插座109的通道所需的从相应的插座109可移除的通道盖113，同时当销插座109不在使用中使向火箭18提供光滑的表面以减少当火箭在飞行中时的空气动力拖曳。 

上和下稳定臂组件114可设置成在横向行进期间稳定保持在升降机组件100上的火箭18，同时沿着导轨90和轨道97行进。稳定臂组件114每个具有每个臂组件114的臂116所连接到的液压或其它 致动器115。臂116沿着箭头I所指示的路径可旋转。凸耳117设置在每个臂116的自由端处，用于啮合火箭18中的适当配置的凹进部118，凹进部118用于接纳每个凸耳117。 

如前所述，图6示出装有保持火箭18的托架20的横向运送设备46，其在通道15中朝着下面讨论的发射器119移动。运送空托架20的另一横向运送设备46远离发射器119行进，发射器119在高海拔处从托架20发射火箭18，托架20在通道15中移动，返回到将被重新装有火箭18的未占用的组装舱10或返回到如果需要则提供服务的存放搁架7。 

回来参考图5，火箭发射系统1还包括发射器119。本地发射控制储箱120指导火箭发射系统1的操作，或将电能流引导到相邻的发射系统1或从相邻的发射系统1、从能量源例如电力设施468或其它相邻的火箭发射系统1引导电能流，并容纳计算机控制和监督系统，利用来自遍及发射系统1放置的各种测量和成像设备的数据。这是人员通常被定位成控制本地火箭发射系统1并协调来自这组发射系统的其它成员的发射用于最小化能量的使用的场合。 

升降组件60布置在地面之下，如图2、8和9所示。升降组件60可具有升降机构，例如液压活塞棒68，其上安置用于通过旋转驱动器134旋转的上旋转组件61(图9)，在箭头J所示的方向上装在横向输送设备46上的装有火箭18的托架20。下面关于图8更详细地描述的升降系统60包括棒68，其具有固定到棒68的不旋转的下部床135，下部床135安装成支撑上旋转组件61。上旋转组件61由安装在不旋转的下部床135(其不是转台机构63的部分)的顶部上的可旋转的床136(具有工作台部分141)组成。 

现在参考图8和9。活塞棒68是从液压汽缸69延伸的活塞67的部分。液压汽缸69、活塞67和棒68不旋转。 

前述液压系统不是操作升降机构的唯一方式。机电系统可形成升降机构。 

接着转到图10，示出了转台机构63，其是火箭发射器119的地面上的部分，用于从升降组件60接纳装载火箭的托架20并为它们定 方位以被运输。装载火箭的托架20的向上运动由箭头L示出。如上所述，转台机构63包括转台底座122和砖塔组件123。转台底座122连接到地面。 

转台72可能相当重，重几吨，且应被能够支撑这样的重负载的结构支撑，以经受得住提升和横向力，并平稳地旋转。图8A中示出适当的转台支撑设备的细节。 

图8A示出转台底座122，其具有用于被轮284啮合的水平表面270、直立的管状部分272、和朝着转台底座122的外周边向外延伸的水平环形凸缘274。转台72具有在转台72的周界处的向下延伸的管状部分276，具有多个轮轴夹持器280、281和282的向内延伸的水平环形凸缘278从该周界延伸，轮轴夹持器280、281和282分别朝着轮啮合底座270、直立管状部分272和水平环形凸缘274延伸。每个轮轴夹持器280、281和282分别保持轮284、286和288的轮轴。轮284、286和288跨在轮啮合底座270、直立管状部分272和水平环形凸缘274的表面上，以实现在图8中由箭头K所示的转台72的平稳圆形旋转。可选地，参考图8B，转台底座122可具有水平轴承底座290、直立管状部分291和水平环形凸缘292。同样，转台72可以可选地具有向下延伸的管状部分293和向内延伸的水平环形凸缘294。一组轴承滚珠或交叉的滚筒295位于水平环形凸缘294与轴承底座290和水平环形凸缘292的每个之间，且适当的环形轴承凹槽296将用于以与如果不设置轴承相比减小的摩擦来实现转台72的旋转。 

基于托架20的尺寸的转台72在直径上可以是大约46英尺。例如，如果用于容纳火箭18的托架20的管状内部具有8英尺的半径，且保持火箭的托架20的最小厚度是2英尺，位于中央的托架20的间隙是3英尺，转台72的直径将是大约46英尺。这在图42中示出： 

如果R＝8' 

Δ＝2' 

δ＝3' 

a＝R+Δ＝8'+2'＝10' 

在ΔAOB中 

OB＝2a＝20' 

AB＝a(√3)＝10√3＝17.32' 

托架侧≈2AB＝34.64' 

OC＝OB+BC＝20'+3'＝23' 

∴转台的直径至少为≈2(OC)＝46' 

对于用于容纳16英尺的火箭18的托架20的转台内部的适当直径，托架内部直径加上托架20的结构的适当(Δ＝2英尺)间隙和使机构允许转台72旋转的3英尺的容差(δ＝3英尺)，转台72的直径是大约46英尺，且托架20的平坦侧22是大约34.6英尺。 

砖塔组件123位于地水平处，在床136(图8)之上，且被转台底座122支撑和约束。砖塔组件123的垂直旋转轴与升降组件60的轴重合。下导向管124具有用于通过升降组件60穿过孔口73从横向运送设备46接收装载火箭的托架20的孔口71，如图10所示，孔口73穿过转台72和转台底座122延伸。转台床136(图8、9)具有锥形定位销142和分段扭转锁销144以将带有托架20的横向输送设备46可释放地锁定到床136。托架20使用定位销142和分段扭转锁销144以类似于横向输送设备46的方式可释放地被锁定。被这样可释放地锁定的托架20可被驱动，如下面进一步解释的。 

仍然参考图8和10，砖塔组件123还包括早些时候提到的在箭头K所示的方向上相对于转台底座122可旋转的转台72、具有一对平行的间隔开的臂127的叉126，臂127在转台72上可枢轴转动。在所述臂127之间布置下导向管124(也是砖塔组件123的部分)。一对水平同轴枢销128穿过每个臂127延伸并进入下导向管124的相对壁中，并布置成穿过一对支撑构件129。内部托架导向装置133沿着下导向管124的内部圆柱形壁延伸，并且彼此间隔开120°，用于使沿着托架20的角边缘在纵向方向上延伸的一组角凹进部130(图9)进入。角凹进部包含牵引驱动装置26。下导向管124和二级导向结构125借助于适当的旋转驱动系统在由图8中的箭头M所示的旋转 路径上绕着由销128限定的同一水平轴枢轴转动。每个臂127包括下面描述的配重装置131。下导向管124的中心点垂直地布置在砖塔组件123的转台72之上，使得转台和下导向管124中的每个的旋转轴正交地相交。转台72的垂直旋转轴与升降组件60和任何横向输送设备46和位于其上的托架20的轴重合。 

二级导向结构125具有整体管143，其保持在离本身和下导向管124的公共支点的固定距离处。因此，二级导向结构125绕着其水平枢轴被平衡，并具有在整体管内的内部托架导向装置138。二级导向结构125的内部管143的下端能够与下导向管124的上端对齐，所以管是同轴的，且内部托架导向装置133和138也对齐。下导向管124绕着同轴枢销128可旋转，并旋转，直到它的外表面啮合从整体管330延伸的挡块132(图10)，使得托架导向装置133和138对齐。托架导向装置133和138以与电力电缆27相同的方式被提供动力(如下所述)，使得托架20中的牵引驱动装置26可利用电力。二级导向结构125的管的上端具有对一级电缆27的内部过渡连接点，以允许托架20从内部托架导向装置138移动到一级电缆27上。 

如图2所示，横行输送设备46，每个装有保持火箭18的托架20，沿着通道15从组装舱10移动。带有火箭18的托架20从通道15被移除，输送到火箭发射器119，且在火箭被发射之后，空托架20在继续沿着通道15前进之前返回到空横向运送设备46，返回到组装舱10或存放搁架7。 

转到图8-10，升降组件60通过在箭头N所示的方向上使活塞67和棒68上升(示出上升和下降方向)来使托架20随着固定到转台床136的横向输送设备46上升或下降，以将托架20移动到下导向管124和转台72的空隙中。转台床136具有下面描述的用于可释放地连接到横向输送设备46以使托架20的牵引驱动装置26与下导向管124的适当内部托架导向装置133准确地对齐的结构。 

在图8和9中更详细地示出升降组件60、横向运送设备46和托架20。液压活塞67在其上端具有由不旋转的下部床135、转台上部床136和工作台部分141组成的上旋转组件61。横向输送设备46可 行进到中心在升降组件60上的位置。如早些时候提到的，导轨17可能必须比常规铁路导轨宽。向上成锥形的定位销142(示出四个)(在图9A中详细地示出)从工作台部分141延伸，分段扭转锁销144(示出四个)(在图9B中详细地示出)也这样。下面解释与横向输送设备46的这些互连。当然，相应的销142和144以及相应的插座的位置可在横向输送设备46和部分141中反转。 

升降组件60的上旋转组件61安装在棒68上，并可如箭头N所示的上升，以允许图9所示的下锥形定位销142和分段旋转扭转锁销144啮合到横向输送设备46的相应的定位销插座152和扭转销插座154中。 

横向输送设备46的上表面具有向上延伸的锥形定位销和分段旋转销，其实质上与从工作台部分141的顶部延伸的下锥形定位销142和分段旋转扭转锁销144相同。相应的定位销插座155和扭转锁插座153设置在托架20的下端面中以接纳在设备46的顶部上的锥形定位销和分段旋转销，从而可释放地将托架20连接到横向输送设备46。 

横向输送设备46具有四个轮58，其被定位和形成轮廓以跨在电动轨道或导轨17上，包括与工作台部分141相邻的导轨17，并如早些时候提到的是独立地可对齐的。横向输送设备46可从电动轨道17以与电动火车或电车(其可能必须连接到电源)类似的方式或从某个其它车载电源例如燃料电池或内燃机被供电。 

下导向管124具有托架20的内部托架导向装置133(图8、10)，其延伸到沿着侧面22的垂直交叉部分延伸的每个角凹进部130中，也以放大的形式示出(图10)，以啮合每个托架20的牵引驱动装置26来沿着托架导向装置133移动每个托架20，并将托架20的方向维持在导向管124中。托架牵引驱动装置26设置成抓住主电力电缆27。托架牵引驱动装置26是具有部分地围绕一级电缆27的横截面的纵向机构，托架20跨在一级电缆27上，且它们从一级电缆27得到电力。牵引驱动装置26可包括发动机-发电机和具有数对相对的圆柱形轮26A的齿轮箱，每个轮26A具有用于接纳电缆27的环形凹槽137，如图25所示。轮26A在如箭头O₁和O₂所示的相反方向上旋转。牵 引驱动装置26沿着托架20的长度定位。可在牵引驱动装置26的凹槽中设置适当的凹槽或表面粗糙化或适当的表面修饰，以增强实际上夹相应的电缆27的这些对牵引驱动轮26A的摩擦。电力发动机将旋转相应的这几对牵引驱动轮26A。发动机可连接到齿轮箱，且输出轴可旋转多于一对牵引驱动轮26A。也可以有有效地连接到单独对的牵引驱动轮26A的单独发动机。这很大程度上取决于被运送的负载和托架20的尺寸。 

牵引驱动装置26沿着电缆27或导向装置133和138(图10)推动托架20。当每个托架20在反向方向上由重力推动时，牵引驱动装置26返回到电缆。该电力的产生引起对重力的反作用，并在空托架20在向下的方向上移动时使空托架20的运动延迟，如在火箭18的发射之后的某个时间出现的。每个牵引驱动装置26可具有最少一对相对的轮26A，如图25所示。牵引驱动装置发动机应是恒定扭矩发动机或具有可变频率类型，以补偿电缆拉紧或轮打滑，以在向上驱动托架20时使每组轮相等地促进并维持托架与电缆27的质心或下导向管124的内部托架导向装置133或二级导向结构125的整体管330的内部托架导向装置138同轴。 

如早些时候提到的，根据本发明的火箭发射器119具有用于垂直地升高或降低托架20以与安装在转台机构63的转台72上的下导向管124啮合或脱离啮合的升降组件60。横向输送设备46相对于工作台部分141可移动，以便分段旋转扭转锁销144可被接纳在横向输送设备46的底部中的扭转销插座154中。升降组件60将工作台141提升出导轨17的床一段短的距离以啮合横向输送设备46的底部。工作台141在它的轮子58和工作台部分141的全部被提升在导轨17之上时接着被锁定到横向输送设备46的底部上，因此工作台部分141借助于旋转驱动器134随着横向运送设备46和安装在其上的托架20旋转，以使托架牵引驱动装置26与下导向管124中的内部托架导向装置133对齐，内部托架导向装置133自由地旋转或如果必要，在电力的帮助下随着砖塔组件123旋转以维持与变化的缠绕装置对齐。这确保在下导向管124中托架20与保持在其中的火箭18的必要的稳定对 齐。 

参考图1、10和11，火箭发射系统1包括一组一级电缆27，其彼此由间隔件或稳定器组件158分离。间隔件组件158在图10A中详细示出并包括形成三角形的三个侧工件159和垂直于所述三角形的平面用于啮合相应的电缆27的臂或凸缘161。凸缘161或侧工件159或两者由非导电材料制成。电缆27能够输送电力，如下所述，重量轻，并具有高抗拉强度。图10A中示出间隔件组件158的优选的结构和部署方式。从每个电缆27延伸的是适应性连接器501(每个适应性连接器类似于下面讨论的适应性连接器247)。适应性连接器501以分隔开的间隔沿着每个一级电缆27设置，连接器501沿着相应的电缆27对齐。每个适应性连接器501具有一对分隔开的平行对齐的凸缘503，其通常径向地(但不确切地是径向地，因为它们夹住从相应的电缆27延伸的电线环)相邻于相应的电缆27。凸缘503每个具有一对孔柱505、506，在每对凸缘503上的每个孔柱505、506对齐。最接近于相应的电缆27的孔柱506相对于适应性连接器247连接到电缆27，如稍后解释的。一组凸耳(未示出)穿过相应的对齐的孔505以及还有在相应的正交凸缘161上对齐的孔延伸，以将相应的间隔件组件158的每个角连接到相应的一级电缆27。相应的间隔件组件158的每个臂159具有在相邻的一级电缆27之间延伸的优选地带有刚硬和抵抗扭曲的管状结构的放大部分520，其具有肩部或锥形表面522以帮助阻止电缆27相对于彼此的运动，并产生在间隔件组件158和每个电缆27之间的横向间隙。臂159具有用于连接到彼此和相应的正交臂161的较小端部分524。间隔件组件158可具有各种配置；间隔件组件158被示为具有方形横截面，但圆形横截面也是有利的。间隔件组件158可每个是整体的，弯曲成其三角形形状并滑到三个一级电缆27中，或臂159可在安装在电缆27上之前或之后被焊接在一起。臂159优选地焊接到间隔件组件158，虽然螺栓连接是可能的。 

在火箭发射系统1的最上面的部分处的是一组轻于空气的拉紧气球160(图1、1B、12-14)，且存在沿着电缆27定位的用于抵消 电缆27的自身重量并稍微有助于其拉紧的其它轻于空气的拉紧气球164(图1、1B、11、15、17、18、21)。为了支撑一级电缆27和其它拉紧气球164、对接站166(下面图13讨论)之上的所有部件的部分重量(包括带有准备飞行的火箭18的托架20的操作重量)的目的，气球160连接到拉紧气球连接框架或顶部大挽具162(图12-14中示出)。气球160和164必须适应归因于托架20及其内容物和其它部件的运动的任何提升波动和反应力。由于日常热和大气压力变化，在从拉紧气球160和164提升时存在变化。需要额外量的提升来使一级电缆27被拉紧到其安全工作负载的相当大的一部分，因为电缆27必须保持尽可能实际地接近垂直。如所提到的，可以比轻于空气的气球160小的一组或多组额外的轻于空气的气球164或164A(图1、11、15、16、17、20A、20B)必须沿着电缆27散布来以安全裕度减轻电缆27的自身重量以及一级电缆27的支撑结构和间隔件组件158的重量以及日常热提升变化，以防止在自身重量下的电缆破损，最后效果是具有相关气球的电缆27近似为没有重量或具有负重量的电缆。一级电缆27由下面讨论的起货机或升举器168啮合或向起货机或升举器168提供电力，并形成图11和13所示的缆道路径170。缆道路径170由一级电缆27形成并围住，托架20啮合一级电缆27并从一级电缆27得到电力，所以它可沿着电缆27行进。拉紧气球连接框架162由绕着旋转轴承149反向旋转的上环145和下环146(图13-14)组成。上环145和下环146由齿轮旋转驱动系统177驱动，并在下面被描述。 

对接站166在图13和14中示出。对接站具有可相对于下环部分174旋转的上环部分172，部分172和174与环轴承176啮合，被齿轮旋转驱动系统147驱动(对于相应的旋转驱动系统379，也见图28)，轮旋转驱动系统147包括反应力推进器178并被反应力推进器178帮助。齿轮旋转驱动系统177和147也用于提供上环145相对于拉紧气球连接框架162的下环146的相反旋转，以及上面提到的对接站166的上环部分172和下环部分174的相反旋转。拉紧气球连接框架162和对接站166的旋转驱动系统177和147分别被协调，以便在上环部 分172和下环146之间的所有部件(包括上环部分172和下环146)作为一个单位在一起旋转，相关的电缆被防止在彼此周围缠绕。当托架20的下端保持在对接站166的上环部分172中且托架20旋转到最佳方向上用于发射时，力推进器178和148抵抗风引起的旋转或从托架20的旋转产生的旋转。对接站166具有两组三个内部托架导向装置180A、180B(图13、14)，其用于进入每个托架20的径向凹进部130以保持相应的托架20正确地对齐和稳定，同时向托架牵引驱动装置26提供电力。 

仍然参考图13和14，示出了提升环组件182。提升环组件182包括具有三角形或可能圆形的横截面的短管状环183，并被二级电缆184引导和电连接到二级电缆184，二级电缆184向上从对接站166的上环部分172延伸以连接到拉紧气球连接框架162的下环146。三级电缆186(图13、14)向上从提升环组件182延伸到下升举器198的框架。提升环组件182由连接到对接站166的二级电缆184引导并从二级电缆184得到电力。提升环组件182由连接到下升举器载重架200的三级电缆186支撑，下升举器载重架200是下升举器198的框架。参考图14A，托架端夹具196设置有一组四个孔口195和一对孔口197，二级电缆184穿过孔口195自由地通过，三级电缆186穿过孔口197自由地通过。托架端夹具196的电力可由二级电缆184提供。 

管状提升环183具有一组向内延伸的导向结构元件或内部托架导向装置188，其啮合在托架20中纵向延伸的相应的三个凹进部130中，用于维持在管状提升环183的托架20的方位并向托架20提供电力。提升环组件182包括管状提升环183、本身包括一对相对的枢销190和旋转驱动系统194的托架旋转组件189、提升环导向装置192和双向牵引驱动装置193。旋转驱动系统194旋转管状提升环183，管状提升环183绕着由销190限定的水平轴可枢轴转动。使管状提升环183的重力中心落在其几何中心上，该几何中心与销190的轴重合。管状提升环183具有夹紧或锁定机构以允许它可释放地连接到托架20，使得托架20的重力中心36保持在销190的轴上。使双向可变间距推进器31的旋转轴平行于由销190限定的水平轴。三级电缆186 分别连接到相应的提升环导向装置192。三级电缆186设置在两组固定长度的电缆中，并分开180°连接到下升举器载重架200，以将载重架200连接到下面的提升环导向装置192并帮助引导托架端夹具196(下面讨论)的运动，且如果需要则传送电力。 

提升环组件182包括旋转驱动系统194以改变箭头P(图13)所指示的管状提升环183和由此保持的托架20相对于电缆184和186的仰角。托架端夹具196也在图12、13和14中示出。托架端夹具196可由连接到安装在下升举器载重架200上的下升举器198的下升举器电缆201支撑。下升举器电缆201在图14中箭头Q所指示的方向上移动。托架端夹具196在运动中由传送电力的二级电缆184引导，并被三级电缆186支撑。托架端夹具196能够通过锁定销204可释放地锁定到托架20的顶部，锁定销204与托架20的上部分中的销锁定插座32协作。当托架端夹具196坚固地连接到托架20时，托架端夹具196能够从对接站166提升或帮助提升托架20并向上穿过提升环组件182，直到当提升环组件182下降成与对接站166的上环部分172接触时托架20的重力中心36与销190所限定的提升环组件182的水平枢轴重合。引导端夹具196的运动的电缆186的长度必须足够长以当端托架196与托架20分离并被提升一段短距离而脱离与接合组件166的啮合时允许托架20绕着水平轴旋转。 

下升举器198如上所述固定到下升举器载重架200的下端，并且也如上所述在移动托架20以与管状提升环183啮合或脱离啮合时用于提升或帮助托架20的牵引驱动装置26。下升举器载重架200如升举器电缆202上的箭头R所示从连接到图12、13和14所示的拉紧气球连接框架162被升高和降低。电力通过二级电缆184提供到升举器168。三相电流或直流可用于给升举器168供电。在如所示的三相电流系统中，从左到右被进一步标识为电缆184A(图14)的这组四个二级电缆184是三相中的第一相，电缆184B是三相中的第二相，电缆184C是三相中的第三相，而184D可用作电中性线或作为三相中的第一相的复制物。也如早些时候描述的，轻于空气的气球160支撑火箭发射系统1的上部部件，并提供保持一级电缆27和二级电缆 184拉紧所需的相当大一部分的拉力，以便使它们拉紧，即使有操作负载。如图12、13和14所示，拉紧气球连接框架162布置在轻于空气的或拉紧气球160之下。 

参考图1、1B、11、15、16、17、20A和20B，这些图示出用于减轻电缆27的自身重量的很多组较小的轻于空气的气球164或164A，以及相关支撑结构和间隔件组件被示出。气球164是锥形的，而气球164A是圆柱形的，虽然其它形状和配置是可能的，并落在本发明的范围内。具有拉紧气球夹持器208的多个大挽具206中的每个通过三边下间隔件或稳定器组件210连接到一级电缆27。每个下间隔件组件210以与如早些时候描述的间隔件158被构造和部署的相同的方式被构造和连接到一级电缆27。气球164或164A分别连接到气球夹持器或连接点208(图18)。下间隔件组件210具有形成如在平面图中看到的等边三角形的三个臂211，臂211平行于大挽具206的相应臂222。下间隔件组件210具有在臂211的相应交叉部分处的连接结构214，导线215从其延伸。来自间隔件组件210的每个导线215延伸，用于连接到大挽具206的相应气球夹持器208。也设置有多个上间隔件或稳定器组件216，其与间隔件组件210一样分开一级电缆27并进一步将电缆绳218和219保持在适当的地方。上间隔件组件与间隔件组件158和下间隔件组件210一样被构造和部署。每个上稳定器216具有在平面图中一起形成等边三角形的三个臂217，臂217平行于相应的臂222。电缆连接器220在相应的臂217的交叉部分处。数对稳定绳218在一端连接到在臂217的相对端处的电缆连接器220，并将夹持器221拴在平行于相应的臂217的臂222的中点处。另一组电缆导线219连接在绳连接器220和气球夹持器208之间。这个布置帮助将挽具206稳定地保持在适当的位置上。挽具206沿着一级电缆27的长度周期性地分别与气球164和164A安装在一起，以补偿电缆27和任何所连接的结构的自身重量，并引起电缆中的拉紧以帮助保持它们直立。 

用于连接上间隔件216的各种部件的特定组件如下。上间隔件组件216和连接到它们的部件在图15A、15B和15C中示出。如上所述， 上间隔件216由形成等边三角形的三个臂217组成。参考图15B和15C，电缆连接器220包括具有中央臂904和与中央臂904分开超过90°的角的两个臂906和908的底板902。电缆连接器220还具有通常与臂904相对的支撑部分910。底板902有利地是平坦的，且垂直于其延伸的是电缆连接凸缘912，其沿着支撑部分910的中部延伸。一对臂支撑凸缘914和916也从底板902垂直地延伸并与电缆连接凸缘912等角地间隔开。臂904、906和908分别具有穿过相应的臂904、906和908垂直地延伸的凸耳接纳孔920、918和922。电缆连接凸缘912具有沿着凸缘912的高度延伸的一系列相等地间隔开的凸耳接纳孔924。 

每个电缆具有至少一个和更可能很多连接结构925，每个连接结构925由数对平行的、相对的间隔开的凸缘接纳连接凸缘926、927组成，凸缘926、927平行于电缆27的相应轴。凸缘926具有凸耳接纳孔928和930的平行对齐的柱，凸耳接纳孔928和930与在另一凸缘927上的相应孔928、930对齐。为了将每个电缆连接器220连接到相应的电缆27上的位置，电缆连接凸缘912插在具有与每个相应的孔928对齐的孔924的凸缘接纳连接凸缘927、927之间。一对凸耳932插入相应的对齐的孔928和924之间，并连接到螺母或其它紧固件接受器933。为了进一步将相应的电缆连接器220连接到相应的电缆27，如图22所示的类似凸耳256用于夹住电缆27的环244。凸缘接纳连接凸缘926、927彼此足够接近以在具有牵引驱动装置26的托架20穿过与相应的电缆27完全操作地啮合的凸缘926和927时使牵引驱动装置26能够啮合相应的电缆27。 

如早些时候提到的，数对稳定绳218将电缆连接器220连接到大挽具206的一对臂222的相应中点。每个稳定绳218在一端具有连接叉934，其具有带有对齐的孔938的一对平行凸缘936，凸耳940穿过孔938延伸，凸耳940也穿过孔908用于随后由螺母或其它紧固件接受器942接纳，以将稳定绳218连接到电缆连接器220。类似地，电缆绳219具有耦合叉944，其具有带有一对对齐的孔948的一对平行凸缘946。臂904插在凸缘946之间，且凸耳950插在孔948和920 中并进入螺母或其它紧固件接受器952中。 

图15E示出下间隔件组件210(图15)通过连接结构214连接到电缆27和大挽具206的细节。这对连接结构925通过啮合环244固定到电缆27。连接结构925由垂直凸缘960组成，垂直凸缘960具有从其延伸的连接凸缘962并包括一列凸耳孔963。一组臂支撑凸缘966从它们通过适当的焊接过程被焊到的垂直凸缘960延伸，并分别通过适当的焊接或其它过程连接到下间隔件组件的相应臂217。臂支撑凸缘966彼此成角度，并与它们啮合相应的臂217的地方成角度以提供结构上牢固的支撑件。连接凸缘962放置在具有与孔928(见图15B)对齐的孔和凸耳932的连接结构925的平行凸缘之间，并穿过连接凸缘962的相应的对齐的孔以及孔928且穿过螺母或其它紧固件接受器933(见图15A)插入以将连接结构固定到电缆27。 

垂直凸缘960具有指状部分968，孔穿过该指状部分968延伸。用于将下间隔件组件210连接到大挽具206的每个导线215的端部具有由平行凸缘974、976组成的耦合叉972，对齐的凸耳接纳孔978穿过凸缘974、976延伸。叉972移动，使得指状部分968插在凸缘974和976之间，孔970和978对齐。凸耳980穿过孔970和978插入并进入螺母或其它紧固件接受器982中。 

早些时候提到，稳定绳218连接到臂222的中点。用于完成此的装置在图15D中示出。绳连接凸缘984连接到每个臂222的中点并从每个臂222的中点延伸。凸缘984具有两个短臂986，每个短臂986具有凸耳接纳孔988。每个绳218具有连接叉944，其具有如上所述的凸缘946。来自每个绳218的叉944在凸缘984的适当臂986上滑动，且凸耳穿过孔948和988插入并使用紧固件例如螺母紧固在适当的位置。 

用于连接挽具、间隔件和稳定器中的每个的结构优选地由相同类型的部件和子部件组成。这种类型的结构是牢固的、稳定的、容易制造和实施。 

实质上与间隔件组件210相同的多个三边上间隔件或稳定器组件260位于大挽具206之上(如图18所示)。间隔件组件260的详 细构造和它如何连接到一级电缆27实质上与间隔件组件158和下间隔件组件210相同。如图18所示的间隔件组件260在三对臂264的几对连接的臂的交叉部分处通过连接结构262连接到电缆27，这些臂264形成等边三角形。一组轻重量的电缆266(与相对重的电缆27比较)从连接结构262延伸到气球夹持器208，其被构造成将它们保持到大挽具206。轻重量的电缆266在发射系统的组装期间或在气球164的维护期间支撑大挽具206。 

一组三个电动反作用推进器800分别在相应的臂222的交叉部分处连接到转台支撑点802，如图18和19所示。每个推进器800包括风扇804，每个风扇安装在风扇壳体806中。每个壳体806旋转地安装在一对臂808之间。每个臂808具有延伸到壳体806中的同轴枢销809，使每个壳体806能够在箭头T的方向上绕着轴S-S枢轴顺时针和逆时针转动。臂808从中央臂810分叉，中央臂810连接到如上所述的转台支撑接合点802。推进器800是用万向架固定的电动推进器。推进器800是可枢轴转动的和可旋转的，并操作来按需要保持相对于垂直线定向的发射系统1。推进器800补偿风力和任何气球164的部分或总放气，直到它们可被更换或以其它方式被维持。大挽具206相对于发射系统1的底座的位置由位置传感器812控制，位置传感器812可以是用于向控制推进器800的方向和力的计算机提供位置参考数据的全球定位系统(GPS)。 

下面是关于图15、16、17、18、20A和20B说明的情况的解释，其中气球164(其将适用于气球164A)连接到一级电缆27。间隔件组件260连同图18所示的位于上稳定器216之上的轻重量的电缆266在图15中为了清楚而被省略。首先看图15，示出了一级电缆27的一部分，下稳定器210和上稳定器216设置成使上挽具206稳定。三个气球164(其中只有一个在图15中用实线示出)设置成抵消电缆27、各种稳定器和施加到电缆27的任何额外负载的自身重量。气球164根据其直径可能需要由与气球相同的材料制成的管状分隔件，并使用相同的轻于空气的气体来充气。为了防止电缆27接触气球164(或气球164A)，稳固带或边带227(图15A)设置成将气球164 连接到电缆分隔件例如上间隔件组件260(图18)，以防止这样的接触。每个稳固带227是稳定器228的部分，稳定器228以与其它稳定器连接到电缆27的方式相同的方式连接到每个电缆27。稳定器228还具有用于将相应的稳固带227保持在适当的位置的连接构件229。前述内容完成的方式可在图16中更详细地看到，图16是在图15中的方向16-16上截取的顶视图。可看到，每个稳定器228连接到在稳定器228的三个交叉部分内的一级电缆27。稳定器228由三个相应的臂234组成，这三个臂234共同交叉以形成等边三角形。从每个连接构件229，一对稳固带227形成一角度，使得相应的对接触相应的气球164，稳固带227几乎与气球164相切。带227每个通过相切带连接224连接到气球164。带连接224防止电缆27接触气球164(或气球164A)。带连接224(图15)可有利地是适当的粘合剂、塑料焊接或使用足够牢固的线的缝合，用于将稳固带227连接到相应的气球164(或气球164A)。 

图17示出在气球夹持器208处连接到大挽具206的三个气球164。示出了上稳定器组件216，其具有连接到臂222上的绳夹持器221的稳定电缆绳218。在图17中示出沿着拉紧电缆219延伸的力矢量FF，示出从电缆连接器220延伸到气球夹持器208的拉力。 

在图20A和20B中示出连接系统的侧视图。每个气球164(图20A)和164A(图20B)具有连接到大挽具206的气球夹持器208的轻的、牢固的拉紧底部连接器232。一个或多个连接器232可以是管状的以将替换的轻于空气的气体传送到每个气球164中来补偿泄漏。气球164和164A是轻于空气的气球，所以拉力FF由沿着连接器232的箭头示出。连接器232与每个气球164和164A的外皮相切。示出了一组三个或更多个连接器或稳定器228(图16)，其用于将在几个点处的相应的气球连接在一起。 

如早些时候解释的，拉紧气球连接框架162具有上旋转部分145和下旋转部分146(图13、14)，其通过环轴承149连接在垂直轴上，用于减小来自旋转运动的摩擦，如图12所示。反作用力推进器148相切地连接到上旋转部分145的外围。类似地，反作用力推进器178 例连接到对接站166的下部分174的外围。安装在上旋转部分145上的推进单元和安装在部分174上的那些单元用于维持它们不旋转。在上部分145上的推进单元结合齿轮旋转驱动系统177来帮助下旋转部分146相对于上旋转部分145的旋转。类似地，在上部分174上的推进单元结合齿轮旋转驱动系统147(图13、14)来帮助上旋转部分172的旋转。聚集成两组的二级电缆184彼此相对地(分开180°)连接在下旋转部分146上。上升举器168连接到下旋转部分146。电缆184将气球连接框架162连接到对接站166(图13、14)，并按需要传送电力。电缆184也引导下升举器载重架200、托架端夹具196和提升环组件182的运动。电缆184足够长以在归因于下升举器载重架200和从其悬挂的物品的重力的局部加速处安全地允许向下加速度的时期足够长以使火箭18在自由落下条件和托架20的升高间隙中时与其限制物断开。对于下升举器载重架200的其余部分和从其悬挂的所有物品(包括装载的和空的托架20)的减速，也需要一段额外的电缆184以允许额外的一段时间。额外的一段电缆将允许完全装载的托架20的减速以在短持续时间助推器不发火的情况下停止。 

如上面解释和下面进一步讨论的，需要用于将系统1的物品固定到各种电缆的装置。图21示出由几股电线242制成的电缆240。电缆240的每股242可具有从电缆27的主体的外表面延伸的环凸部分或环244，用于将物品固定到电缆27，同时保持电缆的大部分外表面无阻碍。每个环244从每个电缆27的主体延伸出，并返回到电缆27的主体中。例如，适应性连接器247在图22中示出，如在下文详细讨论的。适应性连接器247具有突出的凸缘248，其具有穿过一对平行的壁252延伸的一系列螺栓孔249和另一系列螺栓孔250，壁252平行地从公共底座253延伸。适应性连接器247可被推向电缆27，环244在平行壁252和它们的与孔250对齐的相应环孔254之间滑动。螺栓256可穿过环孔254和螺栓孔250延伸以将适应性连接器247固定到电缆27，且螺母可放置在相应的螺栓256上以实现稳固的连接。图23中示出顶视图。可选地，可使用由作为可选的适应性连接器257的间隔件259分离的平行壁255，如图24的顶视图中所示的。电缆 27可被如图25所示的托架20的一对牵引驱动装置26A抓住，这对牵引驱动装置26A在相反的方向O₁和O₂上旋转。 

为了使用到现在为止所述的火箭发射系统1，火箭18装在分别在如图5所示的装置之一中的托架20中，并使用横向输送设备46沿着通道15被输送。横向输送设备46使用相应的锥形定位销142和分段旋转扭转锁销144及其相应的协作定位销插座152和分段旋转扭转锁销插座154固定到升降组件60，如关于图9所解释的。二级电缆184和一级电缆27分别通过拉紧气球160和气球164被保持拉紧，气球164促进一级电缆27中的拉紧。下面的电缆拉紧经由拉紧气球连接框架162被传输，且电缆分离和进一步的拉紧经由大挽具206、间隔件158和间隔件228(图11、15和18)实现。 

每个托架20旋转成与内部托架导向装置133对齐并装入下导向管124(图8)中。下导向管124的上部分接着倾斜成与二级导向结构125(图10)的下部分啮合，直到下导向管124啮合档块132以与托架导向装置133和138对齐，如早些时候讨论的。牵引驱动装置26接着用于穿过对接站166向上沿着电缆27驱动托架20以进入其上部分172中并部分地进入提升环组件182中，提升环组件182通过升举器168的使用来降低，使得提升环组件182与对接站166(图13、14)的上部分172啮合。端夹具196被降低并正确地连接到托架20的上端。由从电缆27传送的在二级电缆184中的电流提供动力的下升举器198提升托架20以进一步与提升环组件182啮合，使得提升环组件182、托架20和火箭18的组合的重力中心与提升环组件182的枢轴重合。下升举器198因此帮助牵引驱动装置26，其在相对于对接站166向上提升托架20时啮合内部托架导向装置180A和180B。接着托架端夹具196使锁定销204脱离托架20的销锁插座32，并通过下升举器198的使用被最低程度地无障碍地提升。提升环组件182由二级电缆184引导并被三级电缆186支撑。升举器168进一步提升托架20，直到托架20的下端不再在对接站166的下部分174内，且只在上部分172内。在下对接站166内的齿轮旋转驱动系统147和具有拉紧气球框架162的齿轮旋转驱动系统177现在以协调的方式在环 轴承176和149之间将所有部件旋转到适合于发射火箭18的方向上。推进器148和178同时操作以防止对接站166的下部分174和拉紧气球连接框架162的上部分145旋转(图14)。 

升举器168接着提升托架20以完全与对接站166脱离啮合(托架20保持的火箭18必须根据其组合的重量而被提升得越来越高)并与对火箭18的安全发射进入短管状环183的中部中所需的一样高。旋转驱动系统194与延伸90°的双向可变间距推进器31协调来相对于适合于发射的水平线将具有托架20的短管状环183旋转成适当的角。双向可变间距推进器31用于帮助旋转驱动系统194并防止托架20绕着穿过销190的水平轴摆动。当托架20处于用于发射的期望仰角处时，稳定的双向可变间距推进器31绕着其铰链进一步旋转以避免与热火箭气体接触。 

变形是可能的，以帮助旋转驱动系统194。这包括在提升环组件182中的托架20的定位和稳定化，且特别是防止托架20绕着枢销190的摆动。参考图13B-13C，可在托架20的两端处设置双向可变间距推进器31和一对附随的轮轴发动机822。每个推进器31和轮轴发动机822可安置在端盖830之下的托架20的一端中。每个推进器31具有在托架20的两端处安装在可枢轴转动的推进器底座828中的一组可旋转的叶片826。每个底座828安装在铰链组件829上，并通过液压致动器832在静止位置(在图13C中以点线示出)和与托架20的纵轴平行的活动位置(在图13C中以实线示出)之间可移动，液压致动器832绕着致动器枢轴834旋转。当推进器31在其活动位置上时，气流如箭头U所示产生。这防止托架20的摆动。轮轴发动机822是双向的，因为气流可在两个方向上流动。同样，叶片826的间距是可变的，以随着周围空气的变化而变化，在该周围空气中，叶片826被旋转。然而，当火箭18的引擎点火时，推进器31可如在图13C的左手部分处的点线中所示的以钝角移动，以避免在助推器耗竭期间的短路。推进器31的上端也移动到其钝角位置以使火箭18能够装入托架20中。应注意，托架20的内部具有抵抗连续的压力和热的管836，其端到端延伸以在其中包含火箭18。一组三个或更多个对中支 撑件840维持每个双向可变间距推进器31的对中。 

升举器电缆202(图14)的上端从上升举器168馈送出，且提升环组件182的双向牵引驱动装置193开始向下行驶，同时与二级电缆184操作地啮合。升举器电缆202松开并移动提升环组件182、托架20、火箭18和电缆202所支撑的向下被驱动器193帮助来克服摩擦和空气阻力的所有其它部件，使得它们处于以1g的加速度的自由下落中，且火箭18相对于托架20变得无重量。有在上升举器168中维持的轻微摩擦以维持在自由落下期间的控制，并避免电缆202的任何松弛和任何未控制的解开。在自由落下之前，托架20的可收缩端盖30(图9、9C、13、13A)打开(或图13C所示的端盖830打开)。将火箭18保持在托架20中的托架20内部的可收缩臂34或35(图26)缩回(如下所述)，且火箭18的短持续时间助推器火箭发动机被点火以将火箭18驱动出托架20。短持续时间助推器火箭发动机只在托架20的抗热和压力限制内操作，以防止对发射系统1的损坏。 

在火箭18在其弹道路径上行进地足够远，其主发动机可按需要被安全地点火，以避免对发射系统1的损坏。当提升环组件182(图13)的双向牵引驱动装置193在制动模式中操作以防止托架20、下升举器载重架200、托架端夹具196和提升环组件182(图12、13、14)的进一步自由下落时，电缆202从上升举器168(图12)的馈送逐渐停止。双向可变间距推进器31(图13C)可接着用于在它们收缩到托架20的端部之前帮助托架20旋转到垂直位置上，并可用于从关闭天气盖30之前从所述托架的内部推出任何废气。 

旋转到垂直位置上的具有空托架20的提升环组件182的短管状环183(准备绕着垂直轴旋转，因为当托架20在垂直位置上时惯性旋转矩最低)接着通过与图13和14所示的对接站166的上部分172啮合的上升举器168而降低。在托架20降低成与上部分172啮合之前如果额外的支撑或引导被需要，托架20和托架端夹具196可接着被带到一起以将托架20锁定到托架端夹具196。托架20的下端接着降低以与对接站166的上部分172啮合。拉紧气球连接框架162的下部分146(图14)和对接站166的上部分172接着旋转，使得提升环 组件182(图13、14)的内部托架导向装置188和上部分172的内部托架导向装置180开始与对接站166(图13)的电缆27对齐。升举器168接着将托架端夹具196降低到提升环组件182(图12、13、14)的顶部，并释放托架20。提升环组件182也与托架20脱离。 

托架20使用回热制动沿着由一级电缆27形成的缆道路径170(图11)行驶，以将托架20的向下速度保持到可管理的水平。在这个和其它发射台中返回到一级电缆27的电力被传送到另一发射系统以补充或代替另一托架20向上沿着其缆道路径170升降所需的电力。一组最少四个有源发射系统被设想具有充当用于轻的责任例如旅游或高海拔跳伞的准备好的备用品的、利用特殊轻重量托架的第五个有源发射系统，直到有源发射器需要维护或更高的净火箭发射器速率被需要。每小时一次的组合发射率被认为是可行的。 

在空托架20再进入二级导向结构125(图1A、2、8、10和11)之后，它进一步降低，直到托架20从二级导向结构125脱离并在托架20和下导向管124的组合的重力中心与下导向管124的旋转轴重合的点处在下导向管124中变得处于中心。下导向管124接着返回到垂直位置，且托架20下降到在升降组件60顶部上的适当对齐的横向运送设备46上。横向输送设备46将空托架20返回到用于重新装入的抗爆炸组装舱10或用于更换和整修的存放搁架7。另一预先组装的火箭18、托架20和横向运送设备46可装入系统1中，且下一火箭18如上所述被发射。 

可收缩臂的一个可能的结构是用于将火箭18保持在托架20中的在箭头V的方向上的可收缩臂34，如图26所示。火箭18具有用于接纳可收缩臂34的至少六个相等间隔开的可调节狭槽300，对每个狭槽300有一个臂34。 

接着参考图27，可提供可选的不同可收缩臂35。每个可收缩臂35具有用于进入狭槽300之一的顶部构件302和底部构件304，相对的同轴枢销306从底部构件304延伸。杆308与顶部构件302和底部构件304互连，且加强的网或支架310在底部构件304和杆308之间延伸。托架20具有带有腔314的内部抗爆炸管312。管312具有安 装在铰链318上的一对保护门316，其可定位成关闭腔314的部分(如箭头W所指示的)并向外枢轴转动以打开腔314的部分，如图27所示。管312还具有覆盖腔的端门320。门320可具有用于保护门316、320和腔314的气流偏转器322、加强脊拉紧构件324和保持同轴枢销328的销夹持器326，其用于使枢轴插座331进入界定腔314的部分的侧壁332的大致侧面上。门320在打开和关闭位置之间在销328上枢轴转动。壁332还具有用于接纳可收缩臂35的销306的枢轴插座334。 

腔盖门320还具有用于移进和移出位于门320的臂340中的插座338的液压可收缩销336以及在底部构件304中的孔339。门320还具有带有对齐的孔344的平行腿342。可收缩臂35的杆308具有直立部分346，其具有在杆308中纵向延伸的狭槽348。部分346在腿342之间延伸，且滑动销350穿过狭槽348延伸并进入每个孔344中以将可收缩臂308耦合到腔盖门320。液压臂352具有腿254，其具有用于在腔314的端底板364处在一对腿362通行的对齐的孔360，腿362具有对齐的孔366，且腿354通过销356保持在适当的位置上，销356穿过孔360和366延伸。另一对平行的腿368从轴369延伸，轴369通常从臂352向前延伸，且一对对齐的孔370接纳销371。门316通过与门320协调的液压或机电装置打开和关闭。 

前述布置锁住在图27中被显示在打开位置上的门316和320，且每个可收缩臂35的顶部构件302保留在插座18中的相应狭槽300中。当火箭18随着托架20自由落下并相对于托架20变得无重量时，臂35以及与臂35一起操作的组件的其余部分快速缩回到其相应的腔314中，且门316和320恰好在火箭18的助推器火箭发动机的点火之前被关闭。在推力线不确切地与托架20的内部管同轴或不穿过火箭的质量中心的情况下，每个火箭18可具有小组的轮372以在发射期间保持火箭18在管312的中心。 

除了发射火箭以外，如果望远镜被提升到单元的顶部，还可使用本发明的另一变形。参考图28和28A，示出了望远镜保持系统373。图28A示出以简化形式的气球160。下面讨论与望远镜有关的部件。 系统1具有传送电力并连接到对接站374的三个一级电缆27。对接站374具有上部分376，其使用可旋转的驱动系统379在相对于下部分378的箭头X的方向上可旋转。参考图28B和28C，可旋转的驱动系统147通过具有横截面为倒置L形的构件852的环轴承850使上部分376和下部分378相对于彼此旋转，数组球轴承854和856分别在上部分376和L形构件852以及下部分378和L形构件852中的导轨857、858和859、860中。 

电缆27的上端如所示被牢固地保持。一个电缆27A穿过下部分378中的开口862和用于牢固地保持电缆27A的适当夹持机构864以一角度延伸。电缆27中的第二个被示为电缆27B，且它通过适当的装置牢固地保持到凸缘866，如进一步在图28C中示出的。电缆27中的第三个被类似地牢固地保持。发动机868旋转齿轮870。齿轮870连续地连接到上部分376的齿872，以实现如箭头Y所示的前述旋转。保护壳体可包围发动机868和齿轮870。 

可使用三个或更多个反作用推进器380，且它们抵消部分390和378的相对旋转，当图28中描绘的备用发射系统用于发射火箭时，部分390和378保持静止。类似于其它对接站，环轴承377和旋转驱动系统147被包括在对接站374的上部分376和下部分378之间。二级电缆184也传送用于操作电动部件的电力。它可以是双电缆直流装置或四电缆三相装置。 

提升环382在箭头Z所示的方向上在电缆184上向或向下行驶。提升环382包括双向牵引驱动装置386和用于保持托架20的能够在箭头AA所指示的方向上枢轴转动的结构387，以及旋转驱动器381以改变提升环382和托架20的角度。上对接站388具有通常保持静止的上部分390和使用旋转驱动器381在箭头BB所示的方向上绕着垂直轴可旋转的下部分392。环轴承394减小来自这样的旋转的摩擦。一组最少三个反作用力推进器397抵消上部分390的趋向以绕着垂直轴旋转。 

刚硬升降机轴或升降机管396可将特殊托架398运送到顶部托台399，每个托架398具有内置的望远镜CC。特殊的一个或多个轻重量 托架20A也可用于在从提升环382转移之后向上沿着升降机管396将托架20输送到托台399。一组电传送电缆或轨道可安装在升降机管396的内部上，托架398或20A可啮合升降机管396，并且也可接收电力(如啮合电缆27的牵引驱动装置26的轮完成的)，以使托架20A能够在升降机管396内部被向上和向下输送。气球160连接到或围绕如早些时候描述的升降机管396，以向电缆184提供足够的拉力来实现提升环382随着保持有望远镜CC的特殊托架398的输送，以及支撑电缆本身和连接到电缆的装置。 

望远镜顶部托台399包括转塔状平台402，其上布置相对于静止的上部分390旋转的可旋转的转台404。望远镜接纳孔405穿过如图28A和29所示的平台402和转台404延伸。安装壁406从转台404延伸。望远镜保持结构或环408夹住装有望远镜CC的特殊托架398，托架398的重力中心布置在环408的中心中，环408以与提升环组件182相同的方式起作用，但没有牵引驱动装置。如在图29中详细示出的，环408具有延伸到安装壁406的插座412中的同轴枢销410。提供了望远镜倾斜结构411的安装壁406、环408和枢销410。因此，托架398和安装在其内的望远镜CC可按需要在高度上倾斜，且由转台404的箭头DD所示的方位角上的旋转引导托架398和在任一期望的方向上包括的望远镜CC。可使转台404和平台402相对于升降机管396在箭头HH和II(图28A、29)所示的相应的相反方向上可独立旋转。这个旋转通过类似于驱动器381的旋转驱动器383实现。平台402可具有径向可调节的重量以使它的旋转惯性矩等于转台404的组件和它上面的部分的旋转惯性矩，使得当它们在相反的方向上旋转时，没有净扭矩施加到升降机管396，因为转台404和它上面的部分旋转。 

火箭发射系统1可用于各种目的。例如，它可用于发射具有如图30所示的可转向发动机603的单人或基本火箭601，可转向发动机603如箭头EE所指示的可移动到转向火箭601。示出了穿着充满流体的发射或再进入套服605的人或乘客GG，关节607锁在最佳气动直立位置上用于发射，且脚首先锁在火箭601的顶部上，用于抵抗在 发射期间火箭18的射击的重力效应。在火箭601停止操作且套服的关节被解锁之后，套服605按需要从火箭601分离，允许乘客GG自由移动。如果套服将用于再进入，包围乘客GG的流体的一部分可通过多孔垫被抽吸，以在再进入时通过蒸发来冷却再进入套服605的外部，首先冷却脚。(相同的抽吸操作和冷却效应也将在发射时应用。)安装在顶部上的具有穿套服605的乘客GG的火箭601应在发射阶段期间给乘客GG提供良好的视野。套服605周围的空气动力减阻装置可能不是需要的，除非当被这样配置时，且这组关节607被锁定在适当的位置上，空气动力拖曳仍然高于对最佳发射必须的。 

图31示出用于输送可释放地夹到核心火箭604的套服605中的旅游者或刚硬吊舱608中的材料的可能方法。主火箭601在其发射之后的一段时期停止其受控制的发射。核心火箭604在主火箭601的受控制的发射停止时从主火箭601可释放。挡风玻璃609可用于在火箭601在其到太空的路上穿透大气时保护套服605或吊舱608中的旅游者免受高速空气，其中套服605或吊舱608可在箭头JJ所指示的方向上释放。核心火箭604可具有一组可旋转的翼602，其在方向KK上由方向控制系统旋转到转向火箭601。 

图32示出具有雪橇状再进入框架616的备用吊舱610。乘客GG穿着发射或再进入套服605。雪橇状再进入框架616包括转向翼619和航空钉611。航空钉611具有可延伸的天线状配置，天线状配置具有用作前向激波指示器的圆盘613以产生用于减小套服605的空气动力加热的激波615。 

在图33中，示出了装有人GG的再进入套服605，其安装在具有方向转向翼618和航空钉611的更像火箭形状的框架617中。框架617具有如关于图32讨论的圆盘613。引导设备和存储隔间可位于尾部内部框架617中。 

在图34和35中适当的太空套服605被示为在人GG身上，太空套服605也用于适应重力效应。太空套服605使乘客GG能够幸存，保持有意识，并能够在高加速度环境中在直立姿势中时保持活动。对于扩展的操作，这通过在刚硬套服内将乘客浸没在大约与身体相同密 度的流体中来实现，该刚硬套服具有外部机电或液压、饲服装置辅助的恒定体积的关节。太空套服605具有围绕人GG的头的头盔650(图34、34A、34B、36)以及刚硬外壳648。内部套服651位于靠近人GG处，且具有面甲655的内部面罩653被密封到内部套装651。无毒流体656(图34、34A-34C、36)例如水填充刚硬外壳648和内部套服651之间的空间。如果流体656被加热到舒适的温度，则内部套服651可被省略。在内部套服651和面罩653之间有双重密封654。内部套服651可以是紧密环绕人GG的外皮，且面罩653可经由空气供应管661被通风到空气供应或从空气供应通风。如果存在到围绕人GG的脸的双重密封物之间的空间的泄漏，泄漏管道652设置在太空套服605的面罩653用于排出水。水或其它适当的无毒流体656填充如图34、34A和34B所示的内部套服651和外壳648以及面罩653和面甲655之间的空间。在太空套服605中的人GG可在被悬挂在水656中时在头盔650内转动他的头。太空套服605具有刚硬的重量轻的结构；然而，在面罩653或面甲655中的体积气流传感器可设置成引导液压或机电驱动活塞(下面解释)移进和移出以匹配归因于呼吸的体积变化。此外，为了匹配呼吸率，也就是说，除以时间变化的体积变化，在太空套服605中的不同位置处(特别是在胸部附近)的压力传感器通过引导进和引导出活塞来保持液体压力不变。允许人GG在高加速度环境中例如在发射或再进入期间存在的环境中在套服605中四处自由地移动的外部高压液压功率帮助的使用避免了用于使套服的关节活动的水或其它液压流体逸出到套服内部中的可能性，该逸出将压垮乘客GG。 

关于活塞，也参考图35。在这里，太空套服605具有填充围绕人GG的套服的水(或大约是人体的密度的无毒流体)656，且活塞657移进和移出汽缸660，其由高压液压流体或通过电机装置的活塞657的直接致动提供动力以改变套服605中的体积，如对正常呼吸所需要的。 

刚硬外壳648一般具有在图34中描绘和在图36中示出的套服605的结构。套服605的刚硬外壳648包括一对刚硬袖子，每个袖子 包含内部袖子664(只示出一个)，其中每个内部袖子664由开放塑料网状物或软开孔泡沫或网状物和一对刚硬腿制成，每个刚硬腿具有与内部袖子664相同的构造的内部腿。内部袖子和内部腿将在下文中称为“内部袖子”。孔应足够大，以便不明显妨碍水穿过袖子664的流动。袖子664通过在一端连接到套服605的弱弹性钢筋束668在套服605内保持在中心，弹性钢筋束668跨越袖子664延伸并连接到和相切于它们在另一端连接到的袖子664。在弹性钢筋束668中的拉力被检测到并用于提供反馈以引导套服605的动力关节反映乘客GG的运动，将他保持在套服内的中心。乘客GG仅滑进套服605中，并将他或她的整个身体滑到一般袖子664中。套服605是由火箭601上或火箭18内的人GG穿的实际和有效的太空套服，特别是在飞行的发射、上推和再进入阶段期间。其它外壳648可具有烧蚀性外部材料，其具有绝缘或抗热隔热。 

火箭的其它变形在图37、38、38A和39中示出。火箭700具有航空飞机702，其具有连接到图37、38和38A中示出的主体并在箭头LL和MM所示的方向上可折叠的所部署和折叠的提升和方向控制结构704。提升主体型再进入飞行器706在图38中被示为在其折叠的发射配置中，提升和方向控制结构704在折叠条件下。具有在箭头NN所指示的另一方向上可折叠的提升和方向控制结构704的提升主体型控制再进入飞行器706在图38A中被示为在折叠和未折叠的配置中。火箭700主要是火箭18的军事变形。 

参考图39，示出了更一般的火箭720。火箭720包括卫星或其它有效负载722，其在发射期间被保护并通过一对一次性空气动力外壳724来飞行。在火箭720离开大气之后，外壳724在箭头PP所指示的方向上自动分离，并优选地落回到地球和卫星，或其它有效负载722进入太空。火箭720主要是火箭18的商业变形。 

上面描述的优选实施方案可使用目前可用的材料和产品来实现。装有火箭的一般托架可被估计为重80吨，虽然更大的重量是可能的。每个电缆必须是牢固和导电的。它应进一步耐磨，以经受得住牵引轮向上和向下沿电缆的行进。因此，电缆27和184可具有钢外部，具 有铝中间部分和钢核心。电缆可以是具有铜和钢股以及镀铜的钢股的多股或其它适当的结构。对于70吨提升，电缆应在直径上为大约2/3英寸。三个电缆中的每个可具有1.25英寸直径，且二级电缆应每个具有一英寸的直径。 

如早些时候提到的，电缆的重量有利地被周期性地抵消。钢电缆具有1.125英寸的直径，每英尺大约重2.03磅。应使用至少五个安全因素。一英寸直径的电缆在其断裂点保持120吨。 

用于气球的优选气体应是氢，其比氦浮性大得多，并可由水产生，而氦的有限供应主要从天然气井采掘。然而，安全是一个重要因素。气球在大气中前进得越高，闪电攻击的危险就增加。因此，可旋转的提升组件和上面的部件都应与地球绝缘，被充电到与高海拔大气相同的电势以避免引起闪电，且电源被感应地连接。火箭发射系统的绝缘部分可有利地由陶瓷或玻璃制成。 

气球的外皮应是轻的、牢固的和抗紫外(UV)光的。从最近可驾驶的轻气球和其它气球的设计和操作中，有很多足够的工作在这样的外皮中完成。 

本发明的火箭发射系统优于目前在使用中的那些火箭发射系统的优点是相当明显的。NASA所发射的Saturn V火箭的第一阶段在2.5分钟的时段内消耗了203,000 US加仑RP-1(精制煤油)和331,000US加仑液氧(LOX)。本发明可通过在发射之前使用具有相等有效负载的电动托架向上沿着气球支撑的电缆将很多较小的火箭提升到期望的高度来极大地减小使相同的有效负载高高地升到空中的推进剂的数量。当前技术状态使用巨大数量的基于不可恢复的化石燃料的能量。例如，对于Space Ship Two，Virgin Galactic(维珍银河)White Knight航空母机使用数吨JET-A-1煤油燃料来到达其发射高度，Space Ship Two使用具有液态氧化剂的一种形式的橡胶，并产生黑煤烟废气。固体火箭助推器常常留下氟和氯化合物以及在其废气中的其它危险残留物中的部分燃烧的碳氢化合物。所有这些废气和残留物污染大气。另一方面，在本发明的优选形式中在提升托架时使用的能量从可再生能源得到，且当托架向下沿着缆道回来时相当大一部分能量在牵 引驱动装置切换到其再生模式时被恢复。 

此外，本发明将足够地减少太空飞行的成本以允许移除在我们的行星周围的轨道中的残骸和甚至允许轨道造船厂的构造。在太空中轨道残骸的危险的逼真例子是在2008年2月11日Iridium所拥有的具有基于美国的移动电话卫星的非运转的俄国Cosmos 2251通信卫星的碰撞。每个卫星以每小时17,500英里的轨道速度行进。来自该碰撞的残骸被估计为总计500片。NASA宣称，来自碰撞的该残骸升高了对国际太空站的损坏的危险。用于太空安全的进步的国际协会提出了非运转的卫星的强制性移除。 

本发明因此包括由轻于空气的气球支撑的一组电缆，这些气球能以非常有效和高效的方式用于各种目的。当用于发射火箭时，在发射时所需的燃料的量急剧减小，因为火箭在其引擎运行之前被输送到上层大气。火箭可用于各种目的，且由于减小的能量消耗和因而导致的成本减少，这样用作使用火箭、降落伞、小喷气发动机或其它装置的娱乐运动可能在经济上是可行的。同样，用于维修卫星的设施变得更可行和经济。对高海拔平台例如望远镜的使用可能对科学家非常有益。 

在上面讨论的优选实施方案中，为三相电力提供三个电缆。每个电缆可能应确切地传输电力的三分之一。在这不能完成的情况下或在存在它可在根据本发明的火箭发射系统的使用期间完成的可能性的情况下，应提供具有中性线或否则地线的结构以在这三个电缆的每个当中获得必要的电力平衡。 

除了上面描述的那些用途以外，本发明还有很多用途。存在来自被驱动到太空中的很多火箭的绕地球周围的轨道运行的大量残骸。NASA估计在2009年，有大约14,000个物体被美国太空监督网络跟踪。这些物体中的很多威胁可穿过这些物体的各自的轨道的其它设备，因为碰撞可能引起相当大的损坏。本发明可用于将残骸收集器放置在轨道中，用于以经济和安全的方式恢复这样的残骸并使其作轨道运行或回收利用这样的物品，如可在轨道中的有用结构内再次使用。 

本文讨论的电缆被描述为具有一般类型的绳，其由金属的扭转股 组成并被示为扭转成螺旋形。这些是导电的电线绳，且类似于在电缆车、缆车道和飞机升降机上使用的那些。也讨论了电缆中的不同变形。然而，术语“电缆”并没有被规定为限于电线绳。电缆也可以是不同类型的棒，其以单个长度出现，通过各种类型的焊接接合，或在耦合在一起以产生期望长度的一系列较小的链接中。根据本发明使用的无论什么电缆的重要特征是，它是牢固的，导电的，并能够接受在升高的高度处存在的用于如本文所述的输送火箭输送设备和其它装置的应力和拉力。这些棒或其它类型的电缆可在不同的方面被修改，例如以修改棒或其它电缆的表面或表面配置，使得当棒或其它电缆与相应的火箭输送设备的牵引驱动装置协作时系统将更有效和更高效地操作。这样的棒可具有圆柱形横截面或其它横截面，取决于例如随之使用的牵引驱动装置的性质。参考图40和41，示出了连接凸缘992的棒990，凸缘992连接在接合部994处。凸缘具有连接孔996。如将其它结构上的间隔件连接到棒的侧面所需的，螺栓连接或其它连接件可通过粘结、固态或其它形式的焊接(例如，摩擦焊接、爆炸焊接、铜焊等)或被认为适合的接合来被连接。棒可用其它方式修改，取决于各种因素，例如相应的棒的连锁的性质、棒的导电性、棒的安全等。 

本发明特别参考其优选实施方案而被详细描述。然而，从前述资料和从所附权利要求中，本领域技术人员可想到在本发明的精神和范围内的变化和修改。 

Claims (11)

1.一种由在高的高度处或在太空中乘在火箭中的乘客穿的太空套服，所述太空套服包括：

在穿所述太空套服的乘客的至少一些关节处的一组关节，所述组关节相对于用于发射的火箭可锁定在最佳空气动力位置上，其中所述乘客穿所述太空套服并被装载，脚先到所述火箭的顶部上，用于抵抗在发射期间所述火箭的重力效应。

2.根据权利要求1所述的太空套服，还包括用于响应于所述火箭的操作的停止而解锁所述组关节的结构。

3.一种由在高的高度处或在太空中乘在火箭中的乘客穿的太空套服，所述太空套服具有用于填充有液体的多孔衬垫，所述多孔衬垫实质上在发射到太空期间和在再进入期间可填充有液体，以在从高的高度再进入到低的高度期间通过蒸发来冷却所述太空套服的外部。

4.一种由在高的高度处乘在火箭中的乘客穿的太空套服，所述太空套服包括具有绝热的烧蚀性外部材料。

5.一种太空套服，包括：

头盔；

身体套服，其包括：

刚硬外壳；

内部套服；以及

所述外部外壳和所述内部外壳之间的内部部分，所述内部部分能够保持液体；无毒液体填充所述内部部分；以及

热维持装置，其用于将所述无毒液体加热到对所述太空套服的穿着者舒适的温度水平。

6.根据权利要求5所述的太空套服，其中所述无毒液体位于所述内部套服和所述刚硬外壳之间。

7.根据权利要求5所述的太空套服，其中所述热维持装置是加热装置或冷却和循环装置。

8.根据权利要求5所述的太空套服，其中所述头盔包括：

头盔外壳；

内部面罩，其靠着所述太空套服的所述乘客的脸密封；

空气供应管，其连接所述内部面罩和所述头盔外壳；

面甲；

在所述内部套服和所述面罩之间的密封物；

在所述面甲和所述面罩之间的无毒液体；以及

用于所述面罩的通风机。

9.根据权利要求8所述的太空套服，还包括如果液体泄漏出现则用于从所述头盔排出液体的泄漏渠道。

10.根据权利要求5所述的太空套服，还包括用于根据穿着者的呼吸改变所述液体的体积的体积改变结构，所述体积改变结构包括用于调节所述太空套服中的所述液体的电动活塞和汽缸装置，以及用于根据穿着者的呼吸调节所述活塞的操作的活塞电动装置。

11.根据权利要求5所述的太空套服，其中所述刚硬外壳包括用于接纳所述穿着者的臂、腿和躯干的刚硬外壳臂、刚硬外壳腿和刚硬外壳躯干，并且还包括：

内部袖子，其用于接纳所述穿着者的相应的身体、臂和腿，所述内部袖子由不明显阻碍穿过所述内部袖子的所述液体的流动的软材料制成，所述内部袖子穿过所述相应的刚硬外壳臂、刚硬外壳腿和刚硬外壳躯干的内部延伸；

所述内部袖子和所述刚硬外壳臂、所述刚硬外壳腿和所述刚硬外壳躯干具有电动关节：

弹性钢筋束，其与所述相应的内部袖子相切并连接到所述刚硬外壳臂、所述刚硬外壳腿和所述刚硬外壳躯干，用于维持在所述相应的刚硬外壳臂、刚硬外壳腿和刚硬外壳躯干的中央的穿着者的臂、腿和身体；以及

电子装置，其有效地连接到所述电动关节和所述弹性钢筋束，用于检测所述弹性钢筋束中的拉紧钢筋束并将所检测的拉紧馈送到所述电动关节以引导所述动力关节来反映所述穿着者的运动。