DE102017009095A1

DE102017009095A1 - Starting device for spacecraft

Info

Publication number: DE102017009095A1
Application number: DE102017009095.5A
Authority: DE
Inventors: Anmelder Gleich
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2017-09-28
Filing date: 2017-09-28
Publication date: 2019-03-28

Abstract

Die Erfindung betrifft eine Startvorrichtung (10, 50) für Raumfahrzeuge (24, 64) mit einer Haltevorrichtung (28, 66), in der ein Raumfahrzeug (64) mittels Haltemitteln (26, 68) wahlweise fixierbar oder lösbar ist. Die Startbahn (12, 52), auf der die Haltevorrichtung (28, 66) angeordnet ist, ist dadurch gekennzeichnet, dass die Haltevorrichtung (28, 66) und die Startbahn (12, 52) jeweils Antriebsmittel aufweisen, durch welche ein Linearantrieb ausgebildet ist. Dabei ist die Haltevorrichtung (28, 66) durch den Linearantrieb von der Startbahn (12, 52) berührungsfrei beabstandet und die Haltevorrichtung (28, 66) ist mit dem an ihr fixierten Raumfahrzeug (24, 64) von dem Linearantrieb bis zu einer vorgebbaren Startgeschwindigkeit entlang einer Längserstreckung der Startbahn (12, 52) beschleunigbar. Beim Erreichen der Startgeschwindigkeit ist das Raumfahrzeug (24, 64) durch Lösen der Haltemittel (26, 68) freigegeben.

The invention relates to a launching device (10, 50) for spacecraft (24, 64) with a holding device (28, 66) in which a spacecraft (64) is selectively fixable or detachable by means of holding means (26, 68). The runway (12, 52), on which the holding device (28, 66) is arranged, is characterized in that the holding device (28, 66) and the runway (12, 52) each have drive means, by which a linear drive is formed , In this case, the holding device (28, 66) by the linear drive of the runway (12, 52) spaced without contact and the holding device (28, 66) with the fixed to her spacecraft (24, 64) of the linear drive to a predetermined starting speed along a longitudinal extent of the runway (12, 52) accelerated. Upon reaching the starting speed of the spacecraft (24, 64) by releasing the holding means (26, 68) is released.

Description

Die Erfindung betrifft eine Startvorrichtung für Raumfahrzeuge mit einer Haltevorrichtung, in der ein Raumfahrzeug mittels Haltemitteln fixierbar oder lösbar ist, und mit einer Startbahn, auf der die Haltevorrichtung angeordnet ist.The invention relates to a launch device for spacecraft with a holding device in which a spacecraft can be fixed or released by means of holding means, and with a runway on which the holding device is arranged.

Es ist allgemein bekannt, dass zum Beispiel Raketen, Trägerraketen oder Raumgleiter, die als Raumfahrzeuge bezeichnet werden, mittels eines Raketentriebwerks oder Raketenmotors gestartet werden und im allgemeinen wenigstens eine Höhe von 100km erreichen können. Dabei wird ein Schub durch das Ausstoßen von Stützmasse erzeugt, die dann das betreffende Raumfahrzeug nach dem Rückstoßprinzip antreibt. Dazu wird üblicherweise in einer Brennkammer ein Verbrennungsprozess in Gang gesetzt, der ein so erzeugtes heißes Gas mit hoher Geschwindigkeit durch eine Düse ausstößt. Als Raketentriebwerk kommen vor allem chemische Raketentriebwerke in Betracht, die insbesondere Feststoffe oder Flüssigkeiten oder einen hybriden Treibstoff aus Feststoff und Flüssigkeit verwenden.It is well known that, for example, rockets, launchers or space gliders, referred to as spacecraft, can be launched by means of a rocket engine or rocket motor, and can generally reach at least 100km high. In this case, a thrust is generated by the ejection of support mass, which then drives the spacecraft in question by the recoil principle. For this purpose, usually in a combustion chamber, a combustion process is started, which ejects a hot gas thus produced at high speed through a nozzle. As a rocket engine are mainly chemical rocket engines into consideration, in particular, use solids or liquids or a hybrid fuel of solid and liquid.

Raketen, Trägerraketen oder sonstige Raumfahrzeuge werden in der Regel so gestartet, dass das Raumfahrzeug mit einer Zugmaschine über eine Startbahn zu einem Startfeld auf der Stadtbahn bewegt und dort in einem ortsfesten und stabilen Startgestell verankert wird. Die Zugmaschine entfernt sich dann vom Startfeld. Mit dem Zünden des Raketentriebwerks wird die Verankerung der Rakete mit dem Startgestell gelöst. Dann muss die Rakete zunächst eine kritische Startphase überwinden, indem es aus dem Stand senkrecht zur geodätischne Horizontalen startet und bis zu einer flugstabilen Geschwindigkeit beschleunigt wird. Es hat sich gezeigt, dass gerade diese erste Flugphase eine besonders anspruchsvolle regeltechnische Aufgabe ist, da die Rakete aus dem Stand heraus beschleunigt wird. Zudem hat zu diesem Zeitpunkt das Raumfahrzeug das größte Gewicht, da zum Start noch der maximale Treibstoff an Bord ist und das Raumfahrzeug erst nach und nach durch das Verbrennen des Treibstoffs und Ausstoßen der Stützmasse an Gewicht verliert.Rockets, launchers or other spacecraft are usually launched so that the spacecraft is moved by a tractor on a runway to a start field on the light rail and anchored there in a stationary and stable launching frame. The tractor then moves away from the starting field. With the firing of the rocket engine, the anchoring of the rocket with the launching frame is released. Then, the rocket must first overcome a critical launch phase by starting from a vertical position perpendicular to the geodesic horizontal and accelerating to a flight-stable speed. It has been shown that just this first phase of flight is a particularly demanding regulatory task, as the rocket is accelerated from a standstill. In addition, at this time, the spacecraft has the greatest weight, since the start nor the maximum fuel is on board and the spacecraft only gradually loses weight by burning the fuel and expelling the support mass.

Nachteilig an diesem Stand der Technik ist, dass die Bedingungen für den Start eines Raumfahrzeugs ungünstig sind. Das führt dazu, dass der notwendige Energieaufwand zum Start entsprechend hoch, ebenso wie das Verhältnis von Nutz- zu Startgewicht entsprechend klein ist.A disadvantage of this prior art is that the conditions for the launch of a spacecraft are unfavorable. As a result, the energy required to start up is correspondingly high, as is the ratio of useful to starting weight, which is correspondingly low.

Ausgehend von diesem Stand der Technik ist es Aufgabe der Erfindung, eine Startvorrichtung für Raumfahrzeuge anzugeben, die deren Startbedingungen verbessert und zudem möglichst energieeffizient arbeitet.Based on this prior art, it is an object of the invention to provide a launch device for spacecraft, which improves their starting conditions and also works as energy efficient as possible.

Die Aufgabe wird gelöst durch eine Startvorrichtung für Raumfahrzeuge mit einer Haltevorrichtung, in der ein Raumfahrzeug mittels Haltemitteln fixierbar oder lösbar ist, und mit einer Startbahn, auf der die Haltevorrichtung angeordnet ist. Diese ist dadurch gekennzeichnet, dass die Haltevorrichtung und die Startbahn Antriebsmittel aufweisen, durch die ein Linearantrieb ausgebildet ist, dass die Haltevorrichtung durch den Linearantrieb von der Startbahn berührungsfrei beabstandet ist, dass die Haltevorrichtung mit dem an ihr fixierten Raumfahrzeug von dem Linearantrieb bis zu einer vorgebbaren Startgeschwindigkeit entlang einer Längserstreckung der Startbahn beschleunigbar ist, und dass bei Erreichen der Startgeschwindigkeit das Raumfahrzeug durch vorheriges Lösen der Haltemittel freigegeben ist.The object is achieved by a launch device for spacecraft with a holding device in which a spacecraft can be fixed or released by means of holding means, and with a runway on which the holding device is arranged. This is characterized in that the holding device and the runway drive means, by which a linear drive is formed, that the holding device is spaced by the linear drive of the runway contactless that the holding device with the fixed to her spacecraft from the linear drive to a predetermined Start speed along a longitudinal extent of the runway is accelerated, and that when the start speed, the spacecraft is released by previously releasing the holding means.

Die Grundidee der Erfindung besteht darin, dass ein Raumfahrzeug seinen Raketenantrieb nicht mehr aus dem Stand heraus beschleunigen muss, sondern dass eine Haltevorrichtung, an der das Raumfahrzeug angebracht ist, von einem Linearantrieb bis zu einer Startgeschwindigkeit beschleunigt wird. Der Linearantrieb kann zum Beispiel ähnlich zum Antrieb eines Transrapid-Zuges ausgestaltet sein. Das bedeutet zum einen, dass der Raketenantrieb erst zu einem späteren Zeitpunkt als dem Startzeitpunkt gezündet wird, nämlich dann, wenn die Rakete bereits durch den Linearantrieb beschleunigt in Bewegung ist. Zum anderen kann es vorgesehen sein, dass der Raketenantrieb in einer ersten Startphase nur mit verminderter Leistung bzw. vermindertem Schub arbeiten muss. In beiden Fällen ist eine Ersparnis von Brennstoff erreicht. Ein Teil der sonst nötigen Energie, die zur Beschleunigung des Raumfahrzeugs durch den Brennstoff bereitgestellt werden muss, wird nämlich durch den Linearantrieb für die Beschleunigung zur Verfügung gestellt. Korrespondierend zu der geringeren Menge an Brennstoff, die das Raumfahrzeug mit sich führen muss, kann die Nutzlast erhöht werden. Im Ergebnis hat sich das Startgewicht also nicht verändert, nur das Verhältnis zwischen Nutzlast und Startgewicht ist in vorteilhafter Weise erhöht. Wird keine höhere Nutzlast benötigt, ist entweder das Startgewicht reduziert, was wiederum zu einem entsprechend günstigen Verhältnis zwischen Nutzlast und Startgewicht führt, oder bei gleicher Nutzlast und gleichem Startgewicht, also keine Reduzierung der Brennstoffmenge vorgenommen wird, ist die Reichweite des Raumfahrzeugs erhöht. Zudem ist das Raumfahrzeug in der ersten Beschleunigungsphase des Starts durch die Haltevorrichtung geführt. Die selbsttätige Steuerung des Fluges durch die Regelung des Raumfahrzeuges ist erst nach dem Erreichen der Startgeschwindigkeit nötigt. Damit ist eine verbesserte Regelung des Fluges und der Stabilität des Raumfahrzeuges und somit auch eine größere Sicherheit während des Startvorganges erreicht.The basic idea of the invention is that a spacecraft no longer has to accelerate its rocket propulsion from a standing position, but that a holding device on which the spacecraft is mounted is accelerated from a linear drive to a take-off speed. The linear drive can be designed, for example, similar to the drive of a Transrapid train. This means, on the one hand, that the rocket engine is ignited at a later time than the start time, namely, when the rocket is already accelerated by the linear drive in motion. On the other hand, it may be provided that the rocket drive in an initial starting phase only has to work with reduced power or reduced thrust. In both cases, a saving of fuel is achieved. Part of the otherwise necessary energy that must be provided to accelerate the spacecraft by the fuel, namely provided by the linear drive for the acceleration available. Corresponding to the smaller amount of fuel the spacecraft has to carry with it, the payload can be increased. As a result, the takeoff weight has therefore not changed, only the ratio between payload and takeoff weight is increased in an advantageous manner. If no higher payload is required, either the takeoff weight is reduced, which in turn leads to a correspondingly favorable ratio between payload and takeoff weight, or at the same payload and takeoff weight, so no reduction in the amount of fuel is made, the range of the spacecraft is increased. In addition, the spacecraft is guided in the first acceleration phase of the start by the holding device. The automatic control of the flight by the control of the spacecraft is required only after reaching the takeoff speed. For an improved control of the flight and the stability of the spacecraft and thus a greater security during the boot process is achieved.

Ein weiterer Vorteil ergibt sich für die Sicherheit des Raumfahrzeugs während der Startphase. Sollten nämlich beispielsweise Startprobleme auftreten, kann der Start auch noch nach Einleiten der Beschleunigung durch den Linearantrieb bis zum Abheben des Raumfahrzeugs aus der Haltevorrichtung bzw. bis vor dem Zünden des Raketenantriebs abgebrochen und das Fahrzeug mithilfe einer Bremsung durch die Haltevorrichtung wieder gestoppt werden. Dabei ist auch noch ein Teil der aufgewendeten Energie durch den Abbremsungsvorgang Umwandlung der Bremsenergie in elektrische Energie rückgewinnbar. Another advantage arises for the safety of the spacecraft during the take-off phase. If, for example, start-up problems occur, the start can be stopped even after initiation of the acceleration by the linear drive until the spacecraft is lifted out of the holding device or until the rocket engine fires and the vehicle is stopped again by means of braking by the holding device. It is also a part of the energy used by the deceleration process of the braking energy into electrical energy recoverable.

Eine Weiterbildung der erfindungsgemäßen Startvorrichtung sieht vor, dass die Startbahn in ihrer Längserstreckung wenigstens einen horizontalen Startbahnabschnitt aufweist.A development of the starting device according to the invention provides that the runway has at least one horizontal runway section in its longitudinal extent.

Auf diese Weise sind besonders günstige physikalische Bedingungen für den Linearantrieb geschaffen, dessen elektromagnetisches Feld in besonders einfacher und günstiger Weise ausbildbar ist.In this way, particularly favorable physical conditions for the linear drive are created, the electromagnetic field can be formed in a particularly simple and favorable manner.

Erfindungsgemäß ist es auch vorgesehen, dass die Startbahn in ihrer Längserstreckung einen ersten Startbahnabschnitt aufweist, der eine in geodätischer Richtung nach unten orientierte Neigung aufweist.According to the invention, it is also provided that the runway has in its longitudinal extent a first runway section which has a slope oriented in the geodetic direction downwards.

In einem solchen Fall wird der Linearantrieb zunächst nur dafür eingesetzt, dass die Haltevorrichtung mit dem darauf angebrachten Raumfahrzeug einen Schwebezustand stetig oberhalb der Startbahn erreicht. Im Bereich des ersten Startbahnabschnitts sorgt dann die Gravitation dafür, dass die Haltevorrichtung samt dem Raumfahrzeug selbsttätig beschleunigt ist. Dieser erste Startbahnabschnitt ist dann zum Beispiel so ausgelegt, dass das Raumfahrzeug eine Geschwindigkeit erreicht hat, dass der Linearantrieb unter besonders günstigen technischen Randbedingungen die weitere Beschleunigung übernimmt. Hierdurch sind hohe Strom- oder Spannungsbelastungen in vorteilhafter Weise gemindert.In such a case, the linear drive is initially used only for the fact that the holding device with the spacecraft mounted thereon reaches a floating state steadily above the runway. In the area of the first runway section, gravity then ensures that the holding device together with the spacecraft is automatically accelerated. This first runway section is then designed, for example, such that the spacecraft has reached a speed such that the linear drive assumes the further acceleration under particularly favorable technical boundary conditions. As a result, high current or voltage loads are reduced in an advantageous manner.

Eine weitere vorteilhafte Ausgestaltung der erfindungsgemäßen Startvorrichtung ist dadurch gekennzeichnet, dass die Startbahn in ihrer Längserstreckung einen zweiten Startbahnabschnitt aufweist, der eine in geodätischer Richtung nach oben orientierte Steigung aufweist.A further advantageous embodiment of the starting device according to the invention is characterized in that the runway has in its longitudinal extent a second runway section, which has a slope oriented in a geodetic direction upwards.

Durch die Richtungsänderung der Startbahn für das Raumfahrzeug im zweiten Startbahnabschnitt ist auf besonders einfache Weise die Startrichtung vorgebbar. Typischerweise liegt die Startrichtung in etwa in einem Winkelbereich zwischen 75° und 90° zur geodätischen Horizontale. In diesem Winkel ist das Raumfahrzeug in eine ideale Startrichtung verbringbar, wobei die sonst hierfür üblichen Regelvorgänge am beziehungsweise durch den Raketenantrieb vermieden sind.By changing the direction of the runway for the spacecraft in the second runway section, the starting direction can be specified in a particularly simple manner. Typically, the starting direction is approximately in an angular range between 75 ° and 90 ° to the geodesic horizontal. At this angle, the spacecraft can be brought into an ideal starting direction, whereby the otherwise usual control processes are avoided on or by the rocket drive.

Bei der Startvorrichtung kann es auch vorgesehen sein, dass die Steigung entlang der Längserstreckung des zweiten Startbahnabschnittes verschiedene Werte aufweist, so dass ein gedachter Längsschnitt durch den zweiten Startbahnabschnitt eine kreisabschnittsförmige oder parabelförmige Form aufweist, und dass die Länge des zweiten Startbahnabschnittes so bemessen ist, dass eine vorgegebene Startrichtung des Raumfahrzeugs erreicht ist.In the starting device, it can also be provided that the pitch has different values along the longitudinal extension of the second runway section, so that an imaginary longitudinal section through the second runway section has a circular-segment-shaped or parabolic shape, and the length of the second runway section is dimensioned such that a predetermined starting direction of the spacecraft is reached.

Bei einer kreisabschnittsförmigen Form liegt der Vorteil darin, dass bei einer konstanten Geschwindigkeit im zweiten Startbahnabschnitt die auf das Raumfahrzeug wirkende Beschleunigung beziehungswiese die Fliehkräfte senkrecht zum zweiten Startbahnabschnitt konstant sind. Für eine bestimmte Geschwindigkeit ist dann die auf das Raumfahrzeug wirkenden Beschleunigung/Fliehkraft durch die Wahl der Länge des Radius des zum Kreisabschnitt gehörenden Kreises vorgebbar. Bei einer parabelabschnittsförmigen Form liegt der Vorteil darin, dass die zugrundeliegende Parabel so wählbar ist, dass bei andauernder Beschleunigung des Raumfahrzeugs die Beschleunigung senkrecht zum zweiten Startbahnabschnitt, also auch die Fliehkraft, konstant ist. Auf diese Weise ist sichergestellt, dass zum Beispiel die Beschleunigung oder die Fliehkräfte für Insassen des Raumfahrzeugs nicht in unzulässiger Weise überschritten werden.In the case of a circular-segment-shaped form, the advantage lies in the fact that, at a constant speed in the second runway section, the acceleration acting on the spacecraft or the centrifugal forces perpendicular to the second runway section are constant. For a certain speed then acting on the spacecraft acceleration / centrifugal force can be specified by the choice of the length of the radius of the circle section belonging circle. In the case of a parabolic-section-shaped form, the advantage lies in the fact that the underlying parabola can be selected such that, as the spacecraft accelerates, the acceleration perpendicular to the second runway section, ie also the centrifugal force, is constant. In this way it is ensured that, for example, the acceleration or the centrifugal forces for occupants of the spacecraft are not exceeded in an inadmissible manner.

Weiterhin ist es erfindungsgemäß vorgesehen, dass ein Radius so gewählt ist beziehungsweise eine Steigungsänderung des zweiten Startbahnabschnittes so erfolgt, dass durch eine hierdurch auf das Raumfahrzeug wirkende Fliehkraft dieses auf dem zweiten Startbahnabschnitt gehalten ist.Furthermore, it is provided according to the invention that a radius is selected or a change in the pitch of the second runway section takes place in such a way that centrifugal force acting thereon on the spacecraft is held on the second runway section.

Auf diese Weise ist die Möglichkeit geschaffen, dass das Raumfahrzeug im Bereich des zweiten Startbahnanschnittes durchgängig beschleunigbar ist und gleichzeitig eine Richtungsänderung in Richtung Startrichtung erfährt.In this way, the possibility is created that the spacecraft in the area of the second runway gate is continuously accelerated and at the same time undergoes a change in direction towards the starting direction.

Eine besonders vorteilhafte Weiterbildung des Erfindungsgegenstandes sieht vor, dass ein in Startrichtung gesehen letzter Startbahnabschnitt vorgesehen ist, in dem, nachdem die Haltemittel gelöst sind und nachdem das Raumfahrzeug die Haltevorrichtung verlassen hat, die Haltevorrichtung durch den Linearantrieb abbremsbar ist, und dass die durch den Bremsvorgang zur Verfügung stehende kinetische Energie in elektrische Energie gewandelt ist, welche in ein Stromnetz einspeisbar oder in einem Energiespeicher speicherbar ist.A particularly advantageous development of the subject invention provides that seen in the starting direction last runway section is provided in which, after the holding means are released and after the spacecraft has left the holding device, the holding device can be braked by the linear drive, and that by the braking operation available kinetic energy is converted into electrical energy, which can be fed into a power grid or stored in an energy storage.

Auf diese Wiese ist eine Energie-Stromrückgewinnung erreicht, wobei der so gewonnene Strom unmittelbar in ein Stromnetz zum weiteren Verbrauch eingespeist wird oder in einen Stromspeicher - wie etwa einer Batterie oder einer Batterieanordnung oder unmittelbar einer weitere Startvorrichtung für Raumfahrzeuge - zugeführt wird. Der rückgewonnene Strom kann aber auch unmittelbar in einem elektrischen Verbraucher verbraucht werden, so zum Beispiel zum Betrieb einer weiteren Raketenstartvorrichtung. In this way, an energy-power recovery is achieved, the power thus obtained is fed directly into a power grid for further consumption or in a power storage - such as a battery or a battery assembly or directly another launch device for spacecraft - is supplied. The recovered power can also be consumed directly in an electrical consumer, such as the operation of another rocket launcher.

Vorteilhaft ist es auch, dass die Neigungsänderung in Längserstreckung der Startbahn kontinuierlich erfolgt. Derart ist ein weicher Übergang von einem in einen folgenden Startbahnabschnitt erreicht - in Beschleunigungsrichtung des Raumfahrzeugs gesehen -, d.h. ein Übergang in dem die zulässigen technischen Werte, zum Beispiel für Beschleunigungen oder Kräfte nicht überschritten werden.It is also advantageous that the change in inclination takes place continuously in the longitudinal extent of the runway. Thus, a smooth transition from one to a following runway section is achieved - as viewed in the direction of acceleration of the spacecraft - i. a transition in which the permissible technical values, for example for accelerations or forces are not exceeded.

Als Raumfahrzeug ist eine Rakete, eine Trägerrakete oder ein Raumgleiterumfasst, die insbesondere einen Raketenantrieb aufweisen.As a spacecraft, a rocket, a launcher or a spacecraft is included, which in particular have a rocket engine.

Die erfindungsgemäße Startvorrichtung ist auch dadurch gekennzeichnet, dass das Raumfahrzeug mit mechanischen oder elektromechanischen Haltemitteln der Haltevorrichtung mit dieser lösbar verbunden ist.The starting device according to the invention is also characterized in that the spacecraft with mechanical or electromechanical holding means of the holding device is detachably connected thereto.

Die Haltevorrichtung weist also mechanische, elektromagnetische oder elektromechanische Haltemittel auf, beispielsweise entsprechend betätigte Haltebolzen, Halteklammern, Verriegelungselemente oder sonstige technische Mittel, die während der Beschleunigungsphase das Raumfahrzeug sicher mit der Haltevorrichtung verbinden. Als Haltemittel können auch Haken vorgesehen sein, die das Raumfahrzeug zu dessen Beschleunigung ziehen oder schieben. Ist die Startgeschwindigkeit erreicht, werden die Haltemittel gelöst und derart das Raumfahrzeug freigegeben. Es kann dann mit seinem eigenen Raketenantrieb eigenständig auf seiner planmäßigen Flugbahn verbleiben.The holding device thus has mechanical, electromagnetic or electromechanical holding means, for example, correspondingly actuated retaining bolts, retaining clips, locking elements or other technical means that securely connect the spacecraft with the holding device during the acceleration phase. As holding means also hooks can be provided, which pull or push the spacecraft to its acceleration. When the starting speed is reached, the holding means are released and released the spacecraft. It can then autonomously remain on its planned trajectory with its own rocket propulsion.

Für die verschiedenen Steuerungs- und Regelaufgaben an der erfindungsgemäßen Startvorrichtung ist eine Steuerungsvorrichtung vorgesehen. Diese kann Teil der Startvorrichtung sein oder als externe Steuerungsvorrichtung, beispielsweise diejenige eines Kontroll- und Überwachungscenters, mit der Startvorrichtung verbunden sein. Die Steuerungsvorrichtung ist jedenfalls dafür vorgesehen und eingerichtet, alle notwendigen Regelungs-, Steuerungs- und Überwachungsaufgaben zu übernehmen. Insbesondere die Antriebsmittel der Startbahn, die Antriebsmittel der Haltevorrichtung - zusammen also den Linearmotor, der zum Beispiel vergleichbar mit dem Antrieb des Transrapid arbeitet und entsprechend ausgestaltet ist - zu steuern, die Beschleunigung des Raumfahrzeugs zu steuern und zu kontrollieren sowie das Verbinden oder Lösen der Haltemittel der Haltevorrichtung zu steuern. Darüber hinaus sind von der Steuerungsvorrichtung alle sonstigen Überwachungsaufgaben für den Startvorgang durchführbar.For the various control and regulating tasks on the starting device according to the invention, a control device is provided. This can be part of the starting device or be connected to the starting device as an external control device, for example that of a control and monitoring center. The control device is in any case intended and set up to take over all the necessary control, monitoring and monitoring tasks. In particular, the drive means of the runway, the drive means of the holding device - together so the linear motor, for example, comparable to the drive of the Transrapid works and designed accordingly - to control the acceleration of the spacecraft and to control and connecting or releasing the holding means to control the holding device. In addition, all other monitoring tasks for the starting process can be carried out by the control device.

Weitere vorteilhafte Ausgestaltungsmöglichkeiten sind den weiteren abhängigen Ansprüchen zu entnehmen.Further advantageous embodiment possibilities can be found in the further dependent claims.

Anhand der in den Zeichnungen dargestellten Ausführungsbeispiele sollen die Erfindung, weitere Ausführungsformen und weitere Vorteile näher beschrieben werden.Reference to the embodiments illustrated in the drawings, the invention, further embodiments and other advantages will be described in detail.

Figurenlistelist of figures

1 an example of a first starting device and
2 an example of a second starting device.

1 zeigt ein Beispiel einer ersten Startvorrichtung 10, mit einer ersten Startbahn 12, die einen Langstator 14 als Antriebsmittel der ersten Startbahn 12 aufweist. Die erste Startbahn 12 ist in drei Abschnitte als Startbahnabschnitte unterteilt, nämlich einem ersten Abschnitt 16, einen zweiten Abschnitt 18 sowie einen dritten Abschnitt 20, die sich ausgehend von einer ersten Startposition 22, im gewählten Beispiel einer Rakete 24 als Raumfahrzeug, in Längserstreckung der ersten Startbahn 12 aufeinander folgen. Die Rakete 24 ist mit Haltestützen 26 als Haltemittel auf einem Schlitten 28 als Haltevorrichtung angebracht. Der Schlitten 28 weist einen Translator 30 als Antriebsmittel auf, wobei im gewählten Beispiel der Translator 30 einem Rotor und der Langstator 14 einem Ständer beispielsweise einer Drehstrom-Synchronmaschine entspricht. Es ist aber auch innerhalb des Erfindungsgedankens, wenn die technische Funktion des Langstartors 14 am Schlitten angebracht ist, was dann als Kurzstatur bezeichnet wird, und dem entsprechend der Funktion des Translators 30 in der Startbahn angeordnet ist. 1 shows an example of a first starting device 10 , with a first runway 12 that is a longstator 14 as the drive means of the first runway 12 having. The first runway 12 is divided into three sections as runway sections, namely a first section 16 , a second section 18 as well as a third section 20 starting from a first starting position 22 , in the chosen example of a rocket 24 as a spacecraft, in longitudinal extension of the first runway 12 follow one another. The rocket 24 is with support posts 26 as a holding means on a slide 28 attached as a holding device. The sled 28 has a translator 30 as a drive means, wherein in the example chosen the translator 30 a rotor and the long stator 14 a stator, for example, a three-phase synchronous machine corresponds. But it is also within the spirit of the invention, if the technical function of the Langstartors 14 attached to the carriage, which is then referred to as short stature, and according to the function of the Translators 30 is arranged in the runway.

Zusammen sind die Antriebsmittel der ersten Startbahn 12 und des Schlittens 28, also der Langstator 14 und der Translator 30 als Linearmotor oder Linearantrieb ausgebildet, also einem vergleichbaren Antriebsprinzip wie es beispielsweise die Transrapid-Magnetschwebebahn verwendet. Mit diesem Antriebsprinzip werden problemlos auch größere Massen, wie beispielsweise 10 t, 100 t oder 500 t, wenigstens jedoch 5 t Gewicht einer Rakete problemlos bis auf zum Beispiel 500 km/h als Startgeschwindigkeit eines Raumfahrzeugs beschleunigt. Eine Beschleunigung der Rakete 24 auf eine Startgeschwindigkeit von 500 km/h mit der Startvorrichtung 10 wird jedoch als minimale Startgeschwindigkeit angesehen. Es ist nämlich vorgesehen die Rakete auf eine möglichst hohe Startgeschwindigkeit von beispielsweise 700 km/h oder 800 km/h und gegebenenfalls noch höher zu beschleunigen. Die Vorteile, insbesondere die verbesserte Flugstabilität oder das bessere Nutz-/Startgewichtverhältnis sind dann entsprechend verstärkt. Dabei wird durch einen Start beziehungsweise eine Startunterstützung mit dem erfindungsgemäßen induktiven Linearmotor eine Treibstoffersparnis, da ein Großteil der Startenergie von außen zugeführt wird, ein sicherer Start sowie eine Lärmreduktion erzielt.Together, the drive means of the first runway 12 and the sled 28 So the long-stator 14 and the translator 30 designed as a linear motor or linear drive, so a comparable drive principle as it uses, for example, the Transrapid maglev. With this drive principle even larger masses, such as 10 t, 100 t or 500 t, but at least 5 t weight of a rocket are easily accelerated up to, for example, 500 km / h as the launch speed of a spacecraft. An acceleration of the rocket 24 to a starting speed of 500 km / h with the starting device 10 becomes but considered as minimum takeoff speed. It is intended to accelerate the rocket to the highest possible starting speed of, for example, 700 km / h or 800 km / h and possibly even higher. The advantages, in particular the improved flight stability or the better payload / take-off weight ratio are then correspondingly increased. In this case, by a start or a start support with the inductive linear motor according to the invention a fuel saving, since a large part of the starting energy is supplied from the outside, a safe start and noise reduction achieved.

Der erste Abschnitt 16 der ersten Startbahn 12 ist in geodätischer Richtung horizontal angeordnet, in Startrichtung der Rakete 24 gesehen. Am Ende des ersten Abschnitts 16 schließt sich der zweite Abschnitt 18 an, wobei der Übergang von einem in den anderen Abschnitt durch eine erste Linie 32 in der Figur markiert ist. Am Übergang, also am Ende des ersten 16 und am Anfang des zweiten Abschnitts 18, weist die Startbahn eine gleiche Neigung, in diesem Fall die Horizontale mit einem Neigungswinkel von 0° gegenüber der geodätischen Horizontalen auf. Das ermöglicht dem Schlitten 28 und der auf diesem fixierten Rakete 24 einen problemlosen Übergang von einen in den anderen Abschnitt. Die 1 zeigt die erste Startvorrichtung in einer Seitenansicht bzw. teilweise als Schnittbild. Dem entsprechend ist in der Figur leicht erkennbar, dass der zweite Abschnitt 18 die Bewegungsrichtung des Schlittens 28 - in geodätischer Richtung gesehen - nach oben ändert, wobei die Richtungsänderung so vorgenommen wird, dass der zweite Abschnitt 18 in der Seitenansicht die Form eines Kreisabschnitts mit dem Radius 34 aufweist. In Startrichtung der Rakete 24 gesehen schließt sich dem zweiten Abschnitt 18 der dritte Abschnitt 20 an, wobei dieser Übergang der Abschnitte 18, 20 durch eine zweite Linie 36 gezeigt ist. Auch an diesem Übergang ist die Steigung der Abschnitte gleich gewählt, sodass auch hier eine vorteilhafte Bewegung des Schlittens 28 vom einen in den anderen Abschnitt erfolgt. Die Form des dritten Abschnitts 20 ist so gewählt, dass die Startbahn wieder in eine Horizontale überführt wird. Insgesamt ist die erste Startbahn 12 in einem Startbereich 38 angeordnet, der als Gestell oder Rampe ausgeführt sein kann oder sich auch an eine entsprechend gestaltete Umgebung, zum Beispiel an einen Berg anordnet oder in einem Berghang angeordnet ist.The first paragraph 16 the first runway 12 is arranged horizontally in the geodesic direction, in the starting direction of the rocket 24 seen. At the end of the first section 16 closes the second section 18 on, with the transition from one to the other section through a first line 32 marked in the figure. At the transition, that is at the end of the first 16 and at the beginning of the second section 18 , the runway has an equal inclination, in this case the horizontal with an inclination angle of 0 ° relative to the geodesic horizontal. This allows the slide 28 and the one on this fixed rocket 24 a smooth transition from one to the other section. The 1 shows the first starting device in a side view or partially as a sectional view. Accordingly, it can easily be seen in the figure that the second section 18 the direction of movement of the carriage 28 - seen in geodesic direction - changes upward, the change of direction is made so that the second section 18 in the side view the shape of a circle section with the radius 34 having. In the starting direction of the rocket 24 seen joins the second section 18 the third section 20 at, with this transition of the sections 18 . 20 through a second line 36 is shown. Also at this transition, the slope of the sections is the same, so here is an advantageous movement of the carriage 28 from one to the other section. The shape of the third section 20 is chosen so that the runway is again transferred to a horizontal. Overall, the first runway 12 in a starting area 38 arranged, which may be designed as a frame or ramp or is also arranged in a suitably designed environment, for example, to a mountain or arranged in a mountainside.

Zur Stromversorgung des Langstators 14 und des Translator 30 sind diese an eine in der Figur nicht dargestellte Stromversorgung angeschlossen. Die Stromversorgung des Translators 30 auf dem Schlitten 28 ist beispielsweise durch eine Stromschiene auf der ersten Startbahn 12 gewährleistet, die ebenfalls nicht in der Figur gezeigt ist. Jedenfalls kann durch eine solche Stromschiene beispielsweise auch die Führung des Schlittens 28 auf der ersten Startbahn 12 erfolgen. Der von der Startbahn und der Haltevorrichtung gebildete Antrieb und die Führung der Haltevorrichtung können aber auch vergleichbar mit dem Antrieb von einer Transrapid-Magnetschwebebahn und seiner Fahrbahn ausgestaltet sein. Auf diese Weise ist vorteilhaft erreicht, dass die Haltevorrichtung sowohl in Startrichtung als auch in allen Richtungen senkrecht zur Startrichtung geführt und/oder gehalten ist.To power the long stator 14 and the translator 30 These are connected to a power supply, not shown in the figure. The power supply of the translator 30 on the sled 28 is for example by a busbar on the first runway 12 guaranteed, which is also not shown in the figure. In any case, by such a busbar, for example, the leadership of the carriage 28 on the first runway 12 respectively. However, the drive formed by the runway and the holding device and the guide of the holding device can also be configured comparable to the drive of a Transrapid maglev and its roadway. In this way, it is advantageously achieved that the holding device is guided and / or held perpendicular to the starting direction both in the starting direction and in all directions.

Der Start der Rakete 24 erfolgt dann wie nachstehend erläutert. Die Rakete 24 ist durch die Haltestützen 26 fest mit dem Schlitten 28 verbunden. Eine in der Figur nicht dargestellte Steuerungseinrichtung verbringt nun den Schlitten 28 in einen Schwebezustand mithilfe des induktiv arbeitenden Linearantriebes, der durch den Langstator 14 und den Translator 30 angedeutet ist. Der Linearantrieb beschleunigt nun den Schlitten 28 mit der Rakete 24 bis zu einer vorgegebenen Startgeschwindigkeit, beispielsweise 550 km/h. Die Beschleunigung erfolgt dabei im ersten 16 und zweiten Abschnitt 18. Wenn sich der Schlitten 28 im Bereich des zweiten Abschnitts 18 befindet, erfolgt durch eine entsprechende Ansteuerung durch die Steuerungseinrichtung eine Freigabe der Rakete 24 durch die Haltestützen 26. Die Rakete 24 liegt dann nur noch frei, d.h. lösbar auf dem Schlitten 30 auf. Aufgrund der Fliehkräfte im zweiten Abschnitt 18 ist die Rakete 24 jedoch sicher auf dem Schlitten 30 gehalten. Die Länge des zweiten Abschnitts 18 ist so bemessen, dass an der zweiten Linie 36 die Startrichtung der Rakete 24 erreicht ist, wobei die Bewegungsbahn die Startrichtung durch einen ersten Pfeil 40 angedeutet ist. Im gewählten Beispiel ist die Startrichtung mit 85° zur Horizontalen gewählt. Ein Raketenantrieb der Rakete 24 wird ebenfalls spätestens im zweiten Abschnitt 18 gezündet, gegebenenfalls bereits vor Erreichen der Startgeschwindigkeit, so dass dessen Schub die Rakete 24 antreibt. Die Mindestgeschwindigkeit, bei der die Rakete gezündet wird, ist vom Fachmann unter Berücksichtigung von technischen Randbedingungen, wie Flugstabilität, Sicherheit oder Regelbarkeit festlegbar. Bewegt sich nun der Schlitten 28 in den dritten Abschnitt 20 löst sich die Rakete ganz selbstständig vom Schlitten 28 und setzt ihren Flug mit dem Raketentriebwerk der Rakete 24 fort, wobei eine Bewegungsbahn des Schlittens 28 durch eine dritte Linie 42 dargestellt ist. Der Schlitten 28 wird im dritten Abschnitt 20 elektromagnetisch unter Rückgewinnung von elektrischer Energie abgebremst. Die gewonnene Energie kann beispielsweise unmittelbar für den Start einer weiteren Rakete auf einer zweiten Startbahn verwendet, in ein Stromnetz eingespeist oder in einem Stromspeicher gespeichert werden.The launch of the rocket 24 then takes place as explained below. The rocket 24 is through the support posts 26 stuck with the sled 28 connected. A control device not shown in the figure now spends the carriage 28 in a limbo state by means of the inductively operating linear drive, by the long stator 14 and the translator 30 is indicated. The linear drive now accelerates the carriage 28 with the rocket 24 up to a predetermined starting speed, for example 550 km / h. The acceleration takes place in the first 16 and second section 18 , When the sled 28 in the area of the second section 18 is effected by a corresponding control by the control device, a release of the rocket 24 through the support columns 26 , The rocket 24 is then only free, ie releasable on the carriage 30 on. Due to the centrifugal forces in the second section 18 is the rocket 24 but safe on the sled 30 held. The length of the second section 18 is such that at the second line 36 the starting direction of the rocket 24 is reached, wherein the trajectory of the starting direction by a first arrow 40 is indicated. In the selected example, the starting direction is selected at 85 ° to the horizontal. A rocket engine of the rocket 24 will also be at the latest in the second section 18 ignited, if necessary, even before reaching the starting speed, so that its thrust the rocket 24 drives. The minimum speed at which the rocket is fired is determined by those skilled in the art, taking into account technical constraints, such as flight stability, safety or controllability. Now moves the sled 28 in the third section 20 The rocket disengages completely independently from the sledge 28 and set their flight with the missile engine of the rocket 24 continuing, with a trajectory of the carriage 28 through a third line 42 is shown. The sled 28 will be in the third section 20 Electromagnetically braked with recovery of electrical energy. The recovered energy can for example be used directly for the launch of another rocket on a second runway, fed into a power grid or stored in a power storage.

2 zeigt eine exemplarische zweite Startvorrichtung 50, die funktional ähnlich aufgebaut ist wie die erste Startvorrichtung 10, und daher eine zweite Startbahn 52 mit einem weiteren Langstator 53, vier Abschnitte als Startbahnabschnitte, nämlich ein vierter 54, ein fünfter 56, ein sechster 58 sowie ein siebter Abschnitt 60, aufweist. Auf dem Startbahnabschnitt des ersten Abschnitts 54 ist in einer zweiten Startposition 62 ein Raumgleiter 64 auf einem Startfahrzeug 66 mithilfe von Befestigungsklammern 68 oder einer elektromagnetischen Verriegelungsvorrichtung angebracht und derart fest verbunden. Das Startfahrzeug 66 weist dabei einen weiteren Translator 70 auf. 2 shows an exemplary second starting device 50 , which is functionally similar to the first starting device 10 , and therefore one second runway 52 with another longstator 53 , four sections as runway sections, namely a fourth 54 , a fifth 56 , a sixth 58 and a seventh section 60 , having. On the runway section of the first section 54 is in a second starting position 62 a space glider 64 on a launch vehicle 66 using mounting brackets 68 or an electromagnetic locking device attached and so firmly connected. The launch vehicle 66 has a further translator 70 on.

Auch auf der zweiten Startbahn 52 wird das Raumfahrzeug, nämlich der Raumgleiter 64, durch das Startfahrzeug 66 für seinen Start im vierten 54, fünften 56 und sechsten Abschnitt 58 beschleunigt, bis sowohl seine Startgeschwindigkeit, im gewählten Beispiel von 550 km/h, als auch seine Startrichtung, im gezeigten Beispiel von ca. 75° zur Horizontalen, erreicht ist. Dies stellt jedoch nicht die obere Startgeschwindigkeit dar. Je höher die Endgeschwindigkeit gewählt wird, umso günstiger das Verhältnis zwischen Nutz- und Startgewicht. Dabei ist die Bewegungsbahn des Raumgleiters 64 durch den zweiten Pfeil 72 dargestellt, während die Bewegungsbahn des Startfahrzeugs 66 durch die vierte Linie 74 gezeigt ist. Im sechsten Abschnitt 58 werden auch die Befestigungsklammern 68 gelöst, so dass der Raumgleiter 64 dann vom Startfahrzeug 66 freigegeben ist. Das Fixieren oder Lösen des Raumgleiters 64 mit den Befestigungsklammern 68 erfolgt mechanisch oder elektromagnetisch.Also on the second runway 52 becomes the spacecraft, namely the space glider 64 , by the launch vehicle 66 for his start in the fourth 54, fifth 56 and sixth section 58 accelerated until both its starting speed, in the example chosen of 550 km / h, as well as its starting direction, in the example shown by about 75 ° to the horizontal, is reached. However, this does not represent the upper starting speed. The higher the final speed is chosen, the better the ratio between payload and take-off weight. Here is the trajectory of the space glider 64 through the second arrow 72 shown during the trajectory of the launch vehicle 66 through the fourth line 74 is shown. In the sixth section 58 are also the mounting brackets 68 solved, leaving the space glider 64 then from the launch vehicle 66 is released. Fixing or loosening the space glider 64 with the mounting brackets 68 takes place mechanically or electromagnetically.

Bei dieser erfindungsgemäßen zweiten Startvorrichtung 50 ist hervorzuheben, dass der vierte Abschnitt 54 in der Längserstreckung eine leichte Neigung gegen die Horizontale aufweist, so dass bereits das Herstellen des Schwebezustands für das Startfahrzeug 66 mit dem Raumgleiter 64 ausreicht, diese durch die Gravitationskräfte zu bewegen. Im fünften Abschnitt 56 ist die Neigung noch vergrößert, sodass sich die Beschleunigung des Startfahrzeugs 66 mit dem Raumgleiter 64 noch vergrößert. Idealerweise wird hier eine Geschicklichkeit erreicht, die es dem Linearmotor ermöglicht ideal weiter zu beschleunigen. Für das Anfahren mithilfe der Schwerkraft sind die sonst notwendigen hohen Stromflüsse im Linearantrieb verkleinert bzw. optimiert. Der sechste Abschnitt 58 ist so ausgestaltet, dass er in der gezeigten Seitenansicht eine parabelabschnittsförmige Form annimmt, wie aus der Figur gut erkennbar ist. Das hat den Vorteil, dass bei entsprechender Abstimmung zwischen Beschleunigungswerten im sechsten Abschnitt 58 und der Parabel, also der Form dieses Startbahnabschnitts, die Fliehkräfte auf das Startfahrzeug 66 mit dem Raumgleiter 64 konstant bleiben können. Zudem ist diese Formgebung vorteilhaft zum Start von vergleichsweise schweren Lasten. Im gewählten Beispiel lösen sich die Befestigungsklammern 68 zu einem vorgebbaren Zeitpunkt, während der Raumgleiter 64 sich im sechsten Abschnitt 58 befindet.In this second starting device according to the invention 50 It should be emphasized that the fourth section 54 in the longitudinal direction has a slight inclination to the horizontal, so that already establishing the limp state for the launch vehicle 66 with the space glider 64 sufficient to move them by the gravitational forces. In the fifth section 56 the inclination is still increased, so the acceleration of the launch vehicle 66 with the space glider 64 still enlarged. Ideally, a skill is achieved here that allows the linear motor ideal to further accelerate. For starting by gravity, the otherwise required high current flows in the linear drive are reduced or optimized. The sixth section 58 is configured so that it assumes a parabolic-section-shaped form in the side view shown, as can be clearly seen from the figure. This has the advantage that with appropriate coordination between acceleration values in the sixth section 58 and the parabola, so the shape of this runway section, the centrifugal forces on the launch vehicle 66 with the space glider 64 can stay constant. In addition, this shape is advantageous for the start of relatively heavy loads. In the example chosen, the fixing brackets come loose 68 at a predetermined time, while the space glider 64 in the sixth section 58 located.

Im gewählten Beispiel ist die zweite Startbahn 52 in ein entsprechend geformtes Gelände eingefügt. Die erfindungsgemäße Startvorrichtung und deren erfindungsgemäße Ausgestaltungen sind auch vorteilhaft für Luftfahrzeuge bzw. Flugzeuge einsetzbar.In the example chosen, the second runway is 52 inserted into a suitably shaped terrain. The starting device according to the invention and the embodiments according to the invention are also advantageously usable for aircraft or aircraft.

BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS

1010: erste Startvorrichtungfirst starting device
1212: erste Startbahnfirst runway
1414: Langstatorlongstator
1616: erster Abschnitt als Startbahnabschnittfirst section as runway section
1818: zweiter Abschnitt als Startbahnabschnittsecond section as runway section
2020: dritter Abschnitt als Startbahnabschnittthird section as runway section
2222: erste Startpositionfirst starting position
2424: Rakete als RaumfahrzeugRocket as a spacecraft
2626: Haltestützen als HaltemittelSupporting supports as holding means
2828: Schlitten als HaltevorrichtungCarriage as a holding device
3030: TranslatorTranslator
3232: erste Liniefirst line
3434: Radiusradius
3636: zweite Liniesecond line
3838: StartbereichHome section
4040: erster Pfeilfirst arrow
4242: dritte Liniethird line
5050: zweite Startvorrichtungsecond starting device
5252: zweite Startbahnsecond runway
5353: weiterer Langstatoranother longstator
5454: vierter Abschnitt als Startbahnabschnittfourth section as runway section
5656: fünfter Abschnitt als Startbahnabschnittfifth section as runway section
5858: sechster Abschnitt als Startbahnabschnittsixth section as runway section
6060: siebter Abschnitt als Startbahnabschnittseventh section as runway section
6262: zweite Startpositionsecond start position
6464: Raumgleiterspaceplane
6666: Startfahrzeuglaunch vehicle
6868: Befestigungsklammernmounting brackets
7070: weiterer Translatoranother translator
7272: zweiter Pfeilsecond arrow
7474: vierte Liniefourth line

Claims

Launching device (10, 50) for spacecraft (24, 64) with a holding device (28, 66) in which a spacecraft (64) by means of holding means (26, 68) is selectively fixable or detachable, and with a runway (12, 52 ), on which the holding device (28, 66) is arranged, characterized in that the holding device (28, 66) and the runway (12, 52) each have drive means, by which drive means a linear drive is formed, that the holding device (28 , 66) by the linear drive of the runway (12, 52) is arranged without contact, that the holding device (28, 66) with the fixed to her spacecraft (24, 64) of the linear drive to a predetermined starting speed along a longitudinal extent of the runway (12, 52) is acceleratable, and that upon reaching the starting speed, the spacecraft (24, 64) is released by previously releasing the holding means (26, 68).

Starting device (10, 50) after Claim 1 , characterized in that the runway (12, 52) has in its longitudinal extent at least one horizontal runway section (16).

Starting device (10, 50) after Claim 1 or 2 , characterized in that the runway (12, 52) has in its longitudinal extent a first runway section (54), which has a geodesic direction downwardly oriented inclination.

Starting device (10, 50) according to any one of the preceding claims, characterized in that the runway (12, 52) has in its longitudinal extent a second runway portion (18) having a geodetically upwardly oriented slope.

Starting device (10, 50) after Claim 4 , characterized in that the pitch along its longitudinal extension of the second runway section (56) has different values, so that an imaginary longitudinal section through the second runway section (56) has a circular section or parabolic shape, and that the length of the second runway section (56) is dimensioned that a predetermined starting direction of the spacecraft is reached.

Starting device (10, 50) after Claim 4 or 5 , characterized in that a radius is chosen so or a change in slope of the second runway section (18, 56) takes place so that by a thereby acting on the spacecraft centrifugal this is held on the second runway section (18, 56).

Starting device (10, 50) according to one of the preceding claims, characterized in that a last runway section (20, 58) seen in the starting direction is provided in which, after the holding means (26, 68) are released and after the spacecraft (24, 64), the holding device (28, 66) has left, the holding device (28, 66) can be braked by the linear drive, and that the amount of energy available by the braking operation is converted into electrical energy, which electrical energy fed into a power grid or in an energy storage is storable.

Starting device (10, 50) according to any one of the preceding claims, characterized in that the change in inclination in the longitudinal extent of the runway (12, 52) takes place continuously.

Starting device (10, 50) according to one of the preceding claims, characterized in that the spacecraft (24, 64) is a rocket, a launcher or a space glider.

Starting device (10, 50) according to any one of the preceding claims, characterized in that the spacecraft (24, 64) with mechanical or electromechanical holding means (26, 68) of the holding device (28, 66) is detachably connected thereto.