DE10321333A1

DE10321333A1 - Zusammengesetzte Konstruktion zum Abschluß einer Nutzlast in den Raum

Info

Publication number: DE10321333A1
Application number: DE10321333A
Authority: DE
Inventors: Laurent Claude Jean-Louis Gathier
Original assignee: Dassault Aviation SA
Current assignee: Dassault Aviation SA
Priority date: 2002-05-24
Filing date: 2003-05-13
Publication date: 2004-01-08
Anticipated expiration: 2023-05-14
Also published as: ITMI20030979A1; US20030218101A1; IL156016A0; FR2839946A1; DE10321333B4; US6926226B2; RU2333138C2; FR2839946B1; IL156016A

Abstract

Die Konstruktion ist gebildet von einem Überschallraumfahrzeug (1) als Träger der Nutzlast und dazu bestimmt, vom Boden auf einem Luftfahrzeug (2) abzuheben, dann allein die Nutzlast auf eine dieser zugewiesenen Bahn vorzutreiben, wobei die Konstruktion Mittel zum Trennen des Fahrzeuges (1) vom Luftfahrzeug (2) aufweist. Sie weist überdies Mittel zum Messen (24, 25, 26) von physikalischen Daten auf, die bei der Bewertung der Sicherheit einer Phase der Trennung des Fahrzeuges (1) vom Luftschiff (2) auftreten, und Mittel zur Auswertung (20) der Sicherheit dieser Phase, um die Aktivierung der Mittel zum Trennen des Fahrzeuges (1) und des Luftfahrzeuges (2) zuzulassen oder zu unterbinden.

Description

Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf eine zusammengesetzte Konstruktion zum Abschuß einer Nutzlast in den Raum, gebildet von einem Überschallraumfahrzeug, das Träger der Last ist und dazu bestimmt ist, vom Boden auf einem Luftfahrzeug abzuheben, dann allein die Nutzlast auf einer für diese bestimmten Bahn vorzutreiben, wobei die Konstruktion Mittel zum Trennen des Fahrzeuges vom Luftfahrzeug aufweist.

Eine solche Konstruktion ist bereits bekannt, insbesondere mit dem Titel „The VEHRA demonstrator", der im Mai 1999 veröffentlicht worden ist, unter der Nummer 44 der Revue mit dem Titel „News from Prospace", herausgegeben von der französischen Gesellschaft PROSPACE.

Diese Konstruktion basiert auf dem „VEHRA" genannten Raumfahrzeug, einem Kunstnamen für den Ausdruck „véhicule hypersonique réutilisable aéroporté" („flugzeuggetragenes, wiederverwendbares Überschallfahrzeug"), das von der Anmelderin entworfen worden ist, um die Kosten des Verbringens eines Satelliten in die niedrige Erdumlaufbahn zu senken.

Dieses Fahrzeug ist dazu bestimmt, auf dem Rücken eines großen Transportflugzeuges angebracht zu werden, so wie beispielsweise eines Airbus 300, der die Aufgabe hat, es bis zu einer Höhe von etwa 10 km zu transportieren, einer Höhe auf der sich das Fahrzeug vom Flugzeug löst, um unter dem Schub seines Motors in eine geeignete suborbitale Bahn einzutreten. Das Fahrzeug steigt auf eine Höhe von 100/120 km mit einer Geschwindigkeit zwischen Mach 8 und Mach 12. Nach Brennschluß des Motors verläßt eine Nutzlast ein Fach des Fahrzeuges, um sich auf einer bestimmten Umlaufbahn anzuordnen.

Das Fahrzeug kehrt seinerseits im Überschallflug in die Atmosphäre zurück, um im Hinblick auf eine spätere Wiederverwendung, bei anderen Missionen, zu landen. Somit ist es möglich, einen kleinen Satelliten von beispielsweise 250 kg, der gegebenenfalls mit einer abbrennbaren Stufe ausgestattet ist, ökonomisch auf eine niedrige Umlaufbahn (von 100 bis 200 km Höhe, beispielsweise) abzuschießen.

Man kann sich vorstellen, daß ein besonders kritischer Schritt des oben beschriebenen Fluges durch denjenigen gebildet ist, in dem das Fahrzeug und das Flugzeug sich voneinander trennen. Die Bahnen, denen dann jedes von ihnen nach der Trennung folgen muß, müssen selbstverständlich sehr genau befolgt werden, so daß, insbesondere, jede Kollision zwischen Fahrzeug und Flugzeug vermieden wird.

Die vorliegende Erfindung hat insbesondere zum Ziel, die Trennung des Fahrzeuges und des Flugzeuges unter optimalen Sicherheitsbedingungen sicherzustellen.

Man erreicht dieses Ziel der Erfindung, so wie andere, die beim Lesen der folgenden Beschreibung ersichtlich sind, mit einer Konstruktion der Art, die im einleitenden Teil der vorliegenden Beschreibung beschrieben ist, die als Besonderheit hat, daß sie Mittel zum Messen von physikalischen Daten aufweist, die bei der Bewertung der Sicherheit einer Phase der Trennung des Fahrzeuges und des Luftfahrzeuges vorkommen, und Mittel zum Bewerten der Sicherheit der genannten Phase, um die Aktivierung der Mittel der Trennung zuzulassen oder zu unterbinden.

Gemäß weiteren Merkmalen der erfindungsgemäßen Konstruktion:

– liefern die Mittel zum Messen Messungen von Trägheits- und aerodynamischen Daten, die mit dem Verhalten der zusammengesetzten Konstruktion verbunden sind,
– weist die Konstruktion eine Tragstruktur des Fahrzeuges auf dem Rücken des Luftfahrzeuges auf, wobei die Mittel zum Messen auch Messungen der auf die Tragstruktur ausgeübten Kräfte liefern,
- weist die Tragstruktur Mittel zum Steuern des Anstellwinkels des Fahrzeuges auf,
– sind die Mittel zum Regeln von einem Paar Glieder einstellbarer Länge gebildet, die Teil der Tragstruktur sind und zwischen dem Fahrzeug und dem Luftfahrzeug und vor dem Schwerpunkt des Fahrzeuges angeordnet sind, um das Fahrzeug um eine Achse senkrecht zu seiner längsgerichteten Symmetrieebene und durch eine quergerichtete Ebene nahe bei seinem Schwerpunkt zu drehen,
– umfaßt die Tragstruktur Mittel zum Halten der Glieder in einer Ebene quer zu dem Luftfahrzeug, wie auch immer der Anstellwinkel des Fahrzeuges sein mag.

Weitere Merkmale und Vorteile der vorliegenden Erfindung ergeben sich aus der Lektüre der nachfolgenden Beschreibung und beim Studium der anliegenden Zeichnungen in denen:
Die 1 eine schematische teilweise Ansicht der Konstruktion gemäß der vorliegenden Erfindung ist,
die 2 eine detaillierte Ansicht der Tragstruktur für das Fahrzeug auf dem Flugzeug der Konstruktion der 1 ist,
die 3A, 3B und 3C Schnittansichten der Konstruktion von 1, jeweils entlang der Schnittlinien A, B und C dieser Figur sind, und
die 4 ein Organigramm ist, das das Zusammenwirken der Mittel zu Messen, der Bewertung der Funktionssicherheit und des Steuerns, die Teil der erfindungsgemäßen Konstruktion sind, veranschaulicht.
Mit Bezug auf 1 der anliegenden Zeichnung ist ersichtlich, daß das Fahrzeug VEHRA, das mit 1 bezeichnet ist, auf dem Rücken eines Flugzeuges so wie eines großen Lastflugzeuges 2 angebracht ist, mit Hilfe einer Tragstruktur, die allgemein mit 3 bezeichnet ist.
Indem man sich auch auf die detailliertere Ansicht der 2 und auf die Querschnittsansichten der 3A bis 3C bezieht, wird ersichtlich, daß diese Struktur des Trägers 3 im wesentlichen aufrecht bezüglich des Schwerpunktes 4 des Fahrzeuges 1 zwei Träger 5₁ , 5₂ aufweist, die symmetrisch und parallel beidseits der axialen Symmetrieebene X der Konstruktion angeordnet sind, jeweils zwischen den Beschlägen 6₁ , 6₂ , die auf einer zentralen Verstärkung des Flugzeuges angeordnet sind und jeweils koaxialen Schwenkachsen 8₁ , 8₂ , die Mittel zum Schwenklagern definieren, um die das Fahrzeug 1 in der Lage ist zu schwenken, wie im folgenden noch erläutert wird.
Paare Streben 9₁ , 9₂ (siehe 3B) und 10₁ , 10₂ (siehe 3C) verstärken die Träger 5₁ , 5₂ . Wie dargestellt, sind die Streben 9₁ , 9₂ in einem V angeordnet, zwischen den Schwenkachsen 8₁ , 8₂ und der Verstärkung 7, so daß die Streben 10₁ , 10₂ parallel bezüglich der axialen Symmetrieebene X der Konstruktion angeordnet sind, jeweils zwischen den Schwenkachsen 8₁ , 8₂ und einer hinteren Verstärkung 11 des Flugzeuges, die jeweils mit Beschlägen 12₁ , 12₂ ausgestattet sind, die als Abstützungen für diese Streben dienen.
Nebenbei ist auf den 3B und 3C festzustellen, daß das Fahrzeug 1 mit festen Querrudern 13₁ , 13₂ ausgestattet ist, und, auf der 1, daß ein Raketenmotor 14 auch dieses Fahrzeug ausrüstet, für die Zwecke des freien Fluges des Fahrzeuges, wobei diese Organe umfassender in dem oben zitierten Artikel dargestellt sind. Das Fahrzeug 1 weist auch aerodynamische Steuerflächen (nicht dargestellt) auf.
Vor seinem Schwerpunkt 4 ist das Fahrzeug 1 von einem Paar Glieder 15₁ , 15₂ getragen, die in einem umgekehrten V angeordnet sind, wie dies in der 3A dargestellt ist, zwischen einer gemeinsamen gleitenden Abstützung 16, die in der axialen Ebene X des Fahrzeuges angeordnet ist und zwei Beschlägen 17₁ , 17₂ , die symmetrisch auf einer Verstärkung 18 des Flugzeuges angeordnet sind.
Gemäß einem Merkmal der vorliegenden Erfindung haben die Glieder 15₁ 15₂ eine einstellbare Länge. Man versteht, daß es durch Verändern der Länge dieser Glieder möglich ist, das Fahrzeug auf seinen Schwenkachsen 8₁ , 8₂ zu drehen, indem man so den Anstellwinkel α des Fahrzeuges ändert, wie dies in unterbrochenen Linien in der 1 dargestellt ist, wobei der Winkel α bezüglich der Längsachse des Flugzeuges gemessen ist. In der Folge sind verschiedene Anwendungen dieser Mittel zum Einstellen des Anstellwinkels des Fahrzeuges beschrieben.
Als veranschaulichendes und nicht begrenzendes Beispiel können die Glieder 15₁ , 15₂ von zwei Schraubenspindeln gebildet sein, genauer von Kugelumlaufspindeln.
Vorteilhafterweise ist die gleitende Abstützung 16 mechanisch mit (nicht dargestellten) Mitteln gekoppelt, die ihr Verschieben in der Richtung des Doppelpfeiles F (siehe 2) ermöglichen, in der Absicht, die Glieder 15₁ , 15₂ in der Querebene zu halten, die durch die Linie A definiert ist, wenn die Länge der Glieder verändert wird. Man ver meidet somit, daß die Glieder in Momenten aufgrund eines Überstandes des Fahrzeuges auf dem Flugzeug unterworfen werden.
Nunmehr wird auf die 4 der anliegenden Zeichnungen bezug genommen, um die Mittel zum Bewerten der Sicherheit einer Phase der Trennung des Fahrzeuges vom Flugzeug zu beschreiben. Vorteilhafterweise wird diese Trennung durch Aktivieren von pyrotechnischen Mitteln (nicht dargestellt) erhalten, die zwischen dem Fahrzeug und der Tragstruktur 3 benachbart zur Abstützung 16 und den Schwenkgelenken 8₁ , 8₂ angeordnet sind.
Aus dieser Figur ist ersichtlich, daß diese Mittel zum Bewerten einen Rechner 20 umfassen, der im Dialog mit Befehlen 21 steht, die von der Besatzung des Flugzeuges 2 kommen, um selektiv einerseits Aktivierungsbefehle 22 an die Mittel zum pyrotechnischen Trennen und, andererseits, Steuerbefehle 23 der Länge der vorderen Glieder 15₁ , 15₂ zum Einstellen des Anstellwinkels α zu übertragen.
Erfindungsgemäß empfängt der Rechner überdies Messungen physikalischer Daten von Mitteln zum Messen 24, 25 und 26.
Die Mittel 24 umfassen Mittel zum Messen von „Trägheits"-Daten betreffend die Gesamtheit Fahrzeug/Flugzeug, nämlich insbesondere: Den Rollwinkel φ, die Trimmlage θ, den Kurs ψ und die drei Komponenten J_x, J_y, J_Z der Beschleunigung der Konstruktion.
Die Mittel 25 umfassen Messungen von „aerodynamischen" Daten: Anstellwinkel des Flugzeuges, Staudruck und dynamischer Druck, denen das Flugzeug und das Fahrzeug unterworfen sind.
Die Mittel 26 umfassen Messungen bezüglich der Kräfte, denen die verschiedenen Elemente der Tragstruktur unterworfen sind: insbesondere Glieder, Träger und Streben.
Die erfindungsgemäße Konstruktion funktioniert somit folgendermaßen. Nachdem das Flugzeug 2 vom Boden abgehoben hat mit dem Fahrzeug VEHRA auf seinem Rücken mittels der Tragstruktur 3 befestigt, steigt es bis zum Erreichen einer vorbestimmten Höhe, die beispielsweise mit 10 km festgelegt ist. Das Fahrzeug 1 muß sich dann vom Flugzeug loslösen, um alleine seinen Kurs zu verfolgen, wobei es eine eingeladene Nutzlast mitnimmt, so wie einen Satelliten, der in eine niedrige Erdumlaufbahn zu bringen ist, wobei das Fahrzeug schließlich im Überschallflug zur Erde zurückkehren muß, durch die Atmosphäre hindurch, um mittels Autopilot zu laden, im Hinblick auf eine spätere Wiederverwendung, wie man dies oben gesehen hat.
In einem „zeitlichen" vorbestimmten Fenster muß die Besatzung des Flugzeuges den pyrotechnischen Mitteln zum Trennen Aktivierungsbefehle 22 zum Auslösen der Trennung des Fahrzeuges vom Flugzeug schicken. Bei der Vorbereitung dieser kritischen Flugphase überwacht der Rechner 20 fortlaufend die Entwicklung der Daten, die von den Mitteln zum Messen 24, 25 und 26 geliefert werden, um die Sicherheit der kommenden Ausführung dieser Flugphase zu bewerten. Diese Überwachung kann beispielsweise darin bestehen, zu überprüfen, ob sämtliche ermittelten Messungen in einem Bereich von Werten bleiben, die mit dem verfolgten Ziel vereinbar sind, nämlich eine sichere Trennung des Fahrzeuges und des Flugzeuges zu erreichen, wenn die pyrotechnischen Mittel aktiviert werden.
Hierzu trägt der Rechner 20 überdies dazu bei, die Gesamtheit Fahrzeug/Flugzeug in den Zustand der Trennung zu versetzen, indem er auf den Anstellwinkel α des Fahrzeuges mittels einer geeigneten Steuerung 23 der vorderen Glieder 15₁ , 15₂ einwirkt, wobei der Winkel α dann auf einen geeigneten Wert eingestellt wird, um die Konstruktion in den Zustand zu versetzen, eine sichere Trennung durch Einstellen der aerodynamischen Bedingungen des Fluges auszuführen, so wie sie durch die Mittel 25 gemessen werden.
Somit ist man sicher, daß dieser Befehl nur eingreift, wenn das Fahrzeug geeigneten aerodynamischen Bedingungen unterworfen ist, so daß sich das Fahrzeug 1 vom Flugzeug 2 entfernt, wobei die Abdrift dieses Flugzeuges vermieden wird.
Wenn während des vorbestimmten zeitlichen Fensters der Ausführung der Trennung die Bedingungen einer Trennung erfüllt sind, informiert der Rechner 20 darüber die Besatzung, die dann autorisiert ist, einen Aktivierungsbefehl an die pyrotechnischen Mittel zu schicken.
Im entgegengesetzten Fall unterbindet der Rechner 20 das Ausgeben eines solchen Befehles, wobei dieser durch den Rechner hindurchgeführt wird, wie dies in der 4 gezeigt ist.
Wenn dieses Verbot sich fortsetzt bis zum Ende des erlaubten Zeitfensters für das Durchführen der Trennung, kehrt die Konstruktion Fahrzeug/Flugzeug zum Boden zurück. Während dieses Rückfluges kann der Rechner 20 noch auf den Anstellwinkel α des Fahrzeuges einwirken, um die aerodynamischen Bedingungen dieser Rückkehr zu optimieren, beispielsweise durch Vermindern des Luftwiderstandes der Gesamtheit, um Treibstoff einzusparen.
Dasselbe gilt im Falle einer Annullierung des Abschusses aufgrund von ungünstigen atmosphärischen Bedingungen oder von verschiedenen technischen Problemen.
Überdies ermöglicht das Steuern des Anstellwinkels α die Optimierung des Fluges der Gesamtheit von ihrem Startflughafen bis zur Höhe, in der das Fahrzeug in den Raum geschossen werden muß, oder aber während des Transportes des Fahrzeuges VEHRA zu einem anderen Flughafen im Hinblick auf Wartungsmaßnahmen oder die Integration von Nutzlast etc. . .
Nunmehr wird deutlich, daß die Erfindung ermöglicht, die schwierige Phase der Trennung verläßlicher zu machen, die beim Abschießen in den Raum der in der Einleitung der vorliegenden Erfindung beschriebenen Art stattfindet.
Typischerweise findet diese Phase der Trennung bei 10 km Höhe statt, bei einer Geschwindigkeit von 0,7 Mach. Die verwendeten pyrotechnischen Mittel sind redundant, um die Sicherheit des Ablaufes zu steigern. Nach der Trennung bewegt sich das befreite Fahrzeug mit blockierten Luftrudern mit einem Anstellwinkel von 15 bis 20°, wobei es sich von dem Trägerflugzeug entfernt.
Sobald eine vorbestimmte Sicherheitsdistanz das Fahrzeug 1 vom Flugzeug 2 trennt, aktiviert man die Luftruder des Fahrzeuges, dann seinen Antriebsmotor 14, nach einigen Sekunden des freien Fluges.
Die Einbeziehung von Mitteln zum Steuern des Neigungswinkels des Fahrzeuges VEHRA in seine Tragstruktur tragen klar dazu bei, das bestimmte Ziel zu erreichen, die Trennung verläßlich zu machen, wobei verschiedene andere Vorteile während weiterer Phasen des Fluges herbeigeführt werden, vor dem Abschießen oder nach einem annullierten Abschießen.
Wohlverstanden ist die Erfindung nicht auf die beschriebene und dargestellte Ausführungsart begrenzt, die nur beispielhaft gegeben ist. Deshalb kann die zusammengesetzte Konstruktion gemäß der Erfindung eine Tragstruktur aufweisen, die mit Mitteln zum Steuern des Anstellwinkels des Fahrzeuges versehen ist, die nicht mit den Mitteln zum Autorisieren oder zum Unterbinden der Aktivierung der Mittel der Trennung des Fahrzeuges vom Luftfahrzeug verbunden sind.

Claims

Zusammengesetzte Konstruktion zum Abschießen einer Nutzlast in den Raum, gebildet aus einem Überschallraumfahrzeug (1), das Träger der Last ist und dazu bestimmt ist, vom Boden auf einem Luftfahrzeug (2) abzuheben, dann allein die Nutzlast zu einer für diese bestimmte Bahn vorzutreiben, wobei die Konstruktion Mittel zum Trennen des Fahrzeuges (1) vom Luftfahrzeug (2) aufweist, dadurch gekennzeichnet, daß sie Mittel zum Messen (24, 25, 26) von physikalischen Daten aufweist, die bei der Bewertung der Sicherheit einer Phase der Trennung des Fahrzeuges (1) und des Luftfahrzeuges (2) auftreten, und Mittel zum Bewerten (20) der Sicherheit der genannten Phase, um die Aktivierung der Mittel zum Trennen zuzulassen oder zu unterbinden.
Konstruktion gemäß Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Mittel zum Messen (24, 25) Messungen von Daten der Trägheit und der Aerodynamik liefern, die mit dem Verhalten der zusammengesetzten Konstruktion verbunden sind.
Konstruktion gemäß Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß sie eine Tragstruktur (3) des Fahrzeuges (1) auf dem Rücken des Luftfahrzeuges (2) aufweist, wobei die Mittel zum Messen auch Messungen der Kräfte (26) liefern, die auf die Tragstruktur (3) ausgeübt werden.
Konstruktion gemäß Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Tragstruktur (3) Mittel zum Steuern (15₁ , 15₂ ) des Anstellwinkels (α) des Fahrzeuges (1) aufweist.
Konstruktion gemäß Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Mittel zum Steuern (15₁ , 15₂ ) von einem Paar Glieder einstellbarer Länge gebildet sind, die Teil der Tragstruktur (3) sind und zwischen dem Fahrzeug (1) und dem Luftfahrzeug (2) und vor dem Schwerpunkt (4) des Fahrzeuges angeordnet sind, um das Fahrzeug (1) um eine Achse senkrecht zu seiner längsgerichteten Symmetrieebene (X) und durch eine quergerichtete Ebene (B) nahe bei seinem Schwerpunkt (4) zu drehen.
Konstruktion gemäß Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Achse diejenige von Mitteln zum Schwenklagern (8₁ , 8₂ ) ist, die zwischen dem Fahrzeug (1) und Trägern (5₁ , 5₂ ) angeordnet sind, die Teil der Tragstruktur sind und im wesentlichen aufrecht bezüglich des Schwerpunktes angeordnet sind.
Konstruktion gemäß Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Tragstruktur (3) Streben (9₁ , 9₂ ; 10₁ , 10₂ ) zum Verteilen der ausgeübten Kräfte auf die Träger (5₁ , 5₂ ) aufweist.
Konstruktion gemäß irgendeinem der Ansprüche 5 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Tragstruktur (3) Mittel zum Halten (16) der Glieder (15₁ , 15₂ ) in einer Ebene quer zu dem Luftfahrzeug aufweist, wie auch immer der Anstellwinkel (α) des Fahrzeuges (1) sein mag.
Konstruktion gemäß irgendeinem der Ansprüche 4 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß die Mittel zum Bewerten in einem Rechner (20) untergebracht sind, der die Mes sungen von physikalischen Daten und die Steuerbefehle (21) der Mannschaft des Luftfahrzeuges erhält, wobei der Rechner Steuerbefehle (22, 23) für die Mittel zum Trennen und die Mittel zum Steuern des Anstellwinkels (α) des Fahrzeuges (1) erarbeitet.
Konstruktion gemäß irgendeinem der Ansprüche 3 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Mittel zum Trennen pyrotechnischer Art sind und zwischen dem Fahrzeug (1) und der Tragstruktur (3) angeordnet sind.