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Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf eine zusammengesetzte Konstruktion zum Abschießen einer Nutzlast in den Raum, nach dem Oberbegriff von Anspruch 1.
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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.
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Diese Konstruktion basiert auf dem „VEHRA“ genannten Raumfahrzeug, einem Kunstnamen für den Ausdruck „véhicule hypersonique réutilisable aéroporté“ („flugzeuggetragenes, wiederverwendbares Überschallraumfahrzeug“), das von der Anmelderin entworfen worden ist, um die Kosten des Verbringens eines Satelliten in die niedrige Erdumlaufbahn zu senken.
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Dieses Überschallraumfahrzeug 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 Überschallraumfahrzeug vom Flugzeug löst, um unter dem Schub seines Motors in eine geeignete suborbitale Bahn einzutreten. Das Überschallraumfahrzeug 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 Überschallraumfahrzeuges, um sich auf einer bestimmten Umlaufbahn anzuordnen.
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Das Überschallraumfahrzeug 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.
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Man kann sich vorstellen, daß ein besonders kritischer Schritt des oben beschriebenen Fluges durch denjenigen gebildet ist, in dem das Überschallraumfahrzeug 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 Überschallraumfahrzeug und Flugzeug vermieden wird.
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Aus
WO 93/09030 ist eine zusammengesetzte Konstruktion zum Abschießen einer Nutzlast in einen Raum bekannt, gebildet aus einem Überschallraumfahrzeug, das Träger der Last und dazu bestimmt ist, vom Boden auf einem Luftfahrzeug abzuheben. Das Überschallraumfahrzeug befördert die Nutzlast zu einer für diesen bestimmten Bahn, wobei die Konstruktion eine Tragstruktur für das Überschallraumfahrzeug auf dem Rücken des Luftfahrzeugs vorsieht, und die Konstruktion Mittel zum Trennen des Überschallraumfahrzeugs vom Luftfahrzeug aufweist. Im bekannten Fall wird das Überschallraumfahrzeug unabhängig vom Flugzeug angetrieben, wobei erst nach der Trennung eine Überstimmung des Vortriebs beider Flugkörper erfolgt. Erst wenn die Bewertung der Sicherheit stattgefunden hat, erfolgt die Aktiviertung zum Trennen der Flugkörper. Im bekannten Fall wird der Vortrieb des Überschallraumfahrzeugs direkt durch dieses gesteuert. Bei der bekannten Konstruktion erfolgt die Trennung, bevor der Vortrieb der beiden Fahrzeuge gesteuert wird.
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Aus
US 1,925,768 A ist bekannt geworden, zwei Flugzeuge miteinander zu koppeln. Ein leichteres Flugzeug wird in einem bestimmten Anstellwinkel auf einem tragenden Flugzeug montiert, wobei der Anstellwinkel durch eine feste Strebe vorgegeben ist. Beim Trennen wird die Strebe umgelegt und das getragene Flugzeug kann sich in einem beliebigen ungesteuerten Winkel einstellen, wann es in diesem Zustand nur über ein Schwenklager mit dem tragenden Flugzeug verbunden ist.
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Aus
DE 37 40 645 A1 ,
DE 689 16 502 D2 oder
EP 0 264 030 A2 sind zusammengesetzte Konstruktionen zum Abschießen einer Nutzlast in den Raum bekannt geworden, gebildet aus einem Überschallraumfahrzeug, das Träger der Last ist, das mit einem Luftfahrzeug auf eine vorgegebene Höhe transportiert wird. Aus diesem Stand der Technik ist auch bekannt, zum Abschießen einer Nutzlast in den Raum physikalische Daten zu messen, um die Trennung des Überschallraumfahrzeugs vom Trägerflugzeug zu bewerten.
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Die vorliegende Erfindung hat insbesondere zum Ziel, die Trennung des Überschallraumfahrzeuges vom Flugzeug unter optimalen Sicherheitsbedingungen sicherzustellen.
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Die Aufgabe wird gelöst durch eine Konstruktion mit den Merkmalen des Anspruchs 1.
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Die Erfindung weist Mittel zum Messen von physikalischen Daten auf, die in der Phase der Trennung des Überschallraumfahrzeugs vom Luftfahrzeug vorliegen, und Mittel zum Bewerten der Sicherheit der genannten Phase, um die Aktivierung der Mittel der Trennung zuzulassen oder zu unterbinden. Die Tragstruktur weist Mittel zum Steuern des Anstellwinkels des Überschallraumfahrzeugs auf.
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Gemäß weiteren Merkmalen von Ausgestaltungen 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 Überschallraumfahrzeugs auf dem Rücken des Luftfahrzeugs auf, wobei die Mittel zum Messen auch Messungen der auf die Tragstruktur ausgeübten Kräfte liefern,
sind die Mittel zum Regeln von einem Paar Glieder einstellbarer Länge gebildet, die Teil der Tragstruktur sind und zwischen dem Überchallraumfahrzeug und dem Luftfahrzeug und vor dem Schwerpunkt des Überschallraumfahrzeuges angeordnet sind, um dieses um eine Achse senkrecht zu seiner längsgerichteten Symmetrieebene und durch eine quergerichtete Ebene nahe bei seinem Schwerpunkt zu drehen, und
- - umfaßt die Tragstruktur Mittel zum Halten der Glieder in einer Ebene quer zu dem Luftfahrzeug, wie auch immer der Anstellwinkel des Überschallraumfahrzeugs sein mag.
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Die Erfindung wird anhand eines in Zeichnungen dargestellten Ausführungsbeispieles näher erläutert:
- - 1 ist eine schematische teilweise Ansicht der Konstruktion gemäß der vorliegenden Erfindung,
- - 2 ist eine detaillierte Ansicht der Tragstruktur für ein Überschallraumfahrzeug auf einem Flugzeug der Konstruktion nach 1,
- - 3A, 3B und 3C sind Schnittansichten der Konstruktion von 1, jeweils entlang der Schnittlinien A, B und C , und
- - 4 ist ein Organigramm ist, das das Zusammenwirken der Mittel zu Messen, der Bewertung der Funktionssicherheit und des Steuerns, die Teil der erfindungsgemäßen Konstruktion sind, veranschaulicht.
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Mit Bezug auf 1 der anliegenden Zeichnung ist ersichtlich, daß ein Überschallraumfahrzeug 1 auf dem Rücken eines Flugzeugs 2 (großes Lastflugzeugs) angebracht ist, und zwar mit Hilfe einer Tragstruktur, die allgemein mit 3 bezeichnet ist.
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Indem man sich auch auf die detailliertere Ansicht der 2 und auf die Querschnittsansichten der 3A bis 3C bezieht, wird ersichtlich, daß diese Tragstruktur 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 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 Überschallraumfahrzeug 1 in der Lage ist zu schwenken, wie im folgenden noch erläutert wird.
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Ein Paar 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 Flugzeugs, die jeweils mit Beschlägen 121, 122 ausgestattet sind, die als Abstützungen für diese Streben 101 , 102 dienen.
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Nebenbei ist in den 3B und 3C festzustellen, daß das Überschallraumfahrzeug 1 mit festen Querrudern 131, 132 ausgestattet ist, und in der 1, daß ein Raketenmotor 14 vorgesehen ist, zum Zweck des freien Fluges des Überschallraumfahrzeugs, wobei diese Teile umfassender in dem oben zitierten Artikel dargestellt sind. Das Überschallraumfahrzeug 1 weist auch aerodynamische Steuerflächen (nicht dargestellt) auf.
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Vor seinem Schwerpunkt 4 ist das Überschallraumfahrzeug 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.
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Die Glieder 151 , 152 haben eine einstellbare Länge. Man versteht, daß durch Verändern der Länge dieser Glieder möglich ist, das Fahrzeug um seine Schwenkachsen 81 , 82 zu drehen, indem man so den Anstellwinkel α des Überschallraumfahrzeugs ändert, wie dies in unterbrochenen Linien in der 1 dargestellt ist, wobei der Winkel α zu der Längsachse des Flugzeuges gemessen wird. In der Folge werden verschiedene Anwendungen dieser Mittel zum Einstellen des Anstellwinkels des Überschallraumfahrzeuges beschrieben.
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Als Beispiel können die Glieder 151 , 152 von zwei Schraubenspindeln gebildet sein, genauer von Kugelumlaufspindeln.
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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 vermeidet somit, daß die Glieder Momenten aufgrund eines Überstandes des Überschallraumfahrzeugs auf dem Flugzeug unterworfen werden.
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Nunmehr wird auf die 4 der anliegenden Zeichnungen bezug genommen, um die Mittel zum Bewerten der Sicherheit einer Phase der Trennung des Überschallraumfahrzeugs vom Flugzeug zu beschreiben. Vorteilhafterweise wird diese Trennung durch Aktivieren mit pyrotechnischen Mitteln (nicht dargestellt) erzeilt, die zwischen dem Überschallraumfahrzeug und der Tragstruktur 3 benachbart zur Abstützung 16 und den Schwenkgelenken 81 , 82 angeordnet sind.
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Aus dieser Figur ist ersichtlich, daß die 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 zur Länge der vorderen Glieder 151 , 152 zum Einstellen des Anstellwinkels α zu übertragen.
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Der Rechner empfängt überdies Messungen physikalischer Daten von Mitteln zum Messen 24, 25 und 26.
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Die Mittel 24 umfassen Mittel zum Messen von „Trägheits“-Daten betreffend die Gesamtheit Überschallraumfahrzeug/Flugzeug, nämlich insbesondere: Den Rollwinkel φ, die Trimmlage θ, den Kurs ψ und die drei Komponenten Jx , Jy , JZ der Beschleunigung.
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Die Mittel 25 umfassen Messungen von „aerodynamischen“ Daten: Anstellwinkel des Flugzeuges, Staudruck und dynamischer Druck, denen das Flugzeug und das Fahrzeug unterworfen sind.
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Die Mittel 26 umfassen Messungen bezüglich der Kräfte, denen die verschiedenen Elemente der Tragstruktur unterworfen sind: insbesondere Glieder, Träger und Streben.
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Die beschriebene Konstruktion funktioniert somit folgendermaßen. Nachdem das Flugzeug 2 vom Boden abgehoben hat, mit dem Überschallraumfahrzeug 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 Überschallraumfahrzeug 1 muß sich dann vom Flugzeug loslösen, um alleine seinen Kurs zu verfolgen, wobei es eine Nutzlast mitnimmt, etwa einen Satelliten, der in eine niedrige Erdumlaufbahn zu bringen ist, wobei das Überschallraumfahrzeug schließlich im Überschallflug zur Erde zurückkehrt, durch die Atmosphäre hindurch, um mittels Autopilot zu landen, im Hinblick auf seine spätere Wiederverwendung.
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In einem zeitlich vorbestimmten Fenster muß die Besatzung des Flugzeuges 2 den pyrotechnischen Mitteln zum Trennen Aktivierungsbefehle 22 zum Auslösen der Trennung des Überschallraumfahrzeuges vom Flugzeug schicken. Bei der Vorbereitung dieser kritischen
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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 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 Überschallraumfahrzeuges und des Flugzeugs zu erreichen, wenn die pyrotechnischen Mittel aktiviert werden.
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Hierzu trägt der Rechner 20 überdies dazu bei, die Gesamtheit Überschallraumfahrzeug/Flugzeug in den Zustand der Trennung zu versetzen, indem er auf den Anstellwinkel α des Überschallraumfahrzeugs mittels der geeigneten Steuerung 23 für die vorderen Glieder 151 , 152 einwirkt, wobei der Winkel α 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.
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Somit ist man sicher, daß dieser Befehl nur greift, wenn das Überschallraumfahrzeug geeigneten aerodynamischen Bedingungen unterworfen ist, so daß es vom Flugzeug 2 entfernt werden kann und eine Abdrift dieses Flugzeuges vermieden wird.
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Wenn während des vorbestimmten zeitlichen Fensters 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.
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Im entgegengesetzten Fall unterbindet der Rechner 20 das Ausgeben eines solchen Befehles.
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Wenn dieses Verbot sich fortsetzt bis zum Ende des erlaubten Zeitfensters für die Trennung, kehrt die Konstruktion Überschallraumfahrzeug/Flugzeug zum Boden zurück. Während dieses Rückfluges kann der Rechner 20 auf den Anstellwinkel α des Überschallraumfahrzeugs einwirken, um die aerodynamischen Bedingungen der Rückkehr zu optimieren, beispielsweise durch Vermindern des Luftwiderstandes, um Treibstoff einzusparen.
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Dasselbe gilt im Falle einer Annullierung des Abschusses aufgrund von ungünstigen atmosphärischen Bedingungen oder von verschiedenen technischen Problemen.
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Überdies ermöglicht das Steuern des Anstellwinkels α die Optimierung des Fluges der Gesamtheit von ihrem Startflughafen bis zur Höhe, in der das Überschallraumfahrzeug in den Raum geschossen werden muß, oder aber während des Transportes des Überschallraumfahrzeugs zu einem anderen Flughafen für Wartungsmaßnahmen oder die Integration von Nutzlast etc..
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Typischerweise findet die Phase der Trennung in 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 Überschallraumfahrzeug mit blockierten Luftrudern mit einem Anstellwinkel von 15 bis 20°, wobei es sich von dem Flugzeug entfernt.
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Sobald eine vorbestimmte Sicherheitsdistanz das Überschallraumfahrzeug 1 vom Flugzeug 2 trennt, aktiviert man die Luftruder des Überschallraumfahrzeugs, und seinen Antriebsmotor 14 nach einigen Sekunden freien Flugs.
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Die Einbeziehung von Mitteln zum Steuern des Neigungswinkels des Überschallraumfahrzeugs in seine Tragstruktur klar dazu bei, das 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.
