DE3722159C2 - - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft ein rückkehrfähiges geflügeltes und unbe­ manntes Raumfahrzeug, bestehend aus einem eine Nutzlast aufneh­ menden Rumpf, sowie diese Nutzlast bei Start und Landung abdecken­ de Laderaumtore, eine Tragfläche in Deltaform mit zwei Flügelend­ flossen zur Erzeugung von Seitensteuerkräften, einem Antriebsmo­ dul mit für Bahn- und Lageregelungsmanöver geeigneten Triebwer­ ken, einem Haupt- und einem Bugfahrwerk, einem Wärmeschutzschild, einer Kommunikationseinrichtung sowie automatisch und/oder fern­ gesteuert zu betätigenden Navigations- und Flugsteuerungseinrich­ tungen.

Es ist bekannt, mit Tragflächen versehene Raumfahrzeuge mit Nutz­ lasten in den Weltraum zu befördern und nach dem Ende der Nutz­ lastbetriebsdauer diese Raumfahrzeuge auf die Erde zurückkehren zu lassen (Space Shuttle, Hermes, Hotol, Sänger). Der Start dieser Raumfahrzeuge erfolgt in der Regel mit Hilfe einer Startrakete, während sie sich bei ihrer Rückkehr wie antriebslose Flugzeuge durch die Erdatmosphäre steuern und landen lassen (s. a. US-PS 35 76 298).

Nachteilig bei den bekannten Raumfahrzeugen der genannten Art ist, daß diese als bemannte Raumfahrzeuge ausgelegt und mit ent­ sprechend aufwendigen und teuren Betriebs- und Lebenserhaltungs­ einrichtungen ausgestattet sind. Weitere Merkmale dieser Raum­ fahrzeuge bestehen darin, daß mit ihnen nur ein Flug von geringer Dauer durchführbar ist, und daß sie für den Transport sehr un­ terschiedlicher Nutzlasten ausgelegt sind (beispielsweise bemann­ te Raumlabors, Forschungs- oder Nachrichtensatelliten oder mit dem Raumfahrzeug fest verbundenen Experimentierbehältern). Diese Merkmale erweisen sich bezogen auf einen Satelliten, der einen längeren Zeitraum im Weltraum arbeiten und dann zur Erde zurück­ geführt werden soll, als Nachteil, wenn berücksichtigt wird, daß sowohl das Raumfahrzeug als auch ein solcher Satellit über eigene Antriebs-, Lageregelungs-, Nachrichten- und Energieversorgungs­ einrichtungen zum autonomen Betrieb verfügen müssen. Zudem ist der Nutzlastraum der bekannten Raumfahrzeuge der genannten Art nicht an die räumlichen Anforderungen der Nutzlast angepaßt, sondern die Nutzlast an den vorhandenen Nutzlastraum. Dies führt regelmäßig zu einer nicht optimalen Ausnutzung des vorhandenen Nutzlastraumvolumens und/oder der verfügbaren Nutzlastmassenka­ pazität.

Ein weiterer Nachteil dieser Raumfahrzeuge ist, daß sie zur Lan­ dung auf der Erde ein Fahrwerk aus der Rumpfunterseite ausfahren müssen. Da die Unterseite solcher Raumfahrzeuge für den Wieder­ eintritt in die Erdatmosphäre mit einem Wärmeschutzschild versehen ist, kann hier nicht ein kostengünstiges und abschmelzbares Wär­ meschutzschild verwendet werden. Vielmehr ist ein aufwendiges, aus einzelnen keramischen Kacheln bestehendes Isolationssystem vorgesehen.

Aufgabe der Erfindung ist es daher, ein geflügeltes unbemanntes und rückkehrfähiges Raumfahrzeug vorzustellen, welches während der gesamten Missionsdauer mit der Nutzlast verbunden bleibt, das einen einfachen und kostengünstigen Wärmeschutzschild an der Raumfahrzeugunterseite aufweist, das über einen Nutzlastraum ver­ fügt, der für unterschiedliche Nutzlasten eine optimale Nutzlast- und Nutzvolumenauslastung garantiert und es ermöglicht, daß die Nutzlast nach dem Ende ihrer Betriebszeit im Weltraum auf die Erde zurückgebracht wird. Zudem soll das Raumfahrzeug über mög­ lichst einfache Energieversorgungs-, Navigations-, Nachrichten­ verbindungs-, Lageregelungs- und Antriebseinrichtungen verfügen.

Diese Aufgabe wird durch die Kennzeichen des Anspruchs 1 gelöst. Vorteilhafte Ausgestaltungen und Weiterbildungen sind den Unter­ ansprüchen zu entnehmen.

Die Erfindung läßt sich mit einem Ausführungsbeispiel sowie einer Zeichnung erläutern. Es zeigt

Fig. 1 ein unbemanntes geflügeltes Raumfahrzeug,

Fig. 2 den Ablauf einer Raumfahrtmission mit dem Raumfahr­ zeug gemäß Fig. 1,

Fig. 3 ein Raumfahrzeug mit hervorgehobener Tragfläche, und

Fig. 4a-b die Tragfläche gemäß Fig. 3 in Draufsicht und in vier Profilschnitten.

In Fig. 1 ist ein unbemanntes mit Deltaflügeln 3 versehenes Raum­ fahrzeug 1 dargestellt. Im Rumpf 4 des Raumfahrzeuges 1 befindet sich ein Nutzlastraum 2, der durch ein zweiteiliges Tor 6 ver­ schlossen werden kann. Im hinteren Teil des Rumpfes 4 befindet sich ein Antriebsmodul 5, welches mit geeigneten Antriebs- und Steuerungstriebwerken versehen ist. Das Bugfahrwerk 7 dieses Raumfahrzeuges 1 befindet sich im ausgefahrenen Zustand an der Oberseite des Rumpfbugs, während das aus zwei Fahrgestellen be­ stehende Hauptfahrwerk 9 in Flügelendflossen 14 untergebracht ist, die an den Enden der Tragflächen 3 angeordnet sind.

Das Bugfahrwerk 7 läßt sich im Rumpf 4, und das Hauptfahrwerk 9 in den Flügelendflossen 14 versenken und mit Hilfe von Fahrwerks­ klappen 8, 10 abdecken. Der Ausfahrmechanismus der Fahrwerke 7, 9 kann servohydraulisch und/oder elektrisch angetrieben werden, es ist aber auch ein verriegelbarer federbetriebener Ausfahrmecha­ nismus einsetzbar.

Die Fahrwerke 7, 9 sind in eine Richtung ausfahrbar, die von der Seite des Raumfahrzeuges 1 wegweist, die beim Wiedereintritt in die Erdatmosphäre im wesentlichen in Richtung Erdoberfläche zeigt.

Die Außenhaut des Raumfahrzeuges 1 ist an relevanten Stellen in an sich bekannter Weise mit einer vorzugsweise abschmelzbaren Wärmeschutzschicht versehen, die beim Wiedereintritt des Raumfahr­ zeuges 1 in die Erdatmosphäre dieses vor einer zu starken thermi­ schen Belastung schützt.

Im Nutzlastraum 2 befindet sich ein austauschbarer und in seiner Bauweise an sich bekannter gitterförmiger Geräteträger 15, wie er beispielsweise für die wiederverwendbaren Satelliten "SPAS" und "EUREKA" verwendet wird. An ihm sind neben der eigentlichen Nutz­ last Energieversorgungs-, Wärmeabstrahlungs-, Navigations-, Nach­ richtenverbindungs- und Lageregelungseinrichtungen befestigt, die den Betrieb der Nutzlast sicherstellen und die Funktionsfähig­ keit des Raumfahrzeuges 1 sowie der Nutzlast während der gesamten Missionsdauer gewährleisten.

Die Anordnung dieser vergleichsweise teuren Einrichtungen auf einem zusammen mit der Nutzlast auswechselbaren Geräteträger 15 ermöglicht es, das Raumfahrzeug 1 lediglich als nicht wiederver­ wendbaren Start-, Betriebs- und Rückkehrbehälter vergleichsweise kostengünstig auszulegen und herzustellen. So wird nach der Rück­ kehr des Raumfahrzeuges 1 auf die Erde der Geräteträger 15 aus dem Raumfahrzeug entfernt und nach einer Neuausrüstung, Reparatur oder Wartung in ein neues Raumfahrzeug 1 eingesetzt, um mit die­ sem eine weitere Nutzlastmission durchzuführen.

In einer Weiterbildung der Erfindung ist das Raumfahrzeug 1 mit einer Wärmeschutzschicht versehen, die eine Wiederverwendung des Raumfahrzeuges 1 nach entsprechenden Reparaturarbeiten ermöglicht.

In einer vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung verfügt das Raumfahrzeug 1 über Flugkontroll- und Flugsteuerungseinrichtungen, die auf der Basis der an sich bekannten "fly by wire"- und/oder "fly by light"-Technologie miteinander verknüpft sind.

In Fig. 2 ist ein typischer Ablauf einer mit dem Raumfahrzeug 1 durchführbaren Raumfahrtmission dargestellt. In der Phase A findet der Start mit Hilfe einer Trägerrakete 11 statt, an dessen Ende die Abtrennung einer Endstufe 12 steht. In der Flugphase B wird das Raumfahrzeug 1 auf seine Erdumlaufbahn gesteuert, in der der Nutzlastbetrieb mit der Phase C gekennzeichnet ist. An dem Geräteträger 15 befestigte Solarstromgeneratoren 13 versorgen das Raumfahrzeug 1 und seine Nutzlast dabei mit der notwendigen elektrischen Energie. Nach dem Ende des Nutzlastbetriebs bremst das Raumfahrzeug 1 mit Hilfe bordeigener Triebwerke seine Umlauf­ bahngeschwindigkeit ab und kehrt in der Flugphase D in die Erd­ atmosphäre zurück. In einem ersten Rückflugabschnitt E, in dem das Raumfahrzeug 1 mit hoher Machzahl fliegt, bewegt sich das Raumfahrzeug 1 so, daß die Seite des Raumfahrzeuges, aus der das Fahrwerk ausgefahren wird, im wesentlichen in Richtung Erdober­ fläche weist. Erreicht das Raumfahrzeug 1 bei seinem Sinkflug eine Geschwindigkeit um ein Mach, so dreht es sich in einem Flugabschnitt F um etwa 180° um seine Längsachse. Damit zeigt für den letzten Flugabschnitt G und die Landung die Raumfahrzeugseite in Richtung Erdoberfläche, aus der das Fahrwerk 7, 9 ausgefahren wird.

Das für Raumfahrzeuge der genannten Art zu verwendende Tragflü­ gelprofil ist in der Regel eine Modifikation des symmetrischen Profils NACA 0064, über das beispielsweise der Tragflügel des US-Space-Shuttle verfügt. In den Fig. 3 bis 4b ist ein solcher Tragflügel dargestellt, bei dem das Tragflügelprofil an seiner Unterseite zur Angleichung an die Rumpfunterseitengeometrie des Raumfahrzeuges abgeflacht wurde. Diese Profilgeometrie weist ein relativ großes Verhältnis der Profildicke zur Profiltiefe auf, was eine vergleichsweise hohe Struktursteifigkeit erzeugt, und zudem in einer vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung erlaubt, Stelleinrichtungen für Manöverklappen im Tragflügel 3 unterzu­ bringen.

Beim Flug mit hoher Machzahl wurden mit diesem Profil gute aero­ dynamische Eigenschaften erreicht. Von besonderem Interesse für den Gegenstand der Erfindung ist aber, daß dieses an sich bekann­ te aerodynamische Profil bei einer Drehung des Raumfahrzeuges um 180° um seine Längsachse aerodynamische Eigenschaften aufweist, die der eines superkritischen Tragflügelprofils entsprechen. Diese Erkenntnis macht sich die Erfindung zunutze und erreicht dadurch für das erfindungsgemäße Raumfahrzeug 1 vergleichsweise gute Flugeigenschaften. Zudem wird durch die Drehung des Raumfahrzeu­ ges 1 in der Flugphase F die aerodynamische Wirkungsweise der nun nach unten gerichteten Flügelendflossen 14 bei den während Lan­ dung auftretenden hohen Anstellwinkeln vergleichsweise erhöht.

Ein weiterer Vorteil der Erfindung besteht darin, daß durch diese Fluglage die Anordnung des Fahrwerks 7, 9 auf der Raumfahrzeug­ oberseite möglich ist, was einen einfachen, nicht durch Fahrwerks­ schachtklappen unterbrochenen kostengünstigen Wärmeschutzschild an der Rumpfunterseite ermöglicht.

Claims (10)

1. Rückkehrfähiges geflügeltes und unbemanntes Raumfahr­ zeug, bestehend aus einem eine Nutzlast aufnehmenden Rumpf so­ wie diese Nutzlast bei Start und Landung abdeckende Laderaumtore, eine Tragfläche in Deltaform mit zwei Flügelendflossen zur Erzeu­ gung von Seitensteuerkräften, einem Antriebsmodul mit für Bahn- und Lageregelungsmanöver geeigneten Triebwerken, einem Haupt- und einem Bugfahrwerk, einem Wärmeschutzschild, einer Kommunikations­ einrichtung sowie automatisch und/oder ferngesteuert zu betätigen­ den Navigations- und Flugsteuerungseinrichtungen, dadurch gekennzeichnet, daß das Hauptfahrwerk (9) des Raum­ fahrzeuges (1) aus zwei Fahrgestellen besteht, die jeweils in ei­ ner Flügelendflosse (14) an den Enden der Tragfläche (3) abdeckbar und ausfahrbar angeordnet sind, daß das Hauptfahrwerk (9) und das abdeckbare und ausfahrbare Bugfahrwerk (7) in eine Richtung aus­ fahrbar sind, die von der Seite des Raumfahrzeuges (1) wegweist, die in einer ersten Rückkehr-Flugphase während der aerodynamischen Abbremsung beim Wiedereintritt in die Erdatmosphäre und bei Ge­ schwindigkeiten im hohen Machbereich im wesentlichen zur Erdober­ fläche zeigt, daß das Raumfahrzeug (1) zu Beginn einer zweiten Rückkehr-Flugphase bei Geschwindigkeiten um und unter einem Mach um etwa 180° um seine Längsachse gedreht wird, so daß in dieser Flugphase und bei der Ladung das Fahrwerk (7, 9) im wesentlichen in Richtung Erdoberfläche zeigt, und daß die Profilgeometrie der Tragflächen (3) so gewählt ist, daß diese (3) im ersten Rückkehr- Flugbereich den Anforderungen des Hyperschallfluges gerecht wer­ den und im zweiten Rückkehr-Flugbereich als superkritische Trag­ flächen wirksam sind.

2. Raumfahrzeug gemäß Anspruch 1, dadurch ge­ kennzeichnet, daß das Raumfahrzeug (1) auf seiner Außenhaut ganz oder teilweise mit einem abschmelzbaren Wärme­ schutzschild versehen und nicht wiederverwendbar ist.

3. Raumfahrzeug gemäß Anspruch 1, dadurch ge­ kennzeichnet, daß das Raumfahrzeug (1) auf seiner Außenhaut ganz oder teilweise mit einem erneuerbaren Wärme­ schutzschild versehen und wiederverwendbar ist.

4. Raumfahrzeug gemäß Anspruch 1, dadurch ge­ kennzeichnet, daß das Raumfahrzeug (1) über Laderaum­ tore verfügt, die an der Heckseite des Raumfahrzeuges (1) am Antriebsmodul (5) angeordnet sind, welche es gestatten, die Nutzlast aus dem Heck des Raumfahrzeuges (1) herauszufahren.

5. Raumfahrzeug gemäß Anspruch 1, dadurch ge­ kennzeichnet, daß das Bug- und das Hauptfahrwerk (7, 9) mit Hilfe von an den Fahrwerkschächten angeordneten Fahrwerkklap­ pen (8, 10) abdeckbar sind.

6. Raumfahrzeug gemäß Anspruch 1, dadurch ge­ kennzeichnet, daß das Bug- und das Hauptfahrwerk (7, 9) mit Hilfe servohydraulischer, elektrischer und/oder verriegelba­ rer federbetriebener Stelleinrichtungen ausfahrbar ist.

7. Raumfahrzeug gemäß Anspruch 1, dadurch ge­ kennzeichnet, daß im Frachtraum (2) ein auswechsel­ barer gitterförmiger Geräteträger (15) angeordnet ist, auf der neben austauschbaren Nutzlasten Energieversorgungs-, Wärmeab­ strahlungs-, Navigations-, Nachrichtenverbindungs-, Lagerege­ lungs- und Antriebseinrichtungen für den Betrieb des Raumfahr­ zeuges und der Nutzlast befestigt sind.

8. Raumfahrzeug gemäß Anspruch 1, dadurch ge­ kennzeichnet, daß Einrichtungen zur Flugsteuerung und Flugkontrolle in "fly by wire"- und/oder in "fly by light"-Tech­ nologie miteinander vernetzt sind.

9. Raumfahrzeug gemäß Anspruch 1, dadurch ge­ kennzeichnet, daß die Tragflächen (3) über ein modi­ fiziertes symmetrisches Profil NACA 0064 verfügen, welches an sei­ ner Profilunterseite abgeflacht und an die Rumpfunterseitengeo­ metrie angeglichen ist.

10. Raumfahrzeug gemäß Anspruch 9, dadurch ge­ kennzeichnet, daß Stelleinrichtungen für an den Trag­ flügelhinterkanten angelenkten Flugmanöverklappen völlig im Trag­ flügel (3) angeordnet sind.