DE3825174A1 - Rettungseinheit fuer besatzungspersonal von raumtransportern - Google Patents

Description

Die tragischen Ereignisse beim Start der Raumfähre Challenger 1986 in den USA haben deutlich gemacht, daß vor allem Unglücksfälle zu Beginn eines Raumfluges katastrophale Ausmaße annehmen können, insbesondere weil zu diesem Zeitpunkt eine Raumfähre noch über enorme Treibstoffvorräte verfügt und die Aggregate mit maximaler Leistung arbeiten.

Die Folge können Explosionen mit einer Ausdehnung von mehreren Quadratkilometern sein.

Während für die Besatzung der Raumfähre Challenger keinerlei eigene Rettungssysteme vorgesehen waren, hat man sich im Nachfeld dieses Unglücks selbstverständlich Gedanken über geeignete Rettungssysteme gemacht.

Aufgrund einer gewissen Ähnlichkeit derartiger wieder­ verwendbarer Raumgleiter mit konventionellen Flugzeugen lag es auf der Hand, die Verwendung der insbesondere aus der militärischen Luftfahrt bekannten Schleudersitze für die genannten Raumtransporter zu prüfen.

Bekannte Schleudersitzanordnungen sind jedoch aus mehreren Gründen für die genannten Anwendungsbereiche während der Landephase nur sehr bedingt und während der Startphase nicht geeignet. Zum einen sind die Personen gegenüber der Umgebungsatmosphäre weitestgehend ungeschützt und würden so beim Durchfliegen eines Explosionsfeldes vermutlich verbrennen. Zum anderen sind die Schubkräfte und Fluggeschwindigkeiten eines Orbiters schon nach wenigen Sekunden so groß, daß sich enorme Staudrücke einstellen, die ein sicheres Herausschleudern der Sitze nicht mehr ermöglichen. Der Schub und die Schubdauer herkömmlicher Schleudersitze reichen für eine genügende Trennung Explosionsherd-Landepunkt des rettungssuchenden Abstronauten nicht aus. Der Zeitbedarf für die Freigabe der Ausschußbahn ist zu groß, wenn vorher die Struktur der Raumfähre aufgesprengt werden muß (beim Flugzeug Dachdurchschuß).

Der Erfindung liegt insoweit die Aufgabe zugrunde, eine Möglichkeit einer Rettungseinheit für die Besatzung von Raumtransportern anzubieten, wobei die Rettungsein­ heit so ausgebildet sein soll, daß sie auf dem Weg des Raumtransporters zwischen Startrampe und Verlassen der Erdatmosphäre und nach Wiedereintritt bis zur Landung jederzeit sicher vom Raumtransporter getrennt werden kann.

Die Erfindung steht unter der allgemeinen Erkenntnis, daß dieses Ziel bevorzugt mit einer im Raumtransporter inte­ grierten autarken Rettungsrakete realisiert werden kann.

Der Begriff "autarke Rettungsrakete" ist dabei dahin­ gehend zu verstehen, daß die Rettungsrakete über ein eigenes Antriebssystem verfügt, um sich selbst vom Raumtransportar zu lösen, wobei das Antriebssystem weiterhin zur Einstellung einer definierten Flugbahn dient und dann von einem Bergungssystem in seiner Funktion abgelöst wird, das für eine gebremste Rück­ führung der Rettungsrakete auf die Erde mit einer definierten stationären Sinkgeschwindigkeit sorgt.

Die Erfindung schlägt dazu in ihrer allgemeinsten Ausführungsform eine Rettungseinheit für Besatzungs­ personal von Raumtransportern in Form einer Rettungs­ rakete vor, mit

• - einer Kabine zur vorzugsweise sitzenden oder lie­ genden Aufnahme mindestens einer Person,
• - einer gegenüber der Antriebseinheit des Raumtrans­ porters autarken eigenen Antriebseinheit mit Schub­ düsen zum Ausschießen der Rettungsrakete aus dem Raumtransporter, sowie
• - einer Bergungseinheit zur Steuerung der Flugbahn und/oder Geschwindigkeit der aus dem Raumtransporter abgeschossenen Rettungsrakete.

Dabei enthält die Rakete natürlich auch entsprechende Lebenserhaltungssysteme, die von den Bordsystemen der Raumfähre unabhängig im Notfall zum Beispiel die Sauerstoffversorgung und den Kabinendruck in der Rettungs­ rakete herstellen/regeln.

Die Rettungsrakete weist eine eigene Kabine auf, in der mehrere, bevorzugt aber jeweils nur eine Person Platz finden. Gegebenenfalls werden deshalb mehrere der erfindungsgemäßen Rettungsraketen in einem Raum­ transporter angeordnet.

Die Kabine ist vorzugsweise mit einer eigenen Tür und einem Sichtfenster ausgebildet. Beim automatischen Start des Raumtransporters, bei dem die Unfallgefahr am größten ist, nimmt die jeweilige Person dann in der Kabine der Rettungsrakete Platz und verriegelt diese hermetisch. Vorzugsweise erfolgt das Schließen der Tür automatisch nach Auslösen eines Rettungssignals, sobald die Person in der Kabine ist. Während des normalen Raumfluges verläßt die Besatzung die Rettungsrakete und arbeitet - wie bisher - im eigentlichen Raumtrans­ porter. Dies gilt im wesentlichen auch für die Lande­ phase, die als reine Gleitphase ausgestaltet ist. Sollte es hierbei zu Unregelmäßigkeiten kommen, könnte die Besatzung wiederum in den entsprechenden Rettungsra­ keten Platz nehmen, diese verschließen und auf noch zu beschreibende Art und Weise vom Raumtransporter lösen.

Im Inneren der Kabine sind die lebenserhaltenden Systeme wie Sauerstoff- und Druckversorgung für den Notfall untergebracht. Während des Aufenthaltes der Astronauten in der Rettungskabine - ohne daß diese vom Raumstransporter getrennt worden ist - erfolgt die Versorgung des Insassen aus den Bordsystemen der Raumfähre. Erst für den Fall des Abschusses der Rettungsrakete werden über Trenn­ kupplung die Verbindungen zur Raumfähre gelöst, und die autarken Notsysteme der Rettungsrakete übernehmen die Versorgung des zu Rettenden.

Es ist selbstverständlich, daß innerhalb der Rettungs­ rakete auch die notwendigen Bedienungselemente zum Zünden der Rettungsrakete und zur Steuerung derselben angeordnet sind.

Bevorzugt ist es, die Besatzung sitzend oder liegend in der Rettungsrakete zu plazieren, weil so am besten die starken Schubkräfte aufgenommen werden können und eine Arretierung mittels üblicher Sicherheitssysteme (Sicherheitsgurten etc.) optimiert werden kann.

Dabei schlägt die Erfindung in einer vorteilhaften Aus­ führungsform vor, die Liege- oder Sitzeinheit ausklappbar und innerhalb der Kabine stoßgedämpft anzuordnen, was zum Beispiel über entsprechende Luftkissen erfolgt. Hier­ durch wird die Übertragung der Aufprallenergie der Rettungs­ rakete bei der Landung auf der Erde entsprechend gedämpft. Die Verstellbarkeit erfolgt vorzugsweise automatisch zum Beispiel beim Auslösen einzelner Rettungsvorgänge.

Wie ausgeführt ist die Rettungsrakete mit einem eigenen An­ triebssystem mit entsprechenden Schubdüsen ausgebildet, die so ausgelegt sind, daß die Rettungsrakete innerhalb kürzester Zeit und mit hoher Geschwindigkeit vom Orbiter lösbar ist. Grundsätzlich können hier bekannte Booster Verwendung fin­ den. Es ist selbstverständlich, daß zu der Antriebseinheit auch eine entsprechende Treibstoffversorgung gehört.

Im Gegensatz zu bekannten Schleudersitzsystemen wird es durch eine erfindungsgemäße Rettungsrakete ermög­ licht, die Besatzung innerhalb kürzester Zeit in eine Entfernung von zumindest mehreren Kilometern vom eigent­ lichen Raumtransporter zu schießen und damit in einen Bereich zu bringen, der zum Beispiel im Fall der Explosion des Raumtransporters nicht mehr durch umherfliegende Wrackteile, Druckwellen, Flächenbrände oder dergleichen gefährdet ist. Gerade in dieser gezielten, sicheren Separierung der Rettungsrakete vom Raumtransporter liegt ein wesentliches Merkmal der Erfindung. Aufgrund der beschriebenen eigenen Antriebseinheit wird die sichere Separierung auch dann noch gewährleistet, wenn die Geschwindigkeit der Raumfähre etwa bei 7 Mach liegt, einer Geschwindigkeit, mit der bisher bekannte Raumtransporter die Erdatmosphäre verlassen. Trotz der dabei zu überwindenden hohen Staudrücke kann die Rettungsrakete auch dann noch aufgrund ihres eigenen Antriebssystems sicher abgetrennt werden und dabei dem zu Rettenden Schutz bieten.

Um eine definierte Flugbahn der Rettungsrakete nach dem Lösen sicherzustellen, schlägt die Erfindung in einer vorteilhaften Ausführungsform vor, die Rettungs­ rakete kreiselstabilisiert auszubilden.

Weiterhin wird vorgeschlagen, die Rettungsrakete mit umfangsseitig angeordneten Leitflächen (fins) zu versehen, die gleichfalls für die Einstellung einer definierten Flugbahn dienen.

Dabei schlägt die Erfindung in einer vorteilhaften Ausführungsform vor, die Leitflächen so auszubilden, daß sie aus einer im wesentlichen tangentialen Zuordnung zur Außenfläche der Rettungsrakete in eine radiale Zuordnung überführbar gestaltet sind.

Diesem Merkmal liegt folgande Überlegung zugrunde: Aus aerodynamischen Gründen wird die Rakete in der Regel einen zylinderförmigen Körper aufweisen, der in Flugrichtung zugespitzt oder abgerundet ausgebildet ist. Um die Rakete auf eine definierte Flugbahn zu geben, ist eine sichere Führung beim Start notwendig, weshalb die Rettungsrakete bevorzugt in einer entsprechen­ den, zylinderförmigen Aufnahme des Raumtransporters angeordnet wird. Hier würden aber radial abstehende Leitflächen zunächst beim Start stören und aus diesem Grunde schlägt die Erfindung ausfahrbare Leitflächen vor.

Die Leitflächen können dabei als textile, faltbare und aufblasbare Leitflächen gestaltet sein.

Geht man zunächst von einer sitzenden Position der Besatzung in der Rettungsrakete zum Beispiel beim Start des Raumtransporters aus, wobei die Rettungs­ rakete, wie nach einer vorteilhaften Ausführungsform der Erfindung beansprucht, in einem Winkel größer 0 Grad und kleiner 90 Grad zur Flugrichtung des Raumtrans­ porters angeordnet ist, so befindet sich der Pilot zunächst in einer Stellung innerhalb der Rakete, bei der sein Kopf in Flugrichtung weist.

Nachdem die eigene Antriebseinheit für eine ausreichende Entfernung der Rakete vom Orbiter gesorgt hat, werden die Schubkräfte der Antriebseinheit praktisch auf Null reduziert, woraufhin die Rakete ihre Flugrichtung auf einer Kreisbahn in Richtung auf die Erde ändern wird, was zur Folge hat, daß der Pilot "auf dem Kopf" den weiteren Flugweg beschreitet.

Um dies zu verhindern schlägt die Erfindung weiterhin vor, die Rettungsrakete mit einer Einrichtung zur Beeinflussung der Fluglage relativ zu ihrer Flugbahn auszubilden. Dabei soll die Rakete entweder in eine horizontale Ausrichtung oder aber in eine Ausrichtung überführt werden, bei der der Pilot wiederum mit dem Kopf nach oben die Landephase durchfliegt.

Dies kann zum Beispiel durch entsprechende Einrichtungen zur Ausbildung eines Gegenschubs zur Geschwindigkeits­ verzögerung beziehungsweise zu einer stabilisierten Abbremsung erfolgen, ebenso ist aber auch die Anordnung zusätzlicher Hilfsdüsen denkbar, die die Rakete in die gewünschte Ausrichtung überführen. Alternativ kann dieses Ziel aber auch dadurch erreicht werden, daß zum Beispiel durch Absprengung einzelner Bauteile der Rakete über eine entsprechende Gewichtsverlagerung eine bestimmte Ausrichtung eingestellt wird.

Die Einrichtung zur Beeinflussung der Fluglage kann dabei Bestandteil der Bergungseinheit sein, die nach einer vorteilhaften Ausführungsform der Erfindung aerodynamische Verzögerungseinrichtungen mit zumindest einem Fallschirm, vorzugsweise einem mehrstufigen Fallschirmsystem umfassen.

Ein mehrstufiges Fallschirmsystem wird insbesondere deshalb bevorzugt, weil die Rakete, je nachdem, zu welcher Zeit der Unglücksfall eintritt, aus unterschied­ lichen Höhen und Geschwindigkeiten abgebremst werden muß.

Geht man von dem vorstehend beschriebenen Extremfall aus, bei dem der Unglücksfall erst kurz vor Verlassen der Atmosphäre eintritt, wo die Raumfähre beispiels­ weise eine Geschwindigkeit von 7 Mach aufweist, so bietet die mehrstufige Verzögerungseinrichtung den Vorteil der stufenweisen Reduzierung der Höchstgeschwindig­ keit zu niedrigeren Geschwindigkeiten, bei denen Fall­ schirme gefahrlos geöffnet werden können, die dann für eine Reduzierung der Sinkgeschwindigkeit auf übliche Werte bei der Landung sorgen.

Vorzugsweise ist das mehrstufige Fallschirmsystem (zum Beispiel ein dreistufiges Fallschirmsystem) so aufgebaut, daß jede einzelne Fallschirmstufe (der einzelne Fallschirm) in einer eigenen Packhülle angeordnet ist und die Packhüllen untereinander verbunden sind. Hierdurch wird eine entsprechende stufenweise Öffnung der einzelnen Fallschirme ermöglicht.

Um ein möglichst weiches Aufsetzen der Rettungsrakete auf einer Wasser- oder Landoberfläche zu ermöglichen, schlägt die Erfindung schließlich auch vor, zusätzliche Dämpfungssysteme an der dem Fallschirm abgewandten Seite der Rettungsrakete anzuordnen, so daß die Rakete zuerst mit diesen Dämpfungsgliedern aufschlägt. Die Dämpfungsglieder sind bevorzugt wieder als Luftkissen (Aerbags) ausgebildet, die gleichzeitig bei einer Wasserung für eine entsprechende Schwimmfähigkeit der Rakete sorgen.

Die Dämpfungsglieder werden über eine entsprechende Steuerung/Regelung und/oder manuell zu gegebener Zeit und nach Öffnen entsprechender Klappen in der Außenwand der Rakete aus dieser herausgeführt.

Die Rettungsrakete wird bevorzugt aus üblichen, aus der Raumfahrt bakannten Werkstoffen hergestellt, die vor allem folgende Kriterien erfüllen müssen: sie müssen hitzebeständig sein, eine möglichst schlechte Wärmeleitfähigkeit besitzen, sollen eine gute Struktur­ festigkeit aufweisen und vor allen Dingen leicht sein, um das Transportgewicht des Orbiters möglichst niedrig zu halten. Aus diesem Grunde bieten sich auch größere, absprengbare Kapseln, die zum Beispiel eine ganze Besatzungsmannschaft aufnehmen, weniger an.

Ein Material, das diese Forderungen erfüllt, ist Titan. Zusätzlich kann insbesondere die Spitze der Rakete mit einem Hitzeschild ausgebildet werden, zum Beispiel aus Keramik (Keramikplatten) oder Holz, wobei weniger das Holz als solches als vielmehr das durch die Reibungs­ hitze zu Kohle verkohlte Material einen günstigen Hitzeschutz gewährleistet.

Weitere Merkmale der Erfindung ergeben sich aus den Merkmalen der Unteransprüche sowie den sonstigen An­ meldungsunterlagen.

Die Erfindung wird nachstehend anhand eines Ausführungs­ beispieles erläutert, das in stark schematisierter Form zur besseren Illustrierung in der beigefügten Zeichnung dargestellt ist. Dabei zeigen

Fig. 1 die Anordnung einer Rettungsrakete in einer Raumfähre

Fig. 2 die Abschußphase einer Rettungsrakete aus einer Raumfähre

Fig. 3 Einzelheiten der Rettungsrakete in ihrer Position innerhalb der Raumfähre

Fig. 4 die Rettungsrakete bei der Landung an einem Fallschirm hängend.

In den Figuren sind gleiche oder gleichwirkende Bauteile mit gleichen Bezugsziffern dargestellt.

So beschreibt die Bezugsziffer 10 eine Raumfähre, zum Beispiel die geplante Raumfähre Hermes, ein wieder­ verwendbares Shuttle, das flugzeugähnlich gestaltet ist und nach einem Weltraumflug ohne eigenen Antrieb wie ein Segelflugzeug gleitend auf der Erde landen soll.

In dem in Flugrichtung F vorderen Teil der Raumfähre 10 sind senkrecht zur Flugrichtung F zwei erfindungs­ gemäße Rettungsraketen 12, 14 nebeneinander und im Abstand zueinander angeordnet.

Ebenso könnte die Anordnung der Rettungsraketen 12, 14 aber auch geneigt sein, insbesondere bei der Dar­ stellung nach Fig. 1 (oberer Teil) von rechts unten nach links oben geneigt in einem Winkel von etwa 45 Grad zur Senkrechten. Dies hat den Vorteil, daß beim Start des Orbiters, wo dieser senkrecht zu der in Fig. 1 dargestellten Position angeordnet ist, der Abschuß der Rettungsrakete nicht horizontal und damit parallel zur Erde, sondern in einem Winkel von etwa 45 Grad von der Erde weg erfolgt und die Rettungs­ rakete damit auf eine übliche Flugbahn gelenkt wird. Hierdurch wird die Rettungseinheit sicherheitstechnisch optimiert.

Fig. 3 zeigt den Aufbau der Rettungsrakete 12, die baugleich mit der Rettungsrakete 14 ist.

Aus der Figur wird deutlich, daß die Rettungsrakete 12 sich im wesentlichen über die gesamte Höhe der Raumfähre 10 erstreckt, die oberseitig mit einer ab­ sprengbaren Luke 16 ausgebildet ist, die den Weg für die Rettungsrakete 12 freigibt.

Die im wesentlichen zylinderförmige und mit einer abgerundeten, vorzugsweise aerodynamisch geformten Spitze 18 ausgebildete Rakete 12 liegt in einer zylinderförmigen Aufnahme 20 der Raumfähre 10 ein.

Die Rakete ist in drei Bauabschnitte unterteilt, einen oben angeordneten Bergungsmodul 22, einen mittleren Kabinenmodul 24 und einen unteren Antriebsmodul 26.

Der Antriebsmodul 26, der ein aus der Raumfahrt be­ kanntes Antriebssystem aufweist, ist in der Figur nur schematisch dargestellt. Dem Fachmann stehen hier die verschiedenen bekannten Antriebssysteme zur Verfügung. Es ist selbstverständlich, daß der Antriebsmodul 26 auch einen Treibstofftank umfassen muß und nach unten geöffnet ist, damit die Schubdüsen arbeiten können.

Ebenfalls schematisch sind in Fig. 3 die umfangs­ seitig an der Rakete 12 angeordneten Leitflächen 28 dargestellt, die als Klapp-Leitflächen ausgebildet sind. Während sie zunächst, solange die Rakete noch innerhalb der Fähre angeordnet ist, tangential zur Außenwand der Rakete angeordnet sind, sorgt eine Re­ gelungseinheit nach Verlassen der Rakete aus der Fähre dafür, daß die Leitflächen 28 radial ausgeklappt werden, um den Flugkörper auf der weiteren Flugbahn zu stabi­ lisieren.

Der Kabinenmodul 24 ist mit einem Sitz 30 ausgebildet, unter dem ein Luftkissen 32 angeordnet ist. Der Pilot wird über ein Sicherheitsgurtsystem zusätzlich fest­ gehalten.

In Blickrichtung des Piloten weist die Rakete 12 eine Drehtür auf (nicht dargestellt), die zum Ein- und Austritt dient und hermetisch abdichtbar ist.

Innerhalb der Kabine 24 sind die Lebenserhaltungssysteme sowie verschiedene Steuer- und Regelungseinrichtungen vorgesehen zur manuellen Bedienung beziehungsweise Überwachung der verschiedenen Aggregate der Rakete durch den Piloten.

Der Bergungsmodul 22 dient schließlich insbesondere zur Aufnahme der Elektronik 34 der Rakete sowie eines Fallschirmsystems 36, das hier aus drei Fallschirmen 36′, 36′′ und 36′′′ besteht, wobei sich der kleinste Fallschirm 36′ als erster, der mittlere Fallschirm 36′′ als zweiter und der größte Fallschirm 36′′′ schließ­ lich als dritter und letzter Fallschirm bei der Landung öffnen soll.

Natürlich ist auch hier wieder eine entsprechende, nicht dargestellte Luke in der Wand der Rakete vorge­ sehen, über die die Fallschirme freigelegt werden.

In Fig. 4 ist die Rakete 12 dargestellt, hängend am Fallschirm 36′′′ kurz vor einer Wasserung. Zu diesem Zeitpunkt sind bereits zwei Luftkissen 38 auf der Unterseite der Rakete 12 freigelegt und aufgeblasen worden, die nach der Wasserung die Schwimmfähigkeit der Rakete sicherstellen sollen.

Claims (22)

1. Rettungseinheit für Besatzungspersonal eines Raum­ transporters (10) in Form einer Rettungsrakete (12, 14) mit

• 1.1 einer Kabine (24) zur vorzugsweise sitzenden und liegenden Aufnahme mindestens einer Person,
• 1.2 einer gegenüber einer Antriebseinheit des Raumtransporters (10) autarken eigenen An­ triebseinheit (26) mit Schubdüsen zum Ausschießen der Rettungsrakete (12, 14) aus dem Raum­ transporter (10), sowie
• 1.3 einer Bergungseinheit (22) zur Steuerung von Flugbahn und/oder Geschwindigkeit der aus dem Raumtransporter (10) abgeschossenen Rettungsrakete (12, 14).

2. Rettungseinheit nach Anspruch 1, bei der die Antriebs­ einheit (26) so ausgelegt ist, daß sie auch bei den vom Raumtransporter (10) auf seiner Flugbahn innerhalb der Atmosphäre erreichbaren Fluggeschwindig­ keiten die Rettungsrakete (12, 14) spontan in einer sichere Entfernung vom Raumtransporter (10) schießt.

3. Rettungseinheit nach Anspruch 1 oder 2, bei der die Rettungsrakete kreiselstabilisiert ausgebildet ist.

4. Rettungseinheit nach einem der Ansprüche 1 bis 3, bei der die Rettungsrakete (12) mit umfangs­ seitig angeordneten Leitflächen (28) ausgebildet ist.

5. Rettungseinheit nach Anspruch 4, bei der die Leit­ flächen (28) aus einer im wesentlichen tangentialen Zuordnung zur Außenfläche der Rettungsrakete (12) in eine radiale Zuordnung überführbar gestaltet sind.

6. Rettungseinheit nach Anspruch 5, bei der die Leit­ flächen (28) als textile, faltbare und/oder aufblas­ bare Leitflächen gestaltet sind.

7. Rettungseinheit nach einem der Ansprüche 1 bis 6 mit einer Einrichtung zur Erzeugung eines Gegen­ schubs (Bremsschubs) zur Flugrichtung der Rettungs­ rakete.

8. Rettungseinheit nach einem der Ansprüche 1 bis 7 mit einer Einrichtung zur Beeinflussung der Fluglage der Rettungsrakete relativ zu ihrer Flug­ bahn.

9. Rettungseinrichtung nach einem der Ansprüche 7 oder 8, bei der die Einrichtung(en) Bestandteil der Bergungseinheit (22) ist (sind).

10. Rettungseinheit nach einem der Ansprüche 1 bis 9, bei der die Bergungseinheit (22) mindestens einen Fallschirm, vorzugsweise ein mehrstufiges Fallschirmsystem (36′, 36′′, 36′′′) umfaßt.

11. Rettungseinheit nach Anspruch 10, bei der das Fallschirmsystem (36′, 36′′, 36′′′) so aufgebaut ist, daß jede einzelne Fallschirmstufe (der einzelne Fallschirm) in einer eigenen Packhülle angeordnet ist und die Packhüllen untereinander verbunden sind.

12. Rettungseinheit nach einem der Ansprüche 1 bis 11 mit mindestens einer, aus der Rettungsrakete auf der dem Fallschirm (36′′′) abgewandten Seite auslenkbaren Dämpfungseinheit (38).

13. Rettungseinheit nach Anspruch 12, wobei die Dämpfungs­ einheit (38) ein Luftkissen ist.

14. Rettungseinheit nach einem der Ansprüche 1 bis 13, bei der die Kabine (24) mit einer hermetisch verschließbaren Tür ausgebildet ist.

15. Rettungseinheit nach einem der Ansprüche 1 bis 14, bei der die Liege- oder Sitzeinheit innerhalb der Kabine (24) stoßgefedert ist.

16. Rettungseinheit nach Anspruch 15, bei der die Liege- oder Sitzeinheit über ein Luftkissen (32) stoßgefedert ist.

17. Rettungseinheit nach einem der Ansprüche 1 bis 16, wobei der Raketenmantel aus hochtemperatur­ beständigem, strukturfesten und spezifisch leichtem Werkstoff besteht.

18. Rettungseinheit nach einem der Ansprüche 1 bis 17, wobei der Raketenmantel zumindest im Bereich der Raketenspitze mit einem getrennt aufgebrachten Hitzeschild ausgebildet ist.

19. Rettungseinheit nach einem der Ansprüche 1 bis 18, deren Sitz- oder Liegeeinheit positionsveränder­ bar ist.

20. Rettungseinheit nach Anspruch 19, wobei bei Schräg­ anordnung der Rakete im Raumtransporter die Liege- oder Sitzeinheit in eine Normalposition verschwenk­ bar ist.

21. Rettungseinheit nach einem der Ansprüche 1 bis 20, wobei zur Verbesserung der Initialbeschleunigung die Antriebseinheit eine teleskopartige Schleuder­ kanone unterstützend zum Raketenschub aufweist.

22. Raumtransporter mit einer Rettungsrakete nach einem der Ansprüche 1 bis 21, wobei die Rettungsrakete, bezogen auf ihre Abschußrichtung, in einem Winkel größer 0 Grad und kleiner 90 Grad zur Flugrichtung (F) des Raumtransporters angeordnet ist.