DE4433349A1 - Wiederverwendbarer Rückflugsatellit - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf geflügelte Raketenfahrzeu­ ge und insbesondere auf einen wiederverwendbaren Satelli­ ten, der auf einer Landebahn landet.

Die internationale Infrastruktur für den Raumtransport und dessen Ausnutzung zeigt eine Reihe von Mängeln. Der­ zeit gibt es keine Möglichkeit, kleine Lasten, sogenannte Zahllasten, im Umlauf zu plazieren, und zwar im gewünsch­ ten zeitlichen Rahmen flexibel und kosteneffizient; fer­ ner gibt es keine Möglichkeit, im Umlauf befindliche Zahllasten zu unterstützen und sie sowie ihre Daten zur Erde mit flugzeugartigen Mitteln zurückzubringen. Diese Nachteile werden in zunehmendem Maße deutlich. Kleine Zahllasten werden mehr und mehr benötigt, um Verbesse­ rungsprünge auf den Gebieten der elektronischen und der Sensortechnologien auszuführen. Ausgereifte Unterstüt­ zungs- und Rückkehrfahrzeugtechnologien in unterschiedli­ chen Gebieten machen kosteneffektive Lösungen praktika­ bel.

Zu den bereits existierenden Mitteln zur Rückführung von Zahllasten aus dem Raum gehört die amerikanische Space Shuttle, der russische Soyuz und die Buran-Fahrzeuge und chinesische Rückkehrkapseln. Sowohl das Shuttle wie auch die Soyuz sind große bemannte Fahrzeuge mit hohen Kosten pro Flug infolge ihrer Größe und der rigorosen Sicher­ heitsvorschriften, die bei bemanntem Raumflug auftreten. Diese Fahrzeuge fliegen auch nicht häufig und infolgedes­ sen ergeben sich lange Zahllastlisten und manche Zahllast wird nicht geflogen. Buran hat die Größe der Space Shut­ tle und ist für den bemannten Flug vorgesehen, wurde aber nur einmal in einer unbemannten Betriebsart geflogen. Die chinesischen Rückkehrkapseln basieren auf der russischen Technologie von 1960. Sie setzen die Zahllasten während des Eintritts hohen Beschleunigungsbelastungen aus, sie sind nicht steuerbar und ihr Landepunkt ist nicht vorher­ sagbar.

Die bereits existierenden Mittel zur Anordnung von Zahl­ lasten im Orbit oder Umlauf umfassen verschiedene inter­ nationale Transportfahrzeuge mit Zahllastmöglichkeiten im Bereich von hunderten von Pfund bis zu hunderttausend von Pfund, und zwar zu einer niedrigen Erdumlaufbahn (Orbit). Mit einer Ausnahme werden alle diese Fahrzeuge von der Erde aus gestartet, was die unabhängige Stipulation hin­ sichtlich Inklination und Längengrad des ansteigenden Knotens (node) nicht ermöglicht. Infolgedessen ist eine Konstellation von 15 oder 16 Satelliten erforderlich, um einen Bereich der Erdoberfläche zu überwachen, und zwar während jeder niedrigen Erdumlaufperiode. Die Transport- und Satellitenkosten schließen den Aufbau derartiger Um­ laufkonfigurationen aus und auch die zeitweise Überwa­ chung irgendeiner bestimmten Region auf der Erde. Auch die Launch-, d. h. Transport- oder Abhebfenster für Ren­ dezvous und Docking und umlaufende Plattformen sind eben­ falls stark eingeschränkt für von der Erde aus gestartete Booster. Die niedrigste erreichbare Neigung oder Inklina­ tion ohne starke Nachteile für die Zahllast ist durch den von der Erde ausgehenden Transport (ground launching) be­ schränkt, und zwar auf Werte von größer oder gleich der Breite oder Latitude des Abheb- oder Transportplatzes.

Eine Ausnahme ist als Pegasus bekannt. Pegasus ist in US-PS 4,901,949 beschrieben. Dieses Patent von A. L. Elias hat den Titel "Rocket-Powered, Air-Deployed, Lift- Assisted Booster Vehicle for Orbital, Supraorbital and Suborbital Flight". Es handelt sich hier um ein mehrstu­ figes aus der Luft gestartetes Fahrzeug, das hunderte von Pfund in einer niedrigen Erdumlaufbahn anordnen kann. Der Start oder das Launching von der Luft aus gestattet die unabhängige Auswahl des Startpunktes und des Startazi­ muths, was wiederum die unabhängige Spezifikation der Or­ bitalinklination und Länge (longitude) des steigenden Knotens (node) gestattet. Solche Umlaufbahnen oder Orbits werden zugeschneiderte Orbits genannt und sie gestatten den wiederholten Überflug von Regionen der Erdoberfläche. Überflüge von bis zu vier aufeinanderfolgenden Orbits sind möglich. Statt daß 15 oder 16 Satelliten erforder­ lich sind, um eine Region der Erdoberfläche während jeder niedrigen Erdumlaufperiode zu überwachen, benötigt man nur vier Satelliten. Der Pegasus ist jedoch ein reines "launch" oder Transportfahrzeug und als solches ist Pe­ gasus nicht in der Lage, eine Zahllast, während er sich im Orbit befindet, zu tragen, noch ist er in der Lage, eine Zahllast zur Erde zurückzubringen.

Infolge der hohen Start- oder Abhebkosten und der inade­ quaten Mittel zur Zurückbringung von Zahllasten aus dem Raum sind Satelliten und ihre Zahllasten für hohe Zuver­ lässigkeit, langes Leben und robuste Kommunikationsfähig­ keiten ausgebildet. Die Satelliten und Zahllastentwick­ lung und Produktionszeiten und Kosten sind infolge dieser Situation sehr hoch. Herabverbindungsdaten (down linking data) durch ausgeklügelte Satelliten und Erdkommunikati­ onsnetzwerke ermöglichen es oftmals nicht, daß die Daten die Benutzer in einer zeitlich akzeptablen Art und Weise erreichen. Infolge des Fehlens einer zeitlich akzepta­ blen, eine niedrige Verzögerung vorsehenden und kostenef­ fektiven Rückkehrmöglichkeit wurden viele potentielle Sa­ tellitenzahllasten niemals entwickelt.

Diese Nachteile beschränken die Nutzung des Weltraums und die folgende Erfindung schlägt zur Überwindung dieser Nachteile eine Vorrichtung vor, die eine Rückkehr aus der Umlaufbahn oder dem Orbit vorsieht, und zwar unter Ver­ wendung einer flugzeugartigen Vorrichtung, die Zahllasten trägt, während sie sich im Orbit befindet und die von der Luft aus gestartet wird, um zeitlich gesteuerte Umlauf­ bahnen zu erreichen, die eine spezifizierte Neigung und Longitude des ansteigenden Knotens (ascending node) be­ sitzen. Diese Fähigkeiten werden ermöglicht durch die erstmalige Integration ausgereifter Technologien auf ver­ schiedenen Gebieten. Dazu gehören der Pegasus-Booster, der von der Luft aus gestartet wird; zusammengesetzte Strukturen mit niedrig bis mäßigen Temperaturfähigkeiten; dauerhafte thermische Schutzsysteme; zuverlässige leicht­ gewichtige und geringe Leistung erfordernde Avionics; Batterien mit hoher Energiedichte und einsetzbare und zu­ rückziehbare Solar- oder Sonnenanordnungen; und Raketen­ motormittel mit niedrigem Gewicht und speicherbarem Treibmittel hoher Effizienz.

Zusammenfassung der Erfindung. Das wiederverwendbare Rück­ flug (REFLY = reusable flyback) Satellitensystem der vor­ liegenden Erfindung weist Rückflugmittel auf und Be­ schleunigungs- und Positioniermittel. Die Rückflugmittel sehen die Beschleunigung und die Einfügung in den Umlauf oder Orbit vor, im Orbit erforderliche Funktionen und Dienstleistungen zum Tragen einer Zahllast, das Verlassen der Umlaufbahn (de-orbiting), das Wiedereintreten und das Landen auf einer Landebahn. Die Beschleunigungs- und Po­ sitioniermittel sind an einem Trägerflugzeug angebracht; die Beschleunigungs- und Positioniermittel tragen in lös­ barer Weise die Rückflugmittel. Das Trägerflugzeug posi­ tioniert die Beschleunigungs- und Positioniermittel auf einer gewünschten ersten Position, wo die Beschleuni­ gungs- und Positioniermittel von dem Trägerflugzeug ent­ fernt werden. Daraufhin positionieren die Beschleunigungs- und Positioniermittel die Rückflugmittel auf einer zwei­ ten Position, wo die Rückflugmittel von den Beschleuni­ gungs- und Positioniermitteln trennbar sind. Die zweite Position ist derart vorgesehen, daß die Rückflugmittel eine gewünschte Umlaufbahn (Orbit) erreichen können.

Die Rückflugmittel weisen vorzugsweise ein Rückflugfahr­ zeug auf, welches einen mittleren und hinteren Rumpf be­ sitzt mit einer Mittelachse und einer stumpfen Basis; ferner einen konischen vorderen Abschnitt mit einer Sym­ metrieachse, die nach unten von der Mittelachse gekippt ist; und schließlich ist eine Vielzahl von Flügeln und gekanteten Schwänzen vorgesehen, die von dem Rumpf so wegstehen, um die nicht störende Befestigung am Rückflug­ fahrzeug benachbart zum Trägerflugzeug zu gestatten.

Die Ausdrücke "REFLY" oder "wiederverwendbares Rückflug- (reusable flyback) Fahrzeug beziehen sich auf ein Fahr­ zeug, welches in der Lage ist, das Einfügen in einen ge­ wünschten Orbit mit einer Zahllast zu gestatten, das Tra­ gen oder Haltern der Zahllast im Umlauf oder Orbit, das Verlassen des Orbits (de-orbiting), das Wiedereintreten und das Landen auf einer Landebahn nach Art eines Flug­ zeugs.

Die Beschleunigungs- und Positioniermittel weisen vor­ zugsweise ein Rocket-Boosterfahrzeug auf, wie es bei­ spielsweise unter den Namen "Pegasus" bekannt ist.

Weitere Ziele, Vorteile und neue Merkmale der Erfindung ergeben sich aus der folgenden Beschreibung von Ausfüh­ rungsbeispielen anhand der Zeichnung: in der Zeichnung zeigt:

Fig. 1a eine vordere Endansicht des wiederverwendbaren Rückflugfahrzeugs und Booster-Fahrzeugs zusammen­ gepaßt an einem Trägerflugzeug, wobei das wieder­ verwendbare Rückflugsatellitensystem der Erfindung dargestellt ist;

Fig. 1b eine gespaltene Draufsicht auf die Vorrichtung der Fig. 1a, wobei die eine Hälfte der Figur eine An­ sicht von unterhalb und die andere Hälfte eine An­ sicht von oberhalb zeigt;

Fig. 1c eine Seitenansicht der Vorrichtung gemäß Fig. 1a;

Fig. 2a ein schematisches Diagramm, welches das Start- oder Abhebverfahren des erfindungsgemäßen wieder­ verwendbaren Rückflugfahrzeugs zeigt;

Fig. 2b ein schematisches Diagramm, welches den Wiederein­ tritt und das Landen des erfindungsgemäßen wieder­ verwendbaren Rückflugfahrzeugs zeigt;

Fig. 3 eine perspektivische Vorderansicht des Start- oder Abhebfahrzeugs der Erfindung einschließlich des wiederverwendbaren Rückflugfahrzeugs und eines Pe­ gasus-Boosterfahrzeugs;

Fig. 4a eine Draufsicht auf das wiederverwendbare Rück­ flugfahrzeug der Erfindung, wobei die gestrichel­ ten Linien wichtige innere Komponenten darstellen;

Fig. 4b eine Rückansicht des wiederverwendbaren Rückflug­ fahrzeugs der Fig. 4a;

Fig. 4c eine Seitenansicht des wiederverwendbaren Rück­ flugfahrzeugs der Fig. 4a;

Fig. 5 eine perspektivische Explosionsansicht der bauli­ chen Komponenten des wiederverwendbaren Rückflug­ fahrzeugs;

Fig. 6 eine perspektivische Bodenansicht des wiederver­ wendbaren Rückflugfahrzeugs darstellt und wobei vorgesehen oder ausgefahrene Solaranordnungspanee­ le dargestellt sind, welche für den Betrieb im Or­ bit repräsentativ sind; und

Fig. 7 eine ein schematisches Diagramm, welches eine be­ vorzugte Betriebsmethologie der vorliegenden Er­ findung veranschaulicht.

Die gleichen Elemente oder Teile werden in sämtlichen Fi­ guren mit den gleichen Bezugszeichen versehen.

Im folgenden sei nunmehr das bevorzugte Ausführungsbei­ spiel beschrieben.

Ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel des erfindungsgemäßen Systems ist in den Fig. 1a-1c dargestellt und im ganzen mit 10 bezeichnet. Das wiederverwendbare Rückflugsatelli­ ten (REFLY) System besteht aus vorzugsweise einem L-1011-Trägerflugzeug 12 (oder einem anderen geeigneten Flugzeug), den ersten zwei Stufen eines Pegasus-Boosters 14 und einem Rückflug- oder "REFLY"-Fahrzeug 16. Der Aus­ druck "Pegasus" kann sich auf den Standard-Pegasus, den Pegasus XL, den Pegasus XL mit daraufangebrachten Ele­ menten (strap-ons) oder irgendeine Ableitung des Pegasus beziehen. Das REFLY-Fahrzeug 16 ist an dem Pegasus-Boo­ ster 14 angebracht, der seinerseits an der Unterseite des Trägerflugzeugs 12 angebracht ist.

Der Systembetrieb während des Aufstiegs (ascent) in den Orbit oder die Umlaufbahn ist in Fig. 2a dargestellt. Das L-1011-Flugzeug 12 fliegt zu dem gewünschten Start oder Launchpunkt 24. Nach Erreichen des Launchpunktes 24 und nach Durchführung geeigneter Chekouttests und anderer Funktionen wird zur Zeit t = Null Sekunden das Launch­ fahrzeug 14, 16 luft-gelaunched oder gestartet, und zwar mit subsonischen Geschwindigkeiten (beispielsweise einer Mach-Zahl von annähernd 0,80), und zwar auf einer Höhe von annähernd 40 000 Fuß in einer im wesentlichen hori­ zontalen Lage oder Haltung. Nach der sicheren Trennung vom Inneren des Flugzeugs 12 gibt es eine (durch Pfeil 18 bezeichnete) Phase des freien Falls, während der das Launchfahrzeug 14, 16 seine eigene Flughaltung etabliert und dann am Punkt 26 (beispielsweise zur Zeit t = 5 Se­ kunden) zündet der Motor 20 der ersten Stufe. Die Zündung der ersten Stufe 20 beschleunigt das Launchfahrzeug 14, 16 über ein Hochbeschleunigungs-Hochzieh (pull-up) -Manö­ ver (annähernd 2,5 G).

Am Punkt 28 (beispielsweise t = 30 Sekunden, V = Mach 3,0, Höhe =78 000 Fuß) werden die aerodynamischen Steuer­ oberflächen des Launchfahrzeugs 14, 16 in einer Konfigu­ ration plaziert, was das Launchfahrzeug 14, 16 dazu ver­ anlaßt, sich nach unten zu neigen, wodurch sein anstei­ gender Flugpfad verringert wird. Der Punkt 28 wird als der Punkt bestimmt, wo der Parameter V² seinen Maximal­ wert erreicht hat und den Punkt der aerodynamischen Spit­ zenlast am Launchfahrzeug 14, 16 (beispielsweise annä­ hernd 1000 psf) erreicht hat.

Am Punkt 30 (beispielsweise t = 78 Sekunden, V = 7950 fps,, Höhe = 158 000 Fuß) treten das Ausbrennen der er­ sten Stufe und das "Jettison" (Dahingleiten) auf. Die Punkte 26-30 repräsentieren eine erste Phase 32 des Flugs des Launchfahrzeugs 14, 16, während welcher die Flugbahn (trajectory) exklusiv aerodynamisch gesteuert wird.

Nach dem Ausbrennen der ersten Stufe (Punkt 30) tritt die Zündung der zweiten Stufe am Punkt 34 (beispielsweise t = 94 Sekunden, Höhe = 207 000 Fuß) ein, und zwar nach einer optimalen Lauf- oder Dahingleitperiode.

Die Zündung der dritten Stufe erfolgt nach dem Ausbrennen der zweiten Stufe am Punkt 36 (beispielsweise t = 161 Se­ kunden, Höhe = 400 000 Fuß, Geschwindigkeit = 14 145 fps), und zwar gefolgt von einem Ausbrennen der dritten Stufe am Punkt 38 (beispielsweise t= 558 Sekunden, Höhe = 713 000 Fuß, Geschwindigkeit = 24 896 fps). Nach dem Lau­ fen oder Dahingleiten zu dem entferntesten Punkt (Apogäum) der resultierenden elliptischen Umlaufbahn (Orbit) zündet das REFLY oder Rückflugfahrzeug 16 seine Motore, um den Orbit zu umlaufen, und zwar in an einem Punkt 40 (beispielsweise t = 53 Minuten, Höhe = 200 nmi, 12 000 nmi Abwärtsbereich).

Bislang enthielt der Pegasus-Booster 14 eine dritte und manchmal eine vierte Stufe, welche einen Satelliten in die Umlaufbahn beschleunigt. Der Satellit bestand aus ei­ nem Bus und einer Zahllast und ist nicht Teil des Launch­ fahrzeugs. Gemäß der Erfindung ist, wie in Fig. 3 gezeigt und wie im einzelnen weiter unten beschrieben wird, das Rückflugfahrzeug 16 die dritte Stufe des Launchfahrzeugs 14, 16 und sieht annähernd 41% des Geschwindigkeitser­ fordernisses der Mission vor. Es führt die Funktionen des Satellitenbusses aus und es sieht hunderte von Pfund brauchbarerer Zahllastfähigkeit vor.

Gegenüber Fig. 2b zeigt den Betrieb während des Eintritts des REFLY-Fahrzeugs, der Annäherung und der Landung. Nach der De-Orbit-Verbrennung 42 (Verbrennung zum Zwecke des Verlassens der Umlaufbahn) (t = 0 Sekunden) wird das Fahrzeug 16 für den Wiedereintritt in die Atmosphäre (Punkt 43) orientiert. Der endoatmosphärische Flug be­ ginnt am Punkt 44 (beispielsweise t = 27 Minuten, Höhe = 400 000 Fuß, Angriffswinkel = 40°) und ist gesteuert, um die Oberflächentemperatur zu begrenzen, die Wärmebela­ stung und die vom Fahrzeug und der Zahllast erfahrenen Beschleunigungen. Dies wird erreicht durch Verwendung kom­ binierter aerodynamischer und Höhensteuerungsschub- oder thrust-Mittel. Das Fahrzeug steuert seinen Abwärtsbereich und seinen Querbereich, um die Landebahn anzusteuern. Am Punkt 46 (beispielsweise t = 32 Minuten, Höhe = 267 000 Fuß) zieht das Rückflugfahrzeug aus, und zwar unter Ver­ wendung von Querlage (bank) zur Steuerung der Wärmeraten­ beschleunigung und des Querbereichs.

Am Punkt 48 (beispielhafte Mach-Zahl annähernd 1,5, Höhe annähernd 90 000 Fuß) beginnen Energiemanagementmanöver für das Zielgebiet, wobei das Fahrzeug mit der Landebahn ausgerichtet wird. Das Einfangen oder der Eintritt der anfänglichen Gleitbahn (glide slope) tritt am Punkt 50 (beispielsweise t = 51 Minuten, Mach annähernd 1,09) auf. Das Landen (touchdown) erfolgt zum Punkt 52 (beispiels­ weise t = 53 Minuten, Geschwindigkeit kleiner als 154 Knoten, 8 fps maximale Sinkrate).

Diese Operationen sind ähnlich denen des Space Shuttle. Das Space Shuttle ist jedoch ein bemanntes Fahrzeug, wel­ ches durch einen Piloten gelandet wird. Das Rückflug- oder REFLY-Fahrzeug 16 ist ein vorzugsweise unbemanntes Fahrzeug, welches automatisch gelandet wird, und zwar un­ ter Verwendung eines Navigationssystems, welche aus dem globalen Positioniersystem (GPS) 56 besteht, und zwar in einer Differentialbetriebsart und einem Radarhöhenmesser 58. (Die russische Buran wurde automatisch gelandet, ver­ wendete aber ein komplizierteres Landesytem.) Die REFLY- Möglichkeit der vorliegenden Erfindung gestattet, daß das Fahrzeug auf relativ unvorbereiteten Landebahnen irgendwo in der Welt gelandet wird. Ein GPS-Transceiver (Sender/Empfänger) 54 ist auf einer vermessenen oder überwachten Landebahn angeordnet und bestimmt die Positi­ onskorrekturinformation für die Übertragung zum REFLY- Fahrzeug 16. Das REFLY-Fahrzeug 16 kombiniert seine ei­ gene GPS bestimmte Position, die Erd-GPS-Korrekturinfor­ mation und die Radarhöheninformation, um die notwendige Landegenauigkeit zu erreichen.

Unter erneuter Bezugnahme auf Fig. 3 sei bemerkt, daß dort zwei wichtige Merkmale für REFLY-Fahrzeug 16 darge­ stellt sind. Die Flügel 60 des REFLY-Fahrzeug 16 sehen Hubkräfte vor und Steuermomente, um das Launchfahrzeug zu tragen und zu stabilisieren, und zwar während des Hochbe­ schleunigungs-Hochziehmanövers. Zu dem sehen beide Flügel 60 und die Schwänze 62 des REFLY-Fahrzeugs 16 Steuermo­ mente vor beim Ausbrennen der ersten Stufe, um eine effi­ zientere Anstiegsbahn zu ermöglichen, als sie von dem Pe­ gasus 14 allein verfügbar ist. Die höhere Effizienz er­ gibt, daß eine brauchbare Zahllast im Orbit angeordnet werden kann. Schließlich sind die bekanteten Zwilling­ schwänze 62 des REFLY-Fahrzeugs 16 derart konstruiert, daß sie die Anbringung des Launchfahrzeugs 14, 16 an der Unterseite des Flugzeugs 12 gestatten.

In den Fig. 4a-c ist eine ins einzelne gehende Darstel­ lung des Rückflugfahrzeugs 16 gezeigt. Für den Flug in­ nerhalb der Atmosphäre enthalten die Flügel 60 angelenkte Steueroberflächen 64 (als "flaperons" bezeichnet), um die Rollsteuerung vorzusehen und den aerodynamischen Lift oder Hub zu erhöhen. Die Flügelspannweite ist vorzugs­ weise auf 10 Fuß begrenzt, um den Lufttransport des Rück­ flugfahrzeugs 16 durch ohne weiteres verfügbare Flug­ zeuge, wie beispielsweise ein Lockheed C-130 Transport­ flugzeug zu ermöglichen. Die allbeweglichen gekanteten Schwänze 62 (als "ruddervators" bezeichnet), sehen die Nik- und Gier-Steuerung vor und sie sind derart konstru­ iert, daß sie statisch das Fahrzeug während der endoatmo­ sphärischen Flugregime stabilisieren. Die gekantete Schwanzkonstruktion 62 gestattet, daß das Rückflugfahr­ zeug 16 an der Unterseite des Trägerflugzeugs unauffällig angebracht werden kann. Eine Geschwindigkeitsbremse 66 ist entlang des Fahrzeugs 16 vorgesehen und dient zum Energiemanagement während der Annäherung und des Landens. Ein Höhensteuersystem besteht aus Höhensteuerschubelemen­ ten oder Thrusters 68 und (nicht gezeigten) Reaktionsrä­ dern und wird verwendet zur Steuerung des Fahrzeugs wäh­ rend des exoatmosphärischen Fluges.

Der Fahrzeugrumpf 70 sieht eine aerodynamische Form vor, die für einen steuerbaren Wiedereintritt erfolgreich ist. Dies wird erreicht mit einem abgeschrägten konischen Vor­ derabschnitt 71 und einem zylindrischen mittleren und hinteren Rumpf 73 mit einer stumpfen Basis 75. Der ge­ neigte konische Vorderabschnitt 71 wird erreicht durch Drehen der Symmetriachse nach unten relativ zur Mittel­ achse des zylindrischen mittleren und hinteren Rumpfes.

Der Fahrzeugrumpf 70 enthält eine vordere Ausrüstungs- und Avionic-Abteilung 72 mit Zugang durch eine entfern­ bare Abdeckung 74; einen vorderen Treibmitteltank 76; ein Zahllastabteil 78 mit Zugang durch die Zahllasttore 80; einen mittleren Ausrüstungs-Landemittel und Avionics-Ab­ schnitt 82 mit Zugang durch die Unterseite; einen hinte­ ren Treibmitteltank 84 und einen hinteren Aufnahmeraum 86 mit einem Hauptraketenmotor 88 und einem (nicht gezeig­ ten) Höhensteuertreibmitteltank. Raum ist vorgesehen für Solaranordnungen mit Zugang durch den hinteren Teil des Fahrzeugs 16. Eine Interfacestruktur 90 ist vorgesehen zur Befestigung des REFLY′S oder Rückflugs 16 am Pegasus- Booster 14. Das Zahllastabteil 78 ist oberhalb der Flügel 60 angeordnet, um einen steuerbaren Flug mit oder ohne Zahllast zu gestatten.

Es sei nun auf Fig. 5 Bezug genommen, wo eine perspekti­ vische Explosionsansicht des Rückflugfahrzeugs 16 gezeigt ist. Der Hauptteil des Rumpfmaterials ist vorzugsweise aus einem Graphit-Eopoxy-Material in einer Honigwaben­ sandwichkonstruktion aufgebaut. Das vordere Landemittel oder Landerad 92 ist an dem Rumpf am vorderen Landerahmen 94 befestigt. Die lösbar angebrachten vorderen Zugangs­ tore 74 und die Zahllastabteilzugangstore 80 bestehen aus einer Graphit-Epoxy-Honigwabesandwichkonstruktion. Die Zahllastabteiltore 80 sind an der mittleren Rumpfstruktur 96 durch Angeln befestigt. Eine Schub- oder Thruststruk­ tur 98 und ein hinteres Abteil 86 sind ebenfalls vorzugs­ weise aus Graphit-Epoxy-Konstruktion. Die Treibmit­ teltanks 76, 84 sind von integraler Struktur vorzugsweise aus 2219-T87 Aluminium in einer Isogrid versteiften Kon­ struktion. Die mittlere Rumpfstruktur 96 dient auch als die Zahllastabteilstruktur und die Flügelhindurchtrags­ truktur. Diese Konstruktion ist effizient und leichtge­ wichtig. Die Flügel 60, Flaperons 64 und Schwänze 62 sind vorzugsweise aus Graphit-Bismaleimid (BMI) in einer Fest­ plattenkonstruktion geformt. Bei
400 °F hat BMI eine 100 °F höhere Gebrauchstemperatur als Epoxy, was das Gewicht des thermischen Schutzsystems (TPS = thermal protection system) auf den Flügeln 60, 64 und Schwänzen 62 absenkt. Das TPS wird weiter unten noch dis­ kutiert. Graphit-Epoxy wird in dem Rumpf verwendet, weil die Temperatur der Zahllast und der internen Komponenten unterhalb 300 °F gehalten werden sollte.

Eine Rumpfverkleidung an der unteren Oberfläche des Rück­ flugfahrzeugs 16 wird durch die Elemente 100, 102, 104 und 106 gebildet. Die Verkleidung läuft über die Länge des Rumpfes und dient mehreren Funktionen einschließlich der Wärmeabschirmung des vorderen Seitenrumpfes während des Eintritts, der Befestigung für die Flügel und als Ge­ häuse für die Solaranordnung. Die Verkleidung besteht ebenfalls vorzugsweise aus einer Graphit-Epoxy-Honigwa­ bensandwichkonstruktion.

Die wiederverwendbare Eigenschaft des Rückflugfahrzeugs 16 wird teilweise erreicht durch die Verwendung eines wiederverwendbaren thermischen Schutzsystems (TPS). Die primären Elemente von TPS sind eine fortgeschrittene fle­ xible wiederverwendbare Oberflächenisolationsabdeckung (advanced flexible reusable surface insulation = AFRSI) und Kacheln oder Platten hoher thermischer Leistungsfä­ higkeit (HTP = high thermal performance = Kacheln). Die AFRSI-Abdeckung wird in einem relativ niedrigen Tempera­ turgebiet des Rückflugfahrzeugs 16 verwendet. Die AFRSI- Abdeckung ist eine Isolationsabdeckung hergestellt aus Quarzfaser, aus Nextelfaser oder aus Nicalonfaser mit ei­ nem gesteppten Material an der Außenformlinienoberfläche als Fabrikationsprozeß oder Konstruktionsverfahren (entwickelt unter dem US-Space Shuttle Programm).

Gebiete höherer Temperatur einschließlich der Nase und der vorderen Kanten der aerodynamischen Oberflächen ver­ wenden HTP-Kacheln oder Platten mit einem gehärteten oder zähgemachten einfasrigen Isolationsüberzug (toughened uni-fibrous insulation = TUFI). Die Kachel sind gemäß dem US-Space Shuttle Programm entwickelte Kacheln. TUFI ist ein Schutzüberzug, der ebenfalls im US-Space Programm entwickelt wurde und ein auf Silicium basierendes Materi­ al aufweist mit Additiven für optimale optische Eigen­ schaften. Der Nasenradius und die vorderen Kantenradien von Flügel und Schwanz sind so konstruiert, daß sie die Verwendung von HTP an diesen Stellen gestatten. Diese Lö­ sung eliminiert die Notwendigkeit von Strukturen aus feu­ erfesten Composits aus Kohlenstoff-Kohlenstoff, wie sie für die Nase und die vorderen Kantenstrukturen am Space Shuttle eingesetzt wurden (wobei aber nicht gesagt werden soll, daß die Verwendung dieser Composits für die vorlie­ gende Rückflugerfindung ausgeschlossen ist). Die Kohlen­ stoff-Kohlenstoff-Strukturen sind kompliziert, kostspie­ lig und eher einer Stoßschädigung ausgesetzt als die HTP- Kacheln mit dem TUFI-Überzug.

Das Space Shuttle verwendet TPS mit einer Aluminiumstruk­ tur. Die vorliegende Erfindung verbindet andererseits die Verwendung von TPS mit einer Graphit-Compositstruktur. Dies hat eine beträchliche Reduktion der Anzahl von TPS- Teilen verglichen mit dem Space Shuttle zur Folge. Diese Reduktion ist teilweise auf die Elimination des Bean­ spruchungsisolationskissens (strain isolation pad = SIP) zurückzuführen, und zwar zwischen der Struktur und dem TPS. Dies wird möglich gemacht durch Ähnlichkeiten des thermischen Ausdehnungskoeffizienten zwischen der Gra­ phitcompositstruktur und dem TPS. Eine derartige Reduk­ tion des TPS-Teilezählerstands resultiert in einer weni­ ger kostspieligen Herstellung des Fahrzeugs.

Wie oben erwähnt, ist der Hauptmotor 108 des Rückflug­ fahrzeugs 16 vorzugsweise der XLR-132. Der XLR-132 ist ein Motor mit speicherbarem Antriebsmittel mit annähernd 3750-5250 englischen Pfund Schub. Verglichen mit ande­ ren verfügbaren Alternativen für speicherbares Antriebs­ mittel ist sein relativ hoher spezifischer Impuls (344,7 Sekunden), sein geringes Gewicht (134 englische Pfund) und seine kleine Größe in idealer Weise geeignet für das Rückflugfahrzeug 16.

Es sei nun auf Fig. 6 Bezug genommen, wo man die flexible zurückziehbare Solaranordnungabsdeckung 108 befestigt am Rückflugfahrzeug 16 sieht. Die Solaranordnung 108 kann ausgefahren und zurückgeholt werden, und zwar im Orbit oder in der Umlaufbahn, um Leistung vorzusehen bzw. um für den Wiedereintritt vorzubereiten. Ihr Speicher oder Aufbewahrungsplatz ist in der hinteren Rumpfabdeckung 106 vorgesehen, um Störungen mit Zahllastvorgängen zu vermei­ den. Die Solaranordnung 108 lädt seit kurzem verfügbare Nickelwasserstoffsekundärbatterien auf, die dazu verwen­ det werden, um das Fahrzeug während des Anstiegs, in der Umlaufeclipse und während des Eintritts mit Leistung zu versorgen.

Die Fig. 6 zeigt auch die HTP-Kacheln 110 als Teil des thermischen Schutzsystems.

Fig. 7 zeigt ein bevorzugtes Arbeitsverfahren des erfin­ dungsgemäßen Systems, welches im ganzen mit 120 bezeich­ net ist. Ein Trägerflugzeug mit dem daran angebrachten Booster-Fahrzeug und dem wiederverwendbaren Rückflugsa­ telliten startet von einer konventionellen Landebahn 122. Das Trägerflugzeug positioniert das Booster-Fahrzeug und den Rückflugsatelliten in der Ebene des gewünschten Or­ bits 124, bestimmt durch Neigung 130 und die Breite oder Longitude des ansteigenden Knotens (ascending node) 136. Die Neigung ist definiert durch den Winkel gebildet durch die Ebene des Orbits 132 und den Äquator 134. Am Punkt 126 wird der wiederverwendbare Rückflußsatellit und seine Boosters freigesetzt. Nachfolgend auf das Abbrennen und die Trennung der Raketenboosterstufen zündet der wieder­ verwendbare Rückflugsatellit seinen integralen Rocket oder Raketenmotor für die abschließende Anstiegsstufe. Der wiederverwendbare Rückflugsatellit vollendet seine Orbit oder Bahneinsetzung am Punkt 128.

Der wiederverwendbare Rückflugsatellit überfliegt das in­ teressierende geographische Gebiet 138 auf dem anfängli­ chen Missionsorbit und, abhängig von der Mission für bis zu drei zusätzliche aufeinanderfolgende Orbits. Der wie­ derverwendbare Rückflugsatellit kehrt seine Richtung um und zündet seinen integralen Raketenmotor zur Verzöge­ rung und zum Wiedereintritt am Punkt 140. Er führt ein Energiemanagement und Querbereichswiedereintrittsprofil allgemein mit 142 bezeichnet aus, um sich mit der "Wie­ dergewinnungs"-Landebahn 144 auszurichten.

Es sind Modifikationen und Variationen im Rahmen der obi­ gen Lehre möglich. Obwohl ein L-1011 Flugzeug dargestellt wurde, so sind doch auch andere Alternativen einsetzbar, wie beispielsweise ein B-52- oder KC-10-Flugzeug. Obwohl die Erfindung im Zusammenhang mit dem Pegasus-Booster be­ schrieben wurde, so können doch auch alternative Booster entwickelt werden, die eine ähnliche Funktion wie die Pe­ gasus-Booster ausführen. Ferner können unterschiedliche strukturelle oder bauliche Materialien Verwendung finden, wie beispielsweise Aluminium zusammen mit alternativen TPS wie beispielsweise Kohlenstoff-Kohlenstoff. Obwohl das Rückflugfahrzeug zur Verwendung mit einem Raketenboo­ ster beschrieben wurde, ist es auch möglich, die Verwen­ dung vorzusehen mit einem hypersonischen, Luftatemsystem oder Flugzeug vorzusehen.

Zusammenfassend sieht die Erfindung folgendes vor:

Eine wiederverwendbares Rückflugsatellitensystem weist eine Rückflugvorrichtung auf sowie eine Beschleunigungs- und Positioniervorrichtung. Die Rückflugvorrichtung sieht die Beschleunigung und die Einfügung in den Orbit vor, ferner Funktionsdienstleistungen im Orbit zum Tragen der Zahllast, das Verlassen des Orbits, das Wiedereintreten (in die Erdhülle) und das Landen auf einer Landebahn. Die Beschleunigungs- und Positioniervorrichtung ist an einem Trägerflugzeug befestigt und trägt die Rückflugvorrich­ tung. Das Trägerflugzeug positioniert die Beschleuni­ gungs- und Positioniervorrichtung auf einer gewünschten ersten Position, wo die Beschleunigungs- und Positio­ niervorrichtung von dem Trägerflugzeug entfernt ist. Da­ nach positioniert die Beschleunigungs- und Positionier­ vorrichtung die Rückflugvorrichtung in einer zweiten Po­ sition, wo die Rückflugvorrichtung von der Beschleuni­ gungs- und Positioniervorrichtung trennbar ist. Die zwei­ te Position ist derart, daß die Rückflugvorrichtung eine gewünschte Umlaufbahn erreichen kann.

Claims (7)

1. Wiederverwendbares Rückflugsatellitensystem, welches folgendes aufweist:

• a) Rückflugmittel zum Vorsehen der Beschleunigung und der Einfügung in den Orbit, von Funktionen und Dienstleistungen im Orbit und zum Tragen einer Zahl­ last, zum Verlassen des Orbits und zum Wiedereintre­ ten und Landen auf einer Landebahn, wobei die Rück­ flugmittel folgendes aufweisen:
• i) Flügel zur Verbesserung der Flugbahn oder Trajektorsteuerung der aerodynamischen La­ sten, aerodynamischen Belastungen, aerody­ namische Erwärmung, Beschleunigung im Ab­ wärtsbereich und Querbereich;
• ii) gekantete Zwillingsschwänze zum Gestatten der Befestigung an der Unterseite eines Träger­ flugzeuges in einer unauffälligen Art und Weise; und
• iii) eine Solaranordnung, die während der Orbitoperationen einsetzbar ist ohne die Zahllastoperationen zu stören, wobei die Solaranordnung für den atmosphärischen Wie­ dereintritt und die Verwendung bei darauf­ folgenden Flügen einziehbar ist; und
• b) Beschleunigungs-und Positioniermittel angebracht an dem Trägerflugzeug zum lösbaren Tragen der Rück­ flugmittel, wobei das Trägerflugzeug zur Positionie­ rung der Beschleunigungs- und Positioniermittel dient, und zwar auf einer gewünschten ersten Positi­ on, wo die Beschleunigungs- und Positioniermittel von dem Trägerflugzeug getrennt sind, woraufhin dann die Beschleunigungs- und Positioniermittel die Rückflug­ mittel in einer zweiten Position positionieren, wo die Rückflugmittel von dem Beschleunigungs- und Po­ sitioniermittel lösbar sind und wobei ferner die zweite Position derart vorgesehen ist, daß die Rück­ flugmittel ein gewünschtes Orbit erreichen können.

2. Satellitensystem nach Anspruch 1, wobei die Beschleu­ nigungs-und Positioniermittel ein Raketenboosterve­ hikel aufweisen.

3. System nach Anspruch 1, wobei das Raketenboosterfahr­ zeug ein Pegasus-Booster ist.

4. Wiederverwendbares zum Rückflug geeignetes Fahrzeug anbringbar an Beschleunigungs- und Positioniermit­ teln, die an einem Trägerflugzeug anbringbar sind, um einen Teil einer Positionierungsfunktion zur Er­ reichung eines gewünschen Orbits zu erreichen, wobei das Rückflugfahrzeug folgendes aufweist:

• a) einen mittleren und hinteren Rumpf mit einer Mit­ telachse und mit einer stumpfen Basis, wobei der Rumpf eine Vielzahl von davon wegstehenden Flügeln aufweist;
• b) einen konischen vorderen Abschnitt mit einer Sym­ metrieachse, die gegenüber der Mittelachse nach un­ ten gekippt ist und
• c) eine Vielzahl von gekanteten Schwänzen, die von dem Rumpf derart wegstehen, daß eine unauffällige Anbringung des Rückflugfahrzeugs an dem Trägerflug­ zeug möglich ist, wobei das Rückflugfahrzeug von den Beschleunigungs- und Positioniermitteln trennbar ist und in der Lage ist, die Beschleunigung und Eingabe in dem Orbit vorzusehen, ferner Funktionen und Dienstleistungen im Orbit für die Zahl oder Nutz­ last, das Verlassen des Orbits und das Wiedereintre­ ten und Landen auf einer Landebahn, und
• d) eine Solaranordnung einsetzbar während der im Or­ bit erfolgenden Operationen, ohne die Zahllastopera­ tionen zu stören, wobei die Solaranordnung zurück­ ziehbar ist für den atmosphärischen Wiedereintritt und für die Verwendung bei darauffolgenden Flügen.

5. Verfahren zur Durchführung von Raumtransport zwischen Erde und einem Orbit und Zurückkehr unter erneuter Verwendung eines wiederverwendbaren Satelliten, wo­ bei die folgenden Schritte vorgesehen sind:

• a) Positionieren eines wiederverwendbaren Rückflug­ satelliten auf einem gewünschten Freigabepunkt, der die Fähigkeit des Satelliten zur Erreichung eines gewünschten Orbits vorsieht;
• b) Verwenden des Satelliten von dem Freigabepunkt aus;
• c) Eingeben des Satelliten in den Orbit;
• d) Vorsehen von Funktionen und Dienstleistungen an der Zahllast des Satellitens im Orbit;
• e) Verlassen des Orbits und Wiedereintreten und Lan­ den des Satelliten mit einer flugzeugartigen Funk­ tionalität und Brauchbarkeit.

6. Verfahren nach Anspruch 5, wobei der Schritt des Po­ sitionierens des wiederverwendbaren Rückflugsatelli­ ten auf einem gewünschten Freigabepunkt folgende Schritte aufweist:

• a) Positionieren des wiederverwendbaren Rückflugsa­ telliten auf einer gewünschten ersten Position über ein Trägerflugzeug, wobei der wiederverwendbare Rückflugzeugsatellit daran befestigte Beschleuni­ gungs- und Positioniermittel aufweist und von dem Trägerflugzeug getrennt wird; und
• b) Beschleunigen des wiederverwendbaren Rückflugsa­ telliten zu dem gewünschten Freigabepunkt über die Beschleunigungs- und Positioniermittel, woraufhin dann der wiederverwendbare Rückflugsatellit freige­ geben wird von den Beschleunigungs- und Positionier­ mitteln.

7. Verfahren nach Anspruch 5, wobei der Schritt des Lan­ dens des Satelliten das Landen des Satelliten auf einer Landebahn umfaßt.