DE69225526T2

DE69225526T2 - Modulare Feststoffträgerrakete und Abschusssystem

Info

Publication number: DE69225526T2
Application number: DE69225526T
Authority: DE
Inventors: Michael Scott Redlands California 92374 Kelly; John Morton Redlands California 92372 Thole
Original assignee: TRW Inc
Current assignee: Northrop Grumman Corp
Priority date: 1991-04-08
Filing date: 1992-03-13
Publication date: 1998-11-26
Anticipated expiration: 2012-03-14
Also published as: US5217188A; EP0508609B1; EP0508609A3; EP0508609A2; DE69225526D1; JPH05105200A; JP2779287B2

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft Abschußsysteme, um Nutzlasten in eine Erdumlaufbahn zu bringen.
Derzeit steht eine begrenzte Anzahl verschiedener Typen Trägerraketen zur Verfügung, um einen weiten Bereich von Nutzlasten in Erdumlaufbahnen zu bringen. Nutzlasten umfassen einen weiten Gewichts- und Volumenbereich, und wenn eine bestimmte Nutzlast beginnt, die Gewichts- und Volumenbeschränkungen eines gegebenen Abschußsystems zu überschreiten, muß entweder ein kostspieliges und langwieriges Programm zur Gewichts- und Volumenverringerung aufgelegt oder eine größere und teurere Trägerrakete verwendet werden. Gewichts- und Volumenverringerungen von Nutzlasten sind nicht nur kostspielig, sondern führen auch zu riskanteren Konstruktionen. So erfordern beispielsweise Gewichtsverringerungen leichtere tragende Bauteile, die zerbrechlich und elastischer sind. Volumenverringerungen erfordern, daß Antennen, Solarpanels und andere große Nutzlaststrukturen wegen der Staufähigkeit aus mehrgelenkigen Seumenten aufgebaut werden, während andere Komponenten miniaturisiert werden müssen. Mehrgelenkige Segmente erhöhen Gewicht und Komplexität, verringern die Steifigkeit und erfordern zusätzliche Erprobung.
Eine einstufige Feststoffträgerrakete ist aus der US-A- 2515048 bekannt, die aus Bündeln Feststoffraketen aufgebaut ist, und eine modulare Trägerrakete ist aus der US-A-3093964 bekannt. Diese bekannten Trägerraketen lösen jedoch nicht das Problem, eine Familie modularer Feststoffträgerraketentriebwerke bereitzustellen, die in der Lage sind, einen weiten Bereich an Nutzlasten bei verringerten Kosten in den Weltraum zu bringen, da die obigen Patente weder offenbaren, wie eine Trägerrakete für eine bestimmte Nutzlast ausgelegt werden kann, noch die physikalischen und Leistungsmerkmale der Raketentriebewerke angeben.
Die vorliegende Erfindung stellt eine Familie modularer Feststoffträgerraketen bereit, wobei jede Trägerrakete folgendes aufweist: eine untere Stufe aus einem oder mehreren großen modularen Raketentriebwerken für festen Treibstoff, die miteinander gebündelt sind, wobei jedes der großen Raketentriebwerke ein Gewicht von ca. 50.000 kg bis 56.700 kg (110.000 bis 125.000 Pound), einen vakuumspezifischen Impuls von ca. 260 bis 290 Sekunden und eine Wirkungsdauer von ca. 58 bis 90 Sekunden hat; und eine obere Stufe aus einem oder mehreren kleinen modularen Raketentriebwerken, die miteinander gebündelt sind, wobei jedes der kleinen Raketentriebwerke ein Gewicht von ca. 7.700 kg bis 22.700 kg (17.000 bis 50.000 Pound), einen vakuumspezifischen Impuls von ca. 270 bis 305 Sekunden und eine Wirkungsdauer von ca. 60 bis 130 Sekunden hat.
Die erfindungsgemäße Familie von Trägerraketen hat den Vorteil, daß sie ohne weiteres jede Größe und jedes Gewicht einer Nutzlast aufnimmt und in Entwicklung, Konstruktion und Betrieb weniger kostspielig ist als vorhandene Trägerraketen. Darüber hinaus können die Raketen von einer Anlage gestartet werden, deren Konstruktion und Betrieb weniger kostspielig sind als die der heutigen Startanlagen, wodurch die Gesamt- Startkosten weiter verringert werden; und die physikalischen und die Leistungseigenschaften der beiden Feststoffraketentriebwerke, einschl. Gewicht, vakuumspezifische Impulsdauer und Wirkungsdauer, maximieren die Nutzlastkapazitäten der Raketen, ohne bestimmte vorgegebene Grenzen zu überschreiten.
Diese vorgegebenen Grenzen enthielten einen axialen Beschleunigungsgrenzwert von 58,86 ms&supmin;² (6,0 g), einen maximalen dynamischen Druckgrenzwert von 167,6 kPa (3500 psf) und einen dynamischen Druckgrenzwert beim Abtrennen der Stufe von 28,7 kPa (600 psf). Der maximale dynamische Druckgrenzwert bestimmt die auf die Trägerrakete während des Flugs einwirkenden maximalen strukturellen Lasten, und der stufendynamische Druckgrenzwert bestimmt die Kontrollierbarkeit während der Stufenabtrennung. Simulationen erdnaher Umlaufbahnen wurden für alle Mitglieder der Trägerraketenfamilie geflogen, um die physikalischen und Leistungseigenschaften der beiden Raketentriebwerke "maßzuschneidern", so daß die Nutzlastkapazitäten maximiert werden konnten, ohne die vorgegebenen Grenzwerte zu überschreiten. Eine erdnahe Umlaufbahn wurde deshalb gewählt, weil diese den schlechtesten Fall des maximalen dynamischen Drucks repräsentiert. Sowohl das große als auch das kleine Feststoffraketentriebwerk sollte vorzugsweise einen Durchmesser von ca. 2 bis 3 m (83 bis 120 Zoll) haben, wobei die Durchmesser der beiden modularen Raketentriebwerke vorzugsweise identisch sind, da sowohl das Gewicht der Zelle als auch der aerodynamische Luftwiderstand bei Konfigurationen, deren Triebwerke verschiedene Durchmesser haben, höher sind.
Die Grundfamilie der Trägerraketen variiert von einer zweistufigen Trägerrakete mit einem einzigen kleinen Raketentriebwerk, das auf einem großen Raketentriebwerk aufgesetzt ist, zu einer dreistufigen Trägerrakete mit einem Bündel aus fünf kleinen Raketentriebwerken, die auf einem Bündel aus fünf großen Raketentriebwerken und einem Bündel aus sieben großen Raketentriebwerken aufgesetzt sind. Diese Grundfamilie der Trägerraketen der vorliegenden Erfindung gewährleistet das Verbringen eines weiten Bereichs von Nutzlasten von ca. 1100 bis 14500 kg (2400 bis 32.000 Pound) in eine erdnahe Umlaufbahn oder das Verbringen von Nutzlasten von ca. 380 bis 5200 kg (850 bis 11.350 Pound) in einen Synchronorbit. Bei der erdnahen Umlaufbahn handelt es sich um eine Umlaufbahn in 185 km (100 Seemeilen) Höhe mit einer Neigung von 28,50, und der Synchronorbit ist eine Umlaufbahn in 100 x 35786 km (19.323 Seemeilen) Höhe mit einer Neigung von 28,50.
Zusatz-Raketentriebwerke können an jedem Mitglied der Grundfamilie angebracht werden, um die Nutzlastgewichte zu erhöhen. Bei den Zusatz-Raketentriebwerken kann es sich entweder um große modulate Raketentriebwerke gemäß der vorliegenden Erfindung oder um andere handelsübliche Zusatz-Raketentriebwerke handeln. Weitere Mitglieder der Familie von Trägerraketen sind u.a. zwei- und dreistufige Versionen mit Fünferbündeln oder zwei- und dreistufige Versionen mit Siebenerbündeln.
Benachbarte Stufen sind mit einer Zwischenstufe miteinander verbunden. Die Zwischenstufe enthält eine einzige Schalenschürze mit Endplatten, an denen die oberen und unteren Raketentriebwerke befestigt sind. Die Stufenabtrennung erfolgt dann mittels einer einzigen linear geformten Sprengladung zum Durchschneiden der Schürze. Diese Anordnung erleichtert die Montage, ist baulich sehr robust und vereinfacht den Stufentrennmechanismus in hohem Maße. Außerdem gestattet sie, sofern gewünscht, die Verwendung unterschiedlich vieler Triebwerke in den Stufen.
Die modularen Raketentriebwerke für festen Treibstoff werden ausschließlich für sämtliche Schubverstärkungsfunktionen verwendet, und eine wiederanlaßbare obere Stufe, die auf der oberen Stufe angeordnet ist, dient zur Fluglageregelung sowie für orbitale Manöver und das Einschießen in die Umlaufbahn. Die wiederanlaßbare obere Stufe trägt außerdem das Leit-Navigations- und Steuersystem, die Bordspannungsversorgung, das Telemetriesystem und das befehlsgesteuerte Zerstörungssystem.
Die parallelen Bündel der modularen Raketentriebwerke nehmen konforme Verkleidungen mit einem großen Durchmesser von bis zu 7 m (23 Fuß) für Bündel aus sieben Raketentriebwerken mit einem Durchmesser von 2,3 m (92 Zoll) auf. Die großen konformen Verkleidungen heben die Notwendigkeit für Hammerkopf-Verkleidungen auf, deren Konstruktion und Erprobung teuer sind und die die Trägerrakete mit hohen strukturellen Lasten beaufschlagen und ihre Stabilitätsgrenzwerte negativ beeinflussen. Das durch die große Verkleidung gegebene große Nutzlastvolumen ist nützlich für große feste Strukturen wie Antennen und Solarpanels, wodurch die Notwendigkeit für Gelenkkonstruktionen entfällt. Mit Auslegung und Entwicklung von Gelenkkonstruktionen sind erhebliche Aufwendungen an Zeit, Geld und Erprobung verbunden. Außerdem bieten die Verkleidungen mit großem Durchmesser einen hinreichenden Abstand zwischen der Nutzlast und der Verkleidungsumhüllenden, um eine "Herausnahme über das Ende" anstatt des teureren Zweischalen- Trennverfahrens zu ermöglichen, das bei den meisten heutigen Verkleidungen üblich ist.
Jedes Mitglied der Familie der Trägerraketen kann auf herkömmliche Weise aus einem Behälter abgeschossen werden. Die Stufen der modularen Raketentriebwerke werden zusammengebaut und dann in segmentierte Behälter eingesetzt. Die segmentierten Behälter werden dann zusammengekoppelt und an einer Nutzlast befestigt, während sich die Rakete in der Waagrechten befindet. Die Trägerrakete kann auch in waagrechter Lage zusammengebaut werden, so daß sie eine vollständige Rakete bildet, und dann in einen nicht segmentierten Behälter eingesetzt werden. Der Behälter mit der darin befindlichen Trägerrakete wird einer Aufrichtbrücke angepaßt und von einer Schwenkanordnung in die Senkrechte gedreht. Die Rakete wird in eine mit Beton ausgekleidete Abschußgrube gedreht und dadurch abgeschossen, daß sie mit einem Druckgas aus dem Behälter ausgetrieben wird.
Behälter-Abschußanlagen können so ausgelegt werden, daß sie alle Größen von Trägerraketen aufnehmen, ausgenommen diejenigen mit Zusatz-Raketentriebwerken. Das Druckgas ist vorzugsweise ein kaltes Gas, z.B. Stickstoff oder Luft, obwohl auch heiße Gase oder Dampf verwendet werden können. Ein Druckgas- Versorgungssystem liefert das Druckgas an die Behälter. Verdampfer für Flüssigstickstoff oder flüssige Luft können ver wendet werden, um das Druckgas sehr kostengünstig bereitzustellen, ohne daß teure Konpressoren erforderlich sind. Die präzise Einhaltung des Drucks im Versorgungssystem kann dadurch eingestellt werden, daß ein bekanntes Gewicht Flüssigstickstoff oder flüssige Luft in den Verdampfer gefüllt wird. Die Abschußkosten werden dadurch verringert, daß die Notwendigkeit entfällt, einen Start-Abschußgasgenerator zu sanieren und erneut zu befüllen sowie den Behälter nach jedem Start zu dekontaminieren, wie dies bei heutigen Abschußsystemen erforderlich ist.
Jedes Mitglied der Familie von Trägerraketen kann auch mittels einer Universal-Abschußanlage gemäß der vorliegenden Erfindung abgeschossen werden. Dies ist gegenüber der Behälter- Abschußanlage vorzuziehen, da eine einzige Universal-Abschußanlage Trägerraketen jeder Größe, einschließlich nicht achsensymmetrischer Trägerraketen, wie es diejenigen mit Zusatz- Raketentriebwerken sind, abschießen kann. Die Universal-Abschußanlage verwendet einen Stahlbehälter, der so dimensioniert ist, daß er eine Trägerrakete mit maximalem Durchmesser und maximaler Länge aufnehmen kann. Der Stahlbehälter ist in einer mit Beton ausgekleideten Abschußgrube gesichert, und die Trägerrakete wird mittels eines Kolbens aus dem Behälter ausgestoßen. Der Kolben wird bei Erreichen des Endes des Behälters von einer Feststellvorrichtung arretiert. Eine Mon tageplattform an der Oberseite des Kolbens stellt eine Plattform für den Zusammenbau der Trägerrakete bereit.
Der Kolben wird vorzugsweise durch ein kaltes Druckgas wie Stickstoff oder Luft getrieben, obwohl auch heiße Gase oder Dampf verwendet werden können. Nähert sich der Kolben der Oberseite des Behälters, passiert er Entlüftungslöcher, die rasch Druck aus dem Behälter ablassen. Der Kolben trifft dann auf die Feststellvorrichtung, die den Kolben mittels schwerer Federn und hydraulischer oder quetschbarer Dämpfer arretiert.
Wenn die Beschleunigung der Trägerrakete und des Kolbens Null erreicht, wie durch das Führungssystem gemessen, wird die die Trägerrakete mit dem Kolben verbindende Montageplattform von der Trägerrakete abgesprengt.
Die Universal-Abschußanlage erfordert an der Trägerrakete keine Polster, wodurch gegenüber einer herkömmlichen Behälter-Abschußanlage erhebliche Kosten und Komplexität entfallen. Der Kolben und die Montageplattform dienen auch als ein Senkrechtförderer, um die Menge des für Zusammenbau, Wartung und Start erforderlichen Bodengeräts auf ein Minimum zu senken. Der Kolben und die Montageplattform werden durch Variieren des Gasdrucks oder mittels eines Hydrauliksystems angehoben oder abgesenkt. Die Montage einer Rakete erfolgt, indem der Kolben bis an die Oberkante des Behälters angehoben, das Modul der ersten Stufe auf der Plattform montiert und der Kolben dann zur Montage der folgenden Stufen abgesenkt wird. Während der Montageoperation arretieren mechanische Bremsen den Kolben in seiner Lage. Sämtliche Arbeiten werden somit in Bodenhöhe ausgeführt, wodurch die Notwendigkeit von Gerüsten entfällt.
Die Kombination der modularen Trägerrakete und der Operationen auf Bodenhöhe ermöglichen eine sehr rasche Montage der Rakete. Dies resultiert in niedrigen Kapitalinvestitionen und geringen Betriebskosten. Außerdem haben Triebwerke für festen Treibstoff keine Funktionsteile, die vor dem Abschuß erprobt werden können, mit Ausnahme einer elektrischen Durchgangsprüfung, wodurch die Aufwendungen für Erprobungen entfallen. Bei Kombination der kostengünstigen Abschußanlage der vorliegen den Erfindung mit der kostengünstigen Trägerrakete der vorliegenden Erfindung ergibt sich deshalb eine erhebliche Senkung der Gesamt-Abschußkosten.
Aus vorstehender Beschreibung ergibt sich, daß die vorliegende Erfindung einen beträchtlichen Fortschritt auf dem Gebiet der Abschußsysteme darstellt. Weitere Merkmale und Vorteile der vorliegenden Erfindung ergeben sich aus der folgenden detaillierteren Beschreibung in Zusammenhang mit dem beiliegenden Zeichnungen, die beispielhaft die Grundlagen der Erfindung darstellen.
Zum besseren Verständnis der Erfindung wird nunmehr eine Ausführungsform anhand eines Beispiels unter Bezugnahme auf die beiliegenden Zeichnungen beschrieben; es zeigen:
Fig. 1 eine schematische Zeichnung einer Grundfamilie modularer Feststoffträgerraketen gemäß der vorliegenden Erfindung;
Fig. 2 eine Querschnittansicht verschiedener Mitglieder der Familie von Trägerraketen, die die modularen Raketentriebwerke für festen Treibstoff zeigt;
Fig. 3 eine schematische Zeichnung einer Behälter-Abschußanlage; und
Fig. 4 eine Querschnittansicht einer Universal-Abschußanlage gemäß der vorliegenden Erfindung.
Wie die Zeichnungen zum Zwecke der Veranschaulichung zeigen, ist die vorliegende Erfindung in einer Familie modularer Feststoffträgerraketen und einer zugehörigen Abschußanlage verwirklicht, um einen weiten Bereich von Nutzlasten bei gegenüber den heutigen Abschußsystemen stark verringerten Kosten in eine Erdumlaufbahn zu bringen. Wie aus Fig. 1 und 2 ersichtlich ist, umfaßt die Grundfamilie modularer Feststoffträgerraketen gemäß der vorliegenden Erfindung nur zwei Größen modularer Raketentriebwerke für festen Treibstoff, ein großes Raketentriebwerk 10 und ein kleines Raketentriebwerk 12. Die modularen Raketentriebwerke sind zu verschiedenen Konfigurationen gebündelt und gestapelt, um so die Familie der Trägerraketen zu bilden. Die physikalischen und die Leistungseigenschaften der beiden Feststoffraketentriebwerke 10, 12, einschl. Gewicht, vakuumspezifische Impulsdauer und Wirkungsdauer, wurden "maßgeschneidert", um die Nutzlastkapazitäten jedes Mitglieds der Familie der Trägerraketen zu maximieren, ohne vorgegebene maximale und stufendynamische Druckgrenzwerte und maximale Beschleunigungsgrenzwerte zu überschreiten.
Diese vorgegebenen Grenzwerte enthielten einen axialen Beschleunigungsgrenzwert von 58,86 ms² (6,0 g), einen maximalen dynamischen Druckgrenzwert von 167,6 kPa (3500 psf (Pounds/ Qadratfuß)) und einen dynamischen Druckgrenzwert bei der Stufenabtrennung von 28,7 kPa (600 psf). Der maximale dynamische Druckgrenzwert bestimmt die auf die Trägerrakete während des Fluges einwirkenden maximalen strukturellen Lasten, und der stufendynamische Druckgrenzwert bestimmt die Kontrollierbarkeit bei der Stufenabtrennung. Die Wirkungsdauer jedes modularen Raketentriebwerks ist definiert als die Brenndauer ab der Zündung bis zu dem Zeitpunkt, in dem der Schub des großen Raketentriebwerks auf 2,2 x 10&sup5; N (50.000 Pound) oder der Schub des kleinen Raketentriebwerks auf 4,4 x 10&sup4; N (10.000 Pound) absinkt.
Simulationen erdnaher Umlaufbahnen wurden für alle Mitglieder der Trägerraketenfamilie geflogen, um die physikalischen und Leistungseigenschaften der beiden Raketentriebwerke 10, 12 "maßzuschneidern", so daß die Nutzlastkapazitäten maximiert werden konnten, ohne die vorgegebenen Grenzwerte zu überschreiten. Eine erdnahe Umlaufbahn wurde deshalb gewählt, weil diese den schlechtesten Fall des maximalen dynamischen Drucks repräsentiert. Die Ergebnisse zeigten, daß das große Feststoffraketentriebwerk einen Durchmesser von ca. 2,1 bis 3,1 m (83 bis 120 Zoll), ein Gewicht von ca. 5 x 10&sup4; bis 5,7 x 10&sup4; kg (110.000 bis 125.000 Pound), einen vakuumspezifischen Impuls von ca. 260 bis 290 s und eine Wirkungsdauer von ca. 58 bis 90 s haben sollte. Das kleine Raketentriebwerk sollte den gleichen Durchmesser wie das große Raketentriebwerk, ein Gewicht von ca. 7,7 x 10³ bis 22,7 x 10³ kg (17.000 bis 50.000 Pound), einen vakuumspezifischen Impuls von ca. 270 bis 305 s und eine Wirkungsdauer von ca. 60 bis 130 s haben. Der Massenanteil beider Raketentriebwerke, definiert als Treibstoffgewicht dividiert durch das Booster-Gesamtgewicht, sollte höher als 0,9 sein. Die Durchmesser der beiden modularen Raketentriebwerke sollten identisch sein, da sowohl das Zellengewicht als auch der aerodynamische Luftwiderstand bei Konfigurationen, deren Triebwerke unterschiedliche Durchmesser haben, höher sind.
Das kleinste Mitglied der in Fig. 1 und 2 dargestellten Grundfamilie von Trägerraketen ist eine zweistufige Trägerrakete 14 mit einem einzigen kleinen Raketentriebwerk 12, das auf einem großen Raketentriebwerk 10 gestapelt angeordnet ist. Das zweitkleinste Mitglied ist eine dreistufige Trägerrakete 16 mit einem einzigen kleinen Raketentriebwerk 12, das auf zwei großen Raketentriebwerken 10 gestapelt angeordnet ist. Für größere Nutzlastkapazitäten und Verkleidungsdurchmesser können parallele Bündel dieser Raketentriebwerke konfiguriert werden. Die nächsten beiden Mitglieder der Trägerraketenfamilie sind zweistufige Trägerraketen 18, 20 mit einem Bündel aus drei oder vier kleinen Raketentriebwerken 12, die auf einem Bündel aus drei bzw. vier großen Raketentriebwerken 10 gestapelt angeordnet sind. Die nächsten beiden Mitglieder der Trägerraketenfamilie sind dreistufige Trägerraketen 22, 24 mit einem Bündel aus drei oder vier kleinen Raketentriebwerken 12, die auf zwei Bündeln aus drei bzw. vier großen Raketentriebwerken 10 gestapelt angeordnet sind.
Das größte Mitglied der in Fig. 1 dargestellten Grundfamilie von Trägerraketen ist eine dreistufige Trägerrakete 26 mit einem Bündel aus fünf kleinen Raketentriebwerken 12, das auf einem Bündel aus fünf großen Raketentriebwerken 10 und einem Bündel aus sieben großen Raketentriebwerken 10 gestapelt angeordnet ist. Das Bündelmuster weist ein Raketentriebwerk in der Mitte auf, und die übrigen Triebwerke sind in einem Kreis um das mittlere Raketentriebwerk angeordnet.
Die Grundfamilie der in Fig. 1 dargestellten Trägerraketen der vorliegenden Erfindung gewährleistet das Verbringen eines weiten Bereichs von Nutzlasten von ca. 1100 bis 14500 kg (2400 bis 32.000 Pound) in eine erdnahe Umlaufbahn oder das Verbringen von Nutzlasten von ca. 380 bis 5200 kg (850 bis 11.350 Pound) in einen Synchronorbit. Bei der erdnahen Umlaufbahn handelt es sich um eine Umlaufbahn in 185 km (100 Seemeilen) Höhe mit einer Neigung von 28,5º, und der Synchronorbit ist eine Umlaufbahn in 100 x 35786 km (19.323 Seemeilen) Höhe mit einer Neigung von 28,5º.
Wie in Fig. 2 dargestellt, können an jedes Mitglied der Grundfamilie Zusatz-Raketentriebwerke angebracht werden, um Nutzlastgewichte zu erhöhen. Bei den Zusatz-Raketentriebwerken kann es sich entweder um das große modulare Raketentriebwerk 10 der vorliegenden Erfindung oder um andere handelsüblich verfügbare Zusatz-Raketentriebwerke handeln. Die Zusatz-Raketentriebwerke sollten ca. 3600 bis 56700 kg (8.000 bis 125.000 Pound) wiegen. Zusätzlich zu den Versionen mit Zusatztriebwerken beinhalten andere Mitglieder der Familie von Trägerraketen zwei- und dreistufige Versionen mit Fünferbündeln und zwei- und dreistufige Versionen mit Siebenerbündeln.
Benachbarte Stufen sind mit einer Zwischenstufe 30 miteinander verbunden. Die Zwischenstufe 30 hat eine einzige Schalenschürze mit Endplatten, an denen die oberen und unteren Raketentriebwerke befestigt sind. Die stufenabtrennung erfolgt dann durch Durchschneiden der Schürze mit einer einzigen linear geformten Sprengladung. Diese Anordnung erleichtert die Montage, ist baulich sehr robust und vereinfacht den Stufentrennmechanismus. Außerdem gestattet sie die Verwendung verschiedener Anzahlen von Motoren in den Stufen, falls gewünscht.
Die modularen Raketentriebwerke 10, 12 für festen Treibstoff werden ausschließlich für sämtliche Schubverstärkungsfunktionen verwendet, und eine wiederanlaßbare obere Stufe 32, die auf der oberen Stufe angeordnet ist, wie in Fig. 2 dargestellt, dient zur Fluglageregelung sowie für orbitale Manöver und das Einschießen in die Umlaufbahn. Die wiederanlaßbare obere Stufe 32 trägt außerdem das Leit-, Navigations- und Steuersystem, die Bordspannungsversorgung, das Telemetriesystem und das befehlsgesteuerte Zerstörungssystem. Die wiederanlaßbare obere Stufe 32 hat vier Hydrazin-Raketentriebwerke, die um den Umfang eines kugelförmigen Hydrazin-Treibstoffbehälters angeordnet sind, um den Axialschub sowie die Nick-/Gierkontrolle bereitzustellen. Ein kleines Fluglage- Triebwerk ist mit jedem dieser Raketentriebwerke "zusammengefügt", um Nicken, Gieren und Rollen zu kontrollieren. Die Fluglage-Triebwerke können "gerichtet" sein, um eine negative axiale Beschleunigung bereitzustellen. Die Hydrazin-Raketentriebwerke können auch ein kaltes Gas verwenden. Jedes modulare Raketentriebwerk 10, 12 hat vorzugsweise ein Kaltgas/ hydraulisches Schubvektor-Steuersystem, um die Trägerrakete während der Schubverstärkungsphase des Flugs zu steuern.
Die parallelen Bündel der mpdularen Raketentriebwerke 10, 12 nehmen konforme Verkleidungen 34 mit einem großen Durchmesser von bis zu ca. 6,9 m (23 Fuß) für Bündel aus sieben Raketen triebwerken 10, 12 mit einem Durchmesser von 2,3 m (92 Zoll) auf. Die großen konformen Verkleidungen 34 heben die Notwendigkeit für Hammerkopf-Verkleidungen auf, deren Konstruktion und Erprobung teuer sind und die die Trägerrakete mit hohen strukturellen Lasten beaufschlagen und ihre Stabilitätsgrenz werte negativ beeinflussen. Das durch die große Verkleidung gegebene große Nutzlastvolumen ist nützlich für große feste Strukturen wie Antennen und Solarpanels, wodurch die Notwendigkeit für Gelenkkonstruktionen entfällt. Mit Auslegung und Entwicklung von Gelenkkonstruktionen sind erhebliche Aufwen dungen an Zeit, Geld und Erprobung verbunden. Außerdem bieten die Verkleidungen mit großem Durchmesser einen hinreichenden Abstand zwischen der Nutzlast und der Verkleidungsumhüllenden, um eine "Herausnahme über das Ende" anstatt des teureren Zweischalen-Trennverfahrens zu ermöglichen, das bei den meisten heutigen Verkleidungen üblich ist.
Jedes Mitglied der Familie der Trägerraketen kann auf herkömmliche Weise aus einem Behälter abgeschossen werden, wie in Fig 3 dargestellt. Die Stufen der modularen Raketentriebwerke 10, 12 werden zusammengebaut, und die Stufen werden in segmentierte Behälter 40 eingesetzt. Die segmentierten Behälter 40 werden dann zusammengekoppelt und an einer Nutzlast befestigt, während sich die Rakete in der Waagrechten befindet. Die Trägerrakete kann auch in waagrechter Lage zusammengebaut werden, so daß sie eine vollständige Rakete bildet, und dann in einen nicht segmentierten Behälter eingesetzt werden. Der Behälter 40 mit der darin befindlichen Trägerrakete wird einer Aufrichtbrücke 42 angepaßt und von einer Schwenkanordnung 44 in die Senkrechte gedreht. Die Rakete wird in eine mit Beton ausgekleidete Abschußgrube 46 gedreht und dadurch abgeschossen, daß sie mit einem Druckgas aus dem Behälter 40 ausgetrieben wird. Die Zündung des Raketentriebwerks der ersten Stufe erfolgt, wenn die Trägerrakete einen sicheren Abstand über dem Behälter 40 erreicht.
Behälter-Abschußanlagen können so ausgelegt werden, daß sie alle Größen von Trägerraketen aufnehmen, ausgenommen diejenigen mit Zusatz-Raketentriebwerken. Das Druckgas ist vorzugsweise ein kaltes Gas, z.B. Stickstoff oder Luft, obwohl auch heiße Gase oder Dampf verwendet werden können. Ein Druckgas- Versorgungssystem 48 liefert das Druckgas an den Behälter 40. Verdampfer für Flüssigstickstoff oder flüssige Luft können verwendet werden, um das Druckgas sehr kostengünstig bereitzustellen, ohne daß teure Kompressoren erforderlich sind. Die präzise Einhaltung des Drucks im Versorgungssystem 48 kann dadurch eingestellt werden, daß ein bekanntes Gewicht Flüssigstickstoff oder flüssige Luft in den Verdampfer gefüllt wird. Die Abschußkosten werden dadurch verringert, daß die Notwendigkeit entfällt, einen Start-Abschußgasgenerator zu sanieren und erneut zu befüllen sowie den Behälter nach jedem Start zu dekontaminieren, wie dies bei heutigen Abschußsystemen erforderlich ist.
Jedes Mitglied der Familie von Trägerraketen kann auch mittels einer Universal-Abschußanlage gemäß der vorliegenden Erfindung wie in Fig. 4 dargestellt abgeschossen werden. Dies ist gegenüber der Behälter-Abschußanlage vorzuziehen, da eine einzige Universal-Abschußanlage Trägerraketen jeder Größe, einschließlich nicht achsensymmetrischer Trägerraketen, wie es diejenigen mit Zusatz-Raketentriebwerken sind, abschießen kann. Die Universal-Abschußanlage verwendet einen Stahlbehälter 50, der so dimensioniert ist, daß er eine Trägerrakete mit maximalem Durchmesser und maximaler Länge aufnehmen kann. Der Stahlbehälter so ist in einer mit Beton ausgekleideten Abschußgrube 52 gesichert, und die Trägerrakete wird mittels eines Kolbens 54 aus dem Behälter 50 ausgestoßen. Der Kolben 54 wird bei Erreichen des Endes des Behälters 50 von einer Feststellvorrichtung 56 arretiert. Eine Montageplattform 58 an der Oberseite des Kolbens 54 stellt eine Plattform für den Zusammenbau der Trägerrakete bereit.
Der Kolben 54 wird vorzugsweise durch ein kaltes Druckgas wie Stickstoff oder Luft getrieben, obwohl auch heiße Gase oder Dampf verwendet werden können. Ein Druckgas-Versorgungssystem führt das Druckgas zum Kolben 54. Das Druckgas-Versorgungssystem enthält ein Reihe von Stahlrohren 60 mit großem Durchmesser zum Zuführen des Druckgases und ein Drosselventil 64 am Boden jedes Stahlrohrs 60, um das Gas für den Abschuß freizugeben. Das Druckgas treibt den Kolben 54 und die Trägerrakete auf eine Geschwindigkeit von ca. 150 Fuß/s. Nähert sich der Kolben 54 der Oberseite des Behälters 50, passiert er Entlüftungslöcher 66, die rasch Druck aus dem Behälter 50 ablassen. Der Kolben 54 trifft dann auf die Feststellvorrichtung 56, die den Kolben 54 mittels schwerer Federn und hydraulischer oder quetschbarer Dämpfer arretiert. Wenn die Beschleunigung der Trägerrakete und des Kolbens 54 Null erreicht, wie durch das Führungssystem gemessen, wird die die Trägerrakete mit dem Kolben 54 verbindende Montageplattform 58 von der Trägerrakete abgesprengt.
Die Universal-Abschußanlage erfordert an der Trägerrakete keine Polster, wodurch gegenüber einer herkömmlichen Behälter-Abschußanlage erhebliche Kosten und Komplexität entfallen. Der Kolben 54 und die Montageplattform 58 dienen auch als ein Senkrechtförderer, um die Menge des für Zusammenbau, Wartung und Start erforderlichen Bodengeräts auf ein Minimum zu senken. Der Kolben 54 und die Montageplattform 58 werden angehoben und abgesenkt, indem der Gasdruck variiert oder ein Hydrauliksystem verwendet wird. Das Hydrauliksystem enthält einen Hydraulikbehälter 68, eine Hydraulikpumpe 70, eine Hydraulikleitung 72 und einen hydraulischen Senkrechtförderer 74. Der Zusammenbau einer Trägerrakete erfolgt, indem der Kolben 54 bis zur Oberseite des Behälters 50 angehoben, das Modul der ersten Stufe auf der Plattform 58 zusammengebaut und dann der Kolben 54 für den Zusammenbau der folgenden Stufen abgesenkt wird. Mechanische Bremsen arretieren den Kolben während der Montagearbeit in seiner Lage. Sämtliche Arbeiten werden also auf Bodenhöhe ausgeführt, wodurch die Notwendigkeit von Gerüsten entfällt. Es ist nur ein einziger Hängekran 76 erforderlich, um die Komponenten aus ihren Transportfahrzeugen zu heben und sie auf Arbeitsniveau abzulegen.
Die Kombination der modularen Trägerrakete und der Operationen auf Bodenhöhe ermöglichen eine sehr rasche Montage der Rakete. Dies resultiert in niedrigen Kapitalinvestitionen und geringen Betriebskosten. Außerdem haben Triebwerke für festen Treibstoff keine Funktionsteile, die vor dem Abschuß erprobt werden können, mit Ausnahme einer elektrischen Durchgangsprüfung, wodurch die Aufwendungen für Erprobungen entfallen. Bei Kombination der kostengünstigen Abschußanlage der vorliegen den Erfindung mit der kostengünstigen Trägerrakete der vorliegenden Erfindung ergibt sich deshalb eine erhebliche Senkung der Gesamt-Abschußkosten.

Claims

1. Familie modularer Feststoffträgerraketen, wobei jede Trägerrakete folgendes aufweist:

eine untere Stufe aus einem oder mehreren großen modularen Raketentriebwerken (10) für festen Treibstoff, die miteinander gebündelt sind, wobei jedes der großen Raketentriebwerke (10) ein Gewicht von ca. 50.000 kg bis 56.700 kg (110.000 bis 125.000 Pound), einen vakuumspezifischen Impuls von ca. 260 bis 290 Sekunden und eine Wirkungsdauer von ca. 58 bis 90 Sekunden hat; und

eine obere Stufe aus einem oder mehreren kleine modularen Raketentriebwerken (12), die miteinander gebündelt sind, wobei jedes der kleinen Raketentriebwerke (12) ein Gewicht von ca. 7.700 kg bis 22.700 kg (17.000 bis 50.000 Pound), einen vakuumspezifischen Impuls von ca. 270 bis 305 Sekunden und eine Wirkungsdauer von ca. 60 bis 130 Sekunden hat.

2. Familie von Trägerraketen nach Anspruch 1, bei der jede Trägerrakete des weiteren eine mittlere Stufe aus einem oder mehreren großen modularen Raketentriebwerken (10) für festen Treibstoff, die miteinander gebündelt sind, aufweist, die zwischen der oberen und der unteren Stufe angeordnet ist.

3. Familie von Trägerraketen nach Anspruch 1 oder 2, bei der jede Trägerrakete des weiteren eine Zwischenstufe (30) zum Koppeln benachbarter Stufen aufweist, wobei die Zwischenstufe (30) eine Schalenschürze mit Endplatten hat, an denen die Raketentriebwerke befestigt sind, sowie eine linear geformte Sprengladung zum Durchschneiden der Schürze beim Abtrennen der Stufe.

4. Familie von Trägerraketen nach einem der vorstehenden Ansprüche, bei der die Durchmesser der großen (10) und kleinen (12) modularen Raketentriebwerke identisch sind und ca. 2,1 m bis 3,1 m (83 bis 120 Zoll) betragen.

5. Familie von Trägerraketen nach einem der vorstehenden Ansprüche, bei der die Mitglieder der Familie von Trägerraketen (14, 16, 18, 20, 22, 24, 26) folgende Bündel aufweisen:

(a) drei große (10) und drei kleine (12) modulare Raketen 1.0 triebwerke; oder

(b) vier große (10) und vier kleine (12) modulare Raketentriebwerke; oder

(c) fünf große (10) und fünf kleine (12) modulare Raketentriebwerke; oder

(d) sieben große (10) und sieben kleine (12) modulare Raketentriebwerke.

6. Familie von Trägerraketen nach einem der vorstehenden Ansprüche, bei der jede Trägerrakete des weiteren eine Vielzahl Feststoff-Zusatztriebwerken aufweist, die an der ersten Stufe der modularen Raketentriebwerke (10) angeordnet sind.

7. Familie von Trägerraketen nach Anspruch. 6, bei der jedes Feststoff-Zusatztriebwerk ein großes modulares Raketentriebwerk (10) ist.

8. Familie von Trägerraketen nach einem der vorstehenden Ansprüche, bei der jede Trägerrakete des weiteren eine konforme Verkleidung (34) zum Schutz einer in der oberen Stufe untergebrachten Nutzlast aufweist, wobei es die Bündelung der modularen Raketentriebwerke (10, 12) ermöglicht, daß die konforme Verkleidung (34) eine große, feste Nutzlast aufnimmt.