DE69726292T2

DE69726292T2 - Erdnahen-orbit-startsystem

Info

Publication number: DE69726292T2
Application number: DE69726292T
Authority: DE
Inventors: Stephen G Wurst; Harry Scott
Original assignee: Individual
Current assignee: Space Access Miami Fla Us LLC
Priority date: 1996-09-16
Filing date: 1997-09-15
Publication date: 2004-04-22
Anticipated expiration: 2017-09-16
Also published as: WO1998010985A1; EP0925223B1; DE69726292D1; JP2001515425A; EP0925223A4; JP4169132B2; CN1237934A; CN1083788C; AU4420197A; EP0925223A1; RU2191145C2; US5740985A; UA49922C2

Description

Diese Erfindung betrifft ein Umlaufbahn-Startsystem nach dem Oberbegriff des Anspruchs 1.
Es sind gegenwärtig diverse Verfahren im Gebrauch, um Nutzlasten in die Erdumlaufbahn zu bringen. Diese umfassen raketengetriebene Fahrzeuge wie die französische Ariane, die russische Proton, die chinesische Langer Marsch und diverse Raketen der Vereinigten Staaten. Außerdem gibt es das US-Raumfährensystem, das ebenfalls ein raketengetriebenes System ist. Mit Ausnahme der Raumfähre haben die raketengetriebenen Fahrzeuge unterschiedliche Grade der Zuverlässigkeit oder mangelnder Zuverlässigkeit und neigen dazu, kostspielig zu sein, da sie einzeln zusammengebaut werden müssen, um eine Nutzlast in die Umlaufbahn zu bringen.
Im Fall der US-Raumfähre hat sich das Startfahrzeug als zuverlässig erwiesen, sobald es gestartet ist; das Verfahren zum Vorbereiten eines Starts ist jedoch zeitaufwändig und teuer. Die Raumfähre hat auch einige wiederverwendbare Elemente, um die Startkosten zu verringern. Die Aufarbeitung dieser wiederverwendbaren Elemente hat sich als kostspielig erwiesen. Ein Teil des Raumfährenbetriebs umfasst ausgedehnte Anlagen für Startoperationen, die sich an einem einzigen Ort in Florida befinden.
Alle diese Systeme verwenden Raketen, die feste oder flüssige gespeicherte Treibmittel erfordern, darunter Brennstoff und Oxidationsmittel, und sie verwenden nicht den in der Atmosphäre verfügbaren Sauerstoff. Um Umlaufbahngeschwindigkeiten zu erreichen, ist ein enormer Aufwand an Treibmittel erforderlich. Z. B. trägt die Raumfähre weniger als zwei Prozent ihres Bruttostartgewichts als Nutzlast, und der Rest ist im Wesentlichen Treibmittel und Struktur. Raketen wie die Raumfähre verbrauchen in jeder Sekunde, in der die Triebwerke laufen, Tonnen von Treibmittel. Raketentriebwerke erfordern typischerweise eine Versorgung mit Treibmittel unter sehr hohem Druck, was sich direkt auf die Kosten der Turbomaschinerie, Komplexität und Zuverlässigkeit auswirkt.
Die meisten dieser Raketensysteme sind konstruiert, um große, schwere Nutzlasten zu befördern. Wenn sie genutzt werden, um Umlaufbahn-Nutzlasten zu starten, können sie eingesetzt werden, um große, schwere Satelliten in hohen Erdumlaufbahnen, darunter geosynchronen Umlaufbahnen, zu positionieren. Die oben diskutierten Kosten- und Zuverlässigkeitsprobleme, die den gegenwärtigen Systemen innewohnen, haben eine Nutzung des Weltraums in großem Umfang verhindert.
WO-A-96 15 941 betrifft ein Fahrzeug vom Gleitertyp, das gezogen wird. In US-A-5,327,721 ist ein Ejektor-Staustrahltriebwerk mit einer Vortriebsleitung, einer Düse und Fluid-Einspritzern offenbart. Andere Methoden sind vorgeschlagen worden, wie beispielhaft in der Hintergrunddiskussion in US-A-4,265,416 und durch US-A-4,265,416 und andere wie etwa US-A-4,802,639, US-A-5,402,965 belegt, die versuchen, horizontal startende Trägerfahrzeuge als eine Anfangsstufe zur Beförderung von Nutzlasten in die Umlaufbahn zu verwenden. Bei einem solchen Ansatz können Zweistromtriebwerke für einen Teil des Fahrzeugfluges verwendet werden, was die Nutzung der Atmosphäre und eine Verringerung der mitzuführenden Menge an Oxidationsmittel erlaubt. Allerdings ist im Fall von US-A-4,265,416 und US-A-4,802,639 eine aufwändige Konstruktion für einen Anfangs-Schubphasen-Träger oder ein Schubfahrzeug und ein Umlaufbahnfahrzeug erforderlich. Dies sind unkonventionelle Elemente, die sowohl hinsichtlich Realisierbarkeit als auch Leistungskosten ein hohes technisches Risiko beinhalten. In einem Fall wird die Verwendung eines Staustrahltriebwerks vorgeschlagen, dessen Technologie für eine solche Anwendung die Entwicklung von ungeprüfter Technologie erfordern würde.
Im Fall von US-A-5,402,965, die als nächstliegender Stand der Technik angenommen wird, wird die Verwendung eines erprobten Träger-Schubfahrzeugs offenbart. Dieses System verwendet ein erprobtes Luftfahrzeug für die Anfangsschubphase. Für nachfolgende Flugphasen einschließlich atmosphärischer Phasen wird ein mehrstufiges raketengetriebenes Fahrzeug offenbart. Dies beinhaltet wiederum die oben diskutierten Ineffektivitäten, die darin liegen, dass Raketen ihr eigenes Oxidationsmittel bereitstellen müssen. Aus dieser Offenbarung hat es auch den Anschein, dass das Nutzlastfahrzeug oder Mehrfachflugfahrzeug am Ende einer mehrstufigen Rakete montiert sein muss, die unter dem Flügel eines kommerziellen Flugzeugs befestigt ist. Dieses System verwendet nicht wiederverwendbare Raketenschubstufen.
Die vorliegende Erfindung verwendet ein dreistufiges Fahrzeug, aufgebaut aus einem mit einem Zweistromtriebwerk angetriebenen Flugzeug, einem mit einem Staustrahltriebwerk angetriebenen Luft-Raumfahrzeug und einer Schubrakete zum Platzieren von Nutzlasten in der Umlaufbahn. Das Fahrzeug kann auch als ein zwei- oder dreistufiges Fahrzeug zum Durchführen von Experimenten im Weltraum verwendet werden. Das Fahrzeug verwendet für jede Stufe das geeignete aerodynamische Fahrzeug und die geeignete Energiequelle in deren Betriebshöhenbereich. Ein herkömmliches mit einem Zweistromtriebwerk getriebenes Flugzeug wie etwa eine Lockheed C-5 oder Antonov AN-124 wird für die horizontale Start- und Anfangsschubphase verwendet. Hier wird bestehende, bekannte, risikoarme Technologie eingesetzt, die zum Transport der zweiten und dritten Stufe abgewandelt ist.
Die unter dem Flügel des Zweistrom-Flugzeugs getragene zweite Stufe ist ein Luft-Raumfahrzeug, das eine durch Ejektor-Staustrahltriebwerk getriebene Stufe darstellt. Das Luft-Raumfahrzeug wird von dem Flugzeug abgeworfen und fliegt auf eine außeratmosphärische Höhe. An diesem Punkt kann das Fahrzeug in einer Weltraumumgebung, beispielsweise zum Durchführen von Experimenten im Weltraum, eingesetzt werden. Wenn ein Satellit in niedriger Erdumlaufbahn positioniert werden soll, trägt das Luft-Raumfahrzeug eine Schubrakete mit Nutzlast in seiner Ladebucht. Die Schubrakete wird aus dem Luft-Raumfahrzeug ausgesetzt und schiebt die Nutzlast wie etwa einen Satelliten in die Umlaufbahn.
Alle diese Stufen können geborgen und wieder verwendet werden. Das Luft-Raumfahrzeug kehrt zum Boden auf einer herkömmlichen Landebahn zurück, genauso wie das Flugzeug. Die Schubrakete setzt ihre Nutzlast ab und verlässt die Umlaufbahn. Während sie in die Atmosphäre absteigt, wird ein Fallschirm geöffnet, und die Schubrakete wird von einem Bergungsflugzeug geborgen. Die ersten zwei Stufen verwenden Triebwerke, die die Verwendung der Atmosphäre als Oxidationsmittel für den Treibstoff erlauben, wodurch das Fahrzeuggewicht stark verringert wird und eine Verbesserung der Leistungsfähigkeit um fast eine Größenordnung im Vergleich zu bekannten raketengetriebenen Fahrzeugen erreicht wird.
Ein primäres Ziel der vorliegenden Erfindung ist, ein minimal riskantes Technologiesystem zum Starten von Nutzlasten in niedrige Erdumlaufbahnen zu schaffen. Ein weiteres Ziel ist, ein Satellitenstartsystem zu schaffen, das unter diversen Wetterbedingungen an diversen Orten auf der Erde starten kann. Ein anderes Ziel ist, die Verwendung der Atmosphäre als Brennstoff-Oxidationsmittel für das Startsystem zu maximieren. Ein weiteres Ziel ist, weniger fahrzeuginduzierte Belastung auf die Nutzlast während des Schiebens in die Umlaufbahn auszuüben, einen relativ sanfteren Flug zu realisieren. Ein anderes Ziel ist, die flexible Fähigkeit zu schaffen, einen einzelnen ausgefallenen Satelliten in einer bestimmten Umlaufbahn zu ersetzen. Ein anderes Ziel ist, ein Startsystem zu schaffen, in welchem alle Stufen normalerweise mit verringerten Wartungskosten zwischen Starts wiederverwendbar sind. Ein weiteres Ziel ist, ein Startsystem zu schaffen, das als Startorte existierende Flugplätze nutzen kann.
Weitere Ziele der Erfindung werden deutlich aus der nachfolgenden Beschreibung der Erfindung mit Bezug auf die Zeichnungen.
Kurzbeschreibung der Zeichnung
1 zeigt die Betriebsstufen des Umlaufbahn-Startsystems.
2 zeigt eine Seitenansicht des Zweistromtriebwerk-Flugzeugs.
3 zeigt eine Vorderansicht des Zweistromtriebwerk-Flugzeugs.
4 zeigt eine Draufsicht auf das Zweistromtriebwerk-Flugzeug.
5 zeigt das geöffnete Fallschirm-Bergungssystem und das Auffangen der Schubrakete durch das Zweistromtriebwerk-Flugzeug.
6 zeigt eine aufgeschnittene Ansicht des Ladebereichs des Zweistromtriebwerk-Flugzeugs.
7 ist eine teilweise durchsichtige Darstellung des Luft-Raumfahrzeugs, die interne Komponenten zeigt.
8 zeigt eine entlang der Längsmittellinie geteilte Ansicht von oben und unten des Luft-Raumfahrzeugs.
9 zeigt eine Seitenansicht des Luft-Raumfahrzeugs.
10 zeigt eine aufgeschnittene Seitenansicht der Schubrakete.
11 zeigt eine Endansicht der Schubrakete.
Beste Art, die Erfindung auszuführen
Das Umlaufbahn-Startsystem ist ein dreistufiges Fahrzeug für horizontalen Start und Flug zu einer niedrigen Erdumlaufbahn. Es umfasst ein Zweistromtriebwerk-Flugzeug mit einem Staustrahltriebwerk-Luft-Raumfahrzeug, das eine Schubrakete zum Platzieren einer Nutzlast in der Umlaufbahn trägt. Das Zweistromtriebwerk-Flugzeug kann von einer beliebigen herkömmlichen Rollbahn von ausreichender Länge starten. Das Flugzeug verwendet herkömmliche Ausrüstung, Anlagen, Brennstoffe, etc. für die Startoperationen. Nach dem Abheben steigt das Flugzeug auf eine Höhe von nominell 10,668 m und fliegt auch in eine Position, um das Platzieren der Nutzlast in der richtigen Umlaufbahn zu erleichtern. In Position und in der geeigneten Höhe setzt diese erste Stufe die anderen Stufen aus, die sicher von der ersten Stufe fort nach unten fallen.
Das Ejektor-Staustrahltriebwerk-Luft-Raumfahrzeug der zweiten Stufe steigt und beschleunigt dann in der Atmosphäre. Wenn das Luft-Raumfahrzeug aus der Atmosphäre heraussteigt, werden die Staustrahltriebwerke abgeschaltet, und die zweite Stufe gleitet weiter in eine größere Höhe, um die dritte Stufe auszusetzen. Die Ladebuchttüren des Luft-Raumfahrzeugs werden geöffnet, um die Schubrakete der dritten Stufe bei nominell 91,440 m für den typischen Satelliten mit niedriger Erdumlaufbahn freizusetzen. Die Schubrakete (5) mit Nutzlast (9) kann aus der Ladebucht (6) mit Hilfe einer Schleuder und einer Schleuderwinde (nicht dargestellt) oder anderen geeigneten Mitteln ausgestoßen werden. Die Schubrakete steigt dann auf eine Höhe von 502,920 m und beschleunigt auf eine Geschwindigkeit von ca. 7,620 m/s.
Für die Bergung fliegt das Luft-Raumfahrzeug zurück und landet horizontal auf einem Flugplatz. Die Schubrakete verlässt die Umlaufbahn, öffnet einen Fallschirm und wird durch ein Flugzeug mit einem Fallschirmabwurf-Bergungssystem geborgen. Das als erste Stufe verwendete Zweistromtriebwerk-Flugzeug kann für eine solche Bergung verwendet werden, oder es kann ein zweites Flugzeug verwendet werden. Das Zweistromtriebwerk-Flugzeug der ersten Stufe fliegt zurück, um auf einem Flugplatz zu landen.
Bezogen auf 1 sind das Grundbetriebskonzept und Elemente des Umlaufbahn-Startsystems (1) abgebildet. An einem Zweistromtriebwerk-Flugzeug (2) von ausreichender Kapazität, wie etwa der Lockheed C-5 oder Antonov AN-124 ist das Luft- Raumfahrzeug (3) unter einem Flugzeugflügel (4) in Vorbereitung für den Start befestigt. Die Schubrakete (5) und Nutzlast (9) befinden sich in der Ladebucht (6). Der bevorzugte Befestigungspunkt für das Luft-Raumfahrzeug (3) ist eine an Bord befindliche Flugzeug-Triebwerkshalterung (7) nach Entfernung von Triebwerk und Träger. Ein Luft-Raumfahrzeug-Außenlastträger (8) wird verwendet, um das Luft-Raumfahrzeug (3) zu tragen.
Bezogen auf 2 bis 4 ist das Luft-Raumfahrzeug (3) bemessen, um eine ausreichende Bodenfreiheit des Zweistromtriebwerk-Flugzeugs (2) bei Start und Landung auch bei nicht optimalen Bedingungen wie etwa Schlingern des Zweistromtriebwerk-Flugzeugs (2), Strukturverformungen unter Last oder bei platten Reifen des Landefahrwerks zu gewährleisten. An dem Zweistromtriebwerk-Flugzeug (2) ist eine Missionssteuer- und -überwachungsstation (nicht dargestellt) installiert, die durch den Luft-Raumfahrzeug-Außenlastträger (8) eine Schnittstelle für die Kommunikation mit dem Luft-Raumfahrzeug (3), der Schubrakete (5) und der Nutzlast (9) hat. Auch Schwanz (10) und Flügel (11) des Luft-Raumfahrzeugs (3) sind für einen ausreichenden Abstand vom Zweistromtriebwerk-Flugzeug (2) konstruiert.
Bezogen auf 5 und 6 ist das Zweistromtriebwerk-Flugzeug (2) auch bemessen, um als Bergungsflugzeug für die Schubrakete (5) der dritten Stufe zu dienen. Wie in 5 dargestellt, ist das Zweistromtriebwerk-Flugzeug (2) mit einem Fallschirmabwurf-Bergungssystem (12) ausgestattet, für das das Fulton-Bergungssystem ein bekanntes Beispiel ist. Wenn die Schubrakete (5) durch die Atmosphäre unter der Kontrolle des geöffneten Fallschirm-Bergungssystems (13) absinkt, fängt das Zweistromtriebwerk-Flugzeug (2) die obere Fallschirmhebeleine (14) mit einem Fangjoch (15) an der Nase (16) des Flugzeugs auf. Die dann nachgezogene Schubrakete (5) ist an dem unteren Fallschirm (17) der Hebeleine befestigt. Das Bergungskabel (19) wird dann mit einer Windenleinenschnalle (18) an den Resten der oberen Fallschirmhebeleine (14) festgemacht, die Abstiegsfallschirme (59) werden abgetrennt, und das Bergungskabel (19) wird aufgewickelt, um die Schubrakete (5) zum Heckzugang (20) der Flugzeug-Ladebucht des Zweistromtriebwerk-Flugzeugs (2) zu bringen. Die Schubrakete (5) wird dann mit der Winde (22) in die Flugzeug-Ladebucht (21) gezogen.
7 zeigt eine perspektivische Ansicht des Luft-Raumfahrzeugs (3), wobei das Flugwerk teilweise durchsichtig dargestellt ist, um die interne Anordnung der Komponenten zu zeigen. 8 und 9 zeigen eine geteilte Draufsicht und Unteransicht bzw. eine Seitenansicht des Luft-Raumfahrzeugs (3). Der Rumpf (23) ist ein Rumpf mit minimalem Luftwiderstand, mit einem Vorderkörper (24), der der Antriebseffektivität wegen einen um die Ladebucht (6) herum konstruierten, 7° niedrigeren Vorderkörper (58) hat. Die Flügel (11) sind durch die Bedingungen des Zweistromtriebwerk-Flugzeugs (2) in ihrer Spannweite begrenzt und sind bemessen für das Hochgeschwindigkeits-Hochziehmanöver zum Positionieren der Schubrakete (5) zum Einsetzen in die Umlaufbahn. Die Flügel (11) sind positioniert, um Trimmablenkungen während der Beschleunigung zu minimieren. Höhen-Querruder (33) von geeigneter Größe für Manöver sind vorgesehen. Der Heckkörper (25) ist eine spitzbohrige Form, in der der vertikale Schwanz (10) und Triebwerksgondeln (31) montiert sind. An dem vertikalen Schwanz (10) ist ein Seitenruder (34) montiert.
Die Triebwerksgondel-Einlass-(29)-orte für die Ejektor-Staustrahltriebwerke (27) befinden sich unter dem Mittelabschnitt (37). Planare Gondelverkleidungen (30) gehen hinten zwischen dem Heckkörper (25) und den Triebwerksgondeln (31) zum Schwanzende (26) und den Triebwerksausstoßdüsen (32) weiter. Die Luftverflüssigungsgondeleinlässe (28) und Luftverflüssigungsgondeln (27) befinden sich unter den Flügeln (11).
Das Luft-Raumfahrzeug (3) ist so konstruiert, dass zusammen mit der Schubrakete (5) und der Nutzlast (9) der Schwerpunkt ungefähr mit dem Schwerpunkt des leeren Luft-Raumfahrzeugs (3) zusammenfällt. Diese Anordnung sorgt für eine minimale Verschiebung des Schwerpunkts des Luft-Raumfahrzeugs (3), wenn die Schubrakete (5) mit der Nutzlast (9) durch die Ladebuchttüren (35) ausgesetzt wird. Das Luft-Raumfahrzeug hat ein geeignet platziertes Landefahrwerk mit einem Mittelabschnitts-landefahrwerk auf jeder Seite des Heckkörpers (25) und einem Bug-Fahrwerk (38).
Es gibt einen vorderen Brennstofftank (39) und einen hinteren Brennstofftank (40). Um Nutzlasten (9) mit diversen Formfaktoren unterzubringen, kann ein austauschbar ausgebildeter Brennstofftank (42) in der Ladebucht (26) verwendet werden. Das Vorderende (43) und die Flügelspitzen (41) haben Fluglage-Steuerraketen (44) und Positions-Brennstofftanks (45). In dem Heckkörper (25) ist auch die Luftverflüssigungsanlage (46) untergebracht.
10 und 11 zeigen die wiederverwendbare Schubrakete (5), auf der die Nutzlast (9) montiert ist. Diese Kombination wird dann in der Ladebucht (6) platziert, bevor das Luft-Raumfahrzeug (3) an dem Zweistromtriebwerk-Flugzeug (2) befestigt wird. Die Schubrakete (5) hat einen Flüssigwasserstofftank (47) und einen Flüssigsauerstofftank (48), um das Raketentriebwerk (49) zu versorgen. Brennstofftank-Druckbeaufschlagungseinheiten (50) sind ebenfalls geeignet platziert und mit den Tanks (47, 48) verbunden. Die Schubrakete (5) hat ausfahrbare Wiedereintrittsabdeckungen (51) für das Raketentriebwerk, um das Raketentriebwerk (49) während des Wiedereintritts in die Atmosphäre zu schützen. Die Wiedereintrittsabdeckungen (51) für das Raketentriebwerk sind aus einem Material zum Schaffen eines Hitzeschildes, um Komponenten zu schützen, und von einer geeigneten Gestalt, um das Fahrzeug während des Wiedereintritts zu stabilisieren. Es gibt auch ein Fluglagesteuersystem (53). Ein Fallschirm-Bergungssystem (13) ist an dem dem Raketentriebwerke (49) gegenüberliegenden Ende montiert. Für einen Satellitenstart in eine niedrige Erdumlaufbahn kann eine Schubrakete (5) von 8,890 mm Länge, 3,302 mm Durchmesser und einem Bruttogewicht von ca. 13,608 kg dimensioniert werden, um 137,9 kN Schub mit einem spezifischen Impuls von 450 s zu liefern. Bei Freisetzung an einem geeigneten Punkt durch das Luft-Raumfahrzeug (3) kann die Schubrakete (5) einen Satelliten von 798,3 kg in eine zirkulare polare Umlaufbahn von 502,920 m platzieren.

Claims

Umlaufbahn-Startsystem (1) mit (a) einem Zweistromtriebwerk-Flugzeug (2), das mit einem Mittel zum Tragen und zum Freisetzen eines Luft-Raumfahrzeugs (3) abgewandelt ist; (b) wobei das Luft-Raumfahrzeug (3) umfasst: i) einen Rumpf (23) mit einem Bugkörper (24), einem Mittelabschnitt (37) mit einer Ladebucht (6), die wenigstens eine Ladebuchttür (35) hat, und einem Heckkörper (25); ii) ein Paar von am Rumpf (23) befestigten Flügeln (11), die jeweils eine Flügelspitze (41) definieren und ein Steuermittel zum Ermöglichen eines Hochgeschwindigkeits-Hochziehmanövers und zum Manövrieren des Luft-Raumfahrzeugs (3) aufweisen, und einen Schwanz (10) mit einem allgemein vertikal an einem Schwanzende (26) montierten Ruder (34); iii) einen vorderen Brennstofftank (39) und einen hinteren Brennstofftank (40), verbunden mit dem Antriebssystem; iv) ein Mittel zum Tragen und Freisetzen einer Nutzlast (9); und v) ein Mittel (36,38) für eine horizontale Landung, dadurch gekennzeichnet, dass das Antriebssystem zwei Ejektor-Staustrahltriebwerke (27), jeweils in einer Triebwerksgondel (31), umfasst, wobei ein Gondeleinlass (29) und eine Planare Gondelverkleidung (30) für jedes Ejektor-Staustrahltriebwerk (27) allgemein unter einer durch die Flügel (11) definierten Ebene angeordnet sind und die Ejektor-Staustrahltriebwerke (27) jeweils eine Triebwerksausstoßdüse (32) am Schwanzende (26) des Rumpfes (23) haben, und dass das Luft-Raumfahrzeug (3) ferner eine Mehrzahl von Ladebuchttüren (35) und eine Mehrzahl von Fluglage-Steuerraketen (44), angeschlossen an eine Mehrzahl von Positions-Brennstofftanks (45) und montiert in einem Vorderende (43) des Bugkörpers (24) und jeder Flügelspitze (41), umfasst.
Umlaufbahn-Startsystem nach Anspruch 1, bei dem das Steuermittel ein Höhen-Querruder (33) in jedem der Flügel (11) ist.
Umlaufbahn-Startsystem nach Anspruch 1, bei dem das Mittel zum Tragen und Freisetzen ein Luft-Raumfahrzeug-Außenlastträger (8) ist, der an einer Flugzeug-Triebwerkshalterung (7) unter einem Flügel (11) des Zweistromtriebwerk-Flugzeugs (2) befestigt ist.
Umlaufbahn-Startsystem nach Anspruch 1, bei dem das Mittel für eine horizontale Landung durch zwei Mittelabschnitt-Fahrwerke (36) und ein Bug-Fahrwerk (38) gebildet ist.
Umlaufbahn-Startsystem nach Anspruch 1, bei dem das Mittel zum Tragen und Freisetzen der Nutzlast (9) die an einer Zusatzrakete (15) befestigte Nutzlast ist, die in der Ladebucht (6) enthalten ist, die ein Auswerfmittel aufweist, wobei die Zusatzrakete (5) umfasst: – ein Raketentriebwerk (49) mit einem daran angeschlossenen Flüssigwasserstofftank (47) und Flüssigsauerstofftank (48); – ein Paar Wiedereintrittsabdeckungen (51) für das Raketentriebwerk (49); – eine Mehrzahl von an den Flüssigwasserstofftank (47) und den Flüssigsauerstofftank (48) angeschlossenen Druckbeaufschlagungseinheiten (50); – ein Fluglagesteuersystem (53); – und ein Fallschirm-Bergungssystem (13).
Umlaufbahn-Startsystem nach Anspruch 5, bei dem das Zweistromtriebwerk-Flugzeug (2) ein Fallschirmabwurf-Bergungssystem (12) zur Bergung der Zusatzrakete (5) mit einem Fallschirm-Bergungssystem (13) aufweist, wobei das Fallschirmabwurf-Bergungssystem (12) umfasst: – ein Fangjoch (15), das an einem Vorderabschnitt (16) des Zweistromtriebwerk-Flugzeugs (2) befestigt ist, – ein Bergungskabel (19) und eine Winde (22), wobei eine Windenleinenschnalle (18) an einer oberen Fallschirmhebeleine (14) des Fallschirm-Bergungssystems (13) befestigbar ist; und – eine Flugzeug-Ladebucht (6) mit Heckzugang (20).
Umlaufbahn-Startsystem nach Anspruch 1, bei dem die Ladebucht (6) einen darin gebildeten Brennstofftank (45) enthält, der an die Ejektor-Staustrahltriebwerke (27) angeschlossen ist.
Umlaufbahn-Startsystem nach Anspruch 1, bei dem die Luftverflüssigungskühlanlage im Heckkörper (25) montiert ist, wo die Luftverflüssigungskühlanlage einen Luft-Gondeleinlass (28) mit einer Luftverflüssigungsgondel (57) unter jedem Flügel (11) hat und die Luftverflüssigungskühlanlage mit den Ejektor-Staustrahltriebwerken (27) verbunden ist.