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Gebiet der
Erfindung
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Die Erfindung bezieht sich auf die
Raumfahrttechnologie und kann insbesondere dazu verwendet werden,
verschiedene Fracht wie Instrumente der Kommunikation, Navigation, Überwachungssatelliten
(einschließlich ökologische Überwachungssatelliten)
und der Wissenschaft in nahen und mittleren Erdorbit zu bringen,
ebenso zur schnellen Frachtlieferung in abgelegene terrestrische
oder ozeanische Gebiete.
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Hintergrund
der Erfindung
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Nach einer Schätzung von Euroconsult, einer
europäischen
Firma, wird es in der Periode von 2000 bis 2015 erforderlich sein,
etwa 1800 Satelliten in Zusammenhang mit mehr als 200 Projekten
in Erdorbits in einer Höhe
von bis zu 3000–5000
km mit unterschiedlichen Inklinationen zu plazieren. Das Potential
am Markt für
Trägerraketen
wird sich auf etwa 15–20
Milliarden Dollar belaufen.
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Eine andauernde Nachfrage nach Trägerfahrzeugen
der Leichtklasse hat Entwicklungsaktivitäten in den USA, Deutschland,
Großbritannien,
der Ukraine, Rußland,
Japan und China hervorgerbracht.
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Das in den USA entwickelte Pegasus
Aerospace System mit einer Frachtkapazität von etwa 450 kg wird gegenwärtig in
den Vereinigten Staaten betrieben, die Entwicklung des Oril Projekts
ist in der Ukraine auf dem Wege und die SHTIL-3A und Burlak-Diana
Projekte werden in Rußland
entwickelt.
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Bei den Oril und SHTIL-3A Projekten
basieren die Trägerfahrzeuge
auf ICBM-Klasse
Raketen mit toxischem AT-NDMT Treibstoff und dies gewährleistet
nicht einen ökologisch
sicheren Betrieb.
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Es sind Huckepack-Raketensysteme
von Fahrzeugen wie Raketenfahrzeuge "oder Kleinraumfahrzeuge" von Trägerflugzeugen
aus bekannt (RU Pat. No. 2061630, IPC6 B64G
1/14) bekannt.
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Ein Nachteil solcher Systeme ist
die Notwendigkeit, Raketentriebwerke zu zünden, um sich vom Trägerflugzeug
zu trennen, was extrem gefährlich
bei einem Fehlstart des Fahrzeuges ist.
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Das Burlak-Diana Projekt (Aviation
Week and Space Technology, USA, 11. Januar 1999, p. 444) und das
Deutsche Daimler-Benz Aerospace P. G. Projekt (RU Pat. No. 2120398,
IPC6 B64G 1/14) verwenden ein Raketenfahrzeug mit Flügeln, welches
unter dem Rumpf oder der Trägerfläche eines Trägerflugzeuges
hängt.
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Nachteile dieses Projekts sind die
Begrenzungen des Durchmessers des Raketenfahrzeuges, die bestimmt
sind durch den zur Verfügung
stehenden Raum zwischen dem Boden des Trägerflugzeuges und der Startbahn,
ebenso wie die Notwendigkeit, das Raketenfahrzeug mit Tragflächen auszustatten,
um ein Aufstiegsmanöver
nach der horizontalen Trennung der Rakete vom Trägerflugzeug durchzuführen.
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Es ist ferner ein Rockwell International
Corporation Raumfahrtsystem bekannt (US Pat. No. 5402965, IPC6 B64G 1/14), welches ein Trägerflugzeug
aufweist sowie ein inneres Raketenfahrzeug, das mit einem wiedervenrwendbaren
Orbiter (Fracht) ausgestattet ist. Das System ermöglicht einen
horizontalen Startbahnabflug, Transport des die Fracht tragenden
Raketenfahrzeuges an den Punkt der Trennung vom Trägerflugzeug,
Verbringung der Fracht in den Zielorbit durch die Rakete und Freisetzung
der Fracht sowie anschließende
Rückkehr
zur Erde.
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Eine technische Lösung ist ferner bekannt aus
dem RU Pat. No. 2026798, IPC6 B64D 5/00,
der Orbital Science Corporation, welche eine Rakete aufweist, die
von einem Trägerflugzeug
freigesetzt wird und Antriebsstufen sowie eine Tragfläche und
eine Fracht aufweist.
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Die Nachteile der vorgenannten technischen Lösungen gemäß US Pat.
No. 5402965 und RU Pat. No. 2026798 sind die gleichen wie beim oben
beschriebenen Burlak-Diana System und darüber hinaus komplizieren sie
das Steuerungssystem als Ergebnis der Notwendigkeit, die Flugkontrolle
sowohl während
des aerodynamischen Tragflächenfluges, als
auch während
des Strahlfluges zu sichern.
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Das der vorliegenden Erfindung am
nächsten
kommende Analogon ist das Pegasus Aerospace System gemäß US Pat.
No. 4901949, IPC6 B64G 1/4, welches ein
Trägerflugzeug,
ein Raketenfahrzeug mit Pulvertriebwerk, Tragflächen und Fracht zeigt.
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Darüber hinaus offenbart die WO
98/30449 ein Raumfahrtsystem mit einem Tragflugzeug einer Rakete
und einer Fracht, wobei das Raketenfahrzeug im Inneren des Rumpfs
eines Flugzeugs untergebracht ist. Ein ähnliches System ist aus der JP-A-04
60 900 bekannt.
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Nachteilig sind an diesen Systemen
die vorgenannten Einschränkungen
hinsichtlich des Durchmessers des Raketenfahrzeugs, welches unter
dem Trägerflugzeug
aufgehängt
ist, die Anwesenheit einer Tragfläche an der Rakete um nach der
horizontalen Abtrennung vom Flugzeug Höhe zu gewinnen, ein komplexeres
Regelsystem (für
zwei Arten: aerodynamischer Tragflächenflug und Flug mit Strahltrieb)
und ebenso im Ergebnis eine niedrige Frachtkapazität und hohe
spezifische Kosten der in Umlauf gebrachten Last.
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Offenbarung
der Erfindung
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Ziel der Erfindung ist die Vergrößerung der Frachtkapazität eines
Raumfahrtsystems, um die spezifischen Kosten der in den Umlauf gebrachten Fracht
zu senken, die Vergrößerung des
Mantels der Fracht und gleichzeitig Sicherheit für das Trägerflugzeug und die Mannschaft
sowie eine ökologische Verträglichkeit
des Systems zu gewährleisten.
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Dieses Ziel wird durch ein Raumfahrtsystem mit
einem Trägerflugzeug,
einem Raketenfahrzeug und einer Fracht erreicht, bei welchem die
Rakete mit Flüssigbrennstoffantriebseinheiten
im Inneren des Rumpfes des Trägerflugzeugs
innerhalb eines Transport- und Ausstoßcontainers untergebracht ist,
der mit einer pneumatischen Ausstoßeinheit versehen ist sowie
Elementen von Versorgungseinheiten im Fluge für Treibstoff und Arbeitsmedien,
Elementen zur Drainage und Wiederauffüllen des Brennstoffs für den Flüssigtreibstoffantrieb.
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Die Rakete ist im Transport- und
Ausstoßcontainer
mit Hilfe von Trageinheiten in mindestens zwei Bereichen eingebaut
und zwischen dem Ende des Trägers
und dem Rumpfabschluß des
Containers ist eine pneumatische Kammer gebildet, welche die Flugelemente
der vorgenannten Einheiten zur Versorgung zur Drainage und Wiederauffüllen aufnehmen,
die mit dem Ende der Rakete über
Abreißkupplungen
verbunden sind, wobei die Einheit zum pneumatischen Ausstoß in Form
einer Hochdruckquelle ausgebildet ist und die mit der pneumatischen Kammer
des Containers, der mit einer thermischen Isolierung ausgestattet
ist, über
Rückschlagventile verbunden
ist. Das freie Ende des Containers ist an einen Durchlaß des Rumpfes
des Trägerflugzeuges angepaßt und ist
luftdicht mit dem Umfang des Durchlasses verbunden, wobei das freie
Containerende mit einer Abreißmembran
versehen ist.
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Kurzbeschreibung
der Zeichnung
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Das vorgeschlagene Raumfahrtsystem
ist in 1 gezeigt, wo
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- 1
- das
Trägerflugzeug
(CA)
- 2
- das
Raketenfahrzeug (LV)
- 3
- die
Fracht (PL)
- 4
- die
Flüssigtreibstoffantriebseinheiten
(LFPU)
- 5
- den
Flugzeugrumpf
- 6
- den
Transport- und Ausstoßcontainer
- 7
- die
pneumatische Ausstoßeinheit
- 8
- die
Flügelelemente
zur Versorgung der LV mit Treibstoff und Arbeitsmitteln
- 9
- die
Elemente der Ablaßeinheit
- 10
- die
Elemente der LFPU Treibstoffauffülleinheit
- 11
- die
elektrischen Kupplungen
- 12
- die
Trageinheiten
- 13
- das
geschlossene Ende des Transport- und Ausstoßcontainers
- 14
- die
pneumatische Kammer
- 15
- die
Abreißkupplungen
- 16
- die
Hochdruckquelle
- 17
- die
Rückschlagventile
- 18
- die
thermische Isolation
- 19
- das
freie Ende des Transport- und Ausstoßcontainers
- 20
- die
Abreißmembran
-
- bedeuten.
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Die beste
Ausführungsform
der Erfindung
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Das vorgeschlagene Raumfahrsystem
umfaßt
ein Trägerflugzeug 1 und
ein Raketenfahrzeug 2, welches Flüssigtreibstoffeinheiten 4 und
eine Fracht 3 aufweist.
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Das Raketenfahrzeug 2 ist
mit Hilfe von Trageinheiten 12, die in mindestens zwei
Bereichen des LV 2 angeordnet sind in einem Transport- und Ausstoßcontainer 6 installiert,
der sich im Inneren des Rumpfes 5 des Trägerflugzeugs
befindet.
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Der Transport- und Ausstoßcontainer 6 enthält eine
pneumatische Ausstoßeinheit 7 in
Form einer Hochdruckquelle 16.
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Zwischen dem abgeschlossenen Ende 13 des
Transport- und Ausstoßcontainers
und dem Ende der Rakete ist eine pneumatische Kammer 14 gebildet,
die Flugelemente einer Einheit 8 aufweist zur Versorgung
des Raketenfahrzeugs 2 mit Treibstoff und Arbeitsmedien,
Elemente einer Ablaßeinheit 9 zum
Drainen und Elemente einer LFPU Treibstoffbefülleinheit 10, die
an das Ende der Rakete 2 mit Hilfe von Abreißkupplungen 15 angeschlossen
sind. Die Hochdruckquelle 16 ist über Rückschlagventile 17 mit
der pneumatischen Kammer 17 verbunden.
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Der Transport- und Ausstoßcontainer
ist mit einer thermischen Isolierung 18 versehen. Das freie Ende 19 des
Transport- und Ausstoßcontainers 6 ist mit
einer Abreißmembran 20 verschlossen
und bildet gleichzeitig einen Durchlaß zum Ausstoß des LV
2 aus dem CA 1. Das freie Ende 19 ist hermetisch mit dem
Umfang des Durchlasses um Rumpf 5 des CA 1 verbunden.
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Der Transport- und Ausstoßcontainer 6 dient neben
seiner Funktion als Auswerfer des LV 2 zusätzlich zum Laden des LV 2 in
seinem Inneren in einer Montagestation zum Transport und zum Verbringen
in das CA 1 und dient zum Schutz des LV 2 gegen externe mechanische
und Umwelteinflüsse.
Die thermische Isolierung 18 dient zur thermischen Stabilisierung
der LFPU 4 Treibstofftanks.
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Die pneumatische Ausstoßeinheit 7 dient
dazu, das LV 2 aus dem Transport- und Ausstoßcontainer 6 auszustoßen, welcher
im Rumpf der CA 1 untergebracht ist. Die pneumatische Ausstoßeinheit 7 enthält eine
Hochdruckquelle 16 mit Rückschlagventilen 17 und
die luftdichte pneumatische Kammer 14, die durch das abgeschlossene
Ende 13 des Transport- und Ausstoßcontainer und das Ende des
LV 2 mit den Trageinheiten 12 gebildet wird. Die Flugelemente 8 der
Einheiten zur Versorgung des LV 2 mit Treibstoff und Arbeitsmitteln
können
als Rohrleitungen mit Rückschlagventilen
und Abreißkupplungen ausgebildet
sein. Die Flugelemente 8 dienen zum Befüllen der LFPU 4 Treibstofftanks
am Basisflughafen und zum Befüllen
der Systeme des LV 2 mit Arbeitsmitteln vor dem Start des CA 1.
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Elemente der Drainageeinheit 9 sind
in der pneumatischen Kammer 14 angebracht und dienen zum
Ausstoß von
Dämpfen
der Treibstoffkomponenten wie cryogenen Dämpfen aus den LFPU 4 Treibstofftanks
nach außerhalb
des Flugzeugs sowohl während
der Vorbereitungsphase des Abschusses als auch während des Fluges des Flugzeugs.
Die Elemente der Auffülleinheit 10 mit
Treibstoff für
die LFPU dienen zur Wiederbefüllung
der LFPU Treibstofftanks sowohl während der Vorbereitung des
Abschusses, als auch während
des Fluges bis zum Ausstoß des
LV aus dem Container.
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Die Positionierung der Flugelemente
der Einheiten zur Versorgung des LV mit Treibstoff und Arbeitsmedien,
die Elemente der Drainageeinheiten und die Elemente der Befülleinheit
des LFPU Treibstoffs sowie deren Verbindungen mit dem LV innerhalb
der pneumatischen Kammer sind erforderlich für die Trennung des LV durch
Bewegung des LV, was das Trennschema vereinfacht und die Systemzuverlässigkeit
verbessert.
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Das Versiegeln des freien Endes 19 des Transport-
und Ausstoßcontainers
um den Umfang des Durchlasses im Rumpf 5 des CA ermöglicht während des
Ausstoßes
das LV aus diesem den inneren Raum des Rumpfes zu isolieren, in
dem sich das begleitende Servicepersonal befindet und dadurch das Personal
vor möglichen
gefährlichen
Umwelteinflüssen
zu schützen.
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Das Raumfahrtsystem funktioniert
auf die folgende Weise.
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Das Trägerflugzeug 1 (z.
B. ein AN-124-100 Schwerlastflugzeug) mit einem Raketenfahrzeug 2 an
Bord startet vom Basisflughafen und fliegt zum gewünschten
LV Abschußgebiet
(z. B. eine Äquatorialzone).
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Im LV Abschußgebiet manövriert das Flugzeug 1 um
eine Nullgravitatsflugbahn (gewichtsloser Abschnitt) einzunehmen.
In diesem Abschnitt, wenn die Konstruktionsparameter entsprechend
dem Beginn des LV 2 Abschlusses erreicht sind, z. B. in einer Höhe von 10–12 km,
bei einem Flugbahneignungswinkel von –15–25°, einer Fluggeschwindigkeit – 650–750 km/h,
wird Befehl gegeben, die pneumatische Ausstoßeinheit 7 zu aktivieren
und die Rückschlagventile 17 der
Hochdruckquelle 16 zu öffnen, aus
welcher Gas in die pneumatische Kammer 14 gelangt. Wenn
das Gas in der pneumatischen Kammer 14 einen Überdruckwert
von z. B. etwa 1 atm erreicht, trennt sich LV 2 mit den Trageinheiten 12 vom
Transport und Ausstoßcontainer 6 und
das LV 2 beginnt unter Gasdruck aus dem freien Ende 19 des
Transport- und Ausstoßcontainers 6 auszutreten,
wobei die Abreißmembrane 20 durch
die Bewegung des LV abreißen.
Gleichzeitig trennt die Bewegung des LV 2 die Abreißkupplungen 15 und
löst die
Flugelemente der Einheiten zur Versorgung des LV mit Treibstoff und
Arbeitsmitteln 8, die Drainageeinheit 9, die LFPU Treibstoffbefüllung 10 und
die elektrischen Kupplungen 11.
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Während
einer geschätzten
Zeit von z. B. 1,5–2,5
s. tritt das LV 2 aus dem Trägerflugzeugrumpf 5 aus
und vollführt
einen ungetriebenen Flug für
eine Zeit, die eine Bewegung des LV 2 weg vom CA 1 bis in einen
Sicherheitsabstand von etwa 150–200
m sicherstellt.
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Danach wird das LFPU 4 des
LV 2 gezündet und
das LV führt
seine Mission aus, die Fracht 3 in den vorgesehenen Orbit
zu verbringen.
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Die vorliegende Erfindung
ermöglicht
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- – den
Raum zur Unterbringung von Fracht durch Verwendung eines Rumpfes
von beträchtlich
größerem Volumen
zur vergrößern, z.
B mit einer AN-124-100
Ruslan, im Vergleich mit dem Raum zwischen dem Flugzeugboden und
der Startbahn bei allen Systemen, einschließlich des Pegasus Systems;
- – die
Frachtkapazität
zu vergrößern und
die spezifischen Kosten zur Plazierung von Fracht im Orbit zu verringern.
Wenn z. B. eine AN-124-100 Ruslan als Trägerflugzeug verwendet wird,
sind die Kosten zur Verbringung je kg Fracht in den Orbit 5–6mal niedriger,
als bei Verwendung eines Pegasus Systems. Dies wird durch Installation des
LV im Transport und Ausstoßcontainer
und die pneumatische Ejektionseinheit erreicht, was ermöglicht,
das LV unter nahezu gewichtslosen Verhältnissen auszubringen;
- – einen
hohen Sicherheitsstandard für
das CA und das Flugpersonal zu schaffen durch Zünden des LV's LFPU in beträchtlicher Distanz vom CA, was
dank der Tatsache möglich
ist, daß das
LV einen Anfangsgeschwindigkeitsimpuls während des Ausstoßes aufweist
ebenso wie durch die Tatsache, daß die Mannschaftsmitglieder
gegen Umgebungseinflüsse
während
des Ausstoßes
des LV vom CA isoliert sind;
- – sowie ökologische
Sicherheit des Systems durch die Möglichkeit der Anwendung eines
LFPU-Betriebes mit verschmutzungsfreien Vertriebssystemen z. B.
LOX-Kerosin oder LOX/Flüssignaturgas.
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Industrielle
Anwendbarkeit
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Die vorliegende Erfindung kann unter
Verwendung gegenwärtig
erhältlicher
Flugzeuge verwirklicht werden, z. B. mit der AN-124-100 Ruslan oder
der AN-225 Mria. Die Verwendung gegenwärtig erhältlicher LPF Motoren, z. B.
NK-33, NK-43, RD-0124,
11D58M, ebenso wie Raketenfahrzeuge, welche weitentwickelte Herstellungstechnologien verwirklichen,
macht es möglich,
ein Raketenfahrzeug für
das vorgeschlagene Raumfahrtsystem in kürzestmöglicher Zeit und mit minimalen
Kosten zu schaffen.
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Der Transport- und Ausstoßcontainer,
welcher mit einer pneumatischen Ausstoßeinheit der vorgeschlagenen
Konstruktion vorgesehen ist, wird in Obereinstimmung mit bekannten
Technologien und unter Verwendung unter anderem von Standardbauteilen
hergestellt.