JP2000508601A - 地球から軌道への再利用可能２段式航空宇宙機および輸送システム - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 離着陸場（３０）から離陸し、第１の経路（２４）上の切り離し部（２６）において切り離される、上部段および下部段（１４および１６）を有する２段式無翼再利用可能航空宇宙機（１０）である。上部段および下部段（１４および１６）の間に保持される空気によって切り離し力が発生する。この空気の圧力は、切り離し部（２６）における外気圧よりも高い。その後、下部段（１６）を、帰還経路（２８）に沿って着陸場（３０）まで推進する。下部段（１６）から切り離された後、上部段（１４）は、ペイロード（７１）を展開するために地球軌道（３２）まで移動を続ける。ペイロードを展開した後、上部段（１４）は、地球軌道を出て、地球の大気圏に再突入して離着陸場（３０）に帰還する。上部段および下部段（１４および１６）は、液体酸素およびケロシンエンジン（５６および１５２）を動力とする。第１の固定台車（４３６）および第２の並進可能な台車（４３７）を有する運搬車両（１８）によって、航空宇宙機（１０）が離陸場（２０）まで運搬される。第２の並進可能な台車（４３７）は、水平位置にある間に航空宇宙機の組み立てを行うために、下部段（１６）に対して上部段（１４）を動かすように適用されている。その後、運搬車両は、発射のために、水平位置から垂直位置へと航空宇宙機（１０）を回動する。

Description

【発明の詳細な説明】 地球から軌道への再利用可能２段式航空宇宙機および輸送システム技術分野 本発明は、航空宇宙機および機体輸送システムに関し、特に、人工衛星などの ペイロード(payload)を地球の低軌道に配備するために用いられる地球から軌道 への航空宇宙機、および航空宇宙機の回収、アセンブリ、および離陸において用 いられる機体輸送システムに関する。発明の背景 個人産業および米国政府は、人工衛星および他のペイロードを地球の周りの選 択された軌道に輸送し配備するための安全で信頼のおける経済的な方法を益々必 要としている。通信、天候モニタリング、グローバル位置把握ナビゲーション、 地球感知、マイクロ重力探査などに用いられる人工衛星が、従来のロケットによ って非常に高コストを払って宇宙へ運搬されている。人工衛星を運搬および配備 するために用いられ得る従来のロケットは、上昇中に連続して廃棄され、海洋に 投げ捨てられる１つ以上の消耗段（expendable stage）を有する多段式ロケット である。このようなロケットの最終段は軌道上に残り、地球の周りで旋回する無 用な宇宙の廃品物の塊を増加させている。 人工衛星の配備に関して産業が直面している最も深刻な問題の１つは、人工衛 星を地球から所望の軌道に輸送するための非常に高いコストである。例えば、無 人デルタ（Delta）ロケットを一回発射する、現在では、約４０００万ドルかか り、さらに大きな無人タイタン（Titan）を一回発射すると、現在では、約２億 ドルかかる。各ロケットは一回しか用いられないので、飛行任務の失敗はどの段 階であっても非常にコストがかかり得る。通常、このコストは実質的には回収不 可能である。これらの高いコストは、多くの企業にとって法外な費用である。こ の結果、現在地球の周りを旋回している人工衛星の使用に対して過剰に需要があ る。 ＮＡＳＡスペースシャトルは、宇宙旅行のコストを減少させ、人工衛生の配備 に伴う宇宙廃棄物の量を最小限にするために開発された。スペースシャトルは、 オービタとして知られる非常に複雑な翼状段を用い、この翼状段は、３人以上の 宇宙飛行士およびペイロードを軌道に運搬する。その後、オービタは、地球へ飛 行により帰還され、着陸滑走路に着陸する。オービタは、２つの固体推進体ブー スタロケットおよび非常に大きな消耗用液体水素燃料タンクを用いて地球から宇 宙へ発射される。液体水素燃料は揮発性が高く、各スペースシャトルの発射に対 して大規模な冗長安全システムが必要であり、各発射のコストを引き上げている 。 スペースシャトルがその上昇経路(trajectory)に沿って上昇すると、液体水素 が消費され、大きなタンクは海洋に投棄され、再利用されることはない。固体推 進体ブースタロケットもまた投棄され、地球上の海洋へと落とされる。ブースタ ロケットは海洋から回収され、費用をかけて大規模に改装された後再利用される 。オービタは、大気圏外を通って地球に戻り、宇宙飛行士は、オービタの翼上の 制御面を用いて下層大気（lower atmosphere）を通ってオービタを誘導し、オー ビタを選択された着陸ストリップへと飛行させる。オービタは、一旦着陸すると 、新しい液体水素燃料タンクおよび新しいまたは改装された固体推進体ブースタ ロケットと共に再利用され得る。 スペースシャトルプログラムは、個人産業を宇宙にアクセスしやすくするとい う目標を達成していない。この主な理由は、高価なハードウェアの損失、ロケッ トブースタの改装コストが高いこと、および液体水素燃料を利用する有人飛行に 必要な冗長安全システムのコストである。 数年にわたって、航空会社および米国政府は、宇宙輸送のよりよい手段として 、極超音速飛行技術および軌道への一段式（ＳＳＴＯ）機体の開発を試みてきた 。現在検討中のＳＳＴＯ機体は、大きく強力な飛行機のように動作するように設 計され、機体は、地球から離陸し、宇宙に向かって加速し、そのペイロードを選 択された軌道に配備し、再び地球の大気圏に入り、着陸ストリップに飛行機のよ うに着陸する。燃料補給後、機体は、次の旅への準備がなされる。しかし、この ようなＳＳＴＯ機体は、いまだに開発されていない。これは、開発に莫大なコス トがかかること、およびこのような機体が地球から軌道へ飛行し、再び地球に戻 っ てくるために必要なサイズを考慮しなければならないためである。ＳＳＴＯ機体 の分野において１０年以上にわたって努力がなされているが、このような機体は いまだに開発されていない。発明の要旨 本発明は、低地球軌道にペイロードを配備するための信頼性のある再利用可能 で経済的なシステムである地球から軌道への無翼２段式航空宇宙機および輸送シ ステムを提供する。 本発明の好ましい実施態様において、宇宙航空機は、液体水素よりも揮発性が 低く、はるかに取り扱いが簡単な液体酸素および灯油燃料を燃やすエンジンによ って動力が与えられる。宇宙航空機は、地球上の離着陸場から選択された上昇経 路の切り離し部にペイロードを運搬する。上昇経路の切り離し部では、機体の上 部段および下部段は切り離され、上部段は、ペイロードを地球の周りの軌道まで 運搬する。上部段および下部段のそれぞれは、離着陸場に帰還して着陸する。 宇宙航空機の上部段は、無翼の鈍頭状（blunt tipped）フレア安定化した構造 体で、離陸の際に無翼の下部段に同軸上に配置され、解放可能に接続可能である 。航空宇宙機は、離着陸場から離陸し、下部段は下部段自体および上部段を上昇 経路に沿って推進する。上部段は、上昇経路の切り離し部で下部段から切り離さ れる。上部段は上昇経路に沿って軌道速度まで加速し、地球の周りの選択された 軌道まで飛行する。切り離し後、下部段はそれ自体を帰還経路まで推進し、離着 陸場まで飛行して着陸する。下部段は、離陸から約８から１０分後に着陸場に着 陸する。上部段は、低地球軌道にペイロードを配備し、次に上部段は、地球の大 気圏を通って帰還下降経路に沿って軌道から出て、着陸場に戻る。上部段は、離 陸から約１２から３６時間後に着陸場に戻る。 上部段および下部段のそれぞれは、着陸場に帰還すると、回収車両によって着 陸場から回収される。回収車両は、上部段および下部段をアセンブリ（組み立て ）および発射輸送車両上に配置する。上部段および下部段は、輸送車両上にある 間に互いに再び接続され、次の地球から軌道への飛行に対しての準備がなされる 。アセンブリおよび発射車両はさらに、航空宇宙機を離陸場に運搬し、離陸す るように配置する。 好ましい実施態様の無翼の上部段は、フエア状近位端を備えた上体構造を有し 、下降および上昇経路にある間の航空宇宙安定性を提供する。ペイロード支持構 造体は、上体構造の遠位端に接続され、鈍頭ペイロードフェアリングは、ペイロ ード支持構造体の上方で遠位端に設けられている。ペイロードフェアリングは、 上昇および下降中に上部段の先端部となり、上部段が地球の大気圏外を通って下 降するときの主要な熱シールドとなる。 上部段は、ボディ構造体に接続された動力装置を有し、動力装置は、下部段か ら切り離された後の上部段を軌道に推進する。動力装置は上部段を軌道から下降 経路を通って離着陸場まで移動させる。上部段は、着陸システムを有し、この着 陸システムは、上部段が着陸場へと下降するときに使用され、着地時に第１段を 支持する。好ましい実施態様の着陸システムは、着陸場に近づくにつれて、上部 段の速度を減少させるように使用される複数のパラシュートを有する。着陸シス テムはさらに、複数のエアバッグアセンブリを有し、エアバッグアセンブリは、 上部段が、着陸場の上方にある間に膨張し、着地時に上部段を衝撃から守る。エ アバッグは、着陸時に地面上方で本体構造を支持し、地面への転落または地面に よる衝撃を防止する。 無翼の下部段は、２つの段が接続されているときに、上部段と同軸上で配置さ れる下部ボディ構造体を有する。下部段は、下部ボディ構造体に接続された動力 装置を有する。動力装置は、上昇経路に沿って、１つのユニットとして下部段お よび上部段を推進し、切り離し部で停止する。動力装置は、再始動され、着陸場 への帰還経路に沿って下部段を推進する。 下部段は、上部段に解放可能に接続され、上昇経路の切り離し部で下部段およ び上部段を切り離す切り離しシステムを有する。好ましい実施態様の切り離しシ ステムは、上部ボディ構造体と下部ボディ構造体との間に含まれる加圧空気を用 いて、上部段と下部段とを切り離す。切り離しシステムは、上部ボディ構造体と 下部ボディ構造体との間で延び、加圧空気が上部段および下部段を互いに押して 切り離すように加圧空気を含む、実質的に不通気性の切り離しスリーブを有する 。 切り離しシステムはさらに、下部段と上部段とを解放可能に相互連結する複数 の解放可能な空気圧式接続部材を有する。接続部材のそれぞれは、加圧ガス供給 源に動作可能に接続され、加圧空気は同時に、接続部材のすべてを作動させ、こ れらを解放位置に移動させ、切り離し開始する。 下部段は、切り離し後下部段を回転させ、帰還経路と整合させる機体再配向(v ehicle redirection)システムを有する。好ましい実施態様において、機体再配 向システムは、下部ボディ構造体の遠位端に取り付けられた展開可能(deployabl e)な減速（drogue）パラシュートである。展開の際、減速パラシュートは、下部 ボディ構造体の遠位端に力をかけ、下部段を回転させる。 下部段はさらに、下部段が帰還経路に沿って着陸場まで移動する際に使用され る着陸システムを有する。着陸システムは、着地時に下部段を支持する。好まし い着陸システムは、着陸場に向かって下降するにつれて下部段の速度を減少させ る複数のパラシュート、および下部段を着陸の衝撃から守るエアバッグアセンブ リを有する。エアバッグは、地面の上方で下部ボディ構造体を支持し、地面への 転落および地面による衝撃を防止する。 アセンブリおよび発射車両は、フレーム構造体およびフレームに回動可能に接 続された細長い段支持ビーム（stage support beam）を有する自動推進車両であ る。支持ビームは、水平輸送位置と垂直離陸位置との間でフレームに対して回動 可能に移動できる。少なくとも２つの対向する後部安定化アームは、段支持ビー ムの後部の対向する側部に取り付けられている。後部安定化アームは、下部段を 収容し、解放可能に保持するような大きさを有し、間隔をあけて配置されている 。後部安定化アームは、輸送車両に下部段を固定する内部固定位置と、下部段を 輸送車両に移動させ得るかまたは輸送車両から移動させ得る外側解放位置との間 で、支持ビームに対して移動可能である。 輸送車両は、支持ベッドを有する平行移動可能なキャリッジ、ならびに上部段 を受け入れおよび保持するためのベッドの対向する側部に少なくとも２つの前方 安定化アームを有する。前方安定化アームは、上部段をキャリッジに固定する内 側固定位置と、上部段をキャリッジに移動させ得るかまたはキャリッジから移動 させ得る外側解放位置との間で、ベッドに対して移動可能である。 水平位置にあるとき、キャリッジは、前方切り離し位置と後方接合位置との間 で、支持ビームに対して前後に平行移動可能である。前方切り離し位置では、キ ャリッジは、上部段および下部段が互いに離れて配置されるように、支持ビーム の前方端に隣接する。後方接合位置において、キャリッジは、上部段および下部 段が互いに係合するように、後方安定化アームに近接して配置されている。 上部段および下部段は、キャリッジが前方切り離し位置にあるとき、輸送車両 上に独立して配置され、キャリッジは、接合位置に向かって後方に移動される。 上部段および下部段は、再び連結され、次の離陸および飛行に対して準備される 。宇宙航空機の飛行準備ができた後、アセンブリおよび発射輸送車両は、宇宙航 空機を離陸場に移動させ、宇宙航空機を垂直離陸位置に直立させ、宇宙航空機を 離陸台に配置する。再び燃料が補給された後、宇宙航空機は離陸に対して準備が なされる。図面の簡単な説明 図１は、本発明に従った再利用可能な無翼の２段式航空宇宙機、ならびに輸送 および発射システムの等距離図である。航空宇宙機の垂直離陸位置を黒塗りで示 し、水平位置および角度をなした位置を想像部分で示している。 図２は、図１の航空宇宙機の２段の飛行経路の概略図である。 図３は、輸送および発射システムから除去して示す図１の航空宇宙機の拡大等 距離図であり、外側ボディの構造体は、内部部品を示すために、透明で示し、切 り離しシステムは図示していない。 図４は、図３の航空宇宙機の下部段の拡大等距離図であり、外側ボディの構造 体は、内部部品を示すために透明で示している。 図５は、下部段の燃料タンクシステムを示す、実質的に図４の５−５線に沿っ て取った拡大断面図である。 図６は、下部段部のボディ構造体を有する燃料タンクインターフェースを示す 、図５の燃料タンクシステムの拡大詳細図である。 図７Ａから図７Ｃは、離着陸場に着陸するための着陸シーケンスを示す、図４ の下部段の側面図である。 図８は、エアバッグアセンブリを示す、実質的に図７Ｂの８−８線に沿って取 った拡大断面図である。 図９は、内部部品を示すために透明で示す外側ボディ構造体を有する、図３の 上部段の拡大等距離図である。 図１０は、上部段のエンジンおよび燃料タンクシステムを示す、実質的に図９ の１０−１０線に沿って取った拡大断面図である。 図１１は、図９のペイロードフェアリングおよびペイロード支持構造体の拡大 等距離図であり、ペイロードは示さず、外側ボディ構造体およびペイロードフェ アリングは分かりやすいように透明で示している。 図１２Ａから図１２Ｃは、離着陸場に着陸するための着陸シーケンスを示す、 図９の上部段の側面図である。 図１３は、切り離しシステムを示す、実質的に図３の１３−１３線に沿って取 った概略拡大断面図である。 図１４Ａから図１４Ｄは、図２の上昇経路の切り離し部における下部段および 上部段の切り離しシーケンスの概略拡大側面図である。 図１５は、図３の上部段および下部段の飛行制御コンピュータアセンブリの概 略ブロック図である。 図１６は、図３の航空宇宙機ライン交換可能ユニットと内部連結された、図１ ５の飛行制御コンピュターシステムの概略ブロック図である。 図１７は、図３の航空宇宙機の代表的な上昇経路、楕円軌道、および地球の周 りの円形軌道を示す概略図である。 図１８は、図１７の軌道へのおよび軌道からの上部段経路の拡大概略図である 。 図１９は、人工衛星を配備するための地球の周りにある、図９の上部段の好ま しい地球の低軌道の概略図である。 図２０は、図９の上部段のペイロード重量および軌道傾斜の軌道高度制限を示 すグラフである。 図２１は、着陸後の回収時に図４の下部段を支持する地上回収車両の上部等距 離図であり、下部段の外側ボディ構造体は透明で示し、選択された内部部品は、 分かりやすくするために図示しない。 図２２は、図１の輸送および発射システムのアセンブリおよび発射輸送アセン ブリの上部等距離図である。 図２３Ａから図２３Ｃは、輸送車両上での水平位置における下部段および上部 段の統合を示す、図２２の輸送車両の縮小側面図である。 図２４は、図１の航空宇宙機の準備および発射のためのアセンブリコンプレッ クスおよび離陸場の概略平面図である。 図２５は、図１の離陸台の拡大上部等距離図である。 図２６は、垂直離陸位置で示す、図１のアセンブリおよび発射輸送車両の側面 図である。発明の詳細な説明 本発明は、添付の図面を参照しながら、以下の好ましい実施態様の詳細な説明 を読むと、より明確に理解される。本発明による地球から軌道への再利用可能な 無翼航空宇宙機、および輸送、回復、および発射システムを、図面を参照しなが ら説明する。航空宇宙機は、離着陸場から離陸し、地球の低軌道を飛行し、同じ 離着陸場に戻る無翼の再利用可能な２段式機体である。図１に最も明確に示すよ うに、航空宇宙機１０は、再利用可能な第２段軌道機体である上部段１４、およ び再利用可能な第１段発射援助プラットフォームである下部段１６を有する。上 部段１４および下部段１６は、アセンブリ位置で解放可能に連結され、アセンブ リおよび発射車両１８上で水平な位置で離着陸場３０まで輸送され、垂直離陸位 置に直立させられ、離陸台２２上に配置される。 図２に最も明確に示すように、航空宇宙機１０は、離陸台２２から離陸し、上 昇経路に沿って切り離し場２６まで上昇経路２４を追従する。切り離し場２６で は、上部段１４および下部段１６は互いに切り離され、上部段はそのまま上昇経 路に沿って地球の低軌道３２まで進む。下部段１６は、帰還放物線状経路２８に 沿って離着陸場３０における着陸場３６まで推進される。下部段１６は、以下に 詳細に記載する着陸システムを有し、この着陸システムにより、制御され、衝撃 から守られた着陸が提供される。下部段１６は、着陸場３６から回収され、アセ ンブリおよび発射車両１８（図１）上に配置され、次の離陸の準備がなされる。 上部段１４は、地球の周りを旋回し、人工衛星等のペイロードを配備し、軌道 抜けだし、地球の大気圏外を通って下降経路３４に沿って着陸場３６に帰還する 。上部段１４はさらに、以下に詳細に記載する着陸システムを有し、この着陸シ ステムにより、制御され、衝撃から守られた着陸が提供される。上部段１４は、 着陸場３６から回収され、輸送および発射車両１８（図１）上に配置され、下部 段１６と再び連結し、数日のうちに他のペイロードを選択された軌道まで運搬す るための次の発射の準備がなされる。 航空宇宙機１０、飛行制御およびエレクトロニクスシステム、経路および軌道 、ならびに回収、輸送および発射システム１２については以下に詳細に説明する 。航空宇宙機 図３に最も明確に示すように、航空宇宙機１０の下部段１６は、上部段１４の 底部に解放可能に接続され、下部段および上部段は同軸上に整合される。図３お よび図４に示す下部段１６は、下部段ボディの遠位部４８と近位部５０との間を 延びる内部領域５２を有する実質的に円筒形の下部段ボディ４６を有する。下部 段ボディ４６は、ＣＦＢＩ１０などの外部絶縁材料の外部層を有し、上昇経路２ ４（図２）および帰還経路２８（図２）におけるボディ構造体の加熱を最小限に 抑える。好ましい実施態様の下部段ボディ４６は、約１２．３メートル（４０フ ィート、６インチ）の高さ、および約６．７メートル（２２フィート）の直径を 有する炭素エポキシ複合構造体である。 液体酸素（ＬＯｘ）燃料タンク７４およびＲＰ−１灯油燃料タンク６８は、内 部場５２内に配置され、下部段ボディ４６に取り付けられている。スラスト分配 構造体(thrust distributing structure)５８は、ＲＰ−１タンク６８の底部に 一体的に取り付けられ、下部段ボディ４６の内部領域５２内に配置されている。 ５つのエンジン５６を有する動力装置５４は、スラスト分配構造体５８に設けら れ、エンジンのブースタノズル６０は、下部段ボディ４６から遠位方向に延びる 。 ５つのエンジン５６のそれぞれは、ＮＰＯ Ｅｎｅｒｇｏｍａｓｈによって製 造されるＲＤ−１２０Ｍ−１段燃焼エンジン（staged combustion engine）であ り、エンジンは、液体酸素および灯油燃料によって動力供給される。各エンジン は、スラスト分配構造体５８に接続された複数のジンバルアクチュエータ６１を 有し、航空宇宙機１０を方向制御するための２つの直交する面に±６度のジンバ リング作用を提供する。 図４および図５に最も明確に示すように、ＬＯｘタンク７４は、ＲＰ−１タン ク６８の上方に配置されたほぼ扁円のタンクである。ＬＯｘタンク７４は、ドー ム形状の上壁７６および下壁７８を有し、上壁７６および下壁７８は、下部段本 体４６に設けられた帯リング（girth ring）８８に接続されている。ＳＯＦＩ絶 縁材などの絶縁層８６は、ＬＯｘ下壁７８に付着し、ＲＰ−１タンク６８におけ る灯油と、ＬＯｘタンク７４における液体酸素との間の熱伝達を最小限にする。 ＬＯｘタンク７４は、出口８０（図５）を有し、この出口８０は、ＲＰ−１タン ク６８を通して下壁７８から延び、従来の様式で５つのエンジン５６（図４）に 対して多岐管構造を形成し（manifold）、エンジンの動作中に必要な燃料を流す 。 図５において最も明確に示すように、好ましい実施態様のＬＯｘタンク７４は 、出口８０の上方の下壁７８の内部に設けられた部分的にドーム状のＯｘ保持構 造体７１を有する。保持構造体７１は、出口８０の周囲で、下壁７８に固定され た内部ドーム６５を有し、下ドームは、出口と整列した中央開口部６９を有する 。外側ドーム７３は、内部ドーム６５の上方に間隔を置いて配置され、外側ドー ムは、中央開口部６９からオフセットした燃料通路７５を有する。従って、Ｏｘ 保持構造体7７１は、上昇経路および帰還経路に沿う、下部段１６の飛行中に常 に出口８０で内部ドーム６５下に液体酸素燃料を保持し、エンジン５６への適切 な燃料の流れを確実にする。ＬＯｘタンク７４はさらに、従来のスロッシュ（sl osh）バッフルおよび渦巻き防止装置(anti-vortex device)（不図示）を有し、 タンクからエンジン５６への燃料の流れを制御する。 ＬＯｘタンク７４は、アルミニウム胴回りリング８８に溶接されるアルミニウ ム上下壁７６および７８を有する。図６に最もよく見られるように、胴回りリン グ８８は、複合レイアップ法または他の締付け方法によって下部段ボディ４６に 確実に固定される上部バンド８９を有する。上部バンド８９は、下向きかつ内向 きに延びる支持ストリップ９３に一体に接続され、支持ストリップは、ＬＯｘタ ンク７４の上下壁７６および７８のそれぞれに溶接される下部バンド９９に一体 に接続される。従って、胴回りリング８８は、内部領域内でＬＯｘタンク７４の 上下壁７６および７８を支持し、エンジン５６（図４）によって生成されるスラ ストはＬＯｘタンクの上下壁を通っては伝達されない。よって、ＬＯｘタンク７ ４は、航空宇宙機体１０内の他の構成要素を支持するためには使用されず、従っ て、航空宇宙機体の加速中、ＬＯｘタンクおよびこれに含有される液体酸素燃料 の重量に起因する力に耐え得るだけでよい。 図４および図５に最もよく見られるように、ＲＰ−１タンク６８は、上端で下 部段ボディ４６に一体に接続する半球形状の下壁７０を有する。本好適な実施形 態のＲＰ−１タンク６８の下壁７８はカーボンエポキシ複合構造体である。ＲＰ −１タンク６８の上壁は、ＬＯｘタンク７４の下壁７８によって形成され、従っ てこの下壁がＬＯｘタンクとＲＰ−１タンクとの間の共通のタンク壁である。Ｒ Ｐ−１タンク６８の上下壁は、胴回りリング８８とＲＰ−１タンクの下壁７０の 先端との間の下部段ボディ４６部分がＲＰ−１タンクの側壁１０７を形成するよ うに間隔が開けられる。 共通タンク壁の絶縁層８６は、ＲＰ−１タンク６８の内部と連通する下部ライ ナー１０１を有する。ライナー１０１は、ケロシン燃料に曝されても損傷しない 従来の材料によって製造される。ＬＯｘタンク７４の出口８０は、ＲＰ−１タン ク６８の内部を通って、およびＲＰ−１タンクの下壁７０を通って延びる。図５ に最もよく見られるように、ＲＰ−１タンク６８は、ＬＯｘ出口８０から僅かに ずれたＲＰ−１出口８２を有する。ＲＰ−１出口は、下壁７８から下向きに延び 、エンジン５６に動作的に接続される。 ＲＰ−１タンク６８は、ＬＯｘ出口８０に隣接し燃料出口８２より上に位置す る下壁７０に取り付けられて、下部段１６の飛行中、ＲＰ−１出口にケロシンを 保持する燃料保持構造体７７を有する。ＲＰ−１燃料保持構造体７７は、内部お よび外部ドーム６５および７３を有するＬＯｘ燃料保持装置７１と実質的に同じ 構成を有する。ＲＰ−１タンク６８はまた、従来のスロッシュバッフルおよび抗 渦装置（図示せず）を含み、これにより、燃料が過度に移動するのを防ぎ、燃料 がエンジン５６に確実に適切に流れるようにする。 図４に最もよく見られるように、ＬＯｘおよびＲＰ−１タンク７４および６８ のそれぞれは、一方の端部で各タンクの底部に接続し、他端部で下部段ボディ４ ６に取り付けられたへその緒パネル６７に接続する燃料充填および排出ライン６ ６を有する。へその緒パネル６７は、燃料充填および排出ライン６６の端部に従 来の接続部材を有し、これにより、ＲＰ−１およびＬＯｘタンク７４および６８ を充填または空にするために燃料トラックまたは他の燃料源に容易に接続するこ とができる。 スラスト分配構造体５８は、底部エンジン取付構造体６２と、エンジン取付体 から上向きおよび外向きに延びるほぼ円錐形状の側壁６３とを有する。側壁６３ は、ＲＰ−１タンク６８の下壁７８に、下部段ボディ４６より内側の位置で一体 に接続される。側壁６３は下壁７８とほぼ接線方向に交差するため、エンジン５ ６からのスラストは、側壁からＲＰ−１タンクの下壁および下部段ボディ４６に 均等に分配される。本好適な実施形態の水力分配構造体５８は、従来の複合レイ アップ法によりＲＰ−１タンクに接続される。 エンジン取付体６２は、円形状に形成されるＩ型梁を含み、一対のＩ型梁クロ ス部材が、この円形の中央を横断して互いに垂直に延びる。５個のエンジン５６ のそれぞれは、４個のエンジンが中心エンジン５７を取り囲む形状でエンジン取 付体６２に堅固に固定される。中心エンジン５７は，Ｉ型梁クロス部材の交差部 でエンジン取付体６２に取り付けられ、これにより中心エンジンは下部段ボディ ４６の長軸６４に沿って整合される。 １つの実施形態（図示せず）では、下部段１６は、下部段ボディ４６の遠位端 で内部領域５２を横断して広がる後部クローズアウトパネルを含み、エンジン５ ６はクローズアウトパネル内の開口部を通って延びる。後部クローズアウトパネ ルは、エンジン５６の動作中に排出ガスが内部領域５２内で再循環するのを実質 的に防ぐ。後部クローズアウトパネルはまた、ＲＰ−１タンク６８およびＬＯｘ タンク７４を含む内部領域５２内の構成要素が過剰に加熱するのを防ぐ。 再び図４を参照して、下部段１６は、ＬＯｘタンク７４およびＲＰ−１タンク ６８を加圧する燃料タンク加圧システム９０を有する。加圧システム９０は、Ｌ Ｏｘタンク７４より上方の下部段ボディ４６の近位部４８に取り付けられた８個 の相互接続したヘリウムタンク９２を有する。各ヘリウムタンク９２は、ヘリウ ムを離陸時で約４，０００ｐｓｉの初期圧力で含有する。ヘリウムガスライン９ ４が、ヘリウムタンク９２から下部段ボディ４６内のレースウェイ８７に沿って 下向きに延びて、ヘリウムをエンジン５６のうちの１つに接着したヘリウム熱交 換機１０５に搬送して、ヘリウムを加熱および膨張させる。 ガスライン９４は、熱交換機１０５からレースウェイ８７に沿って上向きに、 ＬＯｘタンク７４の上方の内部領域５２に戻る。ガスライン９４のうちの１本は 、ＲＰ−１タンクの側壁１０７で下部段ボディ４６を通ってＲＰ−１タンク６８ に入る。戻りガスライン９４は、ＲＰ−１タンクから出て、側壁１０７を通って レースウェイ８７に至り、他のガスラインと共に上向きに延びて内部領域５２へ と至る。ヘリウムガスライン９４の別の１本は、レースウェイ８７からＬＯｘタ ンク７４の先端まで延び、ＬＯｘタンクの内部領域に入る。戻りガスライン９４ は、タンクの上壁７６の先端を通ってＬＯｘタンク７４から出て、ＬＯｘタンク から離れて上向きに延びる。飛行中にヘリウムタンクからのヘリウムがＬＯｘタ ンク７４およびＲＰ−１タンク６８を加圧し、これによりＬＯｘおよび燃料がエ ンジン５６に確実に連続して流される。ヘリウムガスライン９４のうちの１本は 、レースウェイ８７の底部近くで分岐し、へその緒パネル６７に取り付けられた 従来の接続部材で終結するため、ヘリウムタンク９４を再充填または空にするの が迅速および容易になる。 ＲＰ−１およびＬＯｘタンク６８および７４から出るヘリウムガスライン９４ は、下部段ボディ４６の近位部４８に取り付けられたスラスタ９６を有する姿勢 制御システム９５に動作的に接続される。従って、スラスタ９６は、ＬＯｘおよ びＲＰ−１タンク７４および６８の内部からの加圧ヘリウムガスによって動力が 与えられる。姿勢制御システム９５は４個のスラスタポッド９７を有し、各ポッ ドは２個のスラスタを含み、ポッドは下部段ボディ４６の周囲に位置している。 スラスタ９６は、１つ以上のスラスタ対を選択的に作動可能にすることによって 、下部段１６の姿勢の制御を行う。 各スラスタポッド９７は、１つのユニットとして下部段ボディから取り外すこ とができるため、交換が迅速および容易となる。３個のスラスタポッド９７には ＬＯｘタンク７４からの加圧ヘリウムが供給され、１個のスラスタポッドにはＲ Ｐ−１タンク６８からの加圧ヘリウムが供給される。本好適な実施形態では、下 部段１６の各スラスタ９６は、下部段ボディ４６の近位部４８に横向きの力を与 え、特に分離中および戻り軌道中にボディの相対的な姿勢を制御する、１５０ポ ンドのスラスタである。 図４および図７Ａ〜７Ｃに最もよく見られるように、下部段１６は、下部段が 戻り軌道に沿って着陸領域に向かって移動するとき作動可能になる着陸システム １００を有する。着陸システム１００は、着陸領域の上方で展開(deploy)される パラシュートアセンブリ１２０および８個のエアバッグアセンブリ１０２を含む 。パラシュートアセンブリ１２０は、下部段ボディ４６に取り付けられた絶縁ハ ウジング１２２（図４）と、展開までハウジング内に格納される５個のパックさ れたパラシュート１２４とを含む。図７Ａに示すように、５個のパラシュートは 、下部段の質量中心の両側部の前後接着点１２５で下部段ボディ４６に離脱可能 に取り付けられる共通のパラシュートブライダル１２６に取り付けられる。 パラシュートアセンブリ１２０は、作動可能になるとパラシュート１２４を使 用する従来の展開装置を有する。図７Ａおよび図７Ｂに示すように、パラシュー ト１２４が展開されると、パラシュートおよびパラシュートブライダル１２６は 、ほぼ水平の姿勢で下部段１６を支持し、このためエアバッグアセンブリ１０２ は着陸領域に向かって下向きに面する。本好適な実施形態のパラシュート１２４ は、好ましくは、下部段１６の着陸領域３６（図７Ｃ）に対する速度を秒速約８ ．１メートルまで下げる大きさとされる。図７Ｃに示すように、パラシュートブ ライダル１２６は下部段ボディ４６に離脱可能に接続され、ブライダルは、着陸 時、ブライダルおよびパラシュート１２４を下部段ボディから外す従来の離脱機 構を含む。パラシュートブライダル１２６の離脱により、下部段ボディ４６が着 陸後に引きずられたり巻き込まれたりするのが防止される。 図４に最もよく見られるように、８個のエアバッグアセンブリ１０２のそれぞ れは、パラシュートアセンブリ１２０とは反対側の共通の側部に沿って下部段ボ ディ４６に取り付けられたエアバッグハウジング１０４を有する。各エアバッグ ハウジング１０４は、エアバッグ１０６とエアバッグに接続される加圧ガス供給 源(pressurant)１０８とを含む。各加圧ガス供給源１０８は同時に作動可能にな り、エアバッグはパラシュート１２４の使用後に展開および膨張（図７Ｂ）され る。各エアバッグ１０６は、好ましくは、直径約１．５メートル、高さ約２．２ ５メートルの寸法を有する。エアバッグ１０６は、８．１メートル／秒などの着 地速度での着陸時に、下部段１６を保護して、下部段ボディ４６が地面に接触す るのを防ぐように設計される。エアバッグアセンブリ１０２は下部段ボディ４６ 上に位置し、それぞれ４個のエアバッグアセンブリよりなる２つの列が離れて位 置する。このうち４個のエアバッグアセンブリは下部段ボディの近位部４８に位 置し、４個のエアバッグは遠位部５０（図４）に位置する。従って、エアバッグ １０６は、着陸時に下部段ボディ４６が支持される安定した足場を提供する。 図８に最もよく見られるように、本好適な実施形態の各エアバッグ１０６は、 有孔(vented)外部バッグ１１０と有孔外部バッグ内に位置する密閉内部バッグ１ １２とを有する。加圧ガス供給源１０８は、外部および内部バッグ１１０および １１２のそれぞれに動作的に接続される。展開後、加圧ガス供給源１０８は外部 および内部バッグ１１０および１１２をほぼ同時に膨張させる。 外部バッグ１１０は、エアバッグ１０６が着陸領域３６に着地するとき、外部 バッグ内の加圧ガスを逃がし得る複数の通気孔１１４を有する。従って、外部バ ッグは、図８に示すように、十分に膨張した状態で地面に着地し、着陸時に一部 萎んで収縮を与え、着地時に下部段１６が撥ねるのを防ぐ。密閉内部バッグ１１ ２は十分に膨張したままであり、着陸時に下部段４６を衝撃から守る。内部バッ グ内の圧力は、下部段ボディ４６が着陸領域３６に接触しないような圧力とされ 、これにより、着陸時に機体のボディ構造体が損傷する危険が防止される。 本好適な実施形態のエアバッグアセンブリ１０２は、続けての展開のために再 パックされ得る完全に交換可能なユニットである。下部段１６が着陸すると、展 開されたエアバッグアセンブリ１０２は迅速および容易に取り外され、展開の準 備の整ったパックされたエアバッグアセンブリと交換される。 図３、図９、および図１０に最もよく見られるように、上部段１４は、遠位部 １３４と近位部１３２とを有する上部ボディ構造体１３０を有する。ペイロード 支持構造体１３６が遠位部１３４に取り付けられ、ペイロードフェアリング１３ ８が、ペイロード支持構造体１３６の先端で遠位部に旋回可能に取り付けられる 。ほぼ全飛行中、ペイロードフェアリング１３８が上部段１４の前端を規定し、 近 位部１３２が上部段の後端を規定する。 ペイロードフェアリング１３８はほぼ円筒状の帽子形状を有する先端が滑らか な構造体である。ペイロードフェアリング１３８は、ペイロード支持構造体１３ ６から離れて位置する端部壁１４０と、端部壁とペイロード支持構造体１３６と の間を延びる側壁１４２とを有する。従って、上部段１４は、地球の大気圏外の 上昇軌道に沿って１つの軌道へと推進され、着陸領域への下降軌道に沿って地球 の大気圏内を通って戻される、先端が滑らかなボディである。飛行中に上部段１ ４に航空力学的安定性を与えるためには、上部段がフレア状の安定した構造体と なるように、上部ボディ１３０の近位部１３２は、中央領域１４４から縁１４６ に向かって外向きに広くされる。 本好適な実施形態では、上部ボディ１３０は、下部段ボディ４６に類似したカ ーボンエポキシ複合構造体である。図９および図１０に最もよく見られるように 、上部ボディ１３０は、遠位部１３４と近位部１３２との間を延びる内部領域１ ４８を規定する。内部領域１４８は、下部段１６に関して上述した構成と実質的 に同一の構成のＬＯｘタンク１６０およびＲＰ−１タンク１５８を含む。ＬＯｘ タンク１６０は、下部段のＬＯｘタンク７４と実質的に同じ構成を有し、特に上 部段が低重力環境下にあるとき、ＬＯｘタンク出口８０でＬＯｘを保持するため のＬＯｘ保持構造体１４５（図１０）を含む。上部段のＬＯｘタンク１６０は、 偏平なタンクではなく、ほぼ半球形状のアルミニウム製タンクであるため、ＬＯ ｘタンクは構造が僅かに異なる。ＬＯｘタンク１６０は半球形状の下壁を含み、 これはＲＰ−１タンク１５８と共通の壁１６２である。共通壁１６２は、ＲＰ− １タンク１５８の内部に面する下側部に接着した絶縁層１６３を有する。ＬＯｘ タンク１６０は、下部段に関して上述し図６に示したように、上部ボディ１３０ に取り付けられたアルミニウム胴回りリング１６６を含み、このため、ＬＯｘタ ンクは、上部段１４の加速中、自重によって加えられる力に耐え得るだけでよい 。 ＲＰ−１タンク１５８もまた、下部段１６のＲＰ−１タンク６８に実質的に類 似する構成を有する。ＲＰ−１タンク１５８の底壁１６２は、ＬＯｘタンク１６ ０の胴回りリング１６６より下方の上部ボディ１３０に一体に接続される。従っ て、壁１６２の先端縁と胴回りリング１６６との間を延びる上部ボディ１３０部 分が、ケロシン燃料を封じ込めるためのＲＰ−１タンクの側壁１６７を形成する 。 ＲＰ−１タンク１５８はまた、下部段のＲＰ−１タンクに関して上述したよう な、燃料出口の上方の底壁１６２に取り付けられた燃料保持構造体１５７を含む 。図９に最もよく見られるように、ＲＰ−１およびＬＯｘタンク１５８および１ ６０のそれぞれはまた、一方の端部で各タンクに、他端部で下部段１６のへその 緒パネル６７に類似するへその緒パネル１６５に接続する充填および排出ライン １６４を有する。充填および排出ライン１６４はそれぞれ従来のコネクタに接続 され、燃料トラックまたは他の燃料源の燃料ラインに迅速かつ容易に接続するこ とが可能となる。 ほぼ円錐形状のカーボンエポキシ複合スラスト分配構造体１５０が、上端１６ ９で、上部ボディ１３０から内向きにＲＰ−１タンク１５８の底壁１６２に一体 に接続される。スラスト分配構造体１５０の上端１６９は、底壁１６２とほぼ接 線方向に交差するため、ＲＰ−１タンク１５８および上部ボディ１３０へのスラ ストは均等に分配される。 スラスト分配構造体１５０は、上端から下向きおよび内向きに延び、縮小して 上部ボディ１３０の長軸と同軸状に整合するエンジン取付構造体１５１へと至る 。単一の液体酸素およびケロシンにより動力化されるエンジン１５２が、スラス ト分配構造体１５０のエンジン取付構造体１５１に堅固に取り付けられ、エンジ ンのブースターノズル１６０が、上部ボディ１３０のフレア状の遠位部１３２か ら延びる。エンジンは、スラスト分配構造体１５０およびブースターノズル１６ ０に接続される水平保持アクチュエータ１５６を含む。ブースターノズルは、上 部段１４の方向制御のために２つの直交面で±６度で水平に保たれている。エン ジン１５２は、下部段の燃料タンクに関連して上述したように、ＲＰ−１タンク １５８およびＬＯｘタンク１６０それぞれの底から下向きに延びるこれらのタン クの燃料出口に連結され、これにより動作中、燃料がエンジンに連続して流され る。 本好適な実施形態では、上部段エンジン１５２は、NPO Energomashにより製造 されたRD-120M-2である。下部段１６のRD-120M-2エンジンおよびRD-120M1エンジ ンは、高性能で、段階的燃焼の、再利用可能なエンジンであり、小規模なオーバ ーホールを必要とするまでに１０回の飛行サイクルが可能である。大規模なオー バーホールは、数１０回の飛行サイクルの後で組み込まれるだけである。しかし 、航空宇宙機体をその軌道に沿って推進させるためには、他の液体酸素およびケ ロシンエンジンも使用され得る。 図９に最もよく見られるように、ＬＯｘタンク１６０の先端は、ペイロード支 持構造体１３６より下方の上部ボディ１３０の遠位部１３４で終結する。燃料タ ンク加圧システム１６８が、ＬＯｘタンク１６０の上端より上方の上部ボディ１ ３０に取り付けられる。燃料タンク加圧システム１６８は、下部段１６に関して 上述したのと実質的に同じ加圧システムである。燃料タンク加圧システム１６８ は、上部ボディ１３０に取り付けられた６個のヘリウムタンク１７０を含み、こ れらのヘリウムタンクはガスライン１７２によってＲＰ−１およびＬＯｘタンク １５８および１６０に動作的に接続される。ヘリウムタンク１７０は、上部段１ ４の飛行を通じて燃料タンクを加圧するために、ヘリウムガスを離陸時で約４， ０００ｐｓｉの圧力で含有する。 ガスライン１７２は、ヘリウムタンク１７０から上部ボディ１３０内の細長い レースウェイ１７５へ、そしてエンジン１５２のヘリウム熱交換機１７３へと下 って延びて、ヘリウムを加熱および膨張させる。ガスライン１７２は、熱交換機 １７３から上向きにレースウェイ１７５に沿って戻り、ガスラインのうちの１本 は上部ボディ１３０を通ってＲＰ−１タンク１５８に入る。別のガスライン１７ ２は、レースウェイ１７５を上向きにＬＯｘタンク１６０の先端まで延び、ＬＯ ｘタンクの先端を通ってタンクの内部へと延びる。ガスライン１７２はまた、へ その緒パネル１６５でヘリウムタンクを従来のコネクタに接続する分岐を有し、 これによりヘリウムタンク１７０を充填または空にするためにヘリウム源に迅速 かつ容易に接続することが可能になる。 上部段１４はまた、姿勢制御スラスタ１７８の４個の交換可能スラスタポッド １７４を有し、ポッド当たり３個のスラスタが含まれる。各スラスタ１７８は、 ＬＯｘタンク１６０の先端またはＲＰ−１タンク１５８の側部のいずれかから延 びるヘリウムガスライン１７２に接続される。姿勢制御スラスタ１７８は、ＲＰ −１タンク１５８およびＬＯｘタンク１６０からの加圧ヘリウムにより推進力を 生成する。スラスタポッド１７４のうちの３個（すなわち９個のスラスタ）のた めの加圧ヘリウムはＬＯｘタンク１６０から供給され、残りのスラスタポッドの ための加圧ヘリウムはＲＰ−１タンク１５８から供給される。上部段１４上のス ラスタ１７８のそれぞれは、飛行中、特に地球を回る軌道を飛行中に、上部段の 姿勢を制御するために使用される２５ポンドの力を与えるスラスタである。これ については後により詳細に述べる。 図９および図１１に最もよく見られるように、ペイロード支持構造体１３６は 上部ボディ１３０の遠位端に取り付けられて、遠位端を閉鎖する。本好適な実施 形態のペイロード支持構造体１３６は、選択された衛星または他のペイロード１ ７１（図９）のための堅固な支持デッキを提供する直径約４．２メートルのカー ボンエポキシ複合体はちの巣状ディスクである。図１１に最もよく見られるよう に、ペイロード支持構造体１３６は、ペイロードと解放可能に係合するリングの 周囲に選択されたパターンで取り付けられる複数の解放可能保持ボルト１８４を 有するペイロード取付リング１８０を含む。保持ボルト１８４は、選択された低 い地球軌道でペイロードの離脱および配備を同時に行うための作動可能装填量を 有する従来のボルトである。 ペイロードフェアリング１３８は、ペイロード支持構造体１３６に旋回可能に 取り付けられ、ペイロードフェアリングの側壁１４２が支持構造体に係合して被 覆ペイロードベイ１８５を形成するような位置に配備される。ペイロードフェア リング１３８が閉鎖位置にあるときは、底縁部は支持構造体１３６に対して実質 的に密閉され、ペイロード１７１（図９）はペイロードベイ１８５内に封入され 保護される。ペイロードフェアリング１３８の側壁１４２は、図１１に示す、ペ イロードフェアリングを閉鎖位置と開口位置との間で旋回させる内部パワーヒン ジ１８８によってペイロード支持構造体１３６に接続される。開口位置では、ペ イロードフェアリング１３８の側壁１４２は、ヒンジ１８８以外ではペイロード 支持構造体１３６から離れる方向に移動し、これにより、ペイロード１７１の配 備またはペイロードの設置のために、ペイロード取付リング１８０を完全に露出 させる。 ペイロードフェアリング１３８は、パワーヒンジ１８８と一体の一対の従来の 小型電気モータにより、開口および閉鎖位置間で旋回される。上部段１４が地球 を回る軌道空間にある場合は、小型電気モータは、ヒンジ１８８に十分な力を与 え、ペイロードフェアリングを開口および閉鎖位置間で移動させる。例えば、上 部段１４が地球上にあり、ペイロード１７１が取付リング１８０上に取り付けら れているときは、パワーヒンジ１８８は、開口位置にあるペイロードフェアリン グを支持するのに十分な強度を持たず、フェアリングのための追加の支持体が必 要となり得る。 図１１に最もよく見られるように、ペイロードフェアリング１３８は、ペイロ ード支持構造体１３６上に取り付けられた３つの電動オーバーセンターラッチ１ ９２によって閉鎖位置に保持される。ラッチ１９２は、ペイロードフェアリング １３８の側壁１４２の噛み合いフック構造体と解放可能に係合し、上部段１４が 地球を回る軌道に乗るまで、ペイロードフェアリングを閉鎖位置にロックする。 ラッチ１９２はまた、地球の大気圏外を通る下降軌道中、ペイロードフェアリン グ１３８を閉鎖位置にロックする。 ペイロードフェアリング１３８は、上部段１４の先端が滑らかな端部を規定す る単一の滑らかな帽子状部材である。ペイロードフェアリング１３８は、地球の 大気圏外を通る下降軌道を含む機体の全飛行中、上部段１４の前端構造体となる 。本好適なペイロードフェアリング１３８は、端部壁１４０および側壁１４２上 にＦＲＣＩ１２などの絶縁外部層１９４を有するカーボンエポキシ複合構造体で あり、地球の大気圏外を上昇および下降中に生成する摩擦熱からフェアリング１ ３８を保護する。従って、滑らかなペイロードフェアリング１３８は上部段１４ の主要な熱シールドである。上部段１４が大気内に再突入して、離陸および着陸 領域に戻った後、上部段は、空気密度がより高くなる低い高度に降下するに従っ て、増大する大気抵抗に遭遇し得る。高度約６０，９６０メートルでは、動力学 的圧力および空気抵抗は相当なものになり、非常に急速に上部段１４を減速化さ せ始め、ペイロードフェアリング１３８に最大加熱が生じる。約８ｇｓの減速に よる減速プロフィールは、希薄な地球大気圏と最初に接触した後約１０分で生じ る。機体がその水平速度成分を失い地面に向かってほぼ垂直経路内を下降漂流す るとき、大気抵抗による後の減速は急速に１ｇに減少する。地球の大気圏外を通 って再突入する間、停滞点はペイロードフェアリング１３８の端部壁１４０上に あり、 端部壁上の絶縁の温度は１７００Ｋ〜１８００Ｋの範囲であり得、これにより絶 縁は熱烈となる。ペイロードフェアリング１３８の単一構造体はシームレスで、 再突入中に上部段１４の前部にわたって熱がほぼ均一に分配され得る。 図９を参照して上述したように、上部段１４は空気力学的にフレア安定化され た機体であり、上部段が地球の大気圏外を通過するとき、上部段ボディ１３０の フレア状近位部１３２はまた、上部段が大気圏を通過して減速する際に実質的な 摩擦抵抗を受ける。地球の大気圏へ再突入する際の過加熱による損傷を防ぐため に、ＦＲＣＩ１２断熱材の層がフレア状近位部１３２に接着されている。従って 、フレア状近位部１３２は上部段１４の保護のための２次的な熱シールドを提供 する。好適な実施態様においてはＦＲＣＩ１２断熱材を用いるが、セラミックタ イルなどを含む他の適切な断熱材を用いてペイロードフェアリング板１３８およ びフレア状近位部１３２を摩擦熱から保護してもよい。選択される断熱材は、ペ イロードフェアリング板が後の飛行において衛星などを配備するために安全に再 使用され得るように、再突入の際に構造体を損傷から保護しなければならない。 好適な実施態様において、下部段ボディ４６および上部段ボディ１３０はまた 、構造体が飛行中に過加熱することを防ぐための外部断熱層を有する。好ましい 断熱層は、上部段ボディ１３０および下部段ボディ４６に接合されたＥ−ガラス ファブリックからなる内側シート、石英ファブリックからなる外側シート、およ び内側シートおよび外側シートの間に挟持されたマイクロクォーツ(mircoquartz )断熱層を有する、シート断熱材の８ミリ厚の層である。断熱層は、カーボンエ ポキシ複合体構造の基準温度(base temperature)を約５００Ｋに制限する。 図９および１２Ａ〜Ｃに最もよく示されるように、上部段１４は、上部段が下 降経路に沿って着陸領域に戻るときに使用される、着陸システム２００を有して いる。着陸システム２００は、上述した下部段１６の着陸システム１００と同様 である。上部段着陸システム２００は、ヘリウムタンク１７０の近隣において上 部段ボディ１３０に取り外し可能に搭載された断熱されたハウジング２０４を有 する展開可能パラシュートアセンブリ２０２および、ハウジング２０４内に詰め 込まれた３つの展開可能なパラシュート２０６を有している。好適な実施態様に おいて、パラシュート２０６は約１５００メートルの高度で展開されることによ り、着陸シーケンス中に起こる着陸領域３６（図１２Ｃ）に対するドリフトを最 小にする。パラシュート２０６は、ハウジング上のちょうつがいドアの後ろに維 持され、パラシュートの展開時まで閉じたままにされる。 パラシュート２０６は好ましくは、展開時の上部段ボディ１３０の下降速度を 毎秒約７．６メートルまで減少させるようなサイズにされる。３つのパラシュー ト２０６は、上部段ボディ１３０上の近位取り付け点および遠位取り付け点２１ ０に取り付けられた、単一のパラシュートブライダル２０８(parachute bridal) （図１２Ａ〜Ｃ）に取り付けられる。パラシュート２０６を展開するとき、パラ シュートブライダル２０８は、上部段ボディ１３０を概して水平かつわずかに鼻 先が上がった状態に支持する。上部段ボディ１３０が着陸領域３６（図１２Ｃ） にタッチダウンするとき、パラシュートブライダル２０８がその取り付け点２１ ０から解放され、パラシュートブライダルおよびパラシュート２０６を投棄する ことにより(jettison)、上部段１４が風によって牽引されることや転覆(rollove r)を誘発することを防止する。 着陸後、パラシュート２０６およびパラシュートブライダル２０８は地上クル ーによって回収される。好適な実施態様において、展開されたパラシュートアセ ンブリ２０２のハウジング２０４を上部段ボディ１３０から取り外し、詰め込み された交換用パラシュートアセンブリを上部段ボディに搭載する。展開されたパ ラシュートアセンブリを次に、航空宇宙機１０上で後に展開するために再詰め込 み領域にて再アセンブルする。 着陸システム２００はまた、上部段ボディ１３０の、パラシュートアセンブリ ２０２の反対側面に搭載された４つのエアバッグアセンブリ２１８を有する。パ ラシュート２０６を展開した状態で上部段ボディ１３０が着陸領域３６に向かっ て移動するとき、エアバッグアセンブリ２１８は着陸領域に向かって下を向いて いる。各エアバッグアセンブリ２１８は前述の下部段用エアバッグアセンブリ１ ０２と実質的に同一の構成を有しており、断熱ハウジング２２０、各ハウジング 中の展開可能なエアバッグ２２２および、上部段１４が着陸領域３６に到達する 前に膨張させるために（図１２Ｄ）エアバッグに接続された従来の圧縮ガス源２ ２４を有している。エアバッグアセンブリ２１８の各々は、上部段ボディ１３０ からユニットとして取り外し可能であることにより、素早く簡便に交換が可能で ある。展開されたエアバッグアセンブリ２１８は取り外されて詰め込み済みのア センブリに交換され、展開されたアセンブリは選択された再詰め込み領域に戻さ れ、再詰め込みされ、後の飛行において上部段１４または下部段１６で再展開さ れる。 エアバッグアセンブリ２１８のうち２つは、ペイロード支持構造１３６の近隣 に搭載され、エアバッグアセンブリのうち２つは、フレア状近位部１３２の近隣 の上部段ボディ１３０に搭載される。エアバッグアセンブリ２１８は、着陸時に 上部段１４に安定した足場を提供することにより転覆を防ぐように位置されてい る。４つのエアバッグ２２２の各々は、前述し図８に示したように、有孔外側袋 １１０と密閉された内側袋１１２とを有している。袋１１０および１１２は、制 動され(damp)かつ支持された着陸を着陸領域上で行うことを可能にすることによ り、上部段ボディ１３０が跳ねることまたは着陸の際に地面に衝突することを防 ぐ。 図２に最もよく示されるように、上部段１４は離陸から上昇経路に沿って上昇 経路の切り離しポイントまで、下部段１６の上に解放可能に搭載されている。航 空宇宙機１０が約４００００メートルの高度で切り離し領域２６に到達するとき 、下部段１６上の切り離しシステム２９０が作動され、上部段１４および下部段 １６は互いから切り離される。 図１３に最もよく示されるように、切り離しシステム２９０は下部段ボディ４ ６の遠位部４８に搭載されている。下部段ボディ４６は、概して平坦な界面リン グ３００を有することにより、上部段ボディ１３０のフレア状近位部１３２上の 底面搭載リング３０１を支持するための平坦な面を提供する。切り離しシステム ２９０は、界面リング３００の周りに等間隔に搭載された１２個の切り離しナッ ト３０２を有している。切り離しナット３０２は、上部段ボディ１３０の搭載リ ング３０１上に搭載された、結合する剪断円錐体(shear cone)およびボルトアセ ンブリ３０４と、解放可能に接続される。各切り離しナット３０２は、ボルトア センブリ３０４の各々１つに対して解放可能に接続される。好適な実施態様にお いて、切り離しナット３０２は、High Sheer Corporationの製造するＳＮＲ７３ １１−４切り離しナットなどの、空気圧駆動切り離しナットである。 各切り離しナット３０２は、ロック位置と解放位置との間を移動可能である。 ロック位置においては切り離しナット３０２は各結合ボルトアセンブリ３０４に しっかりと係合し、解放位置においては切り離しナットは結合ボルトアセンブリ との係合がはずれることにより、上部段１４が下部段１６から切り離しすること を可能にする。切り離しナット３０２はすべて、界面リング３００下の下部段ボ ディ４６に搭載された一対の高圧窒素タンク３０８に、ガスライン３０６を通じ て分岐(manifold)している。２つの窒素タンク３０８は、下部段ボディ４６の反 対側に位置しており、切り離しナット３０２の各々は両タンクに分岐している。 切り離しナット３０２を作動すると、２つの窒素タンク３０８からの圧縮窒素ガ スが同時に１２個の切り離しナット３０２の全てをロック位置から解放位置に動 かして、上部段１４と下部段１６とを円滑かつ実質的に瞬間的に切り離しする。 上部段１４および下部段１６の解放および切り離しの間、２連高圧窒素３０８は 、「ジッパー効果(zipper effect)」として知られる、切り離しナットが上部段 界面リングの周囲においてわずかに異なる時刻で解放する現象を回避する。従っ て、切り離しシステム２９０は切り離し中における傾き(tip-off)エラーあるい は回転誘発を回避する。 切り離しシステム２９０はまた、上部段１４と下部段１６とを互いから押し離 すために、上部段ボディ５４と下部段ボディ１３０との間の内部領域５２および １４８中の圧縮空気を切り離しの間維持する切り離しスリーブ３１２を有する。 航空宇宙機１０が離陸するとき、下部段ＬＯｘタンク７４上かつ上部段ＲＰ−１ タンク１６８下の内部領域５２および１４８内に大気圧の空気が閉じこめられて いる。上部段１４および下部段１６が高度４００００メートルに上昇するにつれ 、周囲の空気圧が実質的に０ｐｓｉに減少することにより、外部環境とこれら内 部領域５２および１４８との間に圧力差が現れる。しかし、上部段と下部段とを 切り離しする力が甚だしくならないように、圧力差を約３ｐｓｉに制限すること が望ましい。空気孔３１０を介して下部段ボディ４６から通気して上昇中に空気 の一部を逃がすことを可能にすることによって、圧力差は約３ｐｓｉに制限され る。 切り離し部において、下部段１６のエンジン５６（図４）は停止(shut off)さ れ、航空宇宙機１０は切り離し部に沿って惰走する。エンジン５６を停止した直 後に、切り離しナット３０２を作動して解放位置に動かし、内部領域５２および １４８中の圧縮空気が切り離し力を発揮することにより、上部段１４および下部 段１６が毎秒約６メートルの切り離し速度で互いから離される。切り離し速度は 、内部領域５２および１４８中の空気の圧力を制御することで制御される。 切り離しスリーブ３１２は、下端３２２が界面リング３００に取り付けられ、 上端３２４がフレア状遠位部１３２に取り付けられた、空気が実質的に貫通しな い材料である。切り離しスリーブ３１２は、切り離し開始時において上部段１４ および下部段１６の間の空間から圧縮空気が直ちに出てしまうことを防ぐ。切り 離しスリーブ３１２は、界面リング３００に搭載されたスリーブホルダ３１４内 に維持されることにより、切り離し中において切り離しスリーブが拡げられるこ とを容易にし、かつ切り離しスリーブが上昇中にもつれることを防ぐ。好適なス リーブホルダ３１４は、ほぼＵ字型の断面を有する輪状構造であるが、その他の スリーブホルダも用い得る。 図１４Ａおよび１４Ｂに最もよく示されるように、上部段１４および下部段１ ６は切り離し時において互いから離れるように移動する。切り離しスリーブ３１ ２がスリーブホルダ３１４から拡げられ、スリーブは上部段ボディ４６と下部段 ボディ１３０との間に拡がる。切り離しスリーブ３１２は上部段１４と下部段１ ６との間に圧縮空気を含み、６ｍ／ｓの切り離し速度を発生するのに十分な長い 切り離しストロークを提供する。切り離しスリーブ３１２は固定長を有しており 、上部段１４と下部段１６との間の距離がこの固定長を越えるとき、切り離しス リーブの上端３２４が上部段ボディ１３０（図１４Ｂ）から引き離され、２つの ステージ間の物理的切り離しが完了する。 航空宇宙機１０は惰走し毎秒１０ｍ／ｓ程度の垂直速度を失うため、上部段１ ４と下部段１６との間の切り離しは３秒以内に達成される。３秒で上部段１４の エンジン１５２が始動され、エンジンは上部段を、下部段１６から離れる方向か つ上昇経路の続きに沿って選択された軌道(orbit)まで推進する。 図４および１４Ｃに最もよく示されるように、切り離しシステムは、下部段ボ ディ４６の近位端において下部段１６の重心から離れた位置に搭載された、減速 (drogue)パラシュートアセンブリ３１６を有している。減速パラシュートアセン ブリ３１６は、下部段ボディ４６に取り外し可能に搭載された断熱ハウジング３ １８（図４）内に入れられた減速パラシュート３２１を有している。従来の展開 メカニズムがハウジング３１８内に搭載されており、作動された際、詰め込み位 置（図４）から展開位置（図１４Ｃ）にして、減速パラシュート２２１を展開す る。 減速パラシュート２２１は、下部段ボディ４６に解放可能に取り付けられてい る。図１４Ｄに示すように、減速パラシュート２２１が展開され膨張すると、減 速パラシュートは減速し下部段ボディ４６の近位端を引っ張ることにより、下部 段ボディに回転力を及ぼし、下部段ボディの機首を上げさせ(pitch up)回転させ る。下部段ボディ４６の回転はまた、下部段１６の機首が上がる際に下部段ボデ ィの空気力学的抗力(aerodynamic drag)が増加することによっても引き起こされ る。 図２および図１４Ｄに示すように、下部段１６の回転は、下部段の長軸を上昇 経路から離れる方向に移動させ、帰還経路(return trajectory)２８と整合する ように長軸を方向転換する。好適な実施態様において、下部段１６は水平方向か ら約１２０°回転される。下部段１６が１２０°方向に近づくにつれて、減速パ ラシュート３２１を図１４Ｄに示すように投棄することにより回転を遅める。下 部段１６が１２０°位置に到達したとき中央エンジン５７を再始動し、中央エン ジンが下部段を、着陸領域３６に戻るほぼ放物線状の帰還経路２８（図２に示） に入るように上方向に推進する。従って下部段１６のエンジン５６は、上昇経路 ２４に沿ってＲＰ−１およびＬＯｘタンク６８および７４中の燃料の全てを消費 するわけではなく、帰還経路に沿って帰還燃焼を行うために中央エンジン５７を 再始動するために十分な量の燃料が残される。 別の実施態様において（図示せず）、減速パラシュートアセンブリ３１６は下 部段ボディ４６の遠位端に取り付けられる。さらに別の実施態様において、下部 段１６は下部段ボディの近位端または遠位端に搭載された方向転換スラスタを有 しており、スラスタを作動することにより下部段を回転させる。 本発明の一実施態様において、中央エンジン５７は、最初の離陸および上昇経 路の切り離し部までの上昇中には着火されない補助エンジンである。補助用中央 エンジンが着火されるのは、切り離し後に下部段を帰還経路まで推進するための みである。この中央段を着火する別実施態様および好適な実施態様において、中 央エンジン５７には、各タンク内に存在している、切り離し部までの上昇中には 消費されていない液体酸素および灯油が供給される。別の実施態様において、下 部段１６は、帰還経路における燃焼用の補助中央エンジン専用の別の燃料タンク システムを有している。電子回路および飛行制御コンピュータ 上部段１４および下部段１６はそれぞれ、図１５に概略図示する中央飛行制御 コンピュータシステム３６０を有している。コンピュータシステム３６０は、航 空宇宙機１０を選択された軌道に導いてペイロードを使用し、かつ離着陸場に戻 るように導くように、構造体、推進システム、および着陸システムを監視および 制御する。飛行制御コンピュータシステム３６０の各々は、断熱、防音および防 振された構造体ハウジング３６２内に包まれている。構造体ハウジング３６２は 、上部段ボディ４６および下部段ボディ１３０に取り外し可能に搭載されており 、ハウジングの各々およびその内部要素（後述）がユニットとして取り外され得 るようになっている。従って、飛行制御コンピュータシステム３６０は、例えば 離陸の準備中に動作不良が検出された場合などに容易にかつ素早く取り外しして 代替システムと交換することが可能な、電子回路配線交換可能ユニット（ＬＲＵ ）(electronics line-replaceable-unit)である。動作不良であるシステムは、 航空宇宙機１０の離陸スケジュールに実質的に影響を与えることなく、例えば製 造者の施設などの遠隔地で修理することができる。 下部段１６用の飛行制御コンピュータシステム３６０を以下に詳述するが、以 下の説明は上部段１４用の飛行制御コンピュータシステムにも当てはまることが 理解されるべきである。飛行制御コンピュータシステム３６０は、ハウジング３ ６２内に搭載された主飛行制御コンピュータ３６４を有している。主コンピュー タ３６４は、内部データ格納装置３６８、慣性測定ユニット３７０、およびグロ ーバル位置決定システム（GPS）受信器３７１に接続された、プログラマブルな マイクロプロセッサ３６６を有している。充電可能バッテリ３７２がマイクロプ ロセッサ３６０に接続されており、飛行中に主コンピュータ３６４に独立した電 力を供給する。バッテリ３７２は、入力線３７６に接続された電力線バッファ３ ７４に接続されている。入力線は、バッテリ充電器または地上電源(ground powe r)に接続するための接続パネル６７(umbilical panel)で終わっている。 主コンピュータ３６４は、下部段ボディ４６を通って延び、下記に詳述するよ うに下部段１６の要素上のマイクロプロセッサおよびマイクロコントローラに接 続する主データバス３７８に、動作可能に接続されている。主コンピュータのマ イクロプロセッサ３６６は予測飛行条件のシミュレーションモデルでプログラム されており、マイクロプロセッサは、下部段16のシステムから飛行条件に関する デジタルデータをデータバスを介して受け取る。調子を監視しかつ下部段飛行の 精度を保全するために、マイクロプロセッサ３６６は実際のデータと予測された 飛行条件とを比較する。実際のデータが予測された条件と異なる場合は、マイク ロプロセッサ３６６は推進システムなどの選択されたシステムにデジタル制御信 号を送ることにより、予測条件に合致するための変更を行うようにする。マイク ロプロセッサ３６６はまた、下部段１６の相対位置および向きに関して慣性測定 ユニット３７０およびＧＰＳ受信器３７１を監視し、動力装置５４への操舵命令 およびカットオフ命令を発生する。 予めプログラムされた飛行制御コンピュータシステム３６０は、離陸から着陸 にいたるまで航空宇宙機１０の全ての動作を制御する。航空宇宙機１０が離陸場 から離れると、飛行全体を飛行制御コンピュータシステムによって制御し得る。 好ましくは地上の人員は、航空宇宙機が着陸するまで、航空宇宙機を制御、中止 、または破壊する術を持たない。 飛行制御コンピュータシステム３６０は好ましくは、エンジン故障その他の実 質的な動作不良の場合のために、安全用中止能力を有している。上述のように、 上部段１４および下部段１６は両方とも、パラシュートによる制御された下降に よって安全に着陸し、エアバッグで衝撃を和らげられた着陸を行うように設計さ れている。エンジンアウト状態その他の中止が容認され得る条件の場合、飛行制 御コンピュータ３６４のマイクロプロセッサ３６６は、中止プログラムに切り替 えることにより、全ての推進機構(propellant)を機体から排除あるいは投棄する とともに、中止プログラムが航空宇宙機を帰還経路へと導き、安全かつ制御され た着陸を行う。 飛行制御コンピュータシステム３６０は、冗長なコンピュータシステムである バックアップコンピュータ３８０を有している。主飛行制御コンピュータ３６４ に動作不良が検出されると、バックアップコンピュータが航空宇宙機の飛行を通 じてその制御を引き継ぐ。バックアップコンピュータ３８０は、データ格納装置 ３８４、慣性測定ユニット３８６、およびＧＰＳ受信器３８８に接続されたプロ グラム可能なマイクロプロセッサ３８２を有している。バックアップ慣性測定ユ ニット３８６およびＧＰＳ受信器３８８からのデータもまた、動力プラント５４ への制御命令およびカットオフ命令を発生するために用いられる。別の実施態様 において、主飛行制御コンピュータ３６４およびバックアップ飛行制御コンピュ ータ３８０は、ＧＰＳ受信器３７１および３８８の代わりに恒星追跡システム(s tar tracking system)を用いて、下部段１６の空間的位置を監視する。 バックアップマイクロプロセッサ３８２も、充電可能バックアップバッテリ３ ９０に接続されており、主コンピュータバッテリ３７２とは独立に電力を供給す る。バックアップバッテリ３９０も、電力線バッファ３７４および出力線３７６ に接続されている。バックアップコンピュータ３８０は、下部段１６を通じてマ イクロプロセッサおよびマイクロコントローラの各々に接続されているバックア ップデータバス３９２に動作可能に接続されている。バックアップコンピュータ ３８０はまた主データバス３７８に接続されており、主コンピュータ３６４はバ ックアップデータバス３９２に接続されている。従って、主飛行制御コンピュー タ３６４およびバックアップ飛行制御コンピュータ３８０、ならびに主データバ ス３７８およびバックアップデータバス３９２は、下部段１６の正確な監視およ び制御のために冗長なシステムを提供している。また、主データバス３７８およ びバックアップデータバス３９２は、接続パネル６７において、離陸の準備中に 地上のサポートコンピュータへの接続を可能にするための各コネクタに接続され る。 飛行制御コンピュータシステム３６０はまた、ＦＡＡ互換レーダビーコンおよ び飛行トランスポンダ３９４、データのアップロードおよびダウンロード用の通 信トランスポンダ３９６、ならびに、共通のアンテナ３９９に接続されたアンテ ナマルチプレクサ３９８を有している。 図１６に最もよく示されるように、主データバス３７８およびバックアップデ ータバス３９２は、飛行制御コンピュータシステム３６０（ＬＲＵと呼ぶ）を、 推進ＬＲＵ５００、構造体ＬＲＵ５０２、着陸ＬＲＵ５０４、および地上サポー トコンピュータ５０５に直列に接続する。電子回路ＬＲＵは、後述のように、離 陸準備および飛行中において各ＬＲＵの要素を監視および制御する。下部段１６ の推進ＬＲＵ５００の要素は、エンジン５６、ジンバルアクチュエータ６１、注 入−排水ライン６６、その他の燃料ライン、燃料タンク加圧システム９０、およ び姿勢制御システム９５を含んでいる。これらの要素の各々は、それぞれ充電可 能バッテリを有するマイクロプロセッサまたはマイクロコントローラを有してい る。各マイクロプロセッサまたはマイクロコントローラは、電子回路ＬＲＵとの デジタル通信のために、主および副データバス３７８および３９２に接続されて いる。 一例として、各エンジン５６は、主および副データバス３７８および３９２に 直列に接続されたエンジンマイクロプロセッサを有しており、エンジンマイクロ プロセッサはエンジンの状態および制御に関するデジタルデータを受信し、送信 する。各エンジンマイクロプロセッサは各エンジン５６を制御し、主制御コンピ ュータ３６４または副飛行制御コンピュータ３８０（図１５）からの制御信号も 受け取られる。各エンジン５６およびそのエンジンマイクロプロセッサは、下部 段１６からユニットとして取り外しおよび交換可能であることにより、メンテナ ンスまたは動作不良の場合に容易かつ素早く交換することを可能にする。 好適な実施態様において、ジンバルアクチュエータ６１、注入−排水ライン６ ６、および燃料タンク加圧システム９０は、主および副データバス３７８および ３９２に動作可能に接続された別々のマイクロコントローラを有している。これ らの要素の各々およびそれぞれのマイクロコントローラはユニットとして取り外 しおよび交換可能である。姿勢制御システム９５は、各スラスタポッド９７用に 別のマイクロコントローラを有しており、各スラスタポッドおよびそのマイクロ コントローラはユニットとして取り外しおよび交換可能である。従って、各要素 およびそのマイクロプロセッサまたはマイクロコントローラは、主および副デー タバス３７８および３９２から容易かつ素早く外され、交換され、データバスに 再接続することが可能な、配線交換可能ユニットである。 構造体ＬＲＵ５０２は、主および副データバス３７８および２９２に接続され 、複数のセンサによって下部段ボディ４６、ＬＯｘタンク７４、ＲＰ−１タンク ６８、切り離しシステム２９０、および断熱または熱保護システムに接続された 、構造体マイクロコントローラを有している。構造体マイクロコントローラは、 構造体ＬＲＵ要素の状態あるいは「調子」を監視する。構造体マイクロコントロ ーラは、下部段１６じゅうのセンサからのセンサ入力を収集および報告すること により、機体の構造的状態を決定する。構造体マイクロコントローラは、ｇｏ／ 非ｇｏ信号を含む調子レポートを、主飛行制御コンピュータ３６４および副飛行 制御コンピュータ３８０に供給し、飛行中に独立し電力を得るために専用の充電 可能バッテリを有している。構造体マイクロコントローラはまた、切り離しシス テム２９０に作動信号を供給することによって、切り離しボルト３０２３／１８ ／９６を解放し、切り離しを開始する。 上部段１４の構造体ＬＲＵはさらに、ペイロードフェアリング１３８と、パワ ーヒンジ１８８と、ラッチ１９２と、ペイロード保持システムとを含む。構造マ イクロコントローラは、パワーヒンジ１８８とラッチ１９２とをアクチュエート してフェアリングを開閉させ且つペイロードの配置を行う信号を供給する。 着陸システムＬＲＵ５０４は、パラシュートアセンブリ１２０と、エアバッグ アセンブリ１０２と、減速パラシュートアセンブリ３２０とを含む。パラシュー ト、エアバッグ、および減速パラシュートアセンブリ１２０、１０２および３０ ２の各々は、それぞれのハウジングアセンブリ１２２、１０４および３１８内に 搭載された、それ自体のマイクロコントローラを有する。各マイクロコントロー ラは、各々のパラシュート１２４、エアバッグアセンブリ１０６または減速シュ ート２２１を配置するために、作動装置に動作可能に連結されている。従って、 パラシュートアセンブリ１２０、エアバッグアセンブリ１０２および減速パラシ ュートアセンブリ３２０は各々、そのマイクロコントローラと共にユニットとし て取り外し可能であり交換可能である。 減速パラシュートアセンブリ３２０は切り離しシステム２９０の一部であって 下部段着陸システム１００の一部ではないが、減速パラシュート３２１をアクチ ュエートするための制御および指示は、パラシュート１２４の配置に非常に似て いるため、減速パラシュートアセンブリは着陸ＬＲＵ５０４内に含まれる。さら に、上部段１４用の着陸ＬＲＵ５０４は、減速パラシュートアセンブリとマイク ロコントローラとのユニットを含まない。 従って、航空宇宙機１０の上および下部段１４および１６の電子部品は、非常 に簡略化され、部品および各々のマイクロプロセッサまたはマイクロコントロー ラのユニットとしての取り外しおよび交換を、ユニットとをデータバスおよび従 って飛行制御コンピュータシステム３６０に容易に素早く接続することにより可 能にする。飛行経路および軌道 本発明の再利用可能な２段式航空宇宙機１０は、選択されたペイロードを低い 地球軌道まで、地球に対する特定の経路に沿って、運搬する。それにより、液体 酸素および灯油を燃料とする機体が７．５ｋｍ／秒という必要な軌道速度に達す ることが可能となる。図２に最も良く見られるように、航空宇宙機１０は、離陸 場２０の離陸台２２から離陸し、高度と下降範囲とを得ながら上昇経路２４に沿 って飛行する。離陸から約１３０秒の間に、上および下部段１４および１６が上 昇経路２４に沿って約４０、０００メータの高度まで上昇し、マッハ４．４の速 度に達し、そして離陸場から約３２ｋｍの下降範囲を飛行する。離陸から１３０ 秒後に、下部段１６の５つのエンジン５６が停止し、航空宇宙機は上昇経路の切 り離し部２６に入り切り離し部２６に沿って惰走する。 エンジン５６の停止直後に、切り離しシステム２９０が作動され、切り離しナ ット３２０が上述したように解放位置まで移動する。内部領域５２および１４８ に含まれる加圧された空気は、上部段１４を下部段１６から切り離す。切り離し は、切り離しスリーブ３１２が上部段１４から離れて完全に切り離されるまで約 １秒かかる。切り離しは、惰走の間に、垂直方向の速度損失を最小に抑えるため に素早く起こるべきである。しかし、切り離しは、上および下部段１４および１ ６が適切な方向を向くことを確実にし且つ上および下部段が互いに衝突すること を回避するために、精密でなければならない。 切り離しスリーブ３１２の解放直後に、減速シュート３２１が飛行制御コンピ ュータの命令によって配置される。これにより、下部段１６が傾いて約１２０度 の位置まで回転する。その結果、下部段１６は、上方を向き、そして離着陸場に 向かって戻る。減速シュート３２１は捨てられ、中央エンジン５７は再引火され 、下部段は帰還経路２８に沿って上方に、上昇経路２４の切り離し部２６から離 れる方向に推進される。 中央エンジン５７は好適には、約４４秒間燃焼して、下部段１６の水平方向速 度を反転させ、且つ下部段を概して離着陸場３０に戻る放物線状の帰還経路２８ に沿って上方に移動させる。下部段は、約６５，０００メータ上昇した後、帰還 経路２８の下降を開始する。帰還経路２８の間の下部段１６の高度制御は、高度 制御システム９５のスラスタ９６により達成される。 下部段１６が離陸および着陸場３０から約１，５００メータ上の高度まで下降 すると、着陸システム１００が上述したようにパラシュートアセンブリ１２０を 作動して機体の下降速度を遅くする。その後、エアバッグ１０６が配置され膨張 して、下部段１６が着陸場３６に着地する。このとき、エアバッグが収縮して着 陸を衝撃から守り、下部段ボディ４６を地面上方に支持する。着地の際、パラシ ュート１２４およびパラシュートブライダル１２６は、回転したり引きずったり しないように捨てられる。 切り離し後３秒以上後に、上部段エンジン１５２がスタートして、離陸後約４ ７０秒まで燃焼する。それにより、上部段を上昇経路に沿って推進し、軌道速度 で大気圏から出す。４７０秒後、上部段エンジン１５２は停止し、上昇を停止す る。上部段１４は、図１７に示すように、地球３３９の回りを概して楕円形の軌 道３３８で飛行している。上部段エンジン１５２が停止するとき、上部段１４は 楕円形軌道３３８の近地点３４０にある。上部段１４は楕円形軌道３３８の半分 を遠地点３４２まで飛行し、エンジン１５２を１〜２秒の循環燃焼のために再燃 焼させる。それにより、上部段１４は地球３９９の回りの円形軌道３４４に入る 。 離陸から約１２０分後、図１８に示すように、上部段１４は円形軌道３４４上 にある。上部段１４はペイロードフェアリング１３８を閉位置から開位置まで回 動させることにより、ペイロードベイ１８５内のペイロード１７１を露出させる 。上部段は、ペイロードを地球の回りの選択された軌道に配置する。ペイロード フェアリング１３８はその後閉位置まで回動して、大気圏への再突入のために適 所にラッチされる。 上部段１４の特定の円形軌道３４４に依存する選択された時刻に、高度制御シ ステム１７６（図５）のスラスタ１７８が作動されて、上部段１４が１８０度回 転する。それにより、エンジン１５２のブースタノズル１５４が上部段の頭部を 規定する。エンジン１５２はその後脱軌道燃焼において１〜２秒間再引火される 。これにより、上部段１４の速度は減少し、上部段は円形軌道３４４から出て下 降経路２８に入る。上部段１４が下降経路２８に入ると、スラスタ７８が再び燃 焼し、上部段を約１８０度回転させる。これにより、ペイロードフェアリング１ ３８は再び上部段の頭部となる。上部段１４はその後下降経路２８に沿って超高 層大気を通過して着陸場まで飛行し、上述したように着陸する。 航空宇宙機１０が特定の低い地球軌道に載せることができるペイロード１７１ の最大重量は、軌道の高さと赤道に対する軌道の傾斜とに依存する。図１９に最 も良く見られるように、軌道の傾斜は、上部段または衛星の円形軌道により規定 される平面と、地球の赤道により規定される平面との角度である。従って、赤道 回りの軌道はゼロ度の傾斜を有し、地球の極上の極軌道は９０度の傾斜を有する 。低い地球軌道の軌道期間、例えば、地球の回りを１周する時間は、約９０〜１ ２０分である。従って、上部段１４が軌道に沿った慣性空間内の同一の点に戻る 度に、地球は上部段下で回転し上部段は地球上の異なるの直上にある。 約１６回の軌道、または２４時間後に、地球は完全に１回自転しているため、 上部段１４は地球上の同一の点、例えば、離陸および着陸場３０の直上にくる。 上部段１４はさらに、上部段が軌道の反対側にある約１２時間後にも離陸および 着陸場３０上にくる。なぜなら、地球が１／２回自転しているからである。離陸 および着陸場上にくる１２時間および２４時間という時間は、概算による数字で ある。なぜなら、地球の扁円および軌道の傾きが、離陸および着陸場に対する上 部段の慣性空間内の位置づけの正確なタイミングに影響を与えるからである。従 って、高度、軌道期間、軌道の傾斜、および地球の相対的回転は、上部段が着陸 場３６に帰還することを保証するための上部段１４の再突入燃焼のタイミングと いう観点から非常に重要である。 図１９および上記表１に最も良く見られるように、上部段１４用の好適な軌道 は、５０度傾斜軌道３５０、５２度傾斜軌道３５２および８６度傾斜軌道３５４ である。各軌道傾斜に対して、上部段１４は約２７０ｋｍ〜１１２０ｋｍ±２０ ｋｍ（表１）の範囲の高度で軌道し得る。軌道の、ある傾斜における選択された 高度は、上部段１４が再突入燃焼を実行し着陸場に帰還するための下降経路３４ （図１９）を開始するために要するタイミングを決定する。 上部段１４は、整数回、例えば、高度に依存して１４、１５または１６回の軌 道の後に再突入燃焼を開始し得る。従って、上部段は離陸から２３〜２４時間後 に着陸場３６に帰還する。図１９に最も良く見られるように、整数回の軌道後、 実線で示す下降経路３４の結果、上部段１４が着陸場３６に北東方向を向いて着 陸する。再突入燃焼が軌道の反対側３５１で起こると、上部段１４は南東方向を 向いて着陸する。 再突入燃焼が北東または南東向きの着陸用のいずれかの特定の軌道上の適切な 位置で行われない場合、その結果得られる上部段の下降経路３６は着陸場に帰還 しない。好適な実施形態において、着陸場３６が約２ｋｍの直径を有するように 、軌道特性が計算される。表１に見られるように、南東向き着陸用下降経路は、 再突入燃焼用高度およびタイミングの変化に対してより感度が高く、離陸後の総 帰還時間は典型的には３０〜３５時間である。従って、本発明の好適な軌道は、 ２１０ｋｍ〜８９０ｋｍ±２０ｋｍの範囲の高度において５０度、５２度、およ び８６度の軌道傾斜であり、下降経路は北東向き着陸用である。 上述したように、選択された軌道および軌道の高度が、航空宇宙機１０のペイ ロード能力を決定する。航空宇宙機１０の動力および燃料容量は固定されており 、従って、より重いペイロードは、選択された傾斜での軌道に沿ってより低い高 度にのみ運搬され得る。図２０に最も良く見られるように、航空宇宙機１０は約 ２，１００ｋｇまでのペイロードを、５０度軌道傾斜の５００ｋｍ軌道などの、 より低い高度軌道に配置し得る。しかし、航空宇宙機１０は、５０度軌道傾斜の １５００ｋｍ軌道には５００ｋｇまでのペイロードしか配置し得ない。従って、 ペイロードのサイズもまた、上部段１４が着陸場３６に帰還することを保証しな がら衛星または他のペイロードが配置され得る、帰着(resulting)軌道に影響を 与え る。 回収、搬送、アセンブリ、および発射システム 図２１に最も良く見られるように、本発明の回収および発射システム１２の回 収車両４００は、上および下部段１４および１６が着陸場３６に個々に帰還し着 陸すると即刻これらを回収する。回収車両４００は車輪付きのトラック様の車両 であり、前方キャブ４０２と回収車両を推進するためのエンジンシステムとを有 する。回収クレーン４０４が、キャブ４０２後方のプラットフォーム４０６に搭 載されている。クレーンオペレータハウジング４０８がプラットフォーム４０６ 上に位置し、主要アーム４１０と前方アーム４１２とを移動させ制御するために 、クレーン４０４に動作可能に連結されている。前方アーム４１２は、上端で退 避フック４１４を支持し、退避フックは、オペレーティングハウジング４０８内 の制御部材が作動されると上下に移動可能となる。 回収車両４００は、キャブ４０２によって引かれる車輪付きトレーラ４１６を 有する。トレーラ４１６は細長いメインフレーム４２２と、フレームに搭載され た前方および後方クレードル４１８および４２０とを有する。前方および後方ク レードル４１８および４２０は、下部段１６の外径に概して対応する湾曲を有す る凹型支持構造である。 回収車両４００の動作を、下部段１６に照らして述べるが、この説明は上部段 １４（図示せず）の回収にも適用される。下部段１６が着陸した後、回収車両４ ００が着陸場３６まで駆動され下部段に隣接して引き上げられる。引上げブライ ドル４２４は、着陸時捨てられたパラシュートブライドル用の取付点１２５で下 部段１６に締結される。クレーン４０４は、オペレーティングハウス４０８内の 制御部材により下部段ボディ４６に隣接する位置まで移動し、フック４１４が引 上げブライドル４２４に連結される。着陸時、外部エアバッグ１１０は収縮し、 内部エアバッグ１１２は膨張したままである。クレーン４０４は下部段１６を着 陸場３６から引き上げ、下部段を前方および後方クレードル４１８および４２０ 上で移動させる。クレーン４０４はその後、下部段をクレードル４１８および４ ２０上にセットする。このとき、内部エアバッグ１１２はクレードルに係合し、 クレードルと係合しない下部段ボディ１３０を支持する。下部段１６は概して水 平方向に支持される。 引上げおよび位置づけの動作中、回収車両４００は、キャブ４０２とクレーン ４０４とを退避可能安定化アーム４２５によって安定化させ、クレーンの傾きを 最小に抑える。下部段１６がトレーラ４１６上に安定して位置づけられた後、安 定化アーム４２５は引き上げられて退避する。回収車両４００は、着陸場３６に 隣接して位置する取付けおよびアセンブリコンプレックスまで駆動される。その 後下部段１６はクレーン４０４によってトレーラ４１６から引き上げられ、エア バッグ１０６は下部段ボディ４６から取り外され、下部段は図１および図２２に 示す搬送および発射システム１２のアセンブリおよび発射搬送車両１８上に載置 される。回収車両４００はこうして、上部段１４が着陸場３６に帰還するとそれ を回収する準備ができる。 図２２に最も良く見られるように、アセンブリおよび発射搬送車両４２６は、 車輪付きの車両であり、細長いフレーム４２８とフレームの後端４３２に回動可 能に取り付けられた構造支持ビーム４３０とを有する。支持ビーム４３０はフレ ーム４２８の後端４３２からフレームの前端４３４を越えて前方ビーム端部４４ １にまで延びている。２対の後方安定化アーム４３６が支持ビーム４３０の後部 ４３５に取り付けられ、互いに間隔を開けている。各対の後方安定化アーム４３ ６は、安定化アーム４３６間に下部段１６（図示せず）を受け取り支持するよう な形状およびサイズを有し、それにより、下部段の長手方向軸が支持ビームに平 行になる。後方安定化アーム４３６は、下部段ボディ１３０（図示せず）を支持 ビーム４３０上方に支持ビーム４３０と直接係合しないように位置づける。 好適な実施形態の後方安定化アーム４３６は、外方解放位置と内方安定位置と の間で移動可能な液圧によりアクチュエートされるアームである。外方解放位置 において、後方安定化アーム４３６は下部段１６を受け取るように互いに間隔を あけており、内方安定位置において、後方安定化アームは、下部段を安定的に係 合し保持することにより、下部段が支持ビーム４３０に対して移動することを防 止する。後方安定化アーム４３６は、解放位置と安定位置との間の移動のために 、従来の液圧システムを含む。 平行移動可能なキャリッジ４３７が、支持ビーム４３０の前方部４３８に搭載 されている。支持ビーム４３０の前方部４３８は、長さ方向に沿ったレール４３ ９を含み、キャリッジ４３７は移動可能にレールに搭載されている。従って、キ ャリッジ４３７は、前方位置と後方位置との間でレールに沿って平行移動可能で ある。前方位置において、キャリッジ４３７は、支持ビーム４３０の前方端４４ １に位置し、後方位置において、キャリッジはフレーム４２８の前方端４３４の 直上に位置する。 キャリッジ４３７は、レール４３９と係合するローラに連結した輪郭を有する ベッド４４０を有し、ベッドは、上部段の長手方向軸が支持ビーム４３０と実質 的に平行になるように上部段１４（図示せず）を受け取り支持するような形状を 有している。キャリッジ４３７はさらに、２対の前方安定化アーム４４２を含み 、２対の前方安定化アーム４４２はベッド４４０に搭載されて支持ビーム４３０ に沿ってベッドと共にユニットとして平行移動可能である。前方安定化アーム４ ４２はさらに、前方安定化アームを、上部段１４を受け取る外方解放位置と、上 部段を支持ビーム４３０に対する選択された位置においてキャリッジ４３７上に 保持する内方安定位置との間で、ベッド４４０に対して移動させるための、従来 の液圧システムを含む。 図２３Ａに最も良く見られるように、下部段１６は、アセンブリおよび発射搬 送車両１８上に水平方向に載置され、このとき、後方安定化アーム４３６は下部 段を、支持ビーム４３０に対する固定位置に安定的に保持している。図２３Ｂに 示すように、上部段１４は、キャリッジが前方位置にあってブースタノズル１５ ４にクリアランスを供給するときに平行移動可能なキャリッジ４３７に上に載置 されている。上部段１４は実質的に水平方向位置に支持され、下部段１６と同軸 状に整合されている。キャリッジ４３７のベッド４４０は、上部段ボディ１３０ を支持し、このとき、広がった近位端部１３２はベッドの後方であり、下部段１ ６の遠位部４８と整合している。 図２３Ｃに最も良く見られるように、平行移動可能なキャリッジ４３７と上部 段１４とは、前方位置から後方位置まで支持ビーム４３０に沿って横方向にユニ ットとして移動し、それにより、上部段ボディ１３０の広がった近位部１３２は 下部段ボディ１３０の遠位部４８と係合する。上部段１４はその後、下部段１６ と安定的に再連結され、次の発射に備える。 図２４に最も良く見られるように、アセンブリおよび発射搬送車両１８は、実 質的に水平位置の航空宇宙機１０を、再構造およびアセンブリコンプレックス４ ５０まで運ぶ。好適な実施形態において、搬送車両１８は、離陸場２０とアセン ブリコンプレックス４５０との間に搬送車両を駆動する、従来のハードワイヤリ モートコントロール機構によって制御される。搬送車両１８は、アセンブリコン プレックス４５０に隣接すると、上および下部段１４および１６を受け取り、そ の後搬送車両がアセンブリコンプレックス４５０内に移動する。 アセンブリコンプレックス４５０はアセンブリビルディング４５２を含み、ア センブリビルディング４５２は、離陸場２０からビルディングの内部領域４５６ まで延びるロード４５４を有する。航空宇宙機１０および搬送車両１８は、ビル ディング４５２内に移動し周囲のエレメントから出る。 アセンブリビルディング４５２は、航空宇宙機が搬送車両１８上に水平に支持 されているときにペイロードフェアリング１３８と上部段ボディ１３０の近位部 １３４とを受け取るように設計された、いくつかのクリーンルーム４５８を含む 。航空宇宙機１０が水平位置にあるとき、ペイロードベイ１８５は地面に相対的 に近接して位置し、それによりクリーンルーム環境での作業中に次の飛行におけ る配置のためのペイロードの設置を容易にする。航空宇宙機１０の残りは、アセ ンブリおよび発射搬送車両１８上にある間に、エアバッグ、パラシュート、減速 シュートなどが新たにパッキングされたユニットと交換された状態で、一新され る。 航空宇宙機１０の次の発射の準備が整うと、典型的には３〜５日以内に、搬送 車両１８が水平位置の航空宇宙機をロード４５４を越えて離陸場２０に運ぶ。図 １に最も良く見られるように、航空宇宙機１０は、下部段１６の遠位部５０が離 陸台２２に隣接する状態で離陸場２０に位置し、離陸台２２はロード４５４から 下がった低い土台４６２上に安定的に載置されている。 図２５に最も良く見られるように、離陸台２２は、安定した足場を提供するベ ース４６４と、剛性支持脚部４６８によってベース上方に支持された支持リング ４６６とを有する剛性構造である。支持リング４６６は、半径方向内方に延びて 環状プラットフォームを形成する機体支持フランジ４７０を有し、環状プラット フォーム上に、航空宇宙機１０（図１）の遠位端が発射に先立ってセットされる 。離陸台２２はさらに、支持リング４６６下方のベース４６４上に搭載されたウ ェッジ形状の炎方向転換構造４７２を含む。炎方向転換構造４７２は、発射中、 熱と炎とを横にそらしてエンジン５６（図１）から遠ざける、角度を有する表面 ４７４を有する。 図１および図２６に最も良く見られるように、アセンブリおよび発射搬送車両 １８は、航空宇宙機１０の遠位端を離陸台２２に隣接して位置づけ、その後支持 ビーム４３０と航空宇宙機とをユニットとして垂直離陸位置まで回動させる。支 持ビーム４３０は、支持ビームの後端４８４をメインフレーム４２８の後端４３ ２に連結するヒンジ構造４８０回りに回動する。好適な実施形態において、搬送 車両１８は、フレーム４２８と支持ビーム４３０の後方部４３５とに連結された 液圧直立シリンダ４８２を含む。直立シリンダ４８２は、アクチュエートされて 支持ビームを、水平位置と垂直位置との間で回動させる。支持ビーム４３０と航 空宇宙機１０とが垂直離陸位置にアプローチすると、支持ビームの後端４８４が 地上に係合する。従って、後端４８４が支持ビームと航空宇宙機１０とを安定化 して、航空宇宙機の質量の中心が直立中にメインフレーム４２８の後端４３２を 通り越して上方且つ後方に離陸位置まで移動するときに起こる傾斜力に反応する 。 航空宇宙機１０の直立は、下部段１６の遠位部が離陸台２２の支持フランジ４ ７０にセットされたときに完了する。好適な実施形態において、離陸スタンド２ ２は、下部段１６の遠位部５０に合わされたキー部材４８６を有し、離陸台上の 航空宇宙機１０の適切な整合を保証する。 一旦航空宇宙機１０が離陸台４６０上に載ると、離陸の最終準備のために、標 準動力ライン、コンピュータライン、並びに燃料およびガスタンカラインが上述 したように、一時的に、へその緒パネル６７および１６５において対をなすコネ クタに接続される。離陸が取り消された場合、航空宇宙機１０は同一のラインに より、燃料を抜かれ圧力を抜かれる。航空宇宙機１０の離陸の準備が整うと、支 持アーム４３６および４４２は外方解放位置に移動し、支持ビーム４３０は水平 位置の発射機まで下がり、発射搬送車両は離陸工程の残りを実行するために離陸 場２０に安定的に取り付けられる。航空宇宙機１０はその後、下部段エンジン５ ６に引火し、上述したように上昇経路に沿って離陸する。 本発明による、本明細書に開示した再利用可能な２段式航空宇宙機ならびに搬 送および発射システムの様々な改変および変更が、本開示に基づいて当業者には 明らかである。従って、これらの改変および変更ならびにその等価物は、以下の 請求の範囲により規定される本発明の思想および範囲内のものであると明瞭に理 解される。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (81)指定国 ＥＰ(ＡＴ，ＢＥ，ＣＨ，ＤＥ， ＤＫ，ＥＳ，ＦＩ，ＦＲ，ＧＢ，ＧＲ，ＩＥ，ＩＴ，Ｌ Ｕ，ＭＣ，ＮＬ，ＰＴ，ＳＥ)，ＯＡ(ＢＦ，ＢＪ，ＣＦ ，ＣＧ，ＣＩ，ＣＭ，ＧＡ，ＧＮ，ＭＬ，ＭＲ，ＮＥ， ＳＮ，ＴＤ，ＴＧ)，ＡＰ(ＧＨ，ＫＥ，ＬＳ，ＭＷ，Ｓ Ｄ，ＳＺ，ＵＧ)，ＥＡ(ＡＭ，ＡＺ，ＢＹ，ＫＧ，ＫＺ ，ＭＤ，ＲＵ，ＴＪ，ＴＭ)，ＡＬ，ＡＭ，ＡＴ，ＡＵ ，ＢＡ，ＢＢ，ＢＧ，ＢＲ，ＢＹ，ＣＡ，ＣＨ，ＣＮ， ＣＵ，ＣＺ，ＤＥ，ＤＫ，ＥＥ，ＥＳ，ＦＩ，ＧＢ，Ｇ Ｅ，ＧＨ，ＨＵ，ＩＬ，ＩＳ，ＪＰ，ＫＥ，ＫＧ，ＫＰ ，ＫＲ，ＫＺ，ＬＣ，ＬＫ，ＬＲ，ＬＳ，ＬＴ，ＬＵ， ＬＶ，ＭＤ，ＭＧ，ＭＫ，ＭＮ，ＭＷ，ＭＸ，ＮＯ，Ｎ Ｚ，ＰＬ，ＰＴ，ＲＯ，ＲＵ，ＳＤ，ＳＥ，ＳＧ，ＳＩ ，ＳＫ，ＴＪ，ＴＭ，ＴＲ，ＴＴ，ＵＡ，ＵＧ，ＵＳ， ＵＺ，ＶＮ，ＹＵ (72)発明者 ジョンソン，トーマス ジー. アメリカ合衆国 ワシントン 98004，ベ ルビュー，エヌ．イー．32エヌディー プ レイス 10504，アパートメント ジー― 205 (72)発明者 ポール，ヘンリー オー. アメリカ合衆国 テキサス 77586，シー ブロック，セダー レーン 418 (72)発明者 マクレーン，クリス アメリカ合衆国 オレゴン 97223，ポー トランド，エス．ダブリュー．69ティーエ イチ アベニュー 8925 (72)発明者 ヒル，アラン エス. アメリカ合衆国 ワシントン 98301― 8723，ケント，エス．イー．286ティーエ イチ ストリート 11204 (72)発明者 アンドリュース，ジェイソン イー. アメリカ合衆国 ワシントン 98103，シ アトル，エヌ．40ティーエイチ 2123 (72)発明者 タイラー，トーマス シー. アメリカ合衆国 ニューメキシコ 88011, ラス クルセス，キャニオン リッジ ア ーク 3705 (72)発明者 コーエン，アーロン アメリカ合衆国 テキサス 77845，カレ ッジ ステイション，エセックス グリー ン 1310 (72)発明者 マイアース，デール アメリカ合衆国 カリフォルニア 92024, レウカディア，ピー．オー．ボックス 232518（番地なし) (72)発明者 ブルックナー，アダム ピー. アメリカ合衆国 ワシントン 98105，シ アトル，51エスティー アベニュー エ ヌ．イー．4510 (72)発明者 ノウレス，スティーブン シー. アメリカ合衆国 ワシントン 98119，シ アトル，２エヌディー アベニュー ダブ リュー．2107 (72)発明者 ワーウィック，リチャード アメリカ合衆国 ワシントン 98145，シ アトル，ピー．オー．ボックス 85173 （番地なし) 【要約の続き】 機の組み立てを行うために、下部段（１６）に対して上 部段（１４）を動かすように適用されている。その後、 運搬車両は、発射のために、水平位置から垂直位置へと 航空宇宙機（１０）を回動する。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １．地球上の離着陸場から地球軌道までペイロードを輸送し、該離着陸場に帰還 および着陸するために使用される再利用可能２段式航空宇宙機であって、 第１の経路に沿って該離着陸場から該地球軌道まで、そして第２の経路に沿っ て該地球軌道から該離着陸場まで移動可能な無翼上部段であって、該上部段が該 離着陸場に帰還した後に、第２の地球から軌道への飛行のために再利用可能であ る上部段であって、 第１の近位部、第１の遠位部、および該第１の近位部と該第１の遠位部との間 に延びる第１の内部領域を有する上部ボディ構造体と、 該上部ボディ構造体に接続されるペイロード支持構造体であって、該ペイロー ドを取り外し可能に受けるように適用されるペイロード支持構造体と、 該上部ボディ構造体に接続される第１の動力装置であって、該地球軌道までの 該第１の経路の選択された部分に沿って該第１のボディ構造体を推進するように 作動可能であり、該上部段を該地球軌道から外して該第２の経路に動かすように 作動可能である、第１の動力装置と、 該第１の内部領域に配置され、該第１の動力装置に連結される第１の燃料タン クアセンブリと、 該上部ボディ構造体に取り付けられる第１の着陸システムであって、該上部段 が該第２の経路に沿って該離着陸場に向かって移動するときに展開可能であり、 該離着陸場に対する該上部段の速度を低減する第１の速度低減システムを有し、 着陸時に該離着陸場に係合して該第１のボディ構造体を地面よりも上で支持する 第１の着陸部材を有する第１の着陸システムと、 を有する上部段と、 該無翼上部段に解放可能に接続される無翼下部段であって、該第１の経路に沿 って該離着陸場から該第１の経路上の切り離し部まで移動可能であり、該切り離 し部において該上部段から切り離し可能であり、帰還経路に沿って該切り離し部 から該離着陸場まで移動可能であり、該下部段が該離着陸場に帰還した後に、該 上部段と再接続して該第２の飛行のために再利用可能である下部段であって、 該上部ボディ構造体と同軸整合し、第２の近位部、第２の遠位部、および該第 ２の近位部と該第２の遠位部との間に延びる第２の内部領域を有する下部ボディ 構造体であって、該第２の遠位部は該上部ボディ構造体の該第１の近位部に接続 される、下部ボディ構造体と、 該下部ボディ構造体に接続される第２の動力装置であって、該第１の経路に沿 って該離着陸場から該切り離し部まで該上部段および該下部段を推進するように 作動可能であり、該上部段および該下部段の切り離し後に、該離着陸場への帰還 のために、該下部段を該切り離し部から該帰還経路に動かすように作動可能であ る、第２の動力装置と、 該第２の内部領域に配置され、該第２の動力装置に連結される第２の燃料タン クアセンブリと、 該下部ボディ構造体に接続され、該上部段に解放可能に接続される切り離しシ ステムであって、該第１の経路上の該切り離し部において該上部ボディ構造体を 該下部ボディ構造体から切り離すように作動可能である切り離しシステムと、 該下部ボディ構造体に取り付けられる第２の着陸システムであって、該下部段 が該帰還経路に沿って第２の速度で該離着陸場に向かって移動するときに配備可 能であり、該下部段の該第２の速度を低減する第２の速度低減システムを有し、 着陸時に該離着陸場に係合して該下部ボディ構造体を地面よりも上で支持する第 ２の着陸部材を有する第２の着陸システムと、 を有する下部段と、 を備えた、航空宇宙機。 ２．前記ペイロード支持構造体は前記上部ボディ構造体の前記近位部に搭載され る、請求項１に記載の航空宇宙機。 ３．前記上部ボディ構造体の前記近位部に接続される一部材のペイロードフェア リングであって、前記ペイロード支持構造体が露出される開放位置と、該ペイロ ード支持構造体が被覆されて該ペイロードを包囲する閉鎖位置との間で移動可能 であり、前記上部段が前記第１および第２の選択された経路に沿って移動する際 の該上部段の頭部を規定するペイロードフェアリングをさらに備えた、請求項２ に記載の航空宇宙機。 ４．前記上部段が前記第２の経路に沿って移動するときに該上部段は地球の大気 圏外を通過し、前記ペイロードフェアリングは、該上部段が該大気圏外を通過す る際に該ペイロードフェアリングに発生する摩擦熱を放散する熱シールドとなる 、請求項３に記載の航空宇宙機。 ５．前記第１の速度低減システムは前記上部ボディ構造体に取り付けられるパラ シュートを含み、前記第１の着陸部材は、前記離着陸場の上で膨張して着陸時に 該上部ボディ構造体を衝撃から守る複数のエアバッグを含む、請求項１に記載の 航空宇宙機。 ６．前記第１の着陸部材はガス供給源を含み、前記エアバッグの少なくとも１つ は有孔外部バッグと該有孔外部バッグ内に収容された密閉内部バッグとを有し、 該有孔外部バッグおよび該密閉内部バッグは該ガス供給源からのガスによって膨 張し、該有孔外部バッグは通気孔を有し、該通気孔は前記上部段の着陸時に該通 気孔を通して該ガスの一部を排気し、これにより、着陸時に該１つのエアバッグ を収縮させ、該密閉内部バッグが前記上部ボディ構造体を地面よりも上で支持す る、請求項５に記載の航空宇宙機。 ７．前記第２の速度低減システムは、前記下部ボディ構造体に取り付けられる複 数の展開可能パラシュートを含み、前記第２の着陸部材は、前記離着陸場上で膨 張して着陸時に該下部ボディ構造体を衝撃から守る複数のエアバッグを含む、請 求項１に記載の航空宇宙機。 ８．前記第２の着陸部材はガス供給源を含み、前記エアバッグの少なくとも１つ は有孔外部バッグと該有孔外部バッグ内に収容された該密閉内部バッグとを有し 、該有孔外部バッグおよび該密閉内部バッグは該ガス供給源からのガスによって 膨 張し、該有孔外部バッグは通気孔を有し、該通気孔は前記下部段の着陸時に該通 気孔を通して該ガスの一部を排気し、これにより、着陸時に該１つのエアバッグ を収縮させ、該密閉内部バッグが前記上部ボディ構造体を地面よりも上で支持す る、請求項７に記載の航空宇宙機。 ９．前記第２の動力装置は、液体酸素および灯油燃料を動力源とする複数のエン ジンを含む、請求項１に記載の航空宇宙機。 １０．前記第２の燃料タンクアセンブリは、ある量の燃料を運ぶように大きさが 決められており、該燃料の第１の部分は、前記エンジンが前記離着陸場から前記 切り離し部まで前記上部段および前記下部段を推進する際に該エンジンによって 部分的に消費され、該エンジンの１つは、該切り離し部において前記上部ボディ 構造体および前記下部ボディ構造体の切り離し後に、第３の経路の一部に沿って 該切り離し部から離れる方向に該下部段を推進するように再作動可能であり、該 燃料の第２の部分は、再作動後に該１つのエンジンによって消費される、請求項 ９に記載の航空宇宙機。 １１．前記第１の動力装置は、液体酸素および灯油燃料を動力源とするエンジン である、請求項１に記載の航空宇宙機。 １２．前記第１の燃料タンクアセンブリに一体的に取り付けられるスラスト分配 構造体をさらに備え、前記第１の動力装置が該スラスト分配構造体に搭載されて いる、請求項１に記載の航空宇宙機。 １３．前記第２の燃料タンクアセンブリに一体的に取り付けられるスラスト分配 構造体をさらに備え、前記第２の動力装置が該スラスト分配構造体に搭載されて いる、請求項１に記載の航空宇宙機。 １４．前記切り離しシステムは密閉構造体を含み、該密閉構造体は、差圧を形成 して前記上部ボディ構造体および前記下部ボディ構造体間に切り離し力を与え、 これにより、前記第１の経路の前記切り離し部において前記上部ボディ構造体お よび前記下部ボディ構造体を互いに離れる方向に動かし、該密閉構造体は、固定 長を有する実質的にガス不通気性の切り離しスリーブを含み、該切り離しスリー ブは該上部ボディ構造体および該下部ボディ構造体に取り付けられ、該切り離し 部において該上部ボディ構造体および該下部ボディ構造体を初めに切り離した後 、該上部ボディ構造体と該下部ボディ構造体との間に延び、該上部ボディ構造体 および該下部ボディ構造体が互いに離れる方向に動く際に該上部ボディ構造体お よび該下部ボディ構造体間の距離が該切り離しスリーブの該長さを越えるまでの 間、該切り離しスリーブは該上部ボディ構造体および該下部ボディ構造体間でガ スを収容する、請求項１に記載の航空宇宙機。 １５．前記切り離しスリーブは前記上部ボディ構造体に解放可能に接続される、 請求項１４に記載の航空宇宙機。 １６．前記下部ボディ構造体は第１の軸を有し、該第１の軸は、前記上部段およ び前記下部段が前記離着陸場から前記切り離し部まで移動する際の前記第１の経 路に整合し、該下部段は、該下部ボディ構造体に接続される機体再配向アセンブ リをさらに含み、該機体再配向アセンブリは、該第１の軸が回転して該第１の経 路との整合から外れるように該下部ボディ構造体を回転させ、これにより、該下 部ボディ構造体を前記帰還経路に沿って移動するように位置決めするように作動 可能である、請求項１に記載の航空宇宙機。 １７．前記機体再配向アセンブリは減速パラシュートアセンブリである、請求項 １６に記載の航空宇宙機。 １８．前記上部段は燃料タンク加圧システムをさらに含み、該燃料タンク加圧シ ステムは、加圧ガス供給源と、該加圧ガス供給源を前記第１の燃料タンクアセン ブリに接続するガスラインとを有し、該加圧ガス供給源は該第１のタンクアセン ブリに加圧されたガスを供給して該第１の燃料タンクアセンブリを選択された圧 力に加圧し、該上部段は、該上部ボディ構造体に取り付けられ、該第１の燃料タ ンクアセンブリに連結される方向制御スラスタをさらに含み、該方向制御スラス タは該加圧ガスを動力該として上部ボディ構造体の方向を制御する、請求項１に 記載の航空宇宙機。 １９．前記下部段は燃料タンク加圧システムをさらに含み、該燃料タンク加圧シ ステムは、加圧ガス供給源と、該加圧ガス供給源を前記第２の燃料タンクアセン ブリに接続するガスラインとを有し、該加圧ガス供給源は該第２のタンクアセン ブリに加圧されたガスを供給して該第２の燃料タンクアセンブリを選択された圧 力に加圧し、該下部段は、該下部ボディ構造体に取り付けられ、該第２の燃料タ ンクアセンブリに連結される方向制御スラスタをさらに含み、該方向制御スラス タは該加圧ガスを動力該として下部ボディ構造体の方向を制御する、請求項１に 記載の航空宇宙機。 ２０．前記上部段はフレア安定化機体であり、前記上部ボディ構造体は、前記遠 位部から前記近位部にかけては実質的に一定の断面積を有し、該近位部は、断面 積が連続的に大きくなってフレア状近位部を形成する外向きに広がった部分であ り、該フレア状近位部は、該上部段が前記第２の経路に沿って移動する際に該上 部段に航空力学的な飛行安定性を与える、請求項１に記載の航空宇宙機。 ２１．前記上部段が前記第２の経路に沿って前記地球軌道から離れる方向に移動 するときに該上部段は地球の大気圏外を通過し、前記フレア状近位部は、該上部 段が該大気圏外を通過する際に該フレア状近位部に発生する摩擦熱を放散する熱 シールドとなる、請求項２０に記載の航空宇宙機。 ２２．地球上の離着陸場から地球の周囲の軌道までの地球から軌道への飛行を行 い、該離着陸場に戻り、そして着陸する再利用可能２段式航空宇宙機であって、 第１の経路に沿って該離着陸場から該軌道まで、そして第２の経路に沿って該 軌道から該離着陸場まで移動可能な上部段であって、 第１の近位部、第１の遠位部、および該第１の近位部と該第１の遠位部との間 に延びる第１の内部領域を有する上部ボディ構造体と、 該第１の近位部に接続される第１の動力装置であって、該軌道までの該第１の 経路の選択された部分に沿って該上部段を推進するように作動可能であり、該上 部段を該軌道から外して該第２の経路に動かすように作動可能である、第１の動 力装置と、 該第１の内部領域に配置され、該第１の動力装置に連結される第１の燃料タン クアセンブリと、 該第１のボディ構造体に取り付けられる第１の着陸システムであって、該機体 段が該第２の経路に沿って該離着陸場に向かって移動するときに展開可能であり 、着陸時に該離着陸場に係合して該上部ボディ構造体を支持する第１の着陸シス テムと、 を有する上部段と、 該上部機体段に解放可能に接続される下部段であって、該第１の経路に沿って 該離着陸場から該第１の経路上の切り離し部まで移動可能であり、該切り離し部 において該上部段から切り離し可能であり、帰還経路に沿って該切り離し部から 該離着陸場に移動可能であり、該下部段が該離着陸場に帰還した後に、該上部段 と再接続して該第２の地球から軌道への飛行のために再利用可能である下部段で あって、 第２の近位部、第２の遠位部、および該第２の近位部と該第２の遠位部との間 に延びる第２の内部領域を有する下部ボディ構造体であって、該第２の遠位部は 該上部ボディ構造体の該第１の近位部に連結される、下部ボディ構造体と、 該下部ボディ構造体に接続される第２の動力装置であって、該第１の経路に沿 って該離着陸場から該切り離し部まで該上部段および該下部段を推進するように 作動可能である、第２の動力装置と、 該第２の内部領域に配置され、該第２の動力装置に連結される第２の燃料タン クアセンブリと、 該上部ボディ構造体および該下部ボディ構造体に取り付けられる切り離しスリ ーブであって、該上部ボディ構造体および該下部ボディ構造体が該切り離し部に あるときに該上部ボディ構造体の該近位部および該下部ボディ構造体の該遠位部 は内部にガスを含み、該ガスの圧力は該第１の経路の該切り離し部における外気 圧よりも高く、これにより、該上部段および該下部段に切り離し力を与え、これ により、前記上部ボディ構造体および前記下部ボディ構造体を互いに離れる方向 に動かし、該切り離しスリーブは、該切り離し部において該上部ボディ構造体お よび該下部ボディ構造体を初めに切り離した後、該上部ボディ構造体と該下部ボ ディ構造体との間に延び、該切り離しスリーブは固定長を有し、該上部ボディ構 造体および該下部ボディ構造体が互いに離れる方向に動く際に該上部ボディ構造 体および該下部ボディ構造体間の距離が該切り離しスリーブの該固定長を越える までの間、該上部ボディ構造体および該下部ボディ構造体の間にガスを密閉する 切り離しスリーブと、 該下部ボディ構造体に取り付けられる第２の着陸システムであって、該下部段 が該帰還経路に沿って第２の速度で該離着陸場に向かって移動するときに展開可 能であり、着陸時に該離着陸場に係合して該下部ボディ構造体を支持する第２の 着陸システムと、 を有する下部段と、 を備えた、航空宇宙機。 ２３．前記切り離しシステムは前記上部ボディ構造体の前記近位部に解放可能に 接続される、請求項２２に記載の航空宇宙機。 ２４．前記切り離しスリーブは実質的に不通気性材料である、請求項２２に記載 の航空宇宙機。 ２５．前記第２の動力装置は、前記切り離し部における前記上部段および前記下 部段の切り離しの後に、前記離着陸場への帰還のために、該下側構造体を該切り 離し部から前記帰還経路に動かすように作動可能である、請求項２２に記載の航 空宇宙機。 ２６．前記下部ボディ構造体の前記遠位部はその中に通気孔を有し、該通気孔は 前記第２の内部領域に接続され、前記上部段および前記下部段が前記切り離し部 に接近する際に前記ガスの一部を排気し、これにより、外気圧に対する該ガスの 圧力が選択された圧力を越えることを防ぐ、請求項２２に記載の航空宇宙機。 ２７．前記上部ボディ構造体および前記下部ボディ構造体が前記第１の経路の前 記切り離し部にあるときに前記ガスは空気であり、該空気は、概ね、前記航空宇 宙機が前記離着陸場にあるときの大気圧の圧力を有し、該航空宇宙機が該離着陸 場から該切り離し部へと移動する際に、該空気は該切り離し部における外気圧よ りも高い圧力まで通気される、請求項２２に記載の航空宇宙機。 ２８．前記ガスの圧力は、前記第１の経路の前記切り離し部における周囲空気圧 よりも高く、該ガスは切り離し力を与えて、これにより、少なくとも毎秒６メー トルの相対速度で前記上部ボディ構造体および前記下部ボディ構造体を互いに離 れる方向に動かす、請求項２２に記載の航空宇宙機。 ２９．前記下部段は、前記下部ボディ構造体の前記第２の遠位部に接続される複 数の保持部材をさらに含み、該保持部材は、前記上部段に解放可能に接続され、 固定位置と開放位置との間で移動可能であり、該上部段および該下部段が前記第 １の経路に沿って前記切り離し部まで移動する間は該固定位置にあり、該保持部 材は該切り離し部において開放位置へと同時に動き、これにより、該上部段およ び該下部段を互いから切り離すことを可能にする、請求項２２に記載の航空宇宙 機。 ３０．前記保持部材は、前記下部ボディ構造体に取り付けられる空気圧式システ ムに接続され、該空気圧式システムが、該保持部材の全てを同時に前記固定位置 から前記開放位置に動かす、請求項２９に記載の航空宇宙機。 ３１．前記空気圧式システムは、加圧ガスを収容する２つのタンクと、各タンク を各保持部材に動作可能に接続するガスラインとを含む、請求項３０に記載の航 空宇宙機。 ３２．地球から軌道への飛行においてペイロードを地球上の離着陸場から地球の 周囲の軌道へと輸送し、該離着陸場に帰還するために使用される再利用可能２段 式航空宇宙機であって、 第１の経路に沿って該離着陸場から該軌道まで、そして第２の経路に沿って該 軌道から地球の大気圏外を通って該離着陸場に帰還するように移動可能である無 翼上部段であって、該上部段が該大気圏外を通過する際に該上部段は摩擦熱を発 生し、該上部段が該離着陸場に帰還した後に、第２の地球から軌道への飛行に再 利用可能である上部段であって、 第１の遠位部および第１の近位部を有する上部ボディ構造体と、 該第１の遠位部に接続されるペイロード支持構造体と、 該第１の遠位部に接続される単一のペイロードフェアリングであって、該ペイ ロード支持構造体を被覆して該第１の遠位部と該ペイロードフェアリングとの間 に該ペイロードを包囲するように位置決めされ、該上部段が該第１および第２の 経路に沿って移動する際の該上部段の頭部を規定し、該上部段が該大気圏外を通 過する際に発生する該摩擦熱を放散する熱シールドとなるペイロードフェアリン グと、 該上部ボディ構造体に接続され、該第１の経路の該切り離し部から該軌道まで 該上部段を推進するように作動可能である第１の動力装置と、 該上部ボディ構造体に取り付けられる第１の着陸システムであって、該上部段 が該第２の経路に沿って該離着陸場に向かって移動するときに展開可能であり、 着陸時に該離着陸場に係合して該上部ボディ構造体を支持する第１の着陸部材を 有する第１の着陸システムと、 を有する上部段と、 該無翼上部段に解放可能に接続される無翼下部段であって、該第１の経路に沿 って該離着陸場から該第１の経路上の切り離し部まで移動可能であり、該切り離 し部において該上部段から切り離し可能であり、帰還経路に沿って該離着陸場に 移動可能であり、該下部段が該離着陸場に帰還した後に、該上部段と再接続して 該第２の地球から軌道への飛行のために再利用可能である下部段であって、 該上部ボディ構造体と同軸整合し、第２の近位部および第２の遠位部を有する 下部ボディ構造体であって、該第２の遠位部は該上部ボディ構造体の該第１の近 位部に接続される、下部ボディ構造体と、 該下部ボディ構造体に接続される第２の動力装置であって、該第１の経路に沿 って該離着陸場から該切り離し部まで該上部機体段および該下部機体段を推進す るように作動可能である、第２の動力装置と、 該下部ボディ構造体に取り付けられる第２の着陸システムであって、該下部段 が該帰還経路に沿って該離着陸場に向かって移動するときに展開可能であり、着 陸時に該離着陸場に係合して該下ボディ構造体を支持する第２の着陸部材を有す る第２の着陸システムと、 を有する下部段と、 を備えた、航空宇宙機。 ３３．前記ペイロードフェアリングは、該ペイロードフェアリングの第１の部分 において前記上部ボディ構造体に回動可能に取り付けられ、該ペイロードフェア リングの第２の部分において該上部ボディ構造体に解放可能に固定される一部材 の構造体であり、前記ペイロード支持構造体を露出する開放位置と該ペイロード 支持構造体を被覆する閉鎖位置との間で移動可能である、請求項３２に記載の航 空宇宙機。 ３４．前記ペイロードフェアリングは鈍頭構造体であり、該ペイロードフェアリ ングが前記閉鎖位置にあるときに前記上部ボディ構造体の前記第１の近位部に接 続する側壁を有し、前記上部段が前記第１および第２の経路に沿って移動する際 の該上部段の頭部を規定する、該側壁間に延びた端壁を有する、請求項３２に記 載の航空宇宙機。 ３５．地球上の離着陸場から地球の周囲の軌道までの第１の地球から軌道への飛 行において移動し、該離着陸場に帰還する再利用可能２段式航空宇宙機であって 、 第１の経路に沿って該離着陸場から該軌道まで、そして第２の経路に沿って該 軌道から該離着陸場まで移動可能な無翼上部段であって、該上部段が該離着陸場 に帰還した後に、第２の地球から軌道への飛行のために再利用可能である上部段 であって、 第１の近位部、第１の遠位部、および該第１の近位部と該第１の遠位部との間 の第１の内部領域を有する上部ボディ構造体と、 該上部ボディ構造体に接続される第１の動力装置と、 該第１の内部領域に配置され、該第１の動力装置に接続される第１の燃料タン クアセンブリと、 該上部ボディ構造体に接続される第１のパラシュートアセンブリであって、該 上部段が該第２の経路に沿って該離着陸場へと移動する際に該離着陸場に対する 該上部段の速度を低減するように展開可能である第１のパラシュートアセンブリ と、 前記上部ボディ構造体に搭載される複数の膨張可能な第１のエアバッグアセン ブリであって、各第１のエアバッグアセンブリは、第１のエアバッグと、該上部 段が該第２の経路に沿って移動する際に該上部段が該離着陸場に着陸する前に該 第１のエアバッグを膨張する第１の膨張装置とを有し、着陸時に該上部ボディ構 造体を衝撃から守り、かつ支持する、複数の膨張可能な第１のエアバッグアセン ブリと、 を有する上部段と、 該上部段に解放可能に接続される無翼下部段であって、該下部段は該上部段と 共に該第１の経路に沿って該離着陸場から該第１の経路上の切り離し部まで移動 可能であり、該切り離し部において該上部段から切り離し可能であり、帰還経路 に沿って該切り離し部から該離着陸場まで移動可能であり、帰還した該下側段を 該上部段と再接続して該第２の地球から軌道への飛行のために再利用可能である 下部段であって、 第２の近位部、第２の遠位部、および該第２の近位部と該第２の遠位部との間 の第２の内部領域を有する下部ボディ構造体であって、該第２の遠位部は該上部 ボディ構造体の該第１の近位部に接続される、下部ボディ構造体と、 該下部ボディ構造体に接続される第２の動力装置であって、該第１の経路に沿 って該離着陸場から該切り離し部まで該上部機体段および該下部機体段を推進す るように作動可能であり、該上部段および該下部段の切り離しの後に、該離着陸 場への帰還のために、該下部段を該切り離し部から該帰還経路に動かすように作 動可能である、第２の動力装置と、 該第２の内部領域に配置され、該第２の動力装置に接続される第２の燃料タン クアセンブリと、 該下部ボディ構造体に接続される第２のパラシュートアセンブリであって、該 下部段が該帰還経路に沿って該離着陸場へと移動する際に該離着陸場に対する該 下部段の第２の速度を低減するように展開可能である第２のパラシュートアセン ブリと、 前記下部ボディ構造体に搭載される複数の膨張可能な第２のエアバッグアセン ブリであって、各第２のエアバッグアセンブリは、第２のエアバッグと、該下部 段が該帰還経路に沿って移動する際に着陸前に該エアバッグを膨張する第２の膨 張装置とを有し、該膨張した第２のエアバッグは該離着陸場に係合して着陸時に 該第２のボディ構造体を衝撃から守り、かつ支持する、複数の膨張可能な第２の エアバッグアセンブリと、 を備えた、再利用可能２段式航空宇宙機。 ３６．前記第１の膨張装置はそれぞれ加圧ガス供給源を含み、各第１のエアバッ グは、有孔外部バッグおよび該有孔外部バッグ内に収容された密閉内部バッグを 有し、該有孔外部バッグおよび該密閉内部バッグは該加圧ガス供給源からのガス によって膨張し、該有孔外部バッグは通気孔を有し、該通気孔は前記上部段の着 陸時に該通気孔を通して該ガスの一部を排気し、これにより、着陸時に該第１の エアバッグのそれぞれを収縮して、該密閉内部バッグは該離着陸場の上で該上部 ボディ構造体を支持する、請求項３５に記載の航空宇宙機。 ３７．前記第２の膨張装置はそれぞれ加圧ガス供給源を含み、各第２のエアバッ グは、有孔外部バッグおよび該有孔外部バッグ内に収容された密閉内部バッグを 有し、該有孔外部バッグおよび該密閉内部バッグは該加圧ガス供給源からのガス によって膨張し、該有孔外部バッグは通気孔を有し、該通気孔は前記下部段の着 陸時に該通気孔を通して該ガスの一部を排気し、これにより、着陸時に該第２の エアバッグのそれぞれを収縮して、該密閉内部バッグは該離着陸場の上で該下部 ボディ構造体を支持する、請求項３５に記載の航空宇宙機。 ３８．地球上の離着陸場から地球の周囲の軌道までの地球から軌道への飛行を行 い、該離着陸場に帰還する再利用可能２段式航空宇宙機であって、 第１の経路に沿って該離着陸場から該軌道まで、そして第２の経路に沿って該 軌道から該離着陸場まで移動可能である上部段であって、該上部段が該離着陸場 に帰還した後、第２の地球から軌道への飛行のために再利用可能である上部段で あって、 第１の近位部、第１の遠位部、該第１の近位部と該第１の遠位部との間に延び る内部領域、および該第１の内部領域を通って延びる第１の長手方向の軸を有す る上部ボディ構造体と、 該上部ボディ構造体に接続される第１の動力装置と、 該内部領域に配置され、該第１の動力装置に接続される第１の燃料タンクアセ ンブリと、 該上部ボディ構造体に取り付けられる第１の着陸システムであって、該上部段 が該第２の経路に沿って該離着陸場に向かって移動するときに展開可能であり、 着陸時に該離着陸場に係合して該上部ボディ構造体を支持する第１の着陸部材を 有する第１の着陸システムと、 を有する上部段と、 該無翼上部段に解放可能に連結される下部段であって、重心を有し、該第１の 経路に沿って該離着陸場から該第１の経路上の切り離し部まで移動可能であり、 該切り離し部において該上部段から切り離し可能であり、帰還経路に沿って該切 り離し部から該離着陸場まで移動可能であり、該上部段と再連結可能であり、該 第２の地球から軌道への飛行のために再利用可能である下部段であって、 第２の近位部、第２の遠位部、および該第２の近位部および該第２の遠位部を 通って延びる第２の長手方向の軸を有する下部ボディ構造体であって、該第２の 長手方向の軸は該第１の長手方向の軸と同軸整合し、該第２の遠位部は該上部ボ ディ構造体の該第１の近位部に接続される、下部ボディ構造体と、 該上部ボディ構造体および該下部ボディ構造体を解放可能に相互接続する切り 離しシステムであって、該第１の経路の該切り離し部で該下部ボディ構造体から 該上部ボディ構造体を切り離すように作動可能な切り離しシステムと、 該重心から離れた取り付け部で該下部ボディ構造体に接続される機体再配向パ ラシュートであって、収納位置から展開位置に展開可能であり、該展開位置にあ るときには、該取り付け部で該下部ボディ構造体に牽引力を与えて、該第２の長 手方向の軸が回転して該第１の長手方向の軸と同軸非整合となるように切り離し 後の該上部ボディ構造体に対して該下部ボディ構造体を回転させて、これにより 、該下部ボディ構造体を該帰還経路に整合するように位置決めする機体再配向パ ラシュートと、 該下部ボディ構造体に連結される第２の動力装置であって、該上部段および該 下部段を該第１の経路に沿って該離着陸場から該切り離し部に推進するように作 動可能であり、該上部段および該下部段の切り離し後に、該離着陸場への帰還の ために、該下部段を該切り離し部から該帰還経路に動かすように作動可能な第２ の動力装置と、 該下部ボディ構造体に取り付けられる第２の着陸システムであって、該下部段 が該帰還経路に沿って該離着陸場に向かって移動するときに展開可能であり、着 陸時に該離着陸場に係合して該下部ボディ構造体を支持する第２の着陸部材を有 する第２の着陸システムと、 を有する下部段と、 を備えた、航空宇宙機。 ３９．地球上の離着陸場から地球の周囲の軌道までの地球から軌道への飛行、お よび該離着陸場への帰還に使用される再利用可能２段式航空宇宙機であって、 第１の経路に沿って該離着陸場から該軌道まで、そして第２の経路に沿って該 軌道から該離着陸場まで移動可能な無翼上部段であって、該上部段が該離着陸場 に帰還した後に、第２の地球から軌道への飛行のために再利用可能である上部段 であって、 第１の近位部、第１の遠位部、および該第１の近位部と該第１の遠位部との間 に延びる第１の内部領域を有する上部ボディ構造体と、 該上部ボディ構造体に接続される第１の動力装置であって、該軌道までの該第 １の経路の選択された部分に沿って該上部ボディ構造体を推進するように作動可 能であり、該上部段を該軌道から外して該第２の経路に動かすように作動可能で ある、第１の動力装置と、 該第１の内部領域に配置され、該第１の動力装置に接続される第１の燃料タン クアセンブリと、 該上部ボディ構造体に取り付けられる第１の着陸システムであって、該上部段 が該第２の経路に沿って該離着陸場に向かって移動するときに展開可能であり、 着陸時に該離着陸場に係合して該上部ボディ構造体を支持する第１の着陸部材を 有する第１の着陸システムと、 該上部ボディ構造体に搭載され、該上部ボディ構造体、該第１の動力装置およ び該第１の着陸システムに搭載される複数の第１のセンサを有する第１の飛行制 御コンピュータアセンブリと、 を有する上部段と、 該無翼上部段に解放可能に接続される無翼下部段であって、該下部段は該上部 段と共に該第１の経路に沿って該離着陸場から該第１の経路上の切り離し部まで 移動可能であり、該切り離し部において該上部段から切り離し可能であり、帰還 経路に沿って該切り離し部から該離着陸場まで移動可能であり、該下部段が該離 着陸場に帰還した後に、該上部段と再接続して該第２の地球から軌道への飛行の ために再利用可能である下部段であって、 該上部ボディ構造体と同軸整合し、第２の近位部、第２の遠位部、および該第 ２の近位部と該第２の遠位部との間に延びる第２の内部領域を有する下部ボディ 構造体であって、該第２の遠位部は該上部ボディ構造体の該第１の近位部に接続 される、下部ボディ構造体と、 該下部ボディ構造体に接続される第２の動力装置であって、該第１の経路に沿 って該離着陸場から該切り離し部まで該上部段および該下部段を推進するように 作動可能である第２の動力装置と、 該第２の内部領域に配置され、該第２の動力装置に連結される第２の燃料タン クアセンブリと、 該上部ボディ構造体および該下部ボディ構造体を解放可能に相互接続する切り 離しシステムであって、該第１の経路の該切り離し部で該下部ボディ構造体から 該上部ボディ構造体を切り離すように作動可能な切り離しシステムと、 該下部ボディ構造体に取り付けられる第２の着陸システムであって、該下部段 が該帰還経路に沿って該離着陸場に向かって移動するときに展開可能であり、着 陸時に該離着陸場に係合して該下部ボディ構造体を支持する第２の着陸部材を有 する第２の着陸システムと、 該下部ボディ構造体に搭載され、該下部ボディ構造体、該第２の動力装置、該 第２の切り離しシステムおよび該第２の着陸システムに搭載される複数の第２の センサを有する第２の飛行制御コンピュータアセンブリと、 を有する下部段と、 を備えた、航空宇宙機。 ４０．地球上の離着陸場から地球の周囲の軌道までの第１の地球から軌道への飛 行を行い、該離着陸場に帰還する再利用可能２段式航空宇宙機であって、 第１の経路に沿って該離着陸場から該軌道まで、そして第２の経路に沿って該 軌道から該離着陸場まで移動可能な無翼上部段であって、該上部段が該離着陸場 に帰還した後に、第２の地球から軌道への飛行のために再利用可能である上部段 であって、 第１の近位部、第１の遠位端部、および該第１の近位部と該第１の遠位部との 間の第１の内部領域を有する上部ボディ構造体と、 該上部ボディ構造体に接続されるペイロード支持構造体と、 該第１のボディ構造体に接続される第１の動力装置であって、該軌道までの該 第１の経路の選択された部分に沿って該上部段を推進するように作動可能である 、第１の動力装置と、 該第１の動力装置に接続される第１のマイクロプロセッサアセンブリおよび該 第１の動力装置に取り付けられる複数の第１のセンサであって、該第１のセンサ は、該第１のセンサと該第１のマイクロプロセッサとの間で第１のデータを送信 するように該第１のマイクロプロセッサに動作可能に接続される、第１のマイク ロプロセッサアセンブリおよび複数の第１のセンサと、 該第１の内部領域に配置され、該第１の動力装置に接続される第１の燃料タン クアセンブリと、 該第１の燃料タンクアセンブリに接続される第２のマイクロプロセッサおよび 複数の第２のセンサであって、該第２のセンサは、該第２のセンサと該第２のマ イクロプロセッサとの間で第２のデータを送信するように該第２のマイクロプロ セッサに動作可能に接続される、第２のマイクロプロセッサおよび複数の第２の センサと、 該上部ボディ構造体に取り付けられる第１の着陸システムであって、該上部段 が該第２の経路に沿って第１の速度で該離着陸場に向かって移動するときに展開 可能であり、着陸時に該離着陸場に係合して該上部ボディ構造体を地球から離し て支持する第１の着陸部材を有する第１の着陸システムと、 該第１の着陸システムに接続される第３のマイクロプロセッサおよび該第１の 着陸システムに接続される複数の第３のセンサであって、該第３のセンサは、該 第３のマイクロプロセッサに第３のデータを送信するように該第３のマイクロプ ロセッサに動作可能に接続される、第３のマイクロプロセッサおよび複数の第３ のセンサと、 該上部ボディ構造体に取り付けられる第１の飛行制御コンピュータアセンブリ であって、第４のマイクロプロセッサ、第１のデータ格納装置、第１の慣性測定 装置、第１の位置決定システム受信器および第１の電源を有する第１の飛行制御 コンピュータアセンブリと、 該第１の飛行制御コンピュータに接続され、該第１、第２および第３のマイク ロプロセッサのそれぞれに接続される第１のデータバスであって、該第１の飛行 制御コンピュータアセンブリと、該第１、第２および第３のマイクロプロセッサ のそれぞれとの間で該第１、第２および第３のデータを送信する第１のデータバ スと、 を有する上部段と、 該上部段に解放可能に接続される無翼下部段であって、該第１の経路に沿って 該離着陸場から該第１の経路上の切り離し部まで移動可能であり、該切り離し部 において該上部段から切り離し可能であり、帰還経路に沿って該切り離し部から 該離着陸場に移動可能であり、該下部段が該離着陸場に帰還した後に、該上部段 と再接続して該第２の地球から軌道への飛行のために再利用可能である下部段で あって、 該上部ボディ構造体と同軸整合し、第２の近位部および第２の遠位部を有する 下部ボディ構造体であって、該第２の遠位部は該上部ボディ構造体の該第１の近 位部に接続される、下部ボディ構造体と、 該下部ボディ構造体に接続される第２の動力装置であって、該第１の経路に沿 って該離着陸場から該切り離し部まで該上部段および該下部段を推進するように 作動可能であり、該上部段および該下部段の切り離し後に、該離着陸場への帰還 のために、該下部段を該切り離し部から該帰還経路に動かすように作動可能であ る、第２の動力装置と、 該下部ボディ構造体に接続され、該第２の動力装置に接続される第２の燃料タ ンクアセンブリと、 該下部ボディ構造体に取り付けられる第２の着陸システムであって、該下部段 が該帰還経路に沿って該離着陸場に向かって移動するときに展開可能であり、該 離着陸場に係合して該下部ボディ構造体を支持する第２の着陸部材を有する第２ の着陸システムと、 を有する下部段と、 を備えた、航空宇宙機。 ４１．前記第１の動力装置および前記第１のマイクロプロセッサが前記上部ボデ ィ構造体から１つのユニットとして取り外し可能であり、前記第１の着陸システ ムおよび前記第３のマイクロプロセッサが前記上部ボディ構造体から１つのユニ ットとして取り外し可能である、請求項４０に記載の航空宇宙機。 ４２．前記第２の動力装置に接続される第５のマイクロプロセッサおよび該第２ の動力装置上に搭載される複数の第４のセンサであって、該第４のセンサは該第 ５のマイクロプロセッサに第４のデータを送信するように該第５のマイクロプロ セッサに動作可能に接続される、第５のマイクロプロセッサおよび複数の第４の センサと、 前記第２の燃料タンクに接続される第６のマイクロプロセッサおよび該第２の 燃料タンクアセンブリに搭載される複数の第５のセンサであって、該第５のセン サは該第６のマイクロプロセッサに第５のデータを送信するように該第６のマイ クロプロセッサに動作可能に接続される、第６のマイクロプロセッサおよび複数 の第５のセンサと、 前記第２の着陸システムに接続される第７のマイクロプロセッサおよび該第２ の着陸システムに搭載される複数の第６のセンサであって、該第６のセンサは該 第７のマイクロプロセッサに第６のデータを送信するように該第７のマイクロプ ロセッサに動作可能に接続される、第７のマイクロプロセッサおよび複数の第６ のセンサと、 前記下部ボディ構造体に取り付けられる第２の飛行制御コンピュータアセンブ リであって、第８のマイクロプロセッサ、第２のデータ格納装置、第２の慣性測 定装置、第２の位置決定システム受信器および第２の専用電源を有する第２の飛 行制御コンピュータアセンブリと、 該第２の飛行制御コンピュータアセンブリに接続され、該第５、第６、第７お よび第８のマイクロプロセッサのそれぞれに接続される第２のデータバスであっ て、該第２の飛行制御コンピュータアセンブリと、該第５、第６、第７および第 ８のマイクロプロセッサのそれぞれとの間で該第４、第５、第６および第７のデ ータを送信する第２のデータバスと、 を前記下部段がさらに含む、請求項４０に記載の航空宇宙機。 ４３．再利用可能２段式航空宇宙機を用いて地球上の離着陸場から地球の周囲の 軌道までペイロードを輸送し、該離着陸場に該航空宇宙機を帰還させる方法であ って、 該ペイロードを該航空宇宙機に解放可能に取り付けるステップであって、該航 空宇宙機は別体として接続される上部段および下部段を有し、該上部段は、第１ の近位部および第１の遠位部を有する上部ボディ構造体と、該第１の遠位部に搭 載されるペイロード支持構造体と、該第１の遠位部に搭載されるペイロードフェ アリングと、該第１のボディ構造体に接続される第１の動力装置とを含み、該下 部段は、第２の近位部および第２の遠位部を有する下部ボディ構造体と、該第２ のボディ構造体に接続される第２の動力装置とを含み、該ペイロードフェアリン グは、該ペイロード支持構造体を露出する開口位置と該ペイロード支持構造体を 被覆する閉鎖位置との間で移動可能である、ステップと、 該航空宇宙機を離陸場に位置決めするステップと、 該第２の動力装置を作動させて該上部段および該下部段を第１の経路に沿って 地球から該第１の経路の切り離し部まで、該離着陸場から上方向に推進するステ ップであって、該航空宇宙機が該第１の経路に沿って移動する際には該ペイロー ドフェアリングが該閉鎖位置にあって該航空宇宙機の頭部を規定する、ステップ と、 該第１の経路の該切り離し部において該上部段から該下部段を切り離して、該 上部段および該下部段を互いから離れる方向に動かすステップと、 該両段の切り離しの後に該上部段の該第１の動力装置を作動させて、該上部段 を該切り離し部から該第１の経路に沿って該軌道まで推進するステップと、 該第２段を該帰還経路に沿って移動して該第２段を該離着陸場に着陸させるス テップと、 該下部段が該離着陸場に接近する際に該第２の着陸システムを作動させ、これ により、該第１の着陸部材を該着陸場に係合させた状態で該下部段を該着陸場に 着陸させるステップであって、該下部段が第２の地球から軌道への飛行のために 再利用可能である、ステップと、 該上部段を該軌道に沿って移動し、該ペイロードフェアリングを該閉鎖位置か ら該開放位置へと動かして該ペイロードを露出するステップと、 該ペイロードフェアリングが開放位置にあるときに該ペイロード支持構造体か ら選択された地球軌道に該ペイロードを展開し、該ペイロードの展開後に該ペイ ロードフェアリングを該閉鎖位置に動かすステップと、 該上部段を、該軌道から、該地球軌道から地球に向かう第２の経路に動かし、 地球の大気圏外を通り、該着陸場まで動かすステップであって、該上部段が該大 気圏外を通過する際に該上部段は該ペイロードフェアリングにおいて摩擦熱を発 生する、ステップと、 該上部段を該離着陸場に着陸させるステップであって、該上部段は、該着陸場 に帰還した後に、該下部段に再接続して該第２の地球から軌道への飛行のために 再利用可能である、ステップと、 を包含する、方法。 ４４．前記上部段および前記下部段が前記第１の経路の前記切り離し部に接近す る際に前記第２の動力装置を停止させるステップと、 該上部段および該下部段を切り離した後で該下部段を該第１の経路に対して回 転させるステップと、 切り離しの後に、該第２の動力装置を再作動させて、該第１の経路から離れた 帰還経路に沿って該離着陸場まで該下部段を推進するステップと、 をさらに包含する、請求項４３に記載の方法。 ４５．前記下部段を回転させるステップは、前記下部ボディ構造体に取り付けら れた機体再配向パラシュートアセンブリを展開し、該パラシュートアセンブリに よって該下部ボディ構造体に回転力を与えて該下部段を回転させるステップを包 含する、請求項４４に記載の方法。 ４６．前記ペイロードを前記航空宇宙機に解放可能に取り付けるステップは、該 ペイロードを設置場で取り付けるステップを包含し、前記方法は、該ペイロード を取り付けた後で概ね水平位置にある前記航空宇宙機を該設置場から前記離陸場 まで運搬し、そして、該航空宇宙機を立てて垂直離陸位置にするステップをさら に包含する、請求項４３に記載の方法。 ４７．前記上部ボディ構造体の前記第１の近位部および前記下部ボディ構造体の 前記第２の遠位部は、前記航空宇宙機が前記離陸場にあるときに大気圧の切り離 し空気をある量だけ収容しており、前記方法は、該航空宇宙機が前記第１の経路 から前記切り離し部まで移動する際に該切り離し空気の少なくとも一部を保持し 、これにより、該保持空気の圧力が該切り離し部における外気圧よりも大きくな るようにするステップをさらに包含し、前記上部段を該下部段から切り離すステ ップは、大気圧に対する該保持空気の圧力によって該上部段および該下部段を互 いから離れる方向に押す切り離し力を与えて、該上部段および該下部段を互いか ら解放するステップを包含する、請求項４３に記載の方法。 ４８．前記切り離し空気の少なくとも一部を保持するステップは、前記上部ボデ ィ構造体と前記下部ボディ構造体との間に空気を通さない切り離しスリーブを配 置するステップを包含し、該切り離しスリーブは固定長を有し、該上部ボディ構 造体および該下部ボディ構造体の間の距離が該切り離しスリーブの該固定長を越 えて、該切り離しスリーブが該上部ボディ構造体および該下部ボディ構造体の一 方から外れるまでの間、該上部ボディ構造体および該下部ボディ構造体の間に該 切り離し空気を収容する、請求項４７に記載の方法。 ４９．前記第２の着陸システムを始動させるステップは、前記下部段が前記着陸 場に接近した時に前記下部ボディ構造体に取り付けられた複数のエアバッグを展 開し、そして、該エアバッグが該着陸場に係合して該下部ボディ構造体を緩衝し 、該下部ボディ構造体を該着陸場から離して支持している状態で該下部段を着陸 させるステップを包含する、請求項４３に記載の方法。 ５０．前記上部段を前記軌道に推進するステップは、該上部機体を、地球に対し て５０５ｋｍから５４５ｋｍの範囲内の高度において、５０度傾斜軌道へと動か すステップを包含する、請求項４３に記載の方法。 ５１．前記上部段を前記軌道に推進するステップは、該上部機体を、地球に対し て４９０ｋｍから５２０ｋｍの範囲内の高度において、５０度傾斜軌道へと動か すステップを包含する、請求項４３に記載の方法。 ５２．前記上部段を前記軌道に推進するステップは、該上部機体を、地球に対し て８３０ｋｍから８７０ｋｍの範囲内の高度において、５０度傾斜軌道へと動か すステップを包含する、請求項４３に記載の方法。 ５３．前記上部段を前記軌道に推進するステップは、該上部機体を、地球に対し て１９０ｋｍから８７０ｋｍの範囲内の高度において、５０度傾斜軌道へと動か すステップを包含する、請求項４３に記載の方法。 ５４．前記上部段を前記軌道に推進するステップは、該上部機体を、地球に対し て３０５ｋｍから１１４０ｋｍの範囲内の高度において、５２度傾斜軌道へと動 かすステップを包含する、請求項４３に記載の方法。 ５５．前記上部段を前記軌道に推進するステップは、該上部機体を、地球に対し て１９０ｋｍから８７０ｋｍの範囲内の高度において、５２度傾斜軌道へと動か すステップを包含する、請求項４３に記載の方法。 ５６．前記上部段を前記軌道に推進するステップは、該上部機体を、地球に対し て５０５ｋｍから１０２０ｋｍの範囲内の高度において、８６度傾斜軌道へと動 かすステップを包含する、請求項４３に記載の方法。 ５７．前記上部段を前記軌道に推進するステップは、該上部機体を、地球に対し て２５０ｋｍから９１０ｋｍの範囲内の高度において、８６度傾斜軌道へと動か すステップを包含する、請求項４３に記載の方法。 ５８．解放可能に接続可能な第１段および第２段を有する再利用可能２段式無翼 航空宇宙機の組み立ておよび打ち上げに使用される、ポータブル航空宇宙運搬打 上用車両であって、 第１および第２の端部を有する車両フレームと、 該フレームに接続され、該第１の端部と該第２の端部との間に延びる細長い段 支持ビームであって、水平位置と垂直位置との間で該フレームに対して回動可能 である段支持ビームと、 該段支持ビームの第１の端部に接続される第１の１対の安定化部材であって、 該航空宇宙機の該第１段を該段支持ビーム上に取り外し可能に保持するように大 きさが決められており、該第１段を該段支持ビーム上に固定的に保持する固定位 置と、該第１段を該段支持ビームに対して上げ下ろしするための解放位置との間 で該段支持ビームに対して移動可能である、第１の１対の安定化部材と、 該段支持の第２の端部に移動可能に接続される並進可能な台車であって、該台 車は、該第１段の近傍で該段支持上に該航空宇宙機の該第２段を取り外し可能に 保持するように大きさが決められている１対の第２の安定化部材を有し、分離位 置と連結位置との間で該第１の１対の安定化部材に対して該段支持ビームに沿っ て並進可能であり、該分離位置においては、該第１および第２の安定化部材対は 互いから第１の距離だけ離れており、これにより、該段支持ビームが該水平位置 にあるときに該第１段および該第２段を互いから分離した状態で支持し、該連結 位置においては、該第１および第２の安定化アーム対は互いから比較的短い距離 だけ離れ、これにより、該第１段に同軸整合且つ係合した状態で該第２段を支持 するように該台車が位置決めされ、該台車は、該段支持ビームが該水平位置と該 垂直位置との間で回動される際には該連結位置に維持される、並進可能な台車と 、を備えた、運搬打上用車両。 ５９．前記フレームに接続される推進システムであって、該フレーム、前記段支 持ビーム、前記並進可能な台車および前記第１および第２の安定化部材を１つの ユニットとして移動して、前記第１段および前記第２段を選択された位置まで運 搬する推進システムをさらに備えた、請求項５８に記載の運搬打上用車両。 ６０．前記並進可能な台車ならびに前記第１および第２の安定化部材に動作可能 に接続される空気圧式システムをさらに備えた、請求項５７に記載の運搬打上用 車両。