JP2002535193A - ペイロード輸送打ち上げシステム - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 再利用型宇宙打ち上げシステム（１）の実施形態は、第１段輸送手段または航空宇宙機（５０）と、第２段輸送手段または再利用型宇宙機（５１）と、第３段輸送手段または再利用型軌道遷移機（５２）とを有する。全段には、揚力、安定性を与え制御を行う制御面を取り込んだ機体、翼および尾翼の基本的な空力輸送手段要素がある。航空宇宙機（５０）は、動力飛行用にイジェクタラムジェトエンジン（１８）を使用するように構成され、離陸中と極端に高い高度にいる間、イジェクタラムジェットエンジン（１８）に酸化剤を補充するために空気を捕獲する装置を含む。感知しうる大気を出るために上昇運動時の航空宇宙機（５０）の性能を最適にするために、航空宇宙機（５０）は、補助上昇ロケットエンジン（１１６）を含んでよい。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】 本発明は、地球の軌道に衛星などのペイロードを載せるのに使用される輸送手
段に関する。新規の輸送手段は、通常、イジェクタラムジェット動力付きの航空
宇宙機と、低地球軌道と中間地球軌道にペイロードを載せるための第２段ロケッ
ト動力付き再利用型宇宙機と、必要であれば、静止遷移軌道にペイロードを載せ
るための第３段ロケット動力付き再利用型軌道遷移機とからなる２〜３段のもの
を使用する。また、航空宇宙機は、再利用型と使い捨て型の上段を組み合わせた
ものか、または静止軌道または惑星軌道にペイロードを載せるための第４段を含
むすべてが使い捨て型の上段を用いて使用されてもよい。また、航空宇宙機は、
極超音速機としてペイロードを輸送するために使用されてもよい。

【０００２】 現在、地球の軌道に衛星を載せるための輸送手段としてさまざまなものが使用
されている。これらの輸送手段は、通常、ロケットやミサイルまたは航空機とロ
ケットの組み合わせを含む。このような輸送手段は公知のものであり、米国なら
びにその他の国でも製造されている。多数の例の中には、米国のスペースシャト
ル、フランスのアリアン、ロシアのプロトンなどがある。航空機からの発射用に
ロケットやミサイルを用いる既存の高高度航空機を使用する概念はこれまで開示
されており、プロトタイプテストが行われてきた。また、米国特許第４，８０２
，６３９号および同第５，４０２，９６５号に例示されているように、大型の水
平離陸型初期上昇輸送手段用のさまざまなデザインが提案されている。

【０００３】 しかしながら、水平離陸用または大型航空機からの発射用にデザインされた飛
行特性をもつイジェクタラムジェット動力付き空力輸送手段の使用は、軌道ペイ
ロードの宇宙打ち上げ用にはこれまで利用されていない。このようなシステムの
１つが、米国特許第５，７４０，９８５号に開示されている。

【０００４】 本発明によれば、補助上昇ロケットエンジンで感知しうる大気から上昇する能
力を備えたゼロから極超音速までの飛行を最適化する航空力学輸送手段が提供さ
れる。航空力学輸送手段、すなわち航空宇宙機は、１段以上のロケット段を使用
してペイロードを軌道に載せることが可能な高度まで飛行する。その後、航空宇
宙機とロケット段はそれぞれ、再使用されるために戻り着陸する。また、航空宇
宙機は、貨物室にあるペイロードを輸送するために使用されてもよく、この場合
、航空宇宙機は離陸して目的の場所や陸地まで飛行する。

【０００５】 本発明の目的は、地球軌道ペイロードの打ち上げ用の航空力学を提供すること
である。本発明の別の目的は、地球の軌道にペイロードを載せるための完全再利
用型多段式打ち上げシステムを提供することである。多段式打ち上げシステムは
、全ミッション用のイジェクタラムジェット動力付き航空宇宙機の第１段と、中
間地球軌道および低地球軌道のミッション用のロケット動力付き再利用型宇宙機
の第２段と、静止遷移軌道ミッション用のロケット動力付き再利用型軌道遷移機
とからなる。別の目的は、有人航空宇宙機および再利用型宇宙機を用いて、人ま
たは人に関連するペイロードを低地球軌道や中間地球軌道に運ぶことである。さ
らなる目的は、地球軌道または惑星軌道にペイロードを載せるために、航空宇宙
機、再利用型宇宙機、再利用型軌道遷移機、使い捨て型の第２段、使い捨て型の
第３段、および使い捨て型の第４段をさまざまに組み合わせて用いて特別なミッ
ションをサポートすることである。さらなる目的は、目的地間でペイロードを搬
送するための極超音速航空機として、航空宇宙機の能力を用いることである。

【０００６】 本願明細書に開示する記載により、記載および図面を検討しながら本発明の他
の目的が明らかになるであろう。

【０００７】 再利用型宇宙打ち上げシステムの実施形態は、第１段輸送手段または航空宇宙
機と、第２段輸送手段または再利用型宇宙機と、第３段輸送手段または再利用型
軌道遷移機とを備える。全段には、揚力、安定性および制御を行う制御面を取り
込んだ機体、翼および尾翼の基本的な空力輸送手段要素がある。航空宇宙機は、
動力飛行用にイジェクタラムジェトエンジンを使用するように構成され、離陸中
と極端に高い高度にいる間、イジェクタラムジェットエンジンに酸化剤を補充す
るために空気を捕獲する装置を含む。感知しうる大気を出るために上昇運動時の
航空宇宙機の性能を最適にするために、航空宇宙機は、補助上昇ロケットエンジ
ンを含んでよい。航空宇宙機には、選択した軌道に衛星を載せるために１段以上
の輸送手段が補充される。全段の外気圏制御は、全飛行軸の周りに必要に応じて
小型ロケットを配設して用いることにより行われる。全輸送手段は、リモートパ
イロットバックアップを備えた無人自立誘導航法制御を用いて飛ばされてよい。
ペイロード搭載室は、ノーズロード再閉鎖可能なペイロードフェアリングにより
アクセスされる。再利用型宇宙機は、航空宇宙機のペイロード搭載室の各下側の
トラックに取り付けられる。再閉鎖可能なフェアリングのランプ部分上にある固
定振れ止めは、搬送中、再利用型宇宙機と再利用型軌道遷移機を支持する。段を
切り離すために、カタパルトが再利用型宇宙機とそのペイロードを開いたペイロ
ードフェアリングを介して射出する。航空宇宙機は、ペイロードフェアリングを
閉じ、大気に再突入し、作業基地まで飛行して戻り、着陸して再利用される。航
空宇宙機から射出された後、再利用型宇宙機と再利用型軌道遷移機は、それらの
機体を広げてよい。

【０００８】 再利用型宇宙機は、そのペイロードを低地球軌道または中間地球軌道に載せる
。再利用型宇宙機の動力は、飛行用ロケットエンジンにより供給される。ペイロ
ードは、再利用型宇宙機のフロント部に取り付けられる。ペイロードが分離され
た後、ペイロード取付部は、前部機体の内部に１８０度回転され、反対側にある
球状部分が今度は回収飛行用の空力フェアリングとなる。再利用型宇宙機は、大
気に再突入し、作業基地に着陸場所に滑走して再利用される。静止遷移軌道に衛
星を載せる主要なミッションを行うために、再利用型軌道遷移機が使用される。
再利用型軌道遷移機の動力は、飛行用のロケットエンジンにより供給される。衛
星は、４つの開いたドア内にある再利用型軌道遷移機のフロント部の構造体上に
取り付けられる。分離後、ドアは閉じられて、回収飛行用の空力フェアリングを
与える。再利用型軌道遷移機は、再利用するために作業基地の着陸場所に滑走す
るための空力加熱および獲得交差レンジを最小限に抑えるように、軌道複数再突
入を用いる。

【０００９】 図１を参照すると、静止遷移軌道に衛星を載せるミッションの好適な実施形態
のフライトオペレーションが略図的に示されている。このミッションは、打ち上
げシステムのサイズを決定する。再利用型宇宙機（５１）と、再利用型軌道遷移
機（５２）と、静止軌道衛星（５３）とを含む航空宇宙機は、イジェクタラムジ
ェットの推進力を用いて作業基地にある従来の滑走路（５４）から離陸し、中間
超音速まで加速しながら舞い上がる。このフライトセグメント中、イジェクタラ
ムジェットエンジンのイジェクタは、離陸時に貯蔵され捕獲された空気酸化剤を
用い、加速用に捕獲された空気酸化剤を用い、後で使用するための空気酸化剤を
貯蔵する。イジェクタが停止した後、航空宇宙機（５０）は、極超音速（５５）
まで加速し続ける。航空宇宙機（５０）は、イジェクタを再点火することと、感
知しうる大気（５６）を脱出するためにブースト上昇ロケット推進力を用いるこ
ととを含む高高度引き上げを実行する。再利用型宇宙機（５１）と、再利用型軌
道遷移機（５２）と、衛星（５３）は、段の切り離し（５７）用に航空宇宙機（
５０）からカタパルトにより射出される。航空宇宙機（５０）は、大気圏に再突
入し、高速の超音速（５８）でラムジェット推進力により作業基地に飛行して戻
る。航空宇宙機（５０）は、水平着陸（５９）で作業基地（５４）で回収される
。再利用型宇宙機（５１）は、衛星（５３）とともに再利用型軌道遷移機（５２
）を低地球軌道（６０）に引き上げる。輸送と分離後、再利用型宇宙機は、大気
圏（６１）に再突入し、軌道を逸脱して（６２）、水平着陸回収（６３）用に作
業基地の滑走路（５４）へと滑走して戻る。再利用型軌道遷移機（５２）は、衛
星（５３）を静止軌道（６４）に送り、分離する（６５）。再利用型軌道遷移機
（５２）は、空力加熱（６６）を最小限に抑える空力ブレーキング用の１つを超
える航路を用いて軌道を逸脱しながら、ポイント（６７）で作業基地に滑走接近
して到着するように、再利用型軌道遷移機（５２）の空力特性をもつこのエネル
ギーを同時に用いてよい。再利用型軌道遷移機（５２）は、作業基地の滑走路（
５４）で回収（６８）用に水平着陸する。

【００１０】 図２を参照すると、中間地球軌道または低地球軌道に衛星を載せるためのほか
の実施形態のフライトオペレーションミッションが略図的に示されている。これ
らのミッションは、２段システムとして航空宇宙機（５０）と再利用型宇宙機（
５１）を用いる固有の能力に基づいたものである。再利用型宇宙機（５１）およ
び１以上の衛星（６９）を含む航空宇宙機（５０）は、イジェクタラムジェット
の推進力を用いて作業基地にある従来の滑走路（５４）から離陸し、中間超音速
まで加速しながら舞い上がる。このフライトセグメント中、イジェクタは、離陸
時に貯蔵され捕獲された空気酸化剤を用い、加速用に捕獲された空気酸化剤を用
い、後で使用するための空気酸化剤を貯蔵する。イジェクタが停止した後、航空
宇宙機（５０）は、極超音速（５５）まで加速し続ける。航空宇宙機（５０）は
、イジェクタを再点火することと、感知しうる大気（５６）を脱出するためにブ
ースト上昇ロケット推進力を用いることとを含む高高度引き上げを実行する。再
利用型宇宙機（５１）および衛星（６９）は、段の切り離し（７０）用に航空宇
宙機（５０）からカタパルトにより射出される。航空宇宙機（５０）は、大気圏
に再突入し、高速の超音速（５８）でラムジェット推進力により作業基地に飛行
して戻る。航空宇宙機（５０）は、水平着陸（５９）で作業基地（５４）で回収
される。

【００１１】 再利用型宇宙機（５１）は、衛星（６９）を所望の高度（７１）まで引き上げ
、軌道（７２）を周り、衛星（７３）を投出する。再利用型宇宙機（５１）は軌
道を逸脱し（６２）、水平着陸回収（６３）用に作業基地の滑走路（５４）へと
滑走して戻る。

【００１２】 図３を参照すると、好適な実施形態のミッション輸送手段の航空宇宙機（５０
）による搬送が示され、再利用型宇宙機（５１）と、再利用型軌道遷移機（５２
）と、静止軌道衛星（５３）の仮想線で描かれた外囲部とが部分的透視図に示さ
れている。再利用型宇宙機（５１）および再利用型軌道遷移機（５２）は、機体
付近にたたんであるエーロフォイルを備える。再利用型宇宙機（５１）は、その
ノーズ上に取り付けた再利用型軌道遷移機（５２）を備え、再利用型軌道遷移機
（５２）は、その開かれた前方ドア内に取り付けられた衛星（５３）を備える。
これらの輸送手段は、上部フード（７５）と下部ランプ（７６）からなる再閉鎖
可能なノーズフェアリング（７４）を介してアクセスされる。仮想線において、
フード（７５）の開いた状態（７７）が示されており、ランプ（７６）の開いた
状態（７８）が示されている。

【００１３】 図４から図７を参照すると、航空宇宙機（５０）は再利用型と使い捨て型の上
段をさまざまに組み合わせて用いて、多数のペイロードを打ち上げることができ
る。低地球軌道または中間地球軌道に人または人に関連するペイロード（７９）
を運ぶようにデザインされた輸送手段が、図４の再利用型宇宙機（５１）上に取
り付けられて示されている。図５に示す航空宇宙機（５０）の再利用型軌道遷移
機（５２）と再利用型宇宙機（５１）に使い捨て型の第４段（８１）を追加して
、惑星間探査輸送手段（８０）が打ち上げられてよい。図６は、航空宇宙機（５
０）と、再利用型宇宙機（５１）と、使い捨て型の第３段（８２）とを用いて地
球軌道に載せられてよい大重量の衛星（８４）の特別なケースを示す。使い捨て
型の第３段（８２）は、再利用型軌道遷移機（５２）の再利用可能な特徴を、ブ
ースト力を追加するための同等の質量の推進剤およびタンクと取り替えている。
図７は、航空宇宙機（５０）と、使い捨て型の第２段（８３）と、使い捨て型の
第３段（８２）とを用いて地球軌道に直接載せられてよい大重量の衛星（８５）
の特別なケースを示す。使い捨て型の第２段（８３）もまた、再利用型宇宙機（
５１）の再利用可能な特徴を、ブースト力を追加するための同等の質量の推進剤
およびタンクと取り替えている。

【００１４】 図８および図９を参照すると、再利用型宇宙打ち上げシステムの施設が図示さ
れている。図８は、一連のクリーンルームと航空宇宙機（５０）用のメインテナ
ンス・サービスルーム（８７）とを含むペイロード処理施設（８６）の側面図で
ある。クリーンルームは、上段（８９）に取り付け、航空宇宙機（９０）に設置
するための衛星準備（８８）用のものである。各クリーンルームは、密封ドア（
９１）により隔離される。１つまたは複数の衛星が準備を介して上段に取り付け
て処理され、そのアセンブリが航空宇宙機（５０）に設置された後、再閉鎖可能
なノーズフェアリングの上部フード（７５）と下部ランプ（７６）は、閉じられ
て密閉される。その後、ペイロードを積んだ航空宇宙機（５０）は、ペイロード
処理施設（８６）から、図９の作業基地（９２）に含まれる推進剤供給施設（９
６）に引き出される。また、ペイロード処理施設（８６）は、航空宇宙機のメイ
ンテナンスハンガとしての役割をもつ。作業基地の他の要素は、フライトオペレ
ーションの管理・運営・技術支援ビル（９３）と、再利用型軌道遷移機のメイン
テナンスハンガ（９４）と、再利用型宇宙機のメインテナンスハンガ（９５）と
、推進剤供給施設（９６）と、推進剤再供給輸送アクセス（９７）、エンジンテ
スト施設（９８）、輸送ランナップ施設（９９）と、航空宇宙機（５０）の離陸
用と回収する全輸送手段の着陸用の滑走路（５４）とを含む。

【００１５】 図１０を参照すると、前部機体をなす再閉鎖可能なペイロードノーズフェアリ
ング（７４）を備えた航空宇宙機（５０）の平面図が示されている。頭部が湾曲
状の上部機体（１００）は、補助上昇ロケットエンジンカウル（１０１）に後方
で混ざり合う。下部前方機体（１０２）は、ノーズからイジェクタラムジェット
ナセル（１０３）へと後方に広がる。下部後方機体（１０４）は、イジェクタラ
ムジェットエンジンの延長されたノズルになるような形状をもつ。翼（１０５）
は後方に流れ、イジェクタラムジェットノズル用の底部切欠きと、空力ピットお
よびロール制御用の後縁補助翼（１０６）とを備えたテーパ状のものである。垂
直尾翼（１０７）は、方向安定性を与える。外気圏姿勢は、ピッチ（１０８）、
ロール（１０９）およびヨー（１１０）のスラスタにより制御される。推進剤シ
ステムを除く機体の内圧は、通気孔（１１１）により制御される。ペイロード射
出用カタパルトガスは、対称的な排気ポート（１１２）である。

【００１６】 図１１を参照すると、再閉鎖可能なペイロードノーズフェアリング（７４）が
実線で閉じられて示され、ペイロード射出位置において、フード開口（７７）と
ランプ開口（７８）が仮想線で示され、接地ペイロード設置において、ランプ開
口（１１３）がさらに下げられた航空宇宙機（５０）の側面図が示されている。
地上操縦、離着陸用の伸張された位置にある補助着陸装置（１１４）および主着
陸装置（１１５）が示されている。翼（１０５）の下には、イジェクタラムジェ
ットエンジンと酸化剤補充装置、空気液化ユニットの空気誘導システムを含むイ
ジェクタラムジェットナセル（１０３）がある。下部前方機体（１０２）または
前部機体拡大断面は、高速で空気誘導システムに入る空気を予め圧縮する。下部
後方機体（１０４）は、イジェクタラムジェットエンジンの延長されたノズルに
なるような形状をもつ。補助上昇ロケットエンジンカウル（１０１）の下部は、
再突入熱シールドである。ブースト上昇ロケットエンジン（１１６）のノズルは
、動作中に熱を放射するように露出された状態にされる。垂直尾翼（１０７）の
後縁の方向舵（１１７）は、空力方向制御を与える。燃料ベント（１１８）は、
垂直尾翼（１０７）の後縁先端部にある。上部機体（１００）のさまざまな部品
の上には、ピッチ（１０８）およびヨー（１１０）の姿勢制御スラスタ、機体ベ
ント（１１１）および射出用カタパルト排気ポート（１１２）が示されている。
航空宇宙機（５０）は、静止地線（１１９）上に立った状態で示されている。

【００１７】 図１２を参照すると、外部形態は、頭部が湾曲状の高細長比低抗力上部機体（
１００）を特徴とする。翼（１０５）の上方にある後方部分機体（１２０）は、
補助上昇ロケットエンジンカウル（１０１）と混ざるように狭くなり、下部前方
機体（１０２）は、ノーズから翼（１０５）の下方にあるイジェクタラムジェッ
トナセル（１０３）に広がり、高速で圧縮揚力を発生する。イジェクタラムジェ
ットの動作中、ノズルを満たすためにターボポンプ排気とともに下部後方機体（
１０４）の領域に燃料が注入されて、抗力を低減し外部燃焼推力を発生させてよ
い。イジェクタが高速、高高度で遮断された後、ラムジェットおよびターボポン
プ排気はノズルを満たして、推力を発生する。翼（１０５）および垂直尾翼（１
０７）は、極超音速輸送手段の場合、全飛行外囲部にわたって低効力の補助翼部
と高アスペクト比をもつ。補助上昇ロケットエンジン（１１６）は、ラムジェッ
トのイジェクタを再点火した後に点火され、イジェクタラムジェットが遮断され
た後発火しつづけて、感知しうる大気から上段射出の高度まで航空宇宙機（５０
）を加速させる。

【００１８】 図１３を参照すると、航空宇宙機（５０）の主要コンポーネントが拡大斜視図
で示されており、再閉鎖可能なペイロードフェアリング（７４）のフード（７５
）とランプ（７６）と、貨物室、ペイロード射出用カタパルトシステム、補助着
陸装置（１１４）、アビオニクス環境制御システム、電動式油圧システム、前方
ピットおよびヨー姿勢制御システム（１０８）（１１０）、機体ベント（１１１
）、迅速に切り離して上段の機上サービスを行うための推進剤デリバリ、ダンプ
およびベントシステムを含む前方機体（１２１）と、主要上昇燃料タンク（１２
２）と、補助上昇ロケット燃料タンク（１２３）および酸化剤タンク（１２４）
と、補助上昇ロケットカウル（１０１）およびエンジン（１１６）と、リターン
クレードル燃料タンク（１２５）と、イジェクタラムジェットエンジンと空気誘
導システム、主着陸装置（１１５）、補助上昇燃料タンク（１２７）、空気液化
ユニット（１２８）、推進剤デリバリ、ダンプおよびベントシステム、ロール姿
勢制御システム（１０９）、機体ベントを含むイジェクタラムジェットナセル（
１０３）付き下部中間機体（１２６）と、イジェクタラムジェット酸化剤貯蔵タ
ンク（１２９）、推進剤タンク圧力タンク（１３０）、主要内部動力ユニットお
よび推進剤タンク（１３１）、後方ピッチおよびヨー姿勢制御システム（１０８
）（１１０）、機体ベント（１１１）を含む下部後方機体（１０４）と、飛行制
御アクチュエータ、酸化剤ベント（１３２）、翼と補助翼間にある機体ベントを
含む翼（１０５）および補助翼（１０６）と、飛行制御アクチュエータ、燃料ベ
ント（１１８）、翼と補助翼間にある機体ベントを含む垂直尾翼（１０７）およ
び方向舵（１１７）と、補助着陸装置（１１４）と、主着陸装置と、前方主フレ
ーム（１３３）と、下部中間フレーム（１３４）と、中間バルクヘッド（１３５
）と、後方バルクヘッド（１３６）とを含む。ボイルオフを最小限に抑え、外面
上に霜が発生するのを防止するために、すべての極低温推進剤タンクは多層隔離
を用いる。前方機体、主上昇燃料タンク、補助上昇ロケット燃料および酸化剤タ
ンクが、主機体構造である。クレードルタンク、低部中間機体および底部後方機
体の副構造は、翼および垂直尾翼のように主フレームおよびバルクヘッドを介し
て主機体構造に載る。

【００１９】 図１４を参照すると、リターンクレードルタンク（１２５）の拡大斜視図が主
要なコンポーネントを示す。クレードルタンク（１２５）は、タンク（１３７）
と、カバー（１３８）と、キャップ（１３９）とからなる。タンク（１３７）は
、偏球面端部（１４０）をもつ同心円状のマルチローブデザインである。ローブ
（１４１）は、前方から後方へと進むにつれ半径が大きくなる円形の断面のもの
である。ローブ（１４１）は重なり合い、節点（１４２）で交差する。内側およ
び外側の節点（１４２）は、構造上のタイおよびバッフルである孔あきウェブに
より接続される。タンク（１３７）は、熱膨張補償装置とともに主フレーム（１
３３）および（１３４）に前方および後方で取り付けられる。タンク（１３７）
は、充填、ダンプ、ベントおよび定量装置を含む。タンク（１３７）は、半円錐
台状のカバー（１３８）とキャップ（１３９）と空気力学的に正しく調整される
。カバー（１３８）およびキャップ（１３９）は、メタリックサンドウィッチ構
造で、節点（１４２）をタンク（１３７）に合う一連の同心フレーム（１４３）
に固められる。カバー（１３８）およびキャップ（１３９）は、主フレーム（１
３３）および（１３４）に取り付けられる。また、キャップ（１３９）は、共通
の境界面に沿ってカバー（１３８）にも取り付けられる。

【００２０】 図１５を参照すると、航空宇宙機（５０）のペイロード、支持体およびカタパ
ルト射出システムが、前部機体の側面図に示されている。航空宇宙機（５０）の
ペイロードは、貨物室の各下側にある一対のトラック（１４４）に設置される。
再利用型宇宙機（５１）は、折り畳んだ翼により露出される翼付け根に複数のロ
ーラ（１４５）を有する。さらに、再利用型宇宙機（５１）は、航空宇宙機（５
０）のランプ（７６）上に取り付けられたポスト（１４６）により支持され、ラ
ンプが開かれると、設置および射出中にポストが再利用型宇宙機（５１）を除去
できる。主要なミッションでは、ランプ（７６）上のより前方に設けられたポス
ト（１４７）が、同じ除去機能をもつ再利用型軌道遷移機（５２）を支持する。
カタパルト（１４８）は、一体形のトロリーおよびシリンダ（１４９）と、複数
の伸縮式ピストン（１５０）と、機体マウント（１５１）と、ロックおよびアン
ロック機構（１５２）と、充填、デリバリおよびダンプシステム（１５３）を備
えたガス貯蔵タンクとからなる高圧冷ガス作動式装置である。トロリー（１４９
）は、再利用型宇宙機（５１）の裏側のトラック（１４４）に設置され、両側お
よび前方後方にビームが取り付けられたローラを有する。トロリー（１４９）は
、翼基部構造の後ろ側にある再利用型宇宙機（５１）上のバンパに端が接触して
いる。トロリー（１４９）のビームは、搬送中に航空宇宙機（５０）に再利用型
宇宙機（５１）を制止するためのロック機構を有する。トロリー（１４９）のビ
ームは、中央線のシリンダに接合された前部および後部の交差ビームにより接続
される。複数の伸縮式ピストンは、搬送中、トロリーシリンダ（１４９）内に折
り畳まれている。上段が航空宇宙機（５０）から射出される場合、フード（７５
）およびランプ（７６）が開かれ、カタパルトが作動される。複数の伸縮式ピス
トンの最も内部にあるものが、航空宇宙機（５０）の機体前部から後部へのスロ
ット形マウント（１５１）にサイドピンを挿入させたトラニオンとして構成され
、トラニオンおよびマウント（１５１）のラグを介して別の保持ピンにより搬送
中適所に保持される後部キャップを有する。航空宇宙機（５０）の制御システム
が弁を開いて、貯蔵タンク（１５３）からシリンダ（１４９）に冷ガスが流れる
ことができ、一方でピストン（１５０）が拡張し始めると、保持ピンは切られ、
ツラニオンサイドピンが航空宇宙機（５０）の機体マウント（１５１）に後部に
移動する。搬送抑制機構（１５２）が、トラニオンサイドピンが後部に移動して
、マウント（１５１）の受座と接触することにより機構（１５２）を作動させる
と、アンロックされる。トラニオンサイドピンが、マウント（１５１）にあるス
ロットの後部部品に着座すると、伸縮式ピストン（１５０）が拡張して、再利用
型宇宙機（５１）とそのペイロードを航空宇宙機（５０）から射出するようにト
ロリー（１４９）を前方に駆動する。カタパルト（１４８）は押すのを停止し、
一方で再利用型宇宙機（５１）は、重力差の再利用型宇宙機（５１）への低推力
線により誘導された逆のピッチアップモーメントを無効にするために、トラック
に係合した十分な数のローラを備える。各ピストン（１５０）のヘッドは、シリ
ンダ内に動的シールを有し、最も内側にあるピストン以外はすべてそのピストン
にシリンダとして作用して、ピストンロッドを支持するブシュに動的シールを有
する。ピストンとブシュ間の組立中に容積を密封することにより、冷ガス源が遮
断され、シリンダ（１４９）のガス圧が１５ポンド／平方インチ絶対圧力まで急
速に低下されると、トロリー（１５４）のストロークの端部にバッファが与えら
れる。放出されたガスは、航空宇宙機（５０）の機体の両側から対称的に排気さ
れる。カタパルト（１４８）は、次のミッション用の地上引き返し中にリセット
される。

【００２１】 図１６を参照すると、イジェクタラムジェットエンジン（１５５）の流路が切
欠上面斜視図に示されている。外部は、ミキサ（１５６）と、ディフューザ（１
５７）と、燃焼器（１５８）と、ノズル（１５９）である。内部コンポーネント
は、イジェクタ（１６０）と、ディフューザベーン（１６１）と、燃料噴射機（
１６２）と、閉じたノズルプラグ（１６３）と、開いたノズルプラグ（１６４）
と、ノズルプラグ伸縮軸である。また、イジェクタ動力供給マニホールド（１６
５）とノズル再生式冷却マニホールド（１６６）も示されている。ノズルプラグ
（１６３）は、再生冷却される。

【００２２】 図１７を参照すると、回収形態にある再利用型宇宙機（５１）の平面図が示さ
れている。ペイロードマウントの球状部分（１６４）は前方に向き、主機体（１
６６）内に整列される頭部が湾曲状の前部機体（１６５）内に整列される。後部
機体終端部（１６７）は、再突入中に内部システムを保護する熱シールドである
。下部パネルは、ロケットエンジン（１６９）のノズル用の熱シールド（１６８
）である。翼（１７０）は高度に後部に流されて、空力ピットおよびロール制御
用に後縁補助翼（１７１）を備える。傾斜された垂直尾翼（１７２）は、各翼（
１７０）の先端上に取り付けられる。傾斜された垂直尾翼（１７２）の上反角は
、翼（１７０）と傾斜された垂直尾翼（１７２）の領域を最大にするように設定
しながら、航空宇宙機（５０）の搬送容積を最小限に抑える。垂直尾翼（１７２
）は方向安定性を与え、後縁方向舵（１７３）は方向制御を与える。外気圏姿勢
は、ピッチおよびロール（１７２）およびヨー（１７５）のスラスタにより制御
される。推進剤システムを除く機体内圧は、ベント（１７６）により制御される
。

【００２３】 図１８を参照すると、回収形態にある再利用型宇宙機（５１）の側面図が示さ
れている。地上操縦および着陸用の延長された位置にある補助着陸装置（１７７
）および主着陸装置（１７８）が示されている。静止地線（１７９）上の立って
いる状態の再利用型宇宙機（５１）が示されている。下部機体（１６６）側にあ
るフェアリング（１８０）は、翼取付構造と伸張およびロック機構と、主着陸装
置（１７８）と、航空宇宙機（５０）での設置用のローラ（１４５）とを収容す
る。前部機体（１６５）上には、フェアリング（１８０）にある姿勢制御スラス
タ（１７４）および（１７５）とベント（１７６）とが示されている。また、球
状部分（１６４）のフェアリングと、終端部（１６７）加熱シールド（１６８）
と、ロケットエンジン（１６９）と、翼（１７０）と、垂直尾翼（１７２）と、
方向舵（１７３）も示されている。

【００２４】 図１９を参照すると、機体コンポーネント（１６４）、（１６５）、（１６６
）および（１６７）と、下部機体フェアリング（１８０）を示す再利用型宇宙機
（５１）の上面斜視図が示されている。また、翼（１７０）および補助翼（１７
１）と、垂直尾翼（１７２）および方向舵（１７３）と、ロケットエンジン（１
６９）と、熱シールド（１６８）と、ベント（１７６）と、ピッチおよびロール
の姿勢制御スラスタ（１７４）と、ヨーの姿勢制御スラスタ（１７５）とが示さ
れている。

【００２５】 図２０を参照すると、透視斜視図に再利用型宇宙機（５１）の内部コンポーネ
ントが示されている。ペイロードマウントと球状部分フェアリング（１６４）で
あるタレットは、上下でヒンジ留めされ、動力駆動（１８１）されると１８０度
回転する。姿勢制御スラスタ（１７４）および（１７５）酸化剤推進剤タンク（
１８２）および燃料タンク（１８３）は、補助着陸装置（１７７）およびその伸
張アキュムレータ（１８４）と、アビオニクスとその環境制御システム（１８５
）と、ペイロードアンビリカル（１８６）とを備える前部機体（１６５）に設け
られる。主機体（１６６）の底部中央線に沿って、システム管路（１８７）があ
る。上部中央線に沿って、燃料ベント（１８８）がある。主機体（１６６）の前
方部分は燃料タンク（１８９）であり、後方部分は酸化剤タンク（１９０）であ
る。中央線には、酸化剤タンク（１９０）を介した燃料ライン（１９１）がある
。酸化剤ライン（１９２）は、凹形のバルクヘッドの底部から中央線のロケット
エンジン（１６９）まで送り込まれる。後部機体終端部内には、油圧システムお
よび発電機（１９３）、油圧タンク（１９４）と、推進剤タンク（１９５）と、
推進剤タンク圧力タンク（１９６）と、酸化剤ベント（１９７）とをもつ主動力
ユニットがある。翼（１７０）には、飛行制御アクチュエータ（１９８）がある
。

【００２６】 図２１を参照すると、航空宇宙機（５０）外で使用するための搬送位置にある
再利用型宇宙機（５１）の上面斜視図には、前方に面しているペイロードマウン
ト（１９９）と、レール（１４４）上の航空宇宙機（５０）に設置するためのロ
ーラ（１４５）を露出している機体（１６６）に対して傾斜された垂直尾翼（１
７２）を折り畳まれた翼（１７０）が示されている。

【００２７】 図２２を参照すると、部分透視上面斜視図に、翼（１７０）の伸張機構（２０
０）と翼ダウンロック機構（２０１）が示されている。伸張機構（２００）は、
翼（１７０）を伸張させるためのプルロッド（２０３）をもつ単一の線形作動式
ベルクランク（２０２）からなる。翼ダウンロック機構（２０１）は、両側にあ
るウォーム歯車装置（２０６）を回転させる駆動軸（２０５）をもつ単一のモー
タ（２０４）を用い、ウォーム歯車装置はトルクチューブ（２０７）を前および
後翼（１７０）の桁に回転させ、スプライン移動ねじ付きテーパピン（２０８）
が翼シールをロックし引き下げる。

【００２８】 図２３を参照すると、桁ジョイントでの再利用型宇宙機の翼（１７０）の断面
が、折り畳まれた位置で示されている。上側ジョイント（２０９）はヒンジとし
て作用する。下側ジョイントは、テーパピン（２０８）用の一致したテーパ孔を
もつラグ（２１０）とクレビス（２１１）からなる。テーパピン（２０８）は、
伸張された翼をロックし、セラミックマトリックス複合ベントシール（２１２）
を偏向させ、可撓性のバッカップシール（２１３）を圧縮する。シールは、機体
（１６６）と、断熱タイル（２１４）と、翼（１７０）の断熱タイル（２１５）
上に取り付けられる。

【００２９】 図２４を参照すると、断熱システム（２１６）で被覆された一般的な下面領域
の外部斜視図が示されている。断熱システムは、球状部分のノーズ（１６４）と
、前部機体（１６５）と、機体（１６６）の底部と、下部機体フェアリング（１
８０）と、ロケットノズル熱シールド（１６８）と、翼（１７０）の底部および
上部後縁と、再利用型宇宙機（５１）の垂直尾翼の両側に適用される。機体カバ
ー（２１７）は、セラミック接着剤で接着されたセラミックフォーム（２１８）
タイルを有する。セラミックマトリック複合体のフェースシート（２１９）が外
面をなす。これらは、フォームコアスプライスジョイント（２２０）と重なり合
うように整列され、セラミック接着剤で接着される。

【００３０】 図２５を参照すると、回収形態の再利用型軌道遷移機（５２）の平面図が示さ
れている。前方機体は、回収動作中ペイロードマウントを覆う４つのドア（２２
１）からなる。主機体（２２２）は、推進剤タンクとサブシステムとを含む。後
方機体終端部（２２３）は、再突入中に内部システムを保護する熱シールドであ
る。下部パネルは、ロケットエンジン（２２５）のノズル用の熱シールド（２２
４）である。再利用型宇宙機（５１）に取り付けるための外部トラス（２２６）
がある。翼（２２７）は高度に後部に流されて、空力ピットおよびロール制御用
に後縁補助翼（２２８）を備える。傾斜された垂直尾翼（２２９）は、各翼（２
２７）の先端上に取り付けられる。傾斜された垂直尾翼（２２９）の上反角は、
翼（２２７）と垂直尾翼（２２９）の領域を最大にするように設定しながら、航
空宇宙機（５０）の搬送容積を最小限に抑える。垂直尾翼（２２９）は方向安定
性を与え、後縁方向舵（２３０）は方向制御を与える。外気圏姿勢は、ピッチお
よびロール（２３１）およびヨー（２３２）のスラスタにより制御される。推進
剤システムを除く機体内圧は、ベント（２３３）により制御される。

【００３１】 図２６を参照すると、回収形態にある再利用型軌道遷移機（５２）の側面図が
示されている。地上操縦および着陸用の延長された位置にある補助着陸装置（２
３４）および主着陸装置（２３５）が示されている。静止地線（２３６）上の立
っている状態の再利用型軌道遷移機（５２）が示されている。下部機体（２２２
）側にあるフェアリング（２３７）は、翼取付構造と伸張およびロック機構と、
主着陸装置（２３５）とを収容する。機体（２２２）の前部機体部分上には、フ
ェアリング（２３７）にある姿勢制御スラスタ（２３１）および（２３２）とベ
ント（２３３）とが示されている。また、ペイロードマウントのカバードア（２
２１）と、終端部加熱シールド（２２３）と、ロケットエンジン（２２５）と、
熱シールド（２２４）と、翼（２２７）と、垂直尾翼（２２９）と、方向舵（２
３０）も示されている。

【００３２】 図２７を参照すると、機体（２２２）と、終端部熱シールド（２２３）と、下
部機体フェアリング（２３７）を示す再利用型軌道遷移機（５２）の上面斜視図
が示されている。また、翼（２２７）と、補助翼（２２８）と、垂直尾翼（２２
９）と、方向舵（２３０）と、ロケットエンジン（２２５）と、取り付けトラス
（２２６）と、熱シールド（２２４）と、ベント（２２３）と、ピッチおよびロ
ールの姿勢制御スラスタ（２３１）と、ヨーの姿勢制御スラスタ（２３２）とが
示されている。断熱処理、翼の伸張およびロック機構は、再利用型宇宙機と同様
のものである。

【００３３】 図２８を参照すると、透視斜視図に再利用型軌道遷移機（５２）の内部コンポ
ーネントが示されている。ペイロードアンビリカル（２３９）と、アビオニクス
とその環境制御システム（２４０）と、補助着陸装置（２３４）とその伸張アキ
ュムレータ（２４１）と、姿勢システム酸化剤タンク（２４２）と燃料タンク（
２３８）と、ピッチおよびロールの姿勢制御スラスタ（２３１）と、ヨーの姿勢
制御スラスタ（２３２）が、前方機体（２２２）に設けられる。中間機体（２２
２）は燃料タンク（２４４）である。後方機体（２２２）は酸化剤タンク（２４
７）である。機体（２２２）には、システム管路（２５３）と、燃料ベント（２
４５）と、酸化剤ベント（２４８）と、燃料ライン（２４６）と、酸化剤ライン
（２５１）とが含まれる。終端部熱シールドは、油圧システムおよび発電機（２
５２）と、推進剤タンク（２４３）と、推進剤タンク圧力タンク（２４９）とを
もつ主動力ユニットを含む。翼には、飛行制御アクチュエータ（２５０）がある
。下部機体フェアリング（２３７）には、主着陸装置（２３５）がある。また、
ロケットエンジン（２２５）とマウントトラス（２２６）が示されている。

【００３４】 図２９を参照すると、好適な実施形態の主要なミッションでの搬送形態にある
再利用型宇宙機（５１）と、再利用型軌道遷移機（５２）と、ペイロード隙間外
囲部（５３）の上面斜視図が示されている。

【００３５】 図３０を参照すると、円錐台状のマウント構造（２５４）に取り付けられたペ
イロード（５３）をもつ搬送形態にある再利用型軌道遷移機（５２）の側面図が
示されている。ペイロードカバードア（２２１）は、開いた位置にある。

【００３６】 図３１を参照すると、使い捨て型の第２段（８３）の上面斜視図が示されてい
る。この段は、大重量のペイロードを静止軌道に直接載せるために使用される。
使い捨て型の第２段（８３）は、性能を上げるために重量部分を大きくして追加
される推進剤の再利用型宇宙機（５１）の再利用可能な特徴の容量と重量を交換
する。これは、使い捨て型の第３段（８２）を取り付けるためのインタフェース
（２２５）と、航空宇宙機（５０）に設置するためのローラ（２５６）を有する
。

【００３７】 図３２を参照すると、使い捨て型の第３段（８２）の上面斜視図が示されてい
る。この段も、大重量のペイロードを静止軌道に直接載せるために使用される。
使い捨て型の第３段（８２）は、性能を上げるために重量部分を大きくして追加
される推進剤の再利用型軌道遷移機（５２）の再利用可能な特徴の容量と重量を
交換する。これは、トロイダル状の燃料タンク（２５８）に窪みをつけたペイロ
ードインタフェース（２５７）と、レンズ状の酸化剤タンク（２５９）の前方を
有する。

【００３８】 図３３を参照すると、使い捨て型の第４段（８１）の上面後方斜視図が示され
ている。この段は、小重量のペイロードを惑星間飛行に乗せるために、再利用型
宇宙機（５１）と再利用型軌道遷移機（５２）と組み合わせて使用される。使い
捨て型の第４段（８１）は、利用可能なソリッドロケットブースタ（２６０）と
、段間（２６１）とからなる。

【００３９】 図３４を参照すると、航空宇宙機（５０）の有人極超音速輸送機（２６２）タ
イプの上面斜視図が示されている。乗員用モジュール（２６３）が追加されてい
る。ペイロード搭載室のドア（２６４）は、意図される貨物に合わせたものであ
る。補助上昇ロケットシステムはなくなり正しく調整され（２６５）、酸化剤タ
ンクは燃料に変えられる。主構造および工具類、イジェクタラムジェット推進剤
およびサブシステムは、本質的に航空宇宙機（５０）と同じである。

【００４０】 本発明の図示された好適な実施形態を参照して本発明を詳細に示し記載してき
たが、本発明の趣旨および範囲から逸脱することなく、形状および詳細の前述お
よび他の変更がなされてよいことは当業者により理解されよう。

【図面の簡単な説明】

【図１】 ３段式ミッションフライトオペレーションの動作段階を示す図である。

【図２】 別の基本的なミッションフライトオペレーションを示す図である。

【図３】 内側に取り付けられた再利用型宇宙機と、再利用型軌道遷移機と、ペイロード
隙間外囲部とからなる航空宇宙機による搬送中の３段ミッション構成を示す部分
透視図で示す打ち上げシステム輸送手段の図である。

【図４】 人または人に関連するペイロードを低地球軌道または中間地球軌道に運ぶミッ
ションの内部構成を平面で示した航空宇宙機の頭部部分切欠図である。

【図５】 地球軌道を越えてペイロードを運ぶために使い捨て型の第４段を必要とするミ
ッションの内部構成を平面で示した航空宇宙機の頭部部分切欠図である。

【図６】 重量超過のペイロードを低地球軌道または中間地球軌道に運ぶために使い捨て
型の第３段を必要とするミッションの内部構成を平面で示した航空宇宙機の頭部
部分切欠図である。

【図７】 ペイロードを静止軌道に運ぶか、または非常に重いペイロードを低地球軌道ま
たは中間地球軌道に運ぶために使い捨て型の第２段および第３段を必要とするミ
ッションの内部構成を平面で示した航空宇宙機の頭部部分切欠図である。

【図８】 フライト設置用のペイロード処理を示す側面図である。

【図９】 概念上のシステムの作業基地要素および施設の斜視図である。

【図１０】 航空宇宙機の平面図である。

【図１１】 航空宇宙機の側面図である。

【図１２】 航空宇宙機の特徴の上面斜視図である。

【図１３】 航空宇宙機の主要コンポーネントの拡大図である。

【図１４】 同心円状のマルチローブクレードル燃料タンクとフェアリングの斜視図である
。

【図１５】 航空宇宙機のペイロード、支持体およびカタパルト排気システムの側面図であ
る。

【図１６】 イジェクタラムジェットエンジンの流路の斜視図である。

【図１７】 再利用型宇宙機の平面図である。

【図１８】 再利用型宇宙機の側面図である。

【図１９】 再利用型宇宙機の上面斜視図である。

【図２０】 再利用型宇宙機の内部要素の上面斜視図である。

【図２１】 搬送形態の再利用型宇宙機の上面斜視図である。

【図２２】 再利用型宇宙機の翼展開システムの上面斜視図である。

【図２３】 再利用型宇宙機の翼再入密閉システムの断面図である。

【図２４】 熱保護システムの外部斜視図である。

【図２５】 再利用型軌道遷移機の平面図である。

【図２６】 再利用型軌道遷移機の平面図である。

【図２７】 再利用型軌道遷移機の上面斜視図である。

【図２８】 再利用型軌道遷移機の内部要素の上面斜視図である。

【図２９】 ともに搬送形態にある再利用型宇宙機に連結された再利用型軌道遷移機と、ペ
イロード隙間外囲部の上面斜視図である。

【図３０】 ペイロード外囲部を取り付けた搬送形態にある再利用型軌道遷移機の側面図で
ある。

【図３１】 使い捨て型の第２段の上面斜視図である。

【図３２】 使い捨て型の第３段の上面斜視図である。

【図３３】 使い捨て型の第４段の上面後方斜視図である。

【図３４】 航空宇宙機の有人極超音速輸送実施形態の上面斜視図である。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (81)指定国 ＥＰ(ＡＴ，ＢＥ，ＣＨ，ＣＹ， ＤＥ，ＤＫ，ＥＳ，ＦＩ，ＦＲ，ＧＢ，ＧＲ，ＩＥ，Ｉ Ｔ，ＬＵ，ＭＣ，ＮＬ，ＰＴ，ＳＥ)，ＯＡ(ＢＦ，ＢＪ ，ＣＦ，ＣＧ，ＣＩ，ＣＭ，ＧＡ，ＧＮ，ＧＷ，ＭＬ， ＭＲ，ＮＥ，ＳＮ，ＴＤ，ＴＧ)，ＡＰ(ＧＨ，ＧＭ，Ｋ Ｅ，ＬＳ，ＭＷ，ＳＤ，ＳＬ，ＳＺ，ＴＺ，ＵＧ，ＺＷ )，ＥＡ(ＡＭ，ＡＺ，ＢＹ，ＫＧ，ＫＺ，ＭＤ，ＲＵ， ＴＪ，ＴＭ)，ＡＥ，ＡＬ，ＡＭ，ＡＴ，ＡＵ，ＡＺ， ＢＡ，ＢＢ，ＢＧ，ＢＲ，ＢＹ，ＣＡ，ＣＨ，ＣＮ，Ｃ Ｕ，ＣＺ，ＤＥ，ＤＫ，ＥＥ，ＥＳ，ＦＩ，ＧＢ，ＧＤ ，ＧＥ，ＧＨ，ＧＭ，ＨＲ，ＨＵ，ＩＤ，ＩＬ，ＩＮ， ＩＳ，ＪＰ，ＫＥ，ＫＧ，ＫＰ，ＫＲ，ＫＺ，ＬＣ，Ｌ Ｋ，ＬＲ，ＬＳ，ＬＴ，ＬＵ，ＬＶ，ＭＤ，ＭＧ，ＭＫ ，ＭＮ，ＭＷ，ＭＸ，ＮＯ，ＮＺ，ＰＬ，ＰＴ，ＲＯ， ＲＵ，ＳＤ，ＳＥ，ＳＧ，ＳＩ，ＳＫ，ＳＬ，ＴＪ，Ｔ Ｍ，ＴＲ，ＴＴ，ＵＡ，ＵＧ，ＵＳ，ＵＺ，ＶＮ，ＹＵ ，ＺＡ，ＺＷ (72)発明者 ワースト，スチーブン，ジー アメリカ合衆国 カリフォルニア州 93536，ランカスター，ダービー サーク ル 4140

Claims (8)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 ａ）機体と、複数の制御面をもつ一対の翼と、方向舵をもつ
   尾翼と、 ｂ）前記機体が、 ｉ）ノーズ端部から尾翼までの上部機体の円錐湾曲形状と、 ｉｉ）ノーズ端部からエンジンナセルまでの下部機体の直線円錐形状と、複
   数のエンジン排気ノズルまで一定の半円断面をもつ複数の入口のエンジンナセル
   後部と、尾翼端部まで減少する凹形の円錐形状をもつ下部後部機体と、 ｉｉｉ）翼付け根後縁にあり、ペイロード搭載室を囲むような機体の最大断
   面寸法と、ペイロードを受けるために開かれ、フライトオペレーション用に閉じ
   られ、ペイロードを除去するために開かれるペイロード搭載室フードとペイロー
   ド搭載室ランプであるノーズ端部の後部からの２つのクラムシェルドアの手段に
   よるペイロード搭載室へのアクセスとを備え、 ｃ）前記翼が、 ｉ）翼を収容するために中央線で機体に追加された一対の翼ストレークと、 ｉｉ）各翼の外側部分を翼の先端へと後方に湾曲させてストレーク接合部か
   ら後方に流された各翼後縁とを備え、 ｄ）前記尾翼が、 ｉ）尾翼端部のわずか前方に取り付けられた尾翼と、尾翼付け根から後方に
   流された尾翼後縁と、 ｉｉ）尾翼の先端へと後方に湾曲された尾翼の外側部分とを備え、 ｅ）複数の位置燃料タンクを支持すると共に、ペイロード搭載室のフードと翼
   の先端に取り付けられた複数の制御ロケットをもつ姿勢制御システムと、 ｆ）前輪と、一対の中間部分の着陸装置と、 ｇ）ペイロード搭載室の機体後部に含まれた一体の上昇タンクと、複数の補助
   上昇タンクと、クレードルタンクと、 ｈ）エンジンナセルに含まれる管路により接続された空気液化入口から空気を
   受け、複数の液化空気タンクに貯蔵するために空気を液化する空気液化ユニット
   と、 ｉ）アビオニクスシステムと、複数のヘリウムタンクと、複数の主動力推進剤
   ユニットと、 ｊ）エンジン入口管路により接続されたエンジンナセル入口から周囲空気を受
   けるエンジンナセルに取り付けられた複数のイジェクタラムジェットエンジンと
   を具備する航空宇宙機。
2. 【請求項２】 ａ）ブースト液化水素タンクとブースト液化酸素タンクによ
   り燃料供給される尾翼端部に取り付けられた一つのブースト上昇ロケットエンジ
   ンと、 ｂ）カタパルトと、ペイロード搭載室に取り付けられた一対のペイロードレー
   ルと、 ｃ）ペイロードレール上にペイロード搭載室に配置可能な再利用型宇宙機（Ｒ
   ＳＣ）であって、 ｉ）液化水素タンクと、液化酸素タンクを取り付け、複数の推進剤圧力ヘリウム
   タンクをもつロケットエンジンと、 ｉｉ）設備部分と、主本体と、後部設備部分と、エンジンカウルをもつＲＳ
   Ｃ尾翼端部と、回転可能なノーズと、 ｉｉｉ）主本体のほぼ中間点からＲＳＣ尾翼端部のエンジンノズル再突入シ
   ールドまでフェアリングをもつ下部裏面にある主本体と、 ｉｖ）フェアリングに回転可能に取り付けられ、各テーパ状の後縁をもつ各
   翼に取り付けられた傾斜された尾翼をもつ一対のＲＳＣ翼であって、各ＲＳＣ翼
   が制御補助翼をもち、各尾部がＲＳＣ方向舵をもち、 ｖ）ＲＳＣノーズ着陸装置、一対のＲＳＣ主着陸装置および複数の機軸ロー
   ラであって、機軸ローラがペイロードレール上にあるようにＲＳＣ翼が折り畳ま
   れているとき露出され、 ｖｉ）複数のＲＳＣ姿勢制御スラスタと、誘導、航行および制御設備と、複
   数の主動力ユニットとを含む姿勢制御設備システムと、 ｖｉｉ）回転可能なノーズとペイロードインタフェース設備に取り付けられ
   たペイロードアダプタをもつペイロードマウントとを備える再利用型宇宙機とを
   具備する請求項１に記載の航空宇宙機。
3. 【請求項３】 再利用型軌道遷移機（ＲＯＣ）が再利用型宇宙機にペイロー
   ドとして取り付けられる航空宇宙機であって、前記再利用型軌道遷移機が、 ａ）ＲＯＣ液化水素タンクと、ＲＯＣ液化酸素タンクを取り付け、複数のＲＯ
   Ｃ推進剤圧力ヘリウムタンクをもつ軌道ロケットエンジンと、 ｉｉ）ＲＯＣ設備部分と、ＲＯＣ主本体と、ＲＯＣ後部設備部分と、ＲＯＣ
   エンジンカウルフェアリングをもつＲＯＣ尾翼端部と、管状トラスと、開閉可能
   なクラムシェルノーズをもつＲＯＳノーズインタフェースフェアリンウと、 ｉｉｉ）ＲＯＣ主本体のほぼ中間点からＲＯＣ尾翼端部のＲＯＣエンジンノ
   ズル再突入シールドまでＲＯＣフェアリングをもつＲＯＣ下部裏面にあるＲＯＣ
   主本体と、 ｉｖ）ＲＯＣフェアリングに回転可能に取り付けられ、テーパ状の各ＲＯＣ
   翼とＲＯＣ尾翼後縁をもつ各ＲＯＣ翼に取り付けられたＲＯＣの傾斜された尾翼
   をもつ一対のＲＯＣ翼であって、各ＲＯＣ翼がＲＯＣ制御補助翼をもち、各ＲＯ
   Ｃ尾部がＲＯＣ方向舵をもち、 ｖ）ＲＯＣノーズ着陸装置と、一対のＲＯＣ主着陸装置と、 ｖｉ）複数のＲＯＣ姿勢制御スラスタと、ＲＯＣ誘導、航行および制御設備
   と、複数のＲＯＣ主動力ユニットとを含むＲＯＣ姿勢制御設備システムと、 ｖｉｉ）ノーズインタフェースフェアリングとクラムシェルノーズ要素開口
   をもつクラムシェルノーズにＲＯＣペイロード取付設備をもつＲＯＣペイロード
   インタフェース設備とを備える請求項１に記載の航空宇宙機。
4. 【請求項４】 第３段要素が、人ペイロード段である請求項２に記載の航空
   宇宙機。
5. 【請求項５】 ペイロードを増やすために使い捨て型の第４段がある請求項
   ３に記載の航空宇宙機。
6. 【請求項６】 ペイロードを増やすために使い捨て型の第３段がある請求項
   ２に記載の航空宇宙機。
7. 【請求項７】 ペイロードを搬送するために、内部に取り付けられた使い捨
   て型の第２段と使い捨て型の第３段がある請求項１に記載の航空宇宙機。
8. 【請求項８】 パイロット用の設備がある請求項１に記載の航空宇宙機。