JP2012513330A - ランチャー用の再利用可能モジュール - Google Patents

Abstract

本発明は、再利用可能モジュール(１４)と、打ち上げ中には再利用可能モジュール(１６)に堅固に固定された消耗部分(１６)とを備える、運行体を宇宙空間へと打ち上げるための推進モジュールに関し、再利用可能モジュール(１４)は、運行体の打ち上げのための推進システム(８)を備え、再利用可能モジュール(１４)と消耗部分(１６)とは、推進モジュールが所定の高度に達したときに分離するよう意図されており、再利用可能モジュール(１４)は、たとえば打ち上げ場所への帰還のための通常飛行の後に、制御された様式で着陸するよう構成されている。

Description

本発明は、クラフトを宇宙空間に送り出すことを意図された推進モジュールの一部を形成するよう意図された再利用可能モジュールに関し、ここでクラフトは、たとえば、通信衛星などのペイロードを宇宙空間に送り出すことを意図されたランチャーである。

アリアンＶロケットは、主低温ステージ(ＥＰＣ)と呼ばれる第１のステージおよび貯蔵可能推進ステージ(ＥＰＳ)と呼ばれる第２のステージからなる中心本体を備えたランチャーの公知の例である。第１のステージは、極低温に冷却された液体酸素および水素を運搬し、そしてこれらの液体は低温エンジンに供給される。最終ステージは、打ち上げられるペイロード、たとえば衛星を支持する。このロケットはまた、中心本体の両側に、離陸のために使用される２基の固体ロケットブースターステージ(ＥＡＰ)を備える。低温エンジンは、離陸前に始動させられ、そして第１および第２のステージの分離まで稼働する。

メタンベース推進手段あるいは固形燃料推進手段を利用するランチャーもまた存在する。

こうしたランチャー、特に、こうしたランチャーの第１ステージは、完全に消耗品であり、すなわちそれを再利用する試みはなされていない。

ランチャーの開発および製造には莫大なコストを要する。さらに、そうした開発は極めて長期に及ぶ。

それゆえ、その第１のステージが再利用可能である(すなわち第２のステージから分離された後、それが損傷を伴わずに地球に帰還できる)ランチャーを設計することが試みられた。そうしたランチャーは、特許文献１に開示されている。第１のステージを形成するランチャー本体の一部は、下側推進部分、燃料および燃焼タンクから形成された中間部分、そして地球へ第１のステージアセンブリを帰還させることを意図された上側部分からなる。このために、第１のステージは、地球への帰還を可能としかつそれが着陸することを可能とすることができる一組の手段を備える。第１のステージは、ランチャーが打ち上げられるとき、第１のステージに沿って折り畳まれかつ第１のステージの地球への帰還のために広がるように意図されたエアフォイルと、着陸ギアと、制御システムと、帰還飛行のための、そして着陸動作のための空気吸入エンジンとを備える。

このランチャーは、それが第１のステージ全体の完全な回収を可能とするという利点を有する。

だが、そうした構造は、いくつかの欠点を有する。まず、第２のステージからの分離の時に、中間部分のタンクは空である。したがって、それは非常に小さな質量の非常に大きな容積の典型である。第１のステージの平均密度は結果的に低く、これが、第１のステージの回収を極めて困難にする。さらに、特にタンクの領域において、ランチャーのケースに比例した大きな翼面の使用が必要となる(これは概して完全にフレキシブルである)。取り付け領域は、したがって補強する必要がある。この翼面の、そして補強材の付加は、推進させる必要がある追加的質量をもたらし、それゆえ、タンクのサイズの増大を、したがってランチャーのコストのかなりの増大を伴う。結果として、第１のステージ全体を回収することによって得られる利益は、この回収を可能とするためになされる改変で、部分的に損なわれる。さらに、このタイプのランチャーは、公知のランチャーとは著しく相違する。

米国特許第6,454,216号明細書

したがって、本発明の目的は、その製造および運行コストが現在のランチャーのコストに比べて低廉なものであるランチャーを提供することである。

上記目的は、少なくとも一つのステージを具備してなるランチャーによって達成されるが、ここで、当該ステージは二つの部分、ロケットエンジン、航空電子装置、推進ベイ、そしてタンク加圧システムならびに独立した空気吸入飛行用手段(エアフォイル、空気吸入エンジンおよびその燃料)を含む第１の部分と、タンクによって形成された第２の部分とに分割されており、両部分は打ち上げ後に分離させることができ、第１の部分は新しいランチャーにおいて再利用するために、損傷を伴わずに地球へのその帰還を可能とするための手段を含む。第１の部分は当該ステージの下側部分を形成する。

すなわち、目的は、高いコストがかかる要素を再利用することであり、このために、それを一般的な滑走路上に着陸ことを可能とするエアフォイルおよび航空機エンジンを備えた分離可能なモジュールが製造される。タンクを回収しないことで、その増大した密度によって、回収部分をさらに容易に回収できるようになる。

テールユニットの存在と関連付けられた回収部分の下側ポジションはまた、上昇段階の間、ランチャー自体に、より高い安定性を付与する。

有利なことに、ランチャーのテールユニットの一部は、地球への帰還のための翼面として使用されるよう設計され、これによって、ランチャーの質量を増大させることなく、翼の取り付けの問題が排除される。

本発明の対象事項は、それゆえ、主として、少なくとも一つのステージを具備してなる、クラフトを宇宙空間へと打ち上げることを意図された推進モジュール用の回収可能モジュールであり、ここで、当該回収可能モジュールは、打ち上げ時に、回収されない部分に固定され、回収可能モジュールは、クラフトの打ち上げのために意図された推進システムと、推進システムの指令および制御のためのシステムと、亜音速飛行推進エンジンと、亜音速飛行のためのエアフォイルと、着陸ギアと、制動パラシュートとを有し、回収可能モジュールは、ステージの下側ポジションに設置されることを意図されており、非回収部分は、推進システムに供給を行うための少なくとも一つのタンクを有し、回収可能モジュールおよび非回収部分は、推進モジュールが所定の高度に達した時点で分離させられるよう意図されており、かつ、回収可能モジュールは、たとえば打ち上げ場所への帰還のための惰性飛行の後に、制御された様式で着陸できるようになっている。

特に有利な様態では、エアフォイルは上記クラフトのテールユニットの少なくとも一部から形成される。テールユニットは少なくとも二つのフィンを備える。たとえば、それは三つのそうしたものを有し、そのうちの二つが、エアフォイルを形成するために変更可能な形状のものである。

二つの変更可能なフィンのそれぞれは、たとえば、モジュールのケースに対して固定された第１の部分と、この第１の部分上で可動であるように設けられた第２の部分とを備え、ここで、第１の部分に対する第２の部分の変位は、たとえば、少なくとも一つの電動モーターあるいは油圧モーターによって実現される。

回収可能モジュールはまた、有利なことには、この回収可能モジュールの軸線と共有された軸線を有する中央チャネルを備え、亜音速飛行推進エンジンは、キャニスターと呼ばれるユニット内に封入された制動パラシュートと共に、この中央チャネル内に設置され、かつ、このキャニスターは、亜音速飛行推進エンジンの後部において排気ダクト内に設置される。

空気吸入エンジンタイプの亜音速飛行推進エンジンの場合、その燃料は、テールユニットを形成するフィン内に配置されたタンク内に貯蔵することができる。

有利なことに、大気圏再突入の初期段階の間、超音速造波抵抗を増大させるために、そして回収可能モジュールの減速に寄与するために、回収可能モジュールはブラントノーズを有する。

超音速飛行段階の間、回収可能モジュールは、ベースの抵抗を変化させるための手段、たとえば拡張可能なコーンタイプの手段を備えることができる。

回収可能モジュールは、軌道面に対してモジュールの姿勢を変化させるための姿勢制御システムを備えることができ、ここで当該システムは、たとえば、ラダーユニットを形成するテールユニットのフィンの端部に設置される。

本発明の対象事項はまた、本発明に基づく回収可能モジュールを備えた少なくとも一つのステージと、推進システムに供給を行うための少なくとも一つのタンクを備える、回収されないことを意図された部分とを備えた、宇宙空間にクラフトを打ち上げることを意図された推進モジュールである。

本発明の対象事項はまた、本発明に基づく推進モジュールを備えたランチャータイプのクラフトであって、これは、少なくとも二つのステージ、推進モジュールによって形成されたステージおよびペイロードを支持するステージを備え、これら二つのステージは分離可能であって、かつ、ランチャーは微小ランチャータイプから超重量ランチャータイプまでの多岐にわたり得る。

さらに、推進モジュールは、ランチャーの下側ステージから、あるいは上側ステージの一つから形成できる。

本発明の対象事項はまた、本発明に基づく回収可能モジュールの回収のための方法であり、当該方法は、以下のステップ、
ａ)回収可能モジュールと非回収部分との分離、
ｂ)回収可能モジュールの自由落下、
ｃ)回収可能モジュールの速度が亜音速となった時点での制動パラシュートの展開、
ｄ)亜音速飛行推進エンジンの始動およびエアフォイルの位置調整、
ｅ)パラシュートの投下、
ｆ)可能な再加速の後の、フレアの起動、
ｇ)帰還惰性飛行、および
ｈ)着陸
を具備してなる。

有利なことを言うと、ステップｃ)は、亜音速パラシュートの展開に適したマッハ速度で、たとえばマッハ０.８５付近で実施される。

ステップａ)の間、回収可能モジュールの、そして非回収部分の分離は、軌道面に対して概ね直交する方向に実施できる。

ステップｄ)は、有利なことには、エアフォイルの形状の変更を容易なものとするために、そして推進エンジンを始動させるのに必要な時間を得るために、４００Ｐａのオーダーの低い動圧にて実施される。

本発明は、以下の詳細な説明ならびに図面から、より良く理解されるであろう。

本発明に基づくツインステージランチャーの斜視図である。 二つの異なる角度から見た図１のランチャーの破断図である。 図２の長手方向断面図である。 図３のランチャーの背面図である。 本発明に基づく再利用可能モジュールの破断斜視図である。 図５のモジュールの側面図である。 図５のモジュールの背後から見た図である。 図５のモジュールの飛翔経路の概略図であり、第１および第２のステージの分離のポイントに対して進んだ、地面に対してメートルで測定した距離Ｄの関数としてメートルでのモジュールの高さＺを示している。 図５のモジュールの飛翔経路の概略図であり、第１および第２のステージの分離のポイントに対して進んだ、地面に対してメートルで測定した距離Ｄの関数としてメートルでのモジュールの高さＺを示している。 地球へのその帰還の間に採用される、さまざまな形態で図５のモジュールを示す図である。 地球へのその帰還の間に採用される、さまざまな形態で図５のモジュールを示す図である。 地球へのその帰還の間に採用される、さまざまな形態で図５のモジュールを示す図である。 地球へのその帰還の間に採用される、さまざまな形態で図５のモジュールを示す図である。 地球へのその帰還の間に採用される、さまざまな形態で図５のモジュールを示す図である。 地球へのその帰還の間に採用される、さまざまな形態で図５のモジュールを示す図である。 地球へのその帰還の間に採用される、さまざまな形態で図５のモジュールを示す図である。 地球へのその帰還の間に採用される、さまざまな形態で図５のモジュールを示す図である。 地球へのその帰還の間に採用される、さまざまな形態で図５のモジュールを示す図である。

以下、本発明を説明するためにツーステージタイプのランチャーについて詳しく言及するが、やがて分かるように、本発明が、このタイプのランチャーに限定されないことは明らかである。

図１ないし図４は、たとえば、軌道に通信衛星を配置するべく意図された、本発明に基づくランチャーを示している。

ランチャー２は、第１のステージ４と、第２のステージ６と、カウル９とを備える。

第１のステージ４は、ランチャーの推進のために意図された要素を備えるが、これについては以下で説明する。

第２のステージ６は、特に、ペイロード、たとえば軌道に設置される衛星を支持する。

第１のステージは、その下側端部に、ランチャーが離陸することを可能とする推進アセンブリ８を備える。図示する実施例では、この推進アセンブリは、四つの低温エンジンおよび全エンジンの制御リソースからなる。

ランチャーはまた、第１のステージの外周の下側部分の領域にテールユニット１０を備える。このテールユニット１０は、上昇段階の間、ランチャーの空力的安定性に貢献する。図示する実施例では、テールユニットは、第１のステージの周囲に均一に割り当てられた三つのフィンからなる。

第１のステージ４はまた、リフトオフ(離昇)時に、推進システム８に供給を行うために必要な物質のタンク１２,１３を備える。これは、低温エンジンの場合には、液体酸素タンク１２および液体水素タンク１３である。

本発明によれば、第１のステージ４は、ランチャーにおいて再利用されることを意図された第１の部分１４、および、非回収部分と呼ばれる、失われることを意図された第２の部分１６へと分けられる。第１の部分１４はまたモジュールとも呼ばれる。

モジュール１４は高コストの要素を備え、その再利用は非常に有益である。これは、特に、ランチャーの推進アセンブリ８、推進ベイ、加圧システム、航空電子装置ならびに電力発生手段からなる。

タンクあるいはタンク群を含む非回収部分１６は、新たな飛行のために供給されるべき部品のコストを低減するために、いくつかの高コストの複雑な部品を含まないように製造される。この部品は消耗品であるので、その構造は、効率的かつ安全な様式で推進システムに供給を行うために厳格に必要とされる要素まで軽減される。

本発明によれば、モジュール１４は高い密度を有する。というのは、それは、打ち上げ後にタンクによって形成される空の容積を含まないからである。

本発明によれば、モジュール１４は、それが地球へのその帰還を保証するようなものである。図９Ａないし９Ｉでは、地球への帰還の異なる段階にあるモジュールを認識できる。

図示する実施形態では、モジュール１４は、第１のステージ４の下側端部の領域に組み込まれる。実際に、モジュール１４は、実質的なフィン安定化表面を有するので、そしてそれは低いポジションに存在するので、それは空力中心を後方に移動させる効果を、したがってランチャーの大気圏上昇段階での静安定余裕を増大させる効果を発揮する。

この場合、酸素が充填されたタンク(これは離陸の際に最も重い要素である)を低い位置に置くことが可能である。これによる効果は、酸素タンクが低温エンジンの近くに位置するようになることであるが、静安定余裕はランチャーに高い安定性を付与するのに十分なままである。酸素タンク１２を低温エンジンの近くに位置させることで、第１のステージの供給ラインの長さを低減することが可能となり、質量、容積、そしてそれゆえ第１のステージのコストの低減につながる。

以下で詳しく説明する本発明の特に有利な実施形態によれば、テールユニットの一部は地球への帰還のためのエアフォイルとして再利用される。これは、特に、モジュール１４の、すなわちランチャーのテールユニットの領域における低いポジションによって可能となっている。実際、回収可能モジュールの重心はランチャーのテールユニットの領域に配置され、この結果、テールユニット、あるいはその少なくとも一部は、亜音速飛行段階の間、モジュールの空力的揚力作用を実現するために利用できる。

ここでモジュール１４について詳しく、そして特にそれを地球へと帰還させるのに使用される手段について説明する。

図５ないし７において、フレアを開始する準備が完了した形態にある回収可能なモジュールを認識することができ、そして、ここで、テールユニット１０は、空力的揚力を生み出すために、この形態を有する。

モジュール１４は、第１のステージ４のケースの一部を形成するケース１８と、このケース１８に対して取り付けられた互いに１２０°の間隔で配置されたテールユニット１０の三つのフィン１９ａ,１９ｂおよび１９ｃとを備える。

モジュール１４は、初期の大気圏再突入段階の間、増大する超音速造波抵抗によって制動を促進するブラント形状のノーズ２１を備える。この形状は、亜音速抵抗を著しく損なうことなく、最大長手方向荷重係数(減速度)および大気圏への再突入時の最大動圧を低減する。

モジュール１４はまた、ランチャーの推進システム、エンジン２０、たとえば帰還惰性飛行の間にモジュールを推進することを意図された、空気吸入タイプの航空機用エンジン、エンジン２０に供給を行うための、(図９Ａから分かるように)たとえばテールユニットのフィン内に配置された、ケロシンタイプの、燃料のタンク２０.１を備える。

モジュール１４はまた、キャニスター２３内に封入された制動パラシュート２２を備える。

図示する実施例では、そして有利なことには、モジュール１４は、筒状ハウジング２４を、すなわちこのモジュールの長手方向軸線Ｘに沿って設置され、かつ、モジュールのノーズ２１内に、そしてモジュールのベース内に現れる排気ダクトを備える。この中央ハウジングは、上流側モジュール２０、およびパラシュート２２を備えた下流側キャニスター２３を収容する。排気ダクト２４は、本体の外部で設計できる。すなわちそれは、たとえば、本体の周囲に対称的に割り当てられた複数のチャネルから形成されるであろう。

ノーズ２１内に現れる筒状ハウジング２４の端部は、タブ２５によって閉塞される。このタブは、エンジン２０が空気の供給を受けることができるように可動式である。

モジュール１４がランチャーの第１のステージの下側部分を形成するとき、モジュールのパイプ２６は、モジュール１４の低温エンジン８に対して非回収部分１６のタンクを接続するために、非回収部分のパイプ(図示せず)に接続される。モジュール１４が非回収部分から分離するとき、これらのパイプ２６は、それらが非回収部分のパイプと接続される領域のバルブ２８によって閉塞される。

モジュール１４はまた着陸装置３０を備える。モジュールは非常に短いので、大きな高さの着陸装置を有する必要はない。それゆえ固定式の着陸装置(これはランチャーの表面から常時突出している)が有利なことに使用可能である。したがって、これは、非常にシンプルでかつ非常に頑丈な構造のものであってもよい。格納可能な着陸装置を備えたモジュールが本発明の範囲を超えないことは明らかである。

着陸装置３０は三つのホイール３２ａ,３２ｂ,３２ｃからなる。ホイール３２ａは、モジュールのケースに対して取り付けられ、そしてホイール３２ｂおよび３２ｃは、フィン１９ｂおよび１９ｃに対して取り付けられる。

モジュール１４は、当該モジュールの姿勢を変更するよう意図された姿勢制御システム(図示せず)を備える。有利なことには、この姿勢制御システムは、垂直スタビライザーを形成しているフィン１９ａの端部に配置され、そして、このフィンはエアフォイルの一部を形成することを意図されていない。このポジションは、大きな、てこ比を得ることを、したがってモジュールの姿勢制御を容易にすることを可能とする。こうした姿勢制御システムを、別のフィンに、あるいはモジュールの本体に設置できることは明らかである。こうした姿勢制御システムの構造は、当業者には公知である。

本発明の特に有利な実施形態によれば、テールユニット１０の三つのフィンのうちの二つ１９ｂ,１９ｃは、低速フレア、惰性帰還および着陸段階の間、モジュールの地球への帰還を可能とするよう意図されたエアフォイルを形成できるように構成される。これを実現するために、その形状は変更可能であるように設計され、かつ、モジュールを支持するために亜音速飛行中の揚力形状へとランチャーの打ち上げのための概ね平坦な形状から変化することができる。フィン１９ｂ,１９ｃは、それらを、ランチャー安定化フィンからモジュール１４のエアフォイルへと変形させることを可能とする、二つの連結部分１９ｂ１,１９ｂ２および１９ｃ１,１９ｃ２から形成される。

第１の部分１９ｂ１,１９ｃは、第１のステージのケースに対して直に取り付けられた第１の近位端部と、第１の端部によって連結された第２の端部(これに対しては二つの部分１９ｂ２,１９ｃ２が組み付けられる)とを備える。フィンの形態の変化、さらに詳しくは、第１の部分１９ｂ１,１９ｃ１に対する二つの部分１９ｂ２,１９ｃ２の向きの変更は、シンプルな、低出力の電動あるいは油圧モーターによって実現できる。実際、以下で明らかとなるように、フィンの変化の段階は低い動圧にて実施される。したがって、それらは非回収部分の変位の間、ストレスを受けず、そして、それゆえ、そうした変位のために必要な出力が大きなものであることは要求されない。

モジュール１４は、フランジなどの公知のタイプの手段によって非回収部分１６に固定される。

モジュール１４は、高い内在的受動安定性を有し、すなわち、極超音速飛行とマッハ０.８との間で、モジュール１４は、自動的に、落下の方向に関してそのノーズが前方を向くように姿勢が調整される。したがって、モジュールと非回収部分とが非従来様式で分離した場合、モジュールは、この再姿勢調整を実現するための特別な手段を要さずに、自動的にかつ自然に、その安定ポジションを取り戻す。

以下、図８Ａおよび８Ｂならびに図９Ａないし９Ｉを用いて、本発明に基づくモジュールの飛行のさまざまな段階について説明する。

その初期の形態では、ランチャーは第１のステージ４からなり、かつ、第２のステージ６はペイロードおよびノーズコーンを含む。第１のステージ４はモジュール１４および満杯のタンクからなる。テールユニットのフィン１９ｂおよび１９ｃは平坦であり、すなわち、第１のもの１９ｂ１,１９ｃ１および第２のもの１９ｂ２,１９ｃ２は、概して、それぞれ同じ平面内に存在する。

モジュール１４を備えたランチャーは、低温エンジンによって推進させられて、垂直に離陸するが、このエンジンは、非回収部分に含まれるタンクによって供給を受ける。

およそ５０ｋｍの高度において、第１のステージ４は第２のステージ６から切り離されるが、速度は約マッハ５である。このポイント以降は、モジュール１４は、図８Ａに大まかに示す軌道のステップIIに対応して、タンクに対してのみ取り付けられる。

第２のステージからの分離の後、第１のステージ４は、それが地球の大気圏を離れるまで、軌道を外れた弾道経路を進み続ける(段階III)。

このポイントにおいて、モジュール１４は非回収部分１６から分離させられるが、動圧は、この時、２０Ｐａのオーダーの極めて低いものである(段階IV)。

モジュールと非回収部分との分離は、有利なことには、モジュール１４と非回収部分１６との間の十分な区別を実現するために、経路平面Ｐ(これは図８Ａの紙面によって形成される)と直交する方向に行える。それを行うために、分離前に、第１のステージは、フィン１９ａの端部に組み込まれた姿勢制御システムを用いて、その長手方向軸線が経路の面Ｐと概ね直交するように整列させられる。第１のステージ６が正確に整列させられたとき、公知の手段によって、たとえば、第１および第２のステージの分離のために使用されるものと類似の手段によって、モジュール１４と非回収部分１６との分離が引き起こされる(図９Ａ)。モジュール１４は、非回収部分１６のそれよりも非常に大きな密度を有するので、それは、より速く、そしてより遠くへ落下する。さらに、先に述べたとおり、その内在的安定性によって、モジュールは、図９Ｃから分かるように、そのノーズが下方を向くように、自動的に整列させられる。

この後、モジュール１４は弾道経路に従って落下する。ポイントＶにおいて、モジュール１４は、それがマッハ０.８５付近の亜音速に達するまで、迎え角ゼロでかつ横滑り角ゼロで弾道大気圏再突入を行う。この速度に対応する高度は約１０ｋｍであり、経路のポイント６に対応する。この速度は依然として第１のステージのカルミネーション(culmination)の異なる条件およびモジュール１４の弾道係数の異なる値のために概ね１０ｋｍの高度に対応することを示すことができる。

ポイント(VI)において(図８Ｂ)、したがって、約１０ｋｍの高度において、制動パラシュートが、たとえば炸薬によって展開される(図９Ｄ)。キャニスター２３は中央ハウジングから放出され、制動パラシュート２２は展開させられる。モジュールの速度は低下し、そしてモジュールは安定化する。モジュールは、続いて、垂直経路をたどり、そしてモジュールの速度は５０ｍ／ｓ未満である。

上記ケースは、ケーブルによって、モジュールに対して取り付けられる。

モジュール１４は、制動パラシュートによってその降下状態を継続する(段階VII)。本発明によれば、この段階の間に、エンジン２０を始動させるための、そして亜音速飛行翼と類似の様式でそれらを位置決めすることによってエアフォイルを形成するためにフィン１９ｂ,１９ｃの形態の変化のための両方の許可が与えられる。制動段階が始まる高い高度(約１０ｋｍ)の結果として、この段階は十分に長く、たとえばそれは約１２０秒継続する。したがって、モジュールは、両操作を行うのに十分な時間を有する。

図９Ｅにおいては、テールユニットのフィンの形態の変化を認識できる。

制動パラシュートが展開された際のフィン１９ｂおよび１９ｃの形態の変化は、それはフィンの空力表面を曲げ応力にさらさないという利点を有する。実際、パラシュート２２による制動の結果として、フィンの両部分１９ｂ２,１９ｃ２の動作は、４００Ｐａのオーダーの、極めて低い動圧にて生じる。さらに、先に述べたとおり、形態の変化は、シンプルな低出力電動モーターによって実現できる。

エンジン２０として標準的な航空機エンジンを用いることで、始動時間は約２分となるが、これは、パラシュート制動段階の継続時間と一致することに留意されたい。

上記モジュールが全翼機(flying wing)の形状を有し、かつ、エンジン２０が作動させられた場合、制動パラシュート２２は、そのキャニスター２３と共に投下され(図９Ｆ)、高度は約６５００ｍ(ポイントVIII)である。モジュールは、その後、速度を回復する。

それが約１００ｍ／ｓの速度に達したとき、モジュールはポイントIXとポイントＸとの間で低速フレアを行う(図９Ｇ)。これは約１２秒間継続し、そして水平飛行段階で終了する。

ポイントＸからが帰還惰性飛行段階であり、それは、マッハ０.３のオーダーの亜音速にて、そして５０００ｍのオーダーの高度にて始まる。

この惰性飛行段階は、一般的な着陸滑走路上への着陸によって終了するが、これは、有利なことには、ランチャーの打ち上げパッドから遠く離れてはいない(図９Ｉ)。

モジュールの飛行は、完全に独立したものであっても、あるいは遠隔操縦されてもよい。

本発明に基づくモジュール１４は、ランチャーの値の８０％超を、そして第１のステージの慣性質量の概ね６０％を占める。ランチャーの全体コストに対する本モジュールによって示されるパーセンテージは、推進システムのエンジンの数に依存することは明らかである。したがってモジュール１４を再利用することで、新しいランチャーの製造コストを、かなりの程度低減できる。

さらに、モジュール１４の開発コストは、完全に再利用可能な第１のステージの開発のコストに比べて著しく、概ね３５％だけ、低減される。

モジュール１４が帰還してから、ランチャーのエンジンが１０回(概ね２０００秒の総耐用期間に対応する)再利用されると仮定すると、本発明に基づく第１のステージの平均反復コストは(１００回の飛行のモジュールの総耐用期間を考慮すれば)、同等の使い捨てステージのコストの２５％と評価される。

再利用の回数を最大化するために、極めて丈夫な推進エンジンを製造する試みがなされるのが有利である。

したがって、本発明によって製造および運用コストのかなりの低減が可能になることは明らかである。

本発明によれば、揚力空力作用は、フレアのための亜音速段階および惰性飛行ならびに着陸段階の間にのみ生じる。本発明は、それゆえ、全翼機の分野において公知でかつ試験済の技術を利用できるという利点を有する。コストおよび開発時間はそれゆえ低減される。

有利なことには、約３０°の矢形フィンを選択できる。このタイプの矢を選択することによって、飛行は、極超音速、超音速および遷音速モードでは迎え角ゼロおよび横滑り角ゼロで、そして亜音速モードでは揚力飛行のための小さな迎え角で安定するように、亜音速および極超音速空力的中心のポジションが実現される。

本発明によって、モジュール１４は高いスペース密度を有する。なぜなら、それは空のタンクを持たないからであり、これは、その地球への帰還の際のそのハンドリングおよびその回収シナリオを容易なものとする。

ノーズのブラント形状によって造波抵抗を最大化することが可能となる。厚い断面を備えたテールユニットフィン(これは亜音速飛行に適したものである)はまた、超音速飛行造波抵抗を増大させるのを助けることに留意されたい。

上記のフィンの形状は決して限定でないことは明らかであり、そして、たとえば、二つ以上の部分からフィン１９ｂ,１９ｃを製造することも考えられる。弾道再突入および帰還惰性飛行の要求を満たすために、フィン１９ａ,１９ｃおよび／または１９ｃの端部に、ウィングレット、周縁垂直フィンを付加することも考えられる。こうしたウィングレットは折り畳み式であっても、非折り畳み式であってもよい。

モジュールの長手方向軸線を共有するダクト内へエンジン２０を設置したことで、高温空気がベースに供給されるが、その効果はベース抵抗を、したがって全体抵抗を低減することである。

モジュールの全体抵抗は、帰還亜音速惰性飛行の間、モジュールのベース抵抗を最適化することによって、依然としてさらに最適化することが可能であるが、この抵抗が亜音速全体抵抗に対する重要な貢献をもたらすことに留意されたい。これを実現するために、変更可能な形状の後部コーン、たとえばパラシュート制動段階２２の間、拡張させられるものが付加されてもよい。

パラシュートおよび亜音速上昇段階は、モジュールの性能特性を調整するために多くの自由度を有する。制動パラシュートのサイズは変更可能であり、フレアの初期速度は変更可能であり、横向き荷重ファクターはフレアの間、変更可能であり、そして着陸滑走路の範囲でのモジュールの帰還惰性飛行高度もまた変更可能である。

本発明に基づく再利用可能モジュール１４は、微小ランチャーから超重量ランチャータイプまで、全てのサイズのランチャーのために利用可能である。このモジュールは、さまざまな推進モジュール、さまざまな運行体サイズおよびさまざまなミッションタイプに容易に適応できる。

本発明に基づくモジュールを、ツーステージランチャーの場合に関して説明してきたが、それはまた、飛行試験用のデモンストレータあるいは飛行試験ベンチを形成するために単一のステージを備えた運行体に、または、モジュールが下側ステージ内にあるいは上側ステージの一方内に配置されている少なくとも二つのステージを備えたランチャーにも適用可能である。

２ ランチャー
４ 第１のステージ
６ 第２のステージ
８ 推進システム
９ カウル
１０ テールユニット
１２,１３ タンク
１４ 第１の部分(モジュール)
１６ 第２の部分(非回収部分)
１８ ケース
１９ａ,１９ｂ,１９ｃ フィン
２０ エンジン
２１ ノーズ
２２ 制動パラシュート
２３ キャニスター
２４ 排気ダクト
２５ タブ
２６ パイプ
２８ バルブ
３０ 着陸装置
３２ａ,３２ｂ,３２ｃ ホイール

Claims (15)

1. 少なくとも一つのステージを具備してなる、クラフトを宇宙空間へと打ち上げることを意図された推進モジュール用の回収可能モジュールであって、前記回収可能モジュールは、打ち上げ時に、回収されない部分(１６)に固定され、前記回収可能モジュール(１４)は、前記クラフトの打ち上げのために意図された推進システム(８)と、前記推進システムの指令および制御のためのシステムと、亜音速飛行推進エンジン(２０)と、亜音速飛行のためのエアフォイルと、着陸ギア(３０)と、制動パラシュート(２２)と、を有し、前記回収可能モジュール(１４)は、前記ステージの下側ポジションに設置されることを意図されており、前記非回収部分(１６)は、前記推進システム(８)に供給を行うための少なくとも一つのタンク(１２,１３)を有し、前記回収可能モジュール(１４)および前記非回収部分(１６)は、前記推進モジュールが所定の高度に達した時点で分離させられるように意図されており、かつ、前記回収可能モジュール(１４)は、たとえば打ち上げ場所への帰還のための惰性飛行の後に、制御された様式で着陸できるようになっていることを特徴とする回収可能モジュール。
2. 前記エアフォイルは、前記クラフトの前記テールユニット(１０)の少なくとも一部から形成されることを特徴とする請求項１に記載の回収可能モジュール。
3. 前記テールユニット(１０)は、少なくとも二つのフィン(１９ａ,１９ｂ,１９ｃ)を備えることを特徴とする請求項２に記載の回収可能モジュール。
4. 少なくとも三つのフィン(１９ａ,１９ｂ,１９ｃ)を具備してなり、その少なくとも二つ(１９ｂ,１９ｃ)は、エアフォイルを形成するために変更可能な形状を有することを特徴とする請求項３に記載の回収可能モジュール。
5. 前記二つの変更可能なフィン(１９ｂ,１９ｃ)のそれぞれは、前記モジュールの前記ケースに対して取り付けられた第１の部分(１９ｂ１,１９ｃ１)と、前記第１の部分(１９ｂ１,１９ｃ１)上で動作可能であるように設けられた第２の部分(１９ｂ２,１９ｃ２)と、を有し、かつ、前記第１の部分(１９ｂ１,１９ｃ１)に対する前記第２の部分(１９ｂ２,１９ｃ２)の移動は、たとえば、少なくとも一つの電動あるいは油圧モーターによって得られるようになっていることを特徴とする請求項３または請求項４に記載の回収可能モジュール。
6. 前記回収可能モジュールの前記軸線と共有された軸線を有する中央チャネル(２４)を具備してなり、前記亜音速飛行推進エンジン(２０)は、キャニスター(２５)内に封入された制動パラシュートと共に、前記中央チャネル(２４)内に設けられており、かつ、前記キャニスター(２５)は、前記亜音速飛行推進エンジン(２０)の前記エンジンの後方において前記排気ダクト内に設けられていることを特徴とする請求項１ないし請求項５のいずれか１項に記載の回収可能モジュール。
7. 前記亜音速飛行推進エンジン(２０)は、前記テールユニットの前記フィン内に設けられたタンクによって燃料が供給される空気吸入エンジンであることを特徴とする請求項１ないし請求項６のいずれか１項に記載の回収可能モジュール。
8. 前記回収可能モジュールはブラントノーズを有することを特徴とする請求項１ないし請求項７のいずれか１項に記載の回収可能モジュール。
9. 宇宙空間にクラフトを打ち上げることを意図された推進モジュールであって、請求項１ないし請求項８のいずれか１項に記載の回収可能モジュールを具備してなる少なくとも一つのステージと、前記推進システム(８)に供給を行うための少なくとも一つのタンク(１２,１３)を具備してなる回収されないことを意図された部分と、を具備してなることを特徴とする推進モジュール。
10. 請求項１ないし請求項９のいずれか１項に記載の推進モジュールを備えたランチャータイプのクラフトであって、少なくとも二つのステージ、前記推進モジュールによって形成された一つのステージおよびペイロードを支持するステージ、を具備してなり、前記二つのステージは分離可能であることを特徴とするクラフト。
11. 前記ランチャーは、微小ランチャーから超重量ランチャータイプまでの多岐にわたり得ることを特徴とする請求項１ないし請求項１０のいずれか１項に記載のランチャー。
12. 前記推進モジュールは、前記ランチャーの下部ステージを、あるいは前記上部ステージの一つを形成することを特徴とする請求項１１に記載のランチャー。
13. 請求項１ないし請求項８のいずれか１項に記載の回収可能モジュールの回収方法であって、
    ａ)回収可能モジュールと非回収部分とを分離させるステップと、
    ｂ)前記回収可能モジュールを自由落下させるステップと、
    ｃ)前記回収可能モジュールの速度が亜音速になったとき、前記制動パラシュートを展開させるステップと、
    ｄ)前記亜音速飛行推進エンジンを始動させ、かつ、前記パラシュート段階の間、前記エアフォイルを位置調整するステップと、
    ｅ)前記パラシュートを投下するステップと、
    ｆ)可能な再加速の後、フレアを始動させるステップと、
    ｇ)帰還惰性飛行するステップと、
    ｈ)着陸ステップと、
    を具備することを特徴とする回収方法。
14. ステップａ)の間、回収可能モジュールの、および非回収部分の分離は、飛翔経路面と概ね直交する方向に生じることを特徴とする請求項１３に記載の方法。
15. ステップｄ)は、前記エアフォイルの形状の変更を容易なものとするために、かつ、前記推進エンジンを始動させるために必要な時間を得るために、４００Ｐａのオーダーの低い動圧にて実施されることを特徴とする請求項１３または請求項１４に記載の方法。

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