JP2013528528A - ランチャー用の簡易型再利用可能モジュール - Google Patents

Abstract

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。前後方向軸線(Ｘ１)を持つ回収可能モジュール(１４)は、中心体と、クラフトを打ち上げるよう意図された推進システム(８)と、この推進システムの指令および制御のためのシステムと、亜音速飛行のための少なくとも一つの推進エンジン(２０)と、亜音速飛行のための揚力面と、着陸ギア(３０)とを備え、揚力面は、中心体に対して固定され、かつ、モジュールの中心体の各側に配置された二つの実質的に平坦な翼(１９ａ１,１９ｂ１)と、各翼(１９ａ１,１９ｂ１)の下流側端部に回転可能に連結状態で設けられたスタビライザー(１９ａ２,１９ｂ２)とを備え、各スタビライザーは、このスタビライザー(１９ａ２,１９ｂ２)に連結状態で設けられた腹面フラップおよび背面フラップの少なくとも一つの対、あるいは動的摩擦をもたらす、その他のフラップを備える。

Description

本発明は、クラフトを宇宙空間に送り込む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なモジュールに関し、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込む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、低温主ステージ(ＣＭＳ)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(ＳＰＳ)と呼ばれる第２のステージからなる中心体を備えたランチャーの公知例である。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、中心体の両側に、離陸のために使用される２基の火薬式加速ステージ(ＰＡＳｓ)を備える。低温エンジンは、離陸の前に始動させられ、そして、第１および第２のステージが分離するまで作動する。

メタン推進器あるいは火薬推進器を利用するランチャーも存在する。

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、完全な消耗品であり、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、極めて長期間に及ぶ。

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のステージからのその分離後、それが損傷を受け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、燃料および燃焼タンクから形成された中間部、そして地球へ第１のステージ全体を帰還させることを意図された上側部からなる。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、ランチャーの打ち上げの間、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構成されるエアフォイル面と、着陸ギアと、制御システムと、帰還飛行を実現するための、そして着陸動作の実施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に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、中間部のタンクは空であり、したがって、非常に小さな質量を持つ非常に大きな容積を呈する。結果的に、第１のステージの平均密度は低く、これが、第１のステージの回収を極めて困難にしている。さらに、特にタンク(これは、概して、あまり剛性が高くない)において、ランチャーのケースに取り付けられる大きな翼ユニットの使用が必要となる。したがって、取り付け領域を補強する必要がある。この翼領域の、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。

国際特許出願PCT/EP2009/067549(未公表)には、ランチャーの尾翼をエアフォイル面として使用する回収可能モジュールが開示されているが、この尾翼は、三つのフィンを備え、その二つは変更可能な形状の翼を形成し、そして、その一つはガイドフィンを形成する。さらに、それは、大気圏に突入したとき、その速度を低下させるためのパラシュートを使用する。このモジュールは完全に満足できるものであるが、その頑丈さおよび信頼性をさらに増大させることが求められている。

米国特許第6,454,216号明細書

したがって本発明の目的は、その運行コストが現在のランチャーのコストに比べて低減され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、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内蔵式空気吸入飛行用手段(エアフォイル面、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、二つの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、高いコストを伴うコンポーネントを再利用するための備えがなされ、そして、このために、既存の滑走路上にそれが着陸することを可能とするエアフォイル面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ので、その増大した密度のために、回収部分が、さらに容易に回収できるようになる。固定フィンおよびスタビライザーを備える支持面は、その具現化および制御を極めて容易にする。

フィンの存在と関連付けられた回収部分の下側ポジションはさらに、上昇段階の間、ランチャーそれ自体に高い安定性を付与する。

特に、上記モジュールは、回転可能に連結されたスタビライザーを、それぞれその下流側端部に備える二つの平坦な翼によって形成された揚力面を備える。したがって、安定化および揚力機能は切り離され、これが、これらの機能のそれぞれの最適化を簡素化する。

有利なことには、ランチャーの尾翼が、地球への帰還のための翼ユニットとして使用される。

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よう構成された推進モジュール用の回収可能モジュールであり、前後方向軸線を持つ回収可能モジュールは、打ち上げの間、非回収部分に対して固定され、回収可能モジュールは、中心体と、クラフトを打ち上げるよう構成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、亜音速飛行時の推進手段と、亜音速飛行のための揚力面と、着陸ギアとを備え、揚力面は、モジュールの中心体の各側に配置された、中心体に対して固定された二つの実質的に平坦な翼と、各翼の下流側端部に回転可能に連結状態で設けられたスタビライザーとを備え、各スタビライザーは、このスタビライザーの中央面の各側に配置されかつモジュールを制動するために互いに分離することが、あるいは単一のフラップのみを形成するように互いに当接状態となることが可能であるように、スタビライザーに連結状態で設けられた下側翼面および上側翼面フラップの少なくとも一つの対と、前後方向安定化手段とを備え、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備え、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構成されており、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に、巡航飛行の後に、制御された様式で着陸できるようになっている。

特に有利な様式では、下側翼面および上側翼面フラップは、それらが唯一つのフラップを形成するとき、前後方向安定化手段を形成する。

有利なことには、揚力面は、当該クラフトの尾翼によって形成される。

好ましい様式では、スタビライザーは、モジュールの前後方向軸線と実質的に平行な軸線を中心として回転可能に連結される。たとえば、回転連結は、シリンドリカル結合あるいはスイベル接続によって具現化される。

モジュールの亜音速推進手段は、いかなるタイプのものであってもよく、たとえば、それは、有酸素あるいは電気式推進手段、ターボプロップエンジン、パルスジェット、熱エンジンあるいは電気式原動機を備えたプロペラの一例であってもよい。プロペラは、中心体に、あるいは翼端部に存在してもよい。

特定の実施例では、本発明に基づく回収可能モジュールは、タービンエンジンタイプの二つの推進エンジンを備えてもよく、各エンジンは翼の付け根に設けられる。

少なくとも一つのターボジェットエンジンを備える、本発明に基づく回収可能モジュールの場合には、モジュールは、有利なことには、エンジンの急速な始動を可能とする、亜音速推進エンジンあるいはエンジン群のスターターに供給を行うための熱バッテリーを備える。

本発明に基づく回収可能モジュールは、有利なことには、ブラントノーズを有する。

本発明の別な対象事項は、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た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。

上記推進モジュールは、側方加速ステージを備えてもよく、少なくとも一つは、本発明に基づく回収可能モジュールからなる。

本発明の別な対象事項はまた、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一つのステージ、およびペイロードを支持する一つのステージを備え、これら二つのステージは分離可能である。

本発明に基づくランチャーは、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。本発明は、中心体、あるいはアリアンＶ型のロケットにおけるように、ブースターとも呼ばれる、この中心体に付加される側方加速ステージに適用可能である。

上記推進モジュールは、好ましくは、ランチャーの下側、あるいは上側ステージの一つを形成する。

本発明の別な対象事項は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って、当該方法は、
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)回収可能モジュールを自由落下させるステップと、
ｃ)大気圏突入の際、所与の速度に達するまで、下側翼面および上側翼面フラップの対を開くステップと、
ｄ)下側翼面および上側翼面フラップの対を閉じ、各対が続いて単一のフラップを形成するステップと、
ｅ)下側翼面および上側翼面フラップを、それらが曲げモーメントを生み出すポジションに置くことによる、供給源の起動のステップと、
ｆ)供給源の端部において、亜音速飛行中に、少なくとも一つの推進エンジンを始動するステップと、
ｇ)巡航帰還飛行のステップと、
ｈ)着陸ステップと、を備える。

有利なことには、着陸は自動であり、好ましくは、滑走路を障害物のない状態としておくために、そして保護区域へと戻るために、それに続いて自動タキシングが実施され、これは、特に、着陸滑走路が空港のそれである場合に有利である。

たとえば、供給源の終了は、約２５００ｍの高度で生じる。

本発明に基づく回収方法は、大気圏突入段階に先立って、スタビライザーの方向を変更するステップを備えてもよい。

ステップａ)の間、回収可能モジュールと非回収部分との分離は、有利なことには、軌道の平面に対して実質的に直交する方向に生じるが、これによって、大気圏へ戻る物体を識別することが可能となる。

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。

本発明に基づくランチャーの一例の破断図である。 打ち上げポジションので図１のランチャーの側面図である。 本発明に基づく再利用可能モジュールの前方側斜視図である。 図３のモジュールの後方側斜視図である。 図３の再利用可能モジュールの破断図である。 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３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３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３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３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３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３のモジュールを示す図である。 図３、図４および図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、地面上でメートルで測定した距離Ｄの関数として、メートルでモジュールの高さＺの変化を示している。

以下では、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、当然ながら、本発明は、このタイプのランチャーには限定されない。

図１および図２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、フェアリング９とを備える。ランチャーは長手方向軸線Ｘを有するが、これに沿って上記ステージが配置されている。長手方向軸線Ｘは、ランチャーの離陸ポジションにおいて鉛直に配置される。

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ユニット８を備える。図示する実施例では、この推進ユニットは、四つの低温エンジンおよび全エンジンの制御手段からなる。

ランチャーはまた、その底部において、第１のステージの外周に尾翼１０を備える。この尾翼１０は、離陸段階の間、ランチャーの空力的安定性に貢献する。尾翼は、第１のステージ外面上で直径方向に対向するように固定された二つのフィンからなる。このフィンについては、以下で詳しく説明する。

第１のステージ４はまた、離陸中に、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。これらは、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と、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とに分割される。第１の部分１４はモジュールとも呼ばれる。

モジュール１４は高コストな要素を備え、その再利用は非常に有益である。それは、特に、ランチャーの推進ユニット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の例である。

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全くあるいは僅かしか含まないように製造される。これ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。

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スペース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実現するようなものである。図６Ａないし図６Ｆ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。

図示する例では、モジュール１４は、第１のステージ４の下側端部に設けられる。これは、モジュール１４は大きなフィン付き面を有しかつ低いポジションにあるので、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が大気圏を上昇する段階での静安定余裕を増大させる効果を発揮するからである。

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の高い安定性を保証するのに十分なままである。酸素タンク１２および低温エンジンを互いに近接されることで、第１のステージの供給ラインの長さが低減され、質量、容量、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。

大気圏への再突入時に安定化面として尾翼を再利用するための、そして続いて、地球への帰還の段階のための揚力を提供するための備えがなされる。これは、特に、モジュール１４の低い、すなわちランチャー尾翼と同じ高さのポジションによって可能となっている。これは、回収可能モジュールの重心がランチャーの尾翼に配置され、この結果、尾翼を、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からである。

ここで、モジュール１４について詳しく、特に地球へのその帰還を保証するために使用される手段について説明する。

図３ないし５において、単独で示された、回収可能なモジュールを認識することができる。

モジュール１４は、離陸段階におけるランチャーの軸線Ｘと同軸の前後方向軸線Ｘ１を有する。それは、第１のステージ４のケーシングの一部を形成するケーシング１８によって形成された中心体と、直径方向に対向するようケーシング１８に対して固定された尾翼１０の二つのフィン１９ａ,１９ｂ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、超音速造波抵抗の増大によって、制動を促進するブラント形状のノーズ２１を備えるが、この形状は、最大前後方向荷重係数(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、帰還飛行の間、モジュールを推進させることを意図された推進手段を備える。

モジュールの亜音速推進手段は、いかなるタイプのものであってもよく、たとえば、その例は、有酸素あるいは電気推進、ターボプロップエンジン、パルスジェット、熱エンジンあるいは電気原動機を持つプロペラである。プロペラは、中心体にあるいは翼端に存在してもよい。

図示する例では、モジュールは、ケーシング１８の各側においてフィンのベースに一体化された二つのターボジェットエンジン２０を備える。

変形例では、モジュールは、このモジュールの前後方向軸線と組み合わされた管路内でエンジンに配置された、ただ一つの推進手段を備えることができる。

モジュール１４が、ランチャーの第１のステージの底部を形成する場合、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)に対して接続される。モジュールが非回収部分から分離するとき、これらのパイプ２６は、非回収部分とのその結合部におけるバルブ２８によって閉鎖される。

モジュール１４はさらに着陸装置３０を備える。モジュールは非常に短いので、非常に高さのある着陸装置を有する必要はない。それゆえ、固定式あるいは半固定式の着陸装置(これはランチャーの表面から常時突出している)が有利なことには使用可能である。したがって、それは、非常にシンプルでかつ非常に頑丈な構造のものとすることができる。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に包含されることは明らかである。

着陸装置３０は三つのホイールからなり、たとえば、一つのホイールはモジュールのケーシングに対して取り付けられ、そして別な二つのホイールはフィン１９ｂおよび１９ｃに対してあるいは中心体に対して取り付けられる。

モジュール１４は、大気圏外段階の間、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。これに限定されるわけではないが、当該システムは、スタビライザーとの接続部に近いフィン１９ａおよび１９ｂの端部に存在する。変形例においては、それらは本体上に配置されてもよい。

ここで、フィン１９ａおよび１９ｂについて説明する。これらは、それに空力的揚力を提供し、それが地上に帰還することを可能とするために、モジュール１４の揚力面を形成する。

本発明によれば、各フィン１９ａおよび１９ｂは、それぞれの翼１９ａ１,１９ｂ１およびそれぞれのスタビライザー１９ａ２,１９ｂ２を備える。

二つのフィンは同一であるので、フィン１９ａについてのみ説明する。

翼１９ａ１は、特に有利なことには、一般的な航空機翼形状を有する。この翼は、したがって、固定された形状を有する。さらに、それは、有利なことには、実質的に一定厚みのものであってもよく、これはその設計を簡素化する。

スタビライザー１９ａ２は、翼１９ａ１の下流側端部に、回転可能な連結状態で設けられる。図示する例では、スタビライザー１９ａ２の回転軸線Ｘ２は、モジュールの軸線Ｘ１と実質的に平行である。スタビライザーの回転の角度は、たとえば、３０°以下であり、あるいは４０°であってもよい。変形例では、たとえば５°ないし１０°の広がりあるいは収束角度だけ、軸線Ｘ１に対して、回転軸線Ｘ２を傾斜させることも可能である。

スタビライザーは帰還飛行を通じて固定されてもよい。

たとえば、スタビライザー１９ａ２と翼１９ａ１との間の連結は、軸線Ｘ２のシリンドリカル接続によって形成され、スタビライザーは、したがって、翼１９ａ１に対して、軸線Ｘ２を中心として回動する。これに代えて、連結はスイベルタイプのものであってもよい。

図示する例では、スタビライザーは、三角形の頂点において、翼に連結された三角形の形状である。当然ながら、スタビライザーは、たとえば正方形、デルタゴシックなどの、その他の形状を有することができる。

さらに、本発明によれば、スタビライザー１９ａ２は、軸線Ｘ２と実質的に直交する軸線Ｙを中心としてスタビライザーに連結して設けられた下側翼面および上側翼面フラップ２２.１,２２.２の少なくとも一つの対２２を備える。下側翼面および上側翼面フラップの対はまた、「クロコダイルフラップ」と呼ばれる。二つの下側翼面および上側翼面フラップ２２.１,２２.２は、二つのフラップが単一のフラップを形成するよう実質的に重なり合った閉ポジションから、二つの下側翼面および上側翼面フラップがスタビライザーの平面の各側で互いに分離した開ポジションへと動作することができる。

下側翼面および上側翼面が、ただ一つのフラップを形成する場合、それらは、前後方向安定性を実現するデプス調整機能を発揮し、そして、それらが分離させられるとき、それらは制動機能を発揮する。

変形例では、制動およびデプス調整機能を分離することができる。たとえば、低減されたサイズの下側翼面および上側翼面フラップがスタビライザーの中心に置かれ、そして、二つのデプス調整フラップが下側翼面および上側翼面フラップの各側に配置されて前後方向安定化に関与する。

図示する例では、スタビライザー１９ａ２,１９ｂ２はそれぞれ、下側翼面および上側翼面フラップ２２の二つの対を備える。

スタビライザーならびに下側翼面および上側翼面フラップの動作は、いかなるタイプの公知の手段によって実現されてもよく、たとえば、空気圧、油圧あるいは電気制御を利用することができる。

離陸の間、スタビラーザーは、翼と整列させられても、あるいは、たとえば９０°のフラップに対する角度だけ回動させられてもよい。

本発明に基づくモジュールの機能を説明する間に言及したように、エンジンあるいはエンジン群２０、たとえばターボジェットエンジンを急速に始動させることが好ましい。この場合、好ましくは、ターボジェットエンジンあるいはエンジン群のパワーシャフトに関して、補助エネルギー源が、たとえば、加速様式でターボジェットエンジンを回転させることができる、高出力電気式スターターに供給を行う熱バッテリーが使用される。スターターのパワーは、ターボジェットエンジンの単一シャフトに伝達される。好ましくは、各飛行の後、熱バッテリーは交換される。

モジュール１４は、非回収部分１６に対して、公知の方式、たとえばフランジによって接続される。

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６Ａないし図６Ｆおよび図７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。

図２に示す、その初期の形態では、ランチャーは、第１のステージ４と、ペイロードを含む第２のステージ６と、フェアリングとからなる。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。図示する形態では、各スタビライザー１９ａ２および１９ｂ２は、実質的に、翼１９ａ１,１９ｂ１それぞれの平面内に存在してもよい。

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、垂直に離陸し、これは非回収部分に配置されたタンクによって供給を受けるが、これは段階Ｉに対応する。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。以後、モジュール１４はタンクに対してのみ取り付けられるが、これは、図７に大まかに示す軌道のステップIIに対応する。

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)。

この時点で、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、非常に低く、約２０Ｐａである(段階IV)。

モジュール１４と非回収部分１６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７の紙面によって形成される)と直交する方向に行える。このために、分離前に、第１のステージは、姿勢制御システムを用いて、その長手方向軸線が軌道の面Ｐと概ね直交するように方向付けられる。第１のステージ６が正確に方向付けられたとき、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。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６Ａから分かるように、そのノーズが下方を向くように、自動的に順応する。

モジュール１４は、その後、図６Ａに示す弾道経路に従って落下する。この落下段階の間、スタビライザー１９ａ２,１９ｂ２は、必要ならば、大気圏飛行段階の間に必要な安定ポジションを取るために、軸線Ｘ２の周りを回動する。

ポイントＶにおいて、(図６Ｂに示す)モジュール１４は、入射角および横滑りゼロで弾道大気圏再突入を行い、各対の下側翼面および上側翼面フラップ２２は、スタビライザーの、そして翼の平面に対して斜めに配置されるように、したがって十分な制動および安定化面を形成するように互いに分離させられる。

下側翼面および上側翼面フラップ２２は、モジュール１４が、マッハ０.８５に近い亜音速に達するまで開いた状態で維持され、この速度に対応する高度は概ね１０ｋｍである(軌道のポイントVI)。この速度は常に、第１のステージのカルミネーションのさまざまな条件ならびにモジュール１４の弾道係数のさまざまな値に関して、実質的に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６Ｃ)、したがって、約１０ｋｍの高度において、下側翼面および上側翼面フラップが閉じられ、そして、それらが形成する単一のフラップは、続いて、それが失速モーメントを生み出すポジションに置かれ、したがって供給源を起動させる。こうして起動された供給源は横向き約２.５ｇの荷重ファクターの下で機能を発揮する。供給源の終了は、約２５００ｍの高度で生じる。

続いて、大気圏推進手段、たとえばターボジェットエンジンが、モジュールが水平飛行させられる直前に(図６Ｄ)、このターボジェットエンジン用の熱バッテリーによって素早く始動させられる(図６Ｃないし図６Ｄ)。ポイントVIIから、それは帰還巡航段階の例である。これは、約マッハ０.３の亜音速で、そして約３５００ｍの高度で生じる。最適巡航高度への漸進的調整が実現できる。

この巡航段階は、一般的な着陸滑走路上への着陸によって、ポイントVIIIで終了するが、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６Ｅおよび図６Ｆは、それぞれアプローチおよび着陸段階を示している。

一般に、この着陸に続いて、クラフトを飛行コンディションに戻すための保護区域へのタキシングが行われる。

有利なことには、着陸は自動的に実施され、かつ、タキシングは自動的に実施され、したがって、たとえばモジュールがブースターの場合に、滑走路妨害が回避され、そしてモジュールの複数回の連続的な着陸が可能となる。

当然ながら、ビークルは、それが備えていたランチャーの打ち上げパッド上以外に戻ってきてもよい。

本発明に基づくモジュールは、相対的に簡素な設計であり、しかも運用に関して、相対的に簡易かつ頑強である。

スタビライザーの方向は、巡航段階の間、必ずしも変更されず、そして下側翼面および上側翼面フラップのみが動作させられる。

モジュールの飛行は、完全に自律的であっても、あるいは遠隔制御されてもよい。

上昇および安定機能を分離することによって、モジュールは飛行翼に関する欠点が排除される。

本発明に基づくモジュールの揚力面を形成する本発明に基づくランチャーのフィンは捩れを持たないが、この捩れは、概して、ランチャーの発射ならびに大気圏へのモジュールの再突入の間に問題を生じる。

さらに、これらは、より簡素でかつコストが抑えられた設計である。

さらに、飛行翼の場合、バランシングならびに前後方向および横方向安定性は、翼の前縁にわたって割り当てられた一組の可動面によって得られるが、これは、これらの面の向きの複雑な制御を伴う。本発明の例では、安定性はスタビライザー１９ａ２,１９ｂ２によって得られるが、その制御は簡素化される。

さらに、翼の端部におけるスタビライザーのプッシュバック配置は、第一に、下側翼面および上側翼面フラップをその上にマウントすることを、そして第二に、造波抗力を著しく増大させることを、そして最後に、入射角および横滑りゼロの付近での空力中心の引き戻しを実現することを可能とする。

さらに、翼およびスタビライザーの組み合わせ(航空機に関しては一般的であると言われる形態)は、センタリングの変化に対するロバストネスを増大させるが、重心のポジションはより大きなマージン内で変化することができ、これはモジュールの平衡化を容易にするが、これは、この場合、一般的な航空機のそれと類似している。

さらに、本発明に基づくモジュールは、スタビライザーの角度に関する形状の低減された変化のみを有するという利点を提供するが、これは、潜在的に、およそ数十度であり、ゼロであってもよい。すなわち、可動面が低減される。これは、スタビライザーの方向の変化が大気圏外段階(これはモジュールの飛行に干渉しない)で実施されるからである。続いて、大気圏への再突入時、モジュールを減速させるための第１の段階において、そして巡航飛行中にモジュールを制御するための第２の段階において、好ましくはスタビライザーの下側翼面および上側翼面フラップのみが作動させられる。

形状のこの制限された変化は、可動面、そして実際には、それを動作させるための力が低減されるので、より高い動圧およびマッハ数で、供給源操作を実施できるという利点を有する。したがって、これによって、パラシュート(これは使い捨て要素である)に頼る必要がなくなる。全体的なコストが、さらに低減される。

さらに、翼端部に連結されたスタビライザーの二面角に関する自由度が利用可能である。その方向の変更はモジュールの特性を適合させることを可能とする。これは、その方向を変更ことによって、入射角およびヨーに関する中心の前後方向ポジションを調整することが、そして、横滑りによって引き起こされるロールにおける中心の垂直ポジションを調整することが可能であるからである。

本発明によって、本発明に基づくモジュールの着陸、そして、必要ならば、開発段階中のその離陸を、横風状況でさえ人間のパイロットにとっての制御を簡素化して、一般的な方式で実施できる。

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。当然ながら、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２０の数に依存する。したがってモジュール１４を利用することで、新しいランチャーの運用コストが実質的に低減される。

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の帰還によって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)、同じ１００回の飛行にわたる対応する使い捨てステージのコストの２５％と推定される。

有利なことには、その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ことが求められる。

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、上記モジュールは、空力分野において試験済の公知の技術を利用し、したがって開発コストおよび時間は低減される。

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、その操縦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は超音速造波抵抗を最大化する。

モジュールのシェル抵抗を最適化することによって、亜音速巡航での帰還飛行の間、モジュールの全体抵抗をさらに最適化することができるが、この抵抗が全亜音速抵抗に主として寄与していることに留意されたい。このために、変更可能な形態の、たとえば制動段階の間、拡張可能な後部コーンが付加されてもよい。

大気圏への突入の段階および亜音速揚力は、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提供する。供給源の起動速度は変更可能であり、処置の間、逆負荷因子に作用することが可能であり、そして着陸滑走路の範囲でのモジュールの帰還巡航高度を変更することも可能である。

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、いかなるサイズのランチャーのためにも利用可能である。このモジュールは、さまざまな推進モジュール、さまざまなサイズの運行体およびさまざまなタイプのミッションに対して容易に適応できる。

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、あるいは、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る少なくとも二つのステージを有するランチャーに適用可能である。

当然ながら、フラップによってもたらされる制動が不十分である場合には、下側翼面および上側翼面フラップと、一つ以上のパラシュートを組み合わせることも可能であろう。

変形例では、上記スタビライザーを備えた固定翼を持つモジュールが考えられ、しかも、クロコダイルフラップの代わりにパラシュートによる制動を実施することが考えられる。

２ ランチャー
４ 第１のステージ
６ 第２のステージ
８ 推進ユニット
９ フェアリング
１０ 尾翼
１２,１３ タンク
１４ 第１の部分
１６ 第２の部分
１８ ケーシング
１９ａ,１９ｂ フィン
１９ａ１,１９ｂ１ 翼
１９ａ２,１９ｂ２ スタビライザー
２０ ターボジェットエンジン
２１ ノーズ
２２.１,２２.２ 下側翼面および上側翼面フラップ
２６ パイプ
２８ バルブ
３０ 着陸装置

Claims (17)

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、前後方向軸線(Ｘ１)を持つ前記回収可能モジュールは、打ち上げの間、非回収部分(１６)に対して固定され、前記回収可能モジュール(１４)は、中心体と、前記クラフトを打ち上げるよう構成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、亜音速飛行時の推進手段(２０)と、亜音速飛行のための揚力面と、着陸ギア(３０)と、を備え、前記揚力面は、前記モジュールの前記中心体の各側に配置された、前記中心体に対して固定された二つの実質的に平坦な翼(１９ａ１,１９ｂ１)と、各翼(１９ａ１,１９ｂ１)の下流側端部に回転可能に連結状態で設けられたスタビライザー(１９ａ２,１９ｂ２)と、を備え、各スタビライザーは、前記スタビライザー(１９ａ２,１９ｂ２)の中央面の各側に配置されかつ前記モジュールを制動するために互いに分離することが、あるいは単一のフラップのみを形成するように互いに当接状態となることが可能であるように、前記スタビライザー(１９ａ２,１９ｂ２)に連結状態で設けられた下側翼面および上側翼面フラップ(２２)の少なくとも一つの対と、前後方向安定化手段と、を備え、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、前記非回収部分は、前記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、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構成されており、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に、巡航飛行の後に、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. 前記前後方向安定化手段は、それらが単一のフラップのみを形成するとき、下側翼面および上側翼面によって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. 前記揚力面は、前記クラフトの前記尾翼(１０)によって形成されることを特徴とする請求項１または請求項２に記載の回収可能モジュール。
4. 前記スタビラーザー(１９ａ２,１９ｂ２)は、前記モジュールの前記前後方向軸線(Ｘ１)に対して略平行な軸線を中心として回転するよう連結されていることを特徴とする請求項１ないし請求項３のいずれか１項に記載の回収可能モジュール。
5. 回転連結は、シリンドリカル結合あるいはスイベル接続によって実現されることを特徴とする請求項１ないし請求項４のいずれか１項に記載の回収可能モジュール。
6. 前記推進手段は、前記翼(１９ａ１,１９ｂ１)の付け根に設けられた、大気中推進エンジン(２０)からなることを特徴とする請求項１なしい請求項５のいずれか１項に記載の回収可能モジュール。
7. 前記推進手段が一つ以上のターボジェットエンジンから形成される場合、前記モジュールは、たとえば前記ターボジェットエンジンあるいはエンジン群のスターターに供給を行う熱バッテリーによって形成された、前記ターボジェットエンジンあるいはエンジン群の急速点火のための補助エネルギー源を備えることを特徴とする請求項１なしい請求項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(２１)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項に記載の少なくとも一つの回収可能モジュール(１４)を備えた少なくとも一つのステージ(４)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)を備えた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９に記載の、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、側方加速ステージを具備し、少なくとも一つが、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ことを特徴とする推進モジュール。
11. 請求項９または請求項１０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(１４,１６)と、前記推進モジュールによって形成されたステージと、前記ペイロードを支持するステージと、を具備し、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。
12. 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ものであり得ることを特徴とする請求項１１に記載のランチャー。
13. 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１２に記載のランチャー。
14. 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)前記回収可能モジュール(１４)と、前記非回収部分と、を分離させるステップと、
    ｂ)前記回収可能モジュール(１４)を自由落下させるステップと、
    ｃ)大気圏突入の際、所与の速度に達するまで、下側翼面および上側翼面フラップ(２２)の対を開くステップと、
    ｄ)下側翼面および上側翼面フラップ(２２)の前記対を閉じ、各対が続いて単一のフラップを形成するステップと、
    ｅ)前記下側翼面および上側翼面フラップ(２２)を、それらが偏向モーメントを生み出すポジションに置くことによる、供給源の起動のステップと、
    ｆ)前記供給源の端部において、亜音速飛行中に、少なくとも一つの推進エンジン(２０)を始動するステップと、
    ｇ)巡航帰還飛行のステップと、
    ｈ)着陸ステップと、
    を具備することを特徴とする方法。
15. 前記着陸は自動であり、かつ、それに続いて、自動タキシングおよび制動段階が実施されることを特徴とする請求項１４に記載の方法。
16. 大気圏への突入の段階に先立って、前記スタビライザー(１９ａ２,１９ｂ２)の方向の変更の、そして、必要ならば、飛行段階における調整のステップを備えることを特徴とする請求項１４または請求項１５に記載の方法。
17. ステップａ)の間、前記回収可能モジュール(１４)と、前記非回収部分と、の分離は、飛翔経路の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１４ないし請求項１６のいずれか１項に記載の方法。

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