JPH01501133A - 回収可能なロケット上段を使用して宇宙航行体を打上げる方法および装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるため要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 回収可能なロケット上段を使用して 宇宙航行体を打上げる方法および装置 発明の背景 本出願は、１９８５年１０月１日に出願された米国特許出願Ｎｏ、７８２，７４ ６の一部継続出願である。

１、　発明の分野 本発明は、地球上の所定の軌道上に宇宙航行体を打上げ、かつ任務を遂行させる 方法に関し、さらに特定すれば、本発明は、ロケット上段を確実に使用可能に回 収できるようにこのロケット上段の質量を低減し、コスト効率を改善するもので ある。

２、関連技術の説明 地球上から打上げられ、たとえば酸化剤と燃料とからなる二元液体推進剤形のロ ケットエンジンを搭載した宇宙航行体の設計および製造に際しては、この宇宙航 行体が微小重力環境に達した後この宇宙航行体を操縦するに必要な二元推進剤が 最適の重量比となるように設定される。

また、スペースシャトルの発達により、宇宙航行体を再使用可能なロケット上段 と一体に構成し、このロケット上段をスペースシャトルによって回収することが 試みられている。

このような再使用可能なロケット上段を実現するには、使用する二元推進剤を完 全かつ効率的に使用し、全体の質量を最少にすることが必要である。

一般に、液体二元推進剤を使用するエンジンを備えた静止軌道宇宙航行体では、 たとえば二元推進剤の重量は推進剤と宇宙航行体全体の重量の約７５％にも達す る。地上から静止軌道に打上げられる液体二元推進剤形エンジンを備えた宇宙航 行体は、一般には比較的低い高度のパーキング軌道から楕円形のトランスファ軌 道への推進、およびこのトランスファ軌道から円形の静止軌道への推進、および この宇宙航行体の作動寿命期間の間この宇宙航行体のステーション制御に必要な 量の推進剤を搭載している必要がある。

しかし、従来においては、各種の要因によって、この宇宙航行体全体の質量の軽 減および推進剤の効率的な使用の達成には限界があった。たとえば、この宇宙航 行体の構造部分は、地球上からこの微小重力環境まで打上げられるまでの間にこ の宇宙航行体自身や搭載された推進剤に作用する大きな加速力に充分に耐えるよ うに設計しなければならない。また、宇宙航行体に搭載する二元推進剤の計算量 の誤差を見込んで、この二元推進剤を余分に搭載しなければならない。

最近の宇宙航行体の打上げでは、この宇宙航行体内に支持構造材で支持されたタ ンク内に液体二元推進剤が搭載される。

このような宇宙航行体を地上から微小重力環境まで打上げる間に、この液体二元 推進剤には大きな加速力および振動が加わり、地上においてこの二元推進剤に作 用する重力荷重の数倍に達する荷重がこの二元推進剤に作用することがある。し たがって、この二元推進剤を搭載するタンクおよびその支持構造体は、これらの 高い荷重に充分に耐えるように設計しなければならない。しかし、これらタンク や支持構造体を頑丈に形成すると、その質量が大きくなる。このため、従来の宇 宙航行体のタンクや支持構造体は、打上げ時に二元推進剤に作用する大きな荷重 に耐えるように大形でかつ頑丈な構造となってた。

従来では、微小重力環境に入った後の宇宙航行体の質量を小さくするため、この 宇宙航行体の切離しをおこなっていた。

たとえば、宇宙航行体をパーキング軌道からトランスファ軌道に推進するエンジ ンを、トランスファ軌道上でこの宇宙航行体から切離すものがある。

さらに従来は、余分の推進剤を搭載するのを防止するため、この二元推進剤を効 率的に利用するための各種の技術がある。

たとえば、ロケットエンジンの点火中に、二元推進剤の各推進剤の消費量からこ れらの余剰分を計算し、これらの推進剤が完全に消費されるようにその後の各推 進剤のエンジンへの供給量を調整するものがある。さらに、打上げ回数の多い形 式の宇宙航行体の場合には、飛行中のロケットエンジンに関するデータが充分に 得られるので、ミッション遂行に必要な各二元推進剤の割合いを正確に計算する ことができる。

これら液体二元推進剤を効率的に使用する従来の技術は、一般的には効果的であ るが、実際に実施する際に各種の問題がある。たとえば、ロケットエンジンの点 火中に供給される二元推進剤の流量の比率を測定し制御する場合、必ずしも充分 な精度が得られるとは限らない。さらに、打上げ回数の少ない形式の宇宙航行体 では、これら二元推進剤の消費に関する充分なデータが得られないので、ある特 定なミッション遂行における二元推進剤消費の割合いのデータが正確に得られな い。

よって、宇宙航行体を再使用可能なロケット段とともに地上から所定の軌道に打 上げる際に、二元推進剤を支持するための宇宙航行体の全体の質量を軽減し、ま たパーキング軌道から静止軌道に移動させる際に二元推進剤を効率的に使用する ことが要望されている。

発明の概要 本発明は、ペイロードおよび液体二元推進剤形ロケットエンジンを備えた最終段 からなる宇宙航行体を地上から打上げ、またこの最終段を回収するための方法お よび装置に関する。

この発明は、宇宙航行体および液体二元推進剤を運攬する輸送体にこの宇宙航行 体と二元推進剤を搭載し、地上からパーキング軌道に打上げる工程を備えている 。この宇宙航行体と液体二元推進剤を収容した外部タンクは地上からパーキング 軌道上に打上げられる。この液体二元推進剤は、上記の外部タンクから宇宙航行 体内に一体的に設けられたタンクに移送される。このような外部タンクがら宇宙 航行体への液体二元推進剤の移送システムは、本出願と一緒に出願された米国特 許出願Ｎｏ、７０７，２７８．１９８５年３月１日出願・本願と同じ出願人、に 開示されかつ請求の範囲に記載されている。そして、この宇宙航行体は輸送体か ら切離される。この宇宙航行体のロケットエンジンが作動している際には、二元 推進剤の供給割合いは第１の比率でこのロケットエンジンに供給される。このロ ケットエンジンが作動した後に、これら各推進剤の残りの量が測定される。そし て、少なくとも１個のタンク内のガス圧が、他のタンク内のガス圧に対して各推 進剤の残り量に対応して調整される。そして、このロケットエンジンが再度作動 した場合には、上記の各推進剤は上記調整されたガス圧に対応した第２の比率で 供給される。このような二元推進剤の各推進剤の比率の制御に関しては、米国特 許出願Ｎｏ、７８２．７４６．１９８５年１０月１日出願、本願と同じ出願人、 に開示されかつ請求の範囲に記載されている。この最終段の効率化は、地上基地 からの無線誘導によっても制御される。このような制御技術は、ロケットエンジ ンを複数回作動させ、パーキング軌道から１または複数のトランスファ軌道を介 して静止軌道に移動させるものである。

このトランスファ軌道のアポジ一点において宇宙航行体を推よび最終段が切離さ れる。この最終段は地上基地からの無線誘導によって一連の操作がおこなわれる 。そして、この最終段はスペースシャトルのパーキング軌道に帰還し、スペース シャトルによって回収されて地上に戻され、次のミッションに使用される。　′ 本発明の特徴および長所は、以下の図面を参照した実施例の説明によってさらに 明白となるであろう。

図面の簡単な説明 本発明の特徴および長所は、以下の図面を参照した実施例の詳細な説明によって 、当業者に明確に理解されるであろう：第１図は、本発明の実施例の宇宙航行体 およびその支持クレードルの端面図； 第２図は、第１図の実施例の２−２線に沿う断面図；第３図は、第１図および第 ２図に示す実施例のものを搭載したスペースシャトルの一部を破断して示す側面 図；第４図は、上記実施例における外部タンクおよび宇宙航行体のインテグラル タンクの概略を示す一部を破断して示す図であって、二元推進剤を移送する前の 第１の状態を示す図；第５図は、二元推進剤を移送した後の第２の状態を示す第 ４図に対応した図； 第６図は、ブースト段のエンジンの特定の噴射の作動に対応したスペースシャト ルの利用効率の特性を示す線図；第７図は、本発明の宇宙航行体とクレードルの 組立て体を示す一部を破断した側面図； 第８図は、ブースト段に於ける中間段構造体と第７図のクレードルアセンブリを 示す分解図； 第９図は、ペイロードおよび宇宙航行体の回収可能なブースタ段を示す概略的な 側面図； 第１０図は、この宇宙航行体を静止軌道まで打上げる場合の軌道を示す概略図； 第１１図は、ペイロードを切離した後に回収可能な段を下降させる場合の軌道を 説明する概略図；第１２図は、他のロケットエンジン付航行体と比較した場合の 回収可能な段の特性を示す線図； 第１３図は、本発明の宇宙航行体のエンジンおよび酸化剤および燃料の二元推進 剤の供給システムおよび、さらにタンクおよびこの二元推進剤の供給量を圧力ガ スマニホルドによって加圧ガスを制御する制御系を示した概略図；第１４図は、 第１３図のタンクからポンプへの入口圧力に対する燃料の流量の特性を示す線図 ； 第１５図は、第１３図の制御系を示すブロック図；第１６図は、二元推進剤のタ ンクを加圧するシステムの別の例を示す概略的な図である。

好ましい実施例の説明 本発明は、宇宙航行体を液体二元推進剤形ロケットエンジンを備えた最終段とと もに地上から打上げ、またこの最終段を地上に回収する新規な方法を提供するも のである。以下の説明によれば、当業者であれば本発明を実施し、また特別な場 合にも本発明を適用するための要求を理解できるであろう。

また、当業者であれば、本発明の方法の各種の変更が容易に可能であり、以下に 説明する基本的な原理によって、本発明の要旨を逸脱することなしに各種の場合 に本発明を適用できるであろう。よって、本発明は以下に説明する実施例には限 定されず、この説明する原理および特徴に基づく広い範囲に適用できるものであ る。

第１図および第２図には、本発明の好ましい実施例の場合の装置を示す。この装 置は、第１、第２、第３および第４の外部二元推進剤タンク（２０，２２，２４ ，２６）を備えており、これらはそれぞれ宇宙航行体（２８）の外部に設けられ 、これらにはこの宇宙船（２８）に使用される液体二元推進剤が収容され、また 上記の第１、第２、第３および第４の二元推進剤タンク（２０，２２，２４，２ ６）は、従来公知の技術によって支持構造体（３８）によって宇宙航行体に支持 されており、またこれらの外部二元推進剤タンク（２０゜２２．２４．２６）か らの液体二元推進剤を受けるように構成されている。そして、この宇宙航行体（ ２８）および外部タンクは、第３図に示すようにスペースシャトル（４２）の貨 物室（４０）内に収容されている。

この実施例の宇宙航行体（２８）は、地上から微小重力環境まで打上げられまで の間、この貨物室（４０）内に略Ｕ字状のクレードル（４４）によって支持され ており、また上記の外部二元推進剤タンク（２０，２２，２４，２６）およびこ れらの内部の液体二元推進剤もこのクレードル（４４）内に支持されている。

これら４個の外部二元推進剤タンク（２０，２２，２４゜２６）は、宇宙航行体 の４個のインテグラル形の二元推進剤タンク（３０，３２，３４，３６）にそれ ぞれ対応している〇よって、第４図および第５図には、第１の外部タンク（２０ ）および第１の宇宙航行体の二元推進剤タンク（３０）を示し・他のタンクもこ れと同様である。この第１の外部タンク（２０）は、細長円筒状の中央部分（４ ６）と、略半円形の端部分（４８，５０）とから構成されており、これら端部分 によってこの中央部分の両端が閉塞されている。また、第１図および第２図に示 すように、これらの外部タンク（２０゜２２．２４．２６）はＵ字状のクレード ル（４４）内に配置され、このクレードルの縦軸と平行にかつ互いに平行に配置 されている。

これらの外部二元推進剤タンク（２０，２２，２４，２６）はクレードル（４４ ）の回りに略半円形に横方向に並んで配列されている。第１および第２の外部二 元推進剤タンク（２０，２２）は、Ｕ字状のクレードルの基部に互いに近接して 配置され、また第３および第４の外部二元推進剤タンク（２４，２６）はこれら 第１および第２の外部二元推進剤タンク（２０，２２）の両側に近接して配置さ れ、第１の外部タンク（２０）が第２および第３の外部タンク（２２，２４）の 間に配置され、また第２の外部タンク（２２）が第１および第４の外部タンク（ ２０，２６）の間に配置されるように構成されている。打上げの際には、この第 １および第２の外部タンク（２０，２２）にはより軽い推進剤すなわち燃料が収 容され、また第３および第４の外部タンク（２４，２６）にはそれぞれ酸化剤が 収容される。

また、この実施例では、４個の宇宙航行体の二元推進剤タンク（３０，３２，３ ４，３６）が支持構造体（３８）によって支持されており、これらは略球形をな し、この宇宙航行体の中心軸のまわりに配置され、これらのタンクは同一平面上 に互いに９０°ずつ離間して配置され、またこれらのタンクの中心は宇宙航行体 の中心線からそれぞれ等しい距離だけ離間して配置されている。第１および第２ の宇宙航行体のタンク（３０，３２）はこの宇宙航行体の中心線を挾んで配置さ れ、また第３および第４の宇宙航行体のタンク（３４゜３６）もそれぞれ宇宙航 行体の中心線を挟んで配置さている。

この宇宙航行体（２８）および液体二元推進剤がパーキング軌道に達した後に、 燃料が第１および第２の外部タンク（２０，２２）から第１および第２の宇宙航 行体のタンク（３０，３２）それぞれ移送され、また酸化剤は第３および第４の 外部タンク（２４，２６）から第３および第４の宇宙航行体のタンク（３４，３ ６）にそれぞれ以下に説明するように移送される。

これら宇宙航行体タンク（３０，３２，３４，３６）を支持する支持構造体（３ ８）（これは本発明の一部を構成しない）は、従来公知の技術を適用することが でき、このものは、地上から微小重力環境に打上げる際に液体二元推進剤の荷重 を支持する必要がない。すなわち、この期間中には、液体二元推進剤はクレード ルに支持された外部タンク（２０，２２゜２４．２６）内に収容されているから である。よって、この支持構造体（３８）は空の宇宙航行体タンク（３０，３２ ゜３４．３６）を支持し、また微小重力環境において液体二元推進剤およびこれ らのタンクを支持するだけでよく、この微小重力環境において宇宙航行体の液体 推進モータ（３７）によって推進される際の小さな加速力によってこれら宇宙航 行体および二元推進剤に作用する小さな荷重を支持するだけでよい。これによっ て、この推進剤タンクを支持する支持構造体が軽量かつ簡単な構造となり、この 宇宙航行体全体の質量を軽減することができる。

さらに、上述したように円筒状の外部タンク（２０，２２゜２４．２６）をＵ字 状のクレードル（４４）内に取付けたことにより、貨物室（４０）内の空間を有 効に利用できる。また、宇宙航行体のタンク（３０，３２，３４，３６）をこの 宇宙航行体（２８）の中心軸のまわりに上述したように配置したので、スペース シャトル（４２）からこの宇宙航行体（２８）が放出されこの宇宙航行体（２８ ）がその中心軸まわりに回転した場合にこれらの宇宙航行体タンク（３０゜３２ ．３４．３６）およびこれらの内部の推進剤のバランスが完全となる。

第４図および第５図に示す第１の外部タンク（２０）内には、ピストン（５４） が摺動自在に収容され、このタンク（２０）の軸方向と平行に摺動するように構 成されている。

ピストン（５４）は円筒状の中央部分（５６）と、略半円形の第１および第２の ピストン端部分（５８，６０）とを備え、これらは中央部分（５６）の両端部に 取付けられている。このピストン（５４）の中央部分（５６）は、この第１の外 部タンク（２０）の中央部分（５６）の内面に密着して摺動するように構成され 、またこの中央部分（５６）は外部タンクの中央部分（４６）よりはるかに短く 形成されている。また、半円形の第１および第２のピストン端部分（５８，６０ ）は、外部タンクの第１および第２の端部分（４８，５０）の内面に密着するよ うな径に形成され、第４図に示すようにこのピストンが第１の位置にある場合に は、第１のピストン端部分（５８）が外部タンクの第１の端部分（４８）の内面 に密着して重なり、また第５図に示すようにこのピストン（５４）が第２の位置 にある場合には、この第２のピストン端部分（６０）が外部タンクの第２の端部 分（５０）の内面に密着して重なるように構成されている。

また、このピストンにはピストンリング等のガイド（７０）が設けられ、このガ イドは外部タンクの中央部分（４６）の内面（６２）に密着し、このピストン（ ５４）をがたつくことなく第１の位置から第２の位置まで案内するように構成さ れている。また、このピストンには摺動シール（７２）が設けられ、このものは スプリングで付勢されたワイパから構成され、このピストン（５４）が第１の位 置から第２の位置に至るまで、このピストン（５４）と内面（６２）との間のシ ールを維持する。この摺動シール（７２）によって、液体二元推進剤がこのピス トン（５４）と内面（６２）との間を流れることが防止される。さらに、このピ ストン（５４）には、このピストンが第２の位置に位置した場合にその第２のピ ストン端部分（６０）の頂部（７４）と外部タンクの第２の端部（５０）の底部 との間を密封する密封シール手段が設けられている。この密封シール手段は、た とえば推進剤に浸蝕されない弾性材料から形成された０リング（７８）から構成 すれ、この第２のピストン端部分（６０）の頂部を囲むように配置されている。

そして、このピストン（５４）によって、ヘリウム等の加圧ガスの充填室が形成 されている。この第１のピストン端部分（５８）の頂部には上記充填室からの第 １のピストン出口ボート（８２）が形成されている。この第１のピストン出口ボ ート（８２）は、推進剤を押出す際に加圧ガスを流通させるように構成されてい る。

また、上記の第２のピストン端部分（６０）の頂部（７４）には、第２のピスト ン出口ボート（８８）が形成されている。

この第２のピストン出口ポート（８８）には第１のバルブ（９０）が設けられ、 このバルブはピストン（５４）が第１の位置にある場合にはこの第２のピストン 出口ポート（８８）を閉じ、またこのピストン（５４）が第２の位置にある場合 にはこの第２のピストン出口ボート（８８）を開くように構成されている。この 第１のバルブ（９０）は、たとえば機械的に作動するリリーフバルブである。

また、外部タンクの第２の端部分（６０）には、外部タンク出口ボート（９２） が形成され、これは第１の配管（９４）に連通されており、この配管を介してこ の第１の外部タンクの出口ポート（９２）から宇宙船航行体の球状の第１のタン ク（３０）の入口ポート（９６）まで推進剤を流通させるように構成されている 。また、この第１の配管から分岐して第２の配管Ｃ１００）が設ｊすられている 。この第２の配管は残留コンテナ（１０２）に連通し、このコンテナは第１の配 管内に残った液体推進剤を収容するように構成されている。

また、上記の第１の配管（９４）内の圧力を検出する圧力検出器（１０６）が設 けられている。

また、上記の第１の配管を開閉する第２および第３のバルブ（１０８，１０９） が設けられ、また上記第２の配管を開閉する第４のバルブ（１１０）が設けられ ている。これらの第２、第３および第４のバルブ（１０８，１０９，１１０）は 、上記の圧力検出器（１０６）に対応して従来公知のように作動する。

また、上記の第１の配管（９４）の第２および第３のバルブ（１０８，１０９） の間を分割する低漏洩接続器（１１２）が設けられ、このものは第３のバルブ（ １０９）と外部タンクの出口ポート（９２）との間に設けられている。この接続 器（１１２）は、たとえばタイツクディスコネクト形のもので、荷重により作動 して圧力により解放される。この接続器が接続されている場合を第４図に示し、 また分離されている場合を第５図に示す。

この宇宙航行体（２８）および液体二元推進剤を地上から微小重力環境まで打上 げる場合には、上記の各外部二元推進剤タンク（２０，２２，２４２，２６）内 には、それぞれ二元推進剤の成分（１１４）すなわち酸化剤または燃料が収容さ れる。第４図に示すように、このピストン（５４）が第１の位置にある場合には 、第２のピストン端部分（６０）と外部タンクの第２の端部分（５０）との間に 推進剤（１１４）が収容されている。この場合には、宇宙航行体の支持構造体（ ３８）によって支持されている宇宙航行体のタンク（３０）は空の状態である。

上記のピストン（５４）内にはヘリウム“等の加圧ガスが充填されている。この 加圧ガスの圧力は、打上げの条件によって相違するが、たとえば１００ボンド／ 平方インチの圧力である。第１、第２、第３および第４のバルブ（９０，１０８ ，１０９，１１０）は閉じた状態である。

この地上からの打上げの際には、外部タンク（２０）およびその内部の推進剤（ １１４）はクレードル（４４）によって支持されている。

そして、スペースシャトル（４２）によってこの宇宙航行体（２８）および液体 二元推進剤が微小重力環境まで運搬された後には、上記外部二元推進剤タンク（ ２０，２２，２４゜２６）内の推進剤は宇宙航行体の二元推進剤タンク（３０゜ ３２．３４．３６）に移送される。この推進剤の移送の際には、まず第２および 第３のバルブ（１０８，１０９）が開弁される。このようにすると、充填されて いる加圧ガスが第１のピストン出口ボート（８２）を通って第１のピストン端部 分（５８）と外部タンクの第１の端部分（４８）の間の空間に供給され、このピ ストン（５４）を第４図に示す第１の位置から第５図に示す第２の位置まで移動 され、この推進剤（１１４）が外部タンクの出口ポート（９２）から第１の配管 （９４）を通って宇宙航行体のタンク（３０）の入口ポート（９６）まで押出さ れる。

また、この推進剤（１１４）が第１の配管（９４）内を流通している間この内部 の圧力は圧力検出器（１０６）によって検出される。そして、第２のピストン端 部分（６０）が外部タンクの第２の端部分（５０）の内面の０リング（７８）に 当接し、残りの推進剤（１１４）がこの外部タンク（２０）から排出されると、 第１のバルブ（９０）が開弁じ、この外部タンクの出口ポート（９２）を介して 加圧ガスが第１の配管（９４）内に供給される。そして、この第１の配管（９４ ）内を流れる推進剤の流量低下による圧力の低下を上記の圧力検出器（１０６） が検出し、これによって第２および第３のバルブ（１０８，１０９）が閉弁し、 また第４のノくルブ（１１０）が開弁する。よって、この高圧のガスによって第 １の配管内に残留している推進剤（１１５）が第２の配管を介して残留コンテナ （１０２）内に排出される。次に、従来公知の技術によって第１および第４のバ ルブ（９０，１１０）が閉弁される。

当業者であれば理解できるように、第２のピストン端部分（６０）が外部タンク の第２の端部分（５０）の内面に当接すると、上記の０リング（７８）がこれら の端部分の間を密着シールし、このピストン（５４）がこの外部タンク（２０） 内を軸方向に摺動しなくなる。

上述したように、加圧ガスが上記の第１および第２の配管（９４，１００）内に 流通することにより、これら配管内の推進剤（１１５）が排出され、これら配管 からスペースシャトルの貨物室内に残留した推進剤が漏れる危険はない。また、 上記のような低漏洩形の接続器（１１２）を使用することによって、このような 危険は一層防止される。

もちろん、上記したちの以外の外部タンク（２２，２４゜２６）および宇宙航行 体のタンク（３２，３４，３６）についても同様である。各外部タンク（２０， ２２，２４，２６）は宇宙航行体のタンク（３０，３２，３４，３６）とそれぞ れ対応しており、これらによって二元推進剤が供給される。

このように、外部タンクと宇宙航行体のタンクとが一対一に対応していることに より、この推進剤を宇宙航行体のタンク（２０，２２，２４，２６）に移送する 系統の構成が簡単になる。また、この宇宙航行体（２８）がその中心軸まわりに 回転する場合に、この宇宙航行体（２８）の回転が不安定になるのを防止するた め、この中心軸に対する推進剤の質量の配分は重要である。

よって、本発明の装置および方法によれば、この宇宙航行体（２８）のタンク内 の推進剤を支持する支持構造体（３８）は、地上から打上げられる際に推進剤に 作用する荷重に耐えるように頑丈かつ剛性を高く設計する必要はなく、微小重力 環境において推進剤を支持するように設計するだけでよい。

さらに、本発明の装置および方法によれば、推進剤の移送に際してスペースシャ トルの貨物室（４０）内に推進剤が漏洩することがほとんどない。この液体二元 推進剤は、人間および機器にとって有害であるので、この漏洩が少ないことは重 要である。

なお、上記の外部タンクの数は宇宙航行体のタンクの数と対応している必要はな く、また推進剤を排出するためのピストンも必ずしも必要ではない。この代わり に、第１の配管に連通した出口ポートに接続された袋体を設けてもよく、加圧ガ スによってこの袋体内の推進剤を宇宙航行体のタンクに移送してもよい。さらに 、この外部タンク内にベローを設け、このベローによって推進剤を出口ポートお よび第１の配管を介して宇宙航行体のタンクに移送してもよい。さらに、スペー スシャトルをロール方向に回転させ、遠心力によって推進剤を外側に位置させ、 加圧ガスによって移送するように構成してもよい。

本発明は、分離可能なブースタロケット段を備えない宇宙航行体について説明し た。しかし、この推進装置を備えた宇宙航行体タンクにスペースシャトルのタン クから推進剤を移送することもできる。本発明は、ペイロードをトランスファ軌 道および静止軌道に乗せる分離可能なロケット段を備えたものにも適用できる。

本発明の特徴によれば、このようなタンク間の推進剤の移送によって、充分な質 量の軽減がなされ、静止軌道上にある分離可能なブースタ段を操作してスペース シャトルのパーキング軌道まで下降させ、スペースシャトルによって回収するに 充分な余分の推進剤を確保できる。さらに、このタンク間の推進剤の移送により 多段の宇宙航行体についてのコスト面での効率の良いスペースシャトルのブース タロケット段の回収ミッションを説明し、またパーキング軌道のスペースシャト ルからの宇宙航行体の静止軌道までの打上げおよびこのブースタロケット段の回 収までの軌道の説明をおこなう。

第６図には、スペースシャトルの貨物の利用効率のファクタを示し、また静止軌 道から分離可能な段をスペースシャトルのパーキング軌道まで回収する場合のコ スト効率を示す。

このスペースシャトルによって打上げられた宇宙航行体を最終段または一体的な 推進装置（Ｌｅａｓａｔ）によってよりエネルギの高い軌道に打上げることがで きる。この従来の最終段はＰＡＭ（ペイロードアシストモジュール）またはＩＵ Ｓ　（インターナルアッパーステージ）と称されるもので、一部スペースシャト ルを利用するもので、セントールロケットにも利用でき、もし発展すればスペー スシャトルに全て利用できる。この最終段は使用後に回収されない。このスペー スシャトルの開発には、回収可能な最終段をより高いエネルギの軌道に乗せるこ とがその目的に含まれている。しかし、今までこのような最終段は実用されない とされていた。このようなものの困難性は、第６図に示すように、静止軌道の場 合を考慮すると、この最終段を回収することによってスペースシャトルの貨物利 用ファクタが増加することである。このような往復形のミッションと片道形のミ ッションとの比較を、最終段の乾燥重量とペイロード質量との比について第６図 に示した。

このようなファクタの増加の主要な原因は、この最終段がペイロードを放出した 後にスペースシャトルの軌道まで帰還するための操作に必要な推進剤によるもの である。この第６図の曲線を機械的にプロットすると次のようになる。

Ｍｌ　”　ａ（ｐ＋　（ｉ）　（１） また、往復形のミッションの場合には、次のようになる。

（Ｍ２）／（Ｍリー［１＋　ａ（ｄ／ｐ）］／［１＋　（ｄ／ｐ）］　（３）こ こで、 ａ　ＩＲｅｘｐ　［（Δｖ）／（工５ｐ）９１　（４）である。上記の式におい て、Ｍ□およびＭ２はそれぞれ片道形のミッションおよび往復形のミッションに おける分離された貨物質量であり、これらはスベスシャトルから打上げられる宇 宙航行体の推進剤の合計質量である。また、“ｐ″はペイロードの質量であり、 これは静止軌道に乗る宇宙航行体の質量の一部である。さらに、“ｄ”は最終段 の乾燥質量であり、これは分離されるロケットブースタ段の質量であり、推進剤 および中間段の排気される構造物を含まず、また回収される全ての機器たとえば 計測機、制御装置、推進剤タンク、エンジン等は含む。また、“ΔＶ”はスペー スシャトルから最終的な軌道（たとえば静止軌道）に乗せる際にペイロードに与 えられる速度である。また“Ｉｓｐ”は、特定の推進すなわち１ポンドの推進剤 で１ポンドの推力を発生させる場合のこの推力の発生時間である。また“ｇｏは 、標準重力加速度（３２フィート／秒／秒）である。

静止軌道ミッションの場合、第６図によると・上記の“ΔＶ″は約１４．１００ フイート／秒であり、これには方向制御および誤差の補正分として２００フィー ト／秒を考慮しなければならない。この“ΔＶ”は、スペースシャトルからトラ ンスファ軌道のアポジ一点に乗せる際の速度増加分８、○ＯＯフィート／秒およ びこのトランスファ軌道から静止軌道に乗せる際の速度増加分５，９００フィー ト／秒の合計であり、静止軌道は円形の軌道であり、またトランスファ軌道は楕 円形の軌道である。この速度増加分１４，１００フイート／秒は、火星または金 星の惑星間軌道にペイロードを乗せる場合より大きい。

この最終段の回収を経済的にするには、スペースシャトルの利用のコスト増加が 最終段のコストより低くならなければならない。上記のスペースシャトルのコス トおよび最終段のコストは確実でない面もあるが、この最終段を回収した方が有 利な限界は、（Ｍｌ　）　／　（Ｍｌ　）が約１．５以下の場合である。本発明 の実施例の宇宙航行体では、現在のところこの比は約１．２５である。この比は 、最終段の質量を小さく、かつ大量の推進剤を供給でき速度増加分を大きくでき る推進剤ポンプ供給形のエンジンによって改善できる。特に、二元推進剤のタン クは、最終段の質量の約半分を占めるが、軌道上で移送される推進剤の質量の約 １％だけである。

スペースシャトルの飛行期間の延長を防止するためにこの往復形のミッションを 充分に短い時間で終了させるには、このシステム（図示せず）に従来公知の速度 計（図示せず）を対かすることが好ましく、このようにすることによって、この 宇宙航行体の飛行経路を制御することができる。この速度計は積分加速度計が使 用され、所定の操作のための速度増加が所定の値に達した場合に推進を正確に終 了させ、ミッションをより短い時間で達成させることができる。

第７図ないし第８図には、宇宙航行体（２００）が示されており、このものはペ イロード（２０２）、再使用可能なエンジン段（２０４）　、および上記のエン ジン段（２０４）とペイロード（２０２）を連結する中間構造体（２０６）とか ら構成されている。本発明によれば、このエンジン段（２０４）には推進モータ （３７）が備えられ、このモータには比較的軽い質量のタンク（３０，３２，３ ４）から推進剤が供給される。なお、この第７図および第８図には第４のタンク は図示されていない。

後述するように、上記の中間構造体（２０６）は、この宇宙航行体（２００）が 静止軌道に乗った後にこのエンジン段（２０４）からペイロード（２０２）を切 離すことができるように構成されている。この中間構造体（２０６）はその後廃 棄され、エンジン段（２０４）はスペースシャトル（４２）のパーキング軌道ま で帰還して地上に回収される。

大形すなわちセントール形のペイロードでは、外部推進剤タンクをクレードル内 に配置することはできない。スペースシャトルの貨物室の能力をフルに利用する には、第１１図に示すように、ペイロードと４個の二元推進剤タンク（２０８） のモジュールを直線状に配置してもよい。

また、第７図および第８図に示すように、このエンジン段（２０４）には計測機 および指令アンテナ、および太陽電池（２１４）を設けてもよく、この太陽電池 は太陽光エネルギを電力に変換し、アンテナ（２１２）に接続した回路に電力を 供給する。また、この電気回路は、推進モータ（３７）の作動を制御する指令お よび制御回路を備えていてもよい。上記のアンテナ（２１２）は、このエンジン 段（２０４）のエンジン（３７）とは反対側の端部に設けられ、ミッション遂行 中にペイロード（２００）、エンジン段（２０４）　、スペースシャトル（４２ ）および地上基地との間の通信をおこなう。

また、上記のエンジン段（２０４）の前部には掴み金具（２１６）が設けられ、 従来公知のようにスペースシャトルのマニピュレータによってこの金具を掴み、 このエンジン段（２０４）を回収する。また、このエンジン段（２０４）の外側 には取付は金具（２１８）が設けられ、さらにクレードル（４４）にも取付は金 具（２２０）が設けられ、これらを介してこのエンジン段（２０４）とスペース シャトル（４２）との着脱をおこなう。さらに、クレードル（４４）の外側には 取付は金具（２２２）が設けられ、これらによってこのクレードル（４４）が貨 物室（４０）の内部に取付けられる。

また、この中間構造体（２０６）にも取付は金具（２２４）が設けられ、スベス シャトル（４２）内でこの宇宙航行体（２００）をクレードル（４４）に取付け る。

作動状態においては、この宇宙航行体（２００）はスベスシャトルに搭載され、 パーキング軌道まで運搬される。そして、この宇宙航行体（２００）は、スペー スシャトルがら打上げられ、トランスファ軌道に乗る。そして、この推進モータ （３７）にはタンク（３０，３２，３４，３６）がら推進剤が供給されて燃焼し 、この宇宙航行体を加速してパーキング軌道からトランスファ軌道に乗せ、さら に静止軌道に乗せる。この静止軌道上において、この中間構造体（２０６）が作 動し、従来公知の電気回路（図示せず）からの電気信号によってこのエンジン段 （２０４）をペイロード（２０２）から切離す。次に、この中間構造体（２０６ ）がエンジン段から切離され、廃棄される。このペイロード（２０２）がら切離 されたエンジン段（２０４）は、電気回路からの信号によって操作され、このエ ンジン段（２０４）はスペースシャトル（４２）のパーキング軌道まで下降する 。このエンジン段（２０４）はスペースシャトル（４２）によって回収され、地 上に戻され、次のペイロードの打上げに使用される。

さらに、この宇宙航行体（２００）、ペイロード（２０２）および再使用可能な エンジン段（２０４）の操作、および本発明を実施するための各種の軌道につい て以下に説明する。

れらの軌道を第１０図ないし第１２図に示す。

第１０図には、ペイロード（２０２）を静止軌道に乗せるために必要な操作を示 す。スペースシャトル（４２）がら放出された後、この宇宙航行体（２００）は その縦軸まわりに回転され、約１５ＲＰＭ（毎分回転数）でスピンされる。そし て、軌道を半周（４５分）した後、そのメインエンジンが第１の燃焼をおこない 、この燃焼はタイマ（図示せず）にょって制御され、速度が２３００フィート／ 秒増加し、この宇宙航行体の加速は従来公知の速度計（図示せず）がらの信号に よって制御されて停止する。

この新しい軌道の周期は約２時間である。この軌道の上で、タイマによってその ベリジ一点において第２回のメインエンジンの燃焼がなされ、この燃焼は速度計 によって制御され、速度が２９００フィート／秒で停止し、この速度の増加によ って軌道の周期が３時間４０分に増加する。この新たな軌道への操作が終了した 後、タイマからの指令によって第３回の燃焼がなされ、速度が２８００フィート ／秒増加し、この燃焼は速度計によって制御されて停止する。この第３回の燃焼 によってトランスファ軌道に乗り、この軌道の周期は１０時間３３分である。

そして、このトランスファ軌道のアポジ一点で姿勢制御の操作が無線指令によっ てなされ、さらに無線制御によって所定時間すなわち第２アポジ一点でのアポジ 一点火がなされ、宇宙航行体が静止軌道に乗る。このアポジー燃焼によって速度 が５９００フィート／秒増加し、所定の軌道に乗る。これらに要する全体の時間 は２２時間１５分である。

この宇宙航行体（２００）がトランスファ軌道から静止軌道に乗った後、このエ ンジン段（２０４）およびペイロード（２０２）のスピンが停止されて分離され 、その後このエンジン段（２０４）は再び１５ＲＰＭでスピンされる。この分離 の際には、最初にペイロード（２０２）と中間構造体（２０６）が分離され、そ の後この中間構造体（２０６）とエンジン段（２０４）が分離される。そして、 このエンジン段（２０４）はスペースシャトルまで帰還する。この帰還の第１の 段階は、まずこのエンジン段（２０４）が約１５°に再度姿勢制御され、上記の アポジー燃焼から１３時間後に下降の操作がなされる。このタイミングは、この エンジン段（２０４）がスペースシャトルと交差するように選定される。

この静止軌道からの下降操作は、第１１図に示し、無線指令によって５８００フ ィート／秒の速度増加がなされ、速度計によって制御される。

そして、１０時間３３分後にこのエンジン段（２０４）はトランスファ軌道のベ リジ一点に達し、スペースシャトルの軌道の高度に達する。そして、このエンジ ン段（２０４）は無線指令および制御装置によって再度姿勢制御され、ベリジ一 点で速度増加がなされる。このペリジ−燃焼によって、スペースシャトルの軌道 より少し長い周期の軌道に乗り、このエンジン段（２０４）はスペースシャトル によって回収される。

そして、無線指令によって最終的な同期操作がなされる。

このスペースシャトルに回収されるまでのミッション全体に要する時間は約４２ 時間であり、調整操作およびスピン停止に２０時間の余裕があり、放出から回収 まで３日以内でなされる。

このエンジン段とのランデブーは、スペースシャトルの乗員の目視およびレーダ ートラッキングによっておこなわれる。

そして、このエンジン段がスペースシャトルのマニピュレータシステム（図示せ ず）の範囲に入ったら、宇宙飛行士が目視でマニピュレータのアームを操作し、 このエンジン段（２０４）の掴み金具（２１６）を掴み、スペースシャトルの貨 物室内に回収する。以上の説明は往復形のミッションの例である。もちろん、こ の以外のミッションも可能である。

惑星間のミッションには各種の手順が必要であり、たとえば、ペイロードを放出 した後に急速に再度の姿勢制御をする必要があり、このような惑星間のミッショ ンは上述したような装置によっておこなうことができる。

第１２図には、前述したＩＵＳおよびセントールの特性と比較したこのエンジン 段（２０４）の特性を示す。このエンジン段の質量は比較的小さいので、このエ ンジン段（２０４）はＩＵＳ形の大きさのペイロードをこのＩＵＳの貨物室質量 より小さくして静止軌道に乗せることができ、またセント−／ｌ、形（７）ミッ ションの場合と同じ貨物室質量でこのセントール形と等しいペイロードを静止軌 道に乗せることができる。しかも、これらの場合において再使用可能なエンジン 段を回収できる。また第１２図に示すように、この再使用形のエンジン段を使用 して片道形のミッションをおこなう場合には、セントール形のペイロードより大 きなペイロードを軌道に乗せることができる。

本発明の大きな特徴は、宇宙航行体のエンジンの効率的な作動ができ、特に、こ の宇宙航行体に分離可能なブースタ段（２０４）のエンジン（３７）が備えられ ている場合には、この二元推進剤の供給システムをそのタンク（３０，３２゜３ ４．３６）内の圧力が調整できるように構成し、この推進剤の流量の割合いの不 正確さを補正できる。このような不正確さは、エンジン（３７）の作動中におけ るタンク（３０゜３２．３４．３６）内の蒸気圧および推進剤の圧力ヘッドが変 化することによって生じる。本発明の二元推進剤の供給システムによれば、複数 回のエンジンの燃焼の間に、圧力を調整し、燃焼の効率を高め、また最終的な燃 焼の後にタンク（３０，３２，３４，３６）内に余剰の推進剤が残らないように する新規な方法を提供できる。これらの余剰の推進剤の質量は、この宇宙航行体 のミッションを制限するので、本発明の特徴によればミッション達成の確率を高 める。このような特徴を第１３図ないし第１４図を参照して説明する。

第１３図には、本発明に採用された宇宙航行体のロケット段を推進する推進シス テム（３００）を示す。このシステム（３００）は、エンジン段を有しない宇宙 航行体の推進に用にも使用できる。このシステム（３００）は、ロケットエンジ ン（３０２）および二元推進剤供給システム（３０４）を備え、この供給システ ムは配管（３０６，３０８）を介して燃料および酸化剤をそれぞれエンジン（３ ０２）に供給する。

この燃料および酸化剤は二元推進剤の各成分である。上記のエンジン（３０２） は、バルブ（３１０）、燃料および酸化剤を送るポンプ（３１２，３１４）、こ のポンプを駆動するタービン（３１６）、ガス発生器（３１８）、およびスラス トチャンバ（３２０）を備えている。このガス発生器（２１８）で発生されたガ スはタービン（３１６）を駆動し・さらにこのガスは排気ダクト（３２２）を介 してスラストチャンバ（３２０）のマウス部に送られ、排出される。この燃料と 酸化剤が混合されることにより、この燃料が燃焼され、宇宙航行体を推進する推 力を発生する。上記のバルブ（３１０）およびポンプ（３１２，３１４）によっ て従来公知の方法で燃料および酸化剤の供給流量が制御される。これらの機器は 、従来公知のタイミング回路（図示せず）によって制御され、このエンジン（３ ０２）の燃焼開始および停止の時間を制御し、この宇宙航行体をそのミッション に対応して軌道に乗せるように構成されている。

このような二元推進剤の供給システム（３０４）は、宇宙航行体のスピン軸に対 して対称に配置され、２個の燃料タンク（３２４，３２６）を備え、これらはス ピン軸の直径方向に互いに対向して配置されている。また、これらのタンク（３ ２４，３２６）を連通する液体マニホルド（３２８）が設けられ、液体燃料を配 管（３０６）に送り、これら配管（３０６）からさらにバルブ（３１０）に送ら れる。また、この供給システム（３０４）には２個の酸化剤タンク（３３０，３ ３２）が設けられ、これらは液体マニホルド（３３４）で連通され、液体酸化剤 は配管（３０８）に送られ、この配管（３０８）からさらにバルブ（３１０）に 送られる。これらの酸化剤タンク（３３０，３３２）も、スピン軸の直径方向に 互いに対向して配置されている。

また、この供給システム（３０４）には、加圧ガスタンク（３３６）、この加圧 ガスを燃料タンク（３２４，３２６）に供給するガスマニホルド（３３８）、お よびこの加圧ガスを酸化剤タンク（３３０，３３２）に供給するガスマニホルド （３４０）を備えている。また、この加圧ガスタンク（３３６）は調整器（３４ ２）を介して上記のマニホルド（３３８，３４０）に連通されている。また、上 記の液体およびガスマニホルドの間にはそれぞれ２個の差圧検出器（３４，３４ ６）が設けられ、これら２個のガスマニホルドと２個の液体マニホルドの間の差 圧をそれぞれ検出するように構成されている。上記の検出器（３４４）は燃料タ ンク（３２４，３２６）を連通ずるマニホルド（３２８）とガスマニホルド（３ ３８）の間に接続されている。また、上記の検出器（３４６）は酸化剤タンク（ ３３０，３３２）を接続する液体マニホルド（３３４）とガスマニホルド（３４ ０）との間に接続されている。

また、上記のガスマニホルド（３３８）には２個のバルブ（３４８，３５０）が 設けられており、これらによって加圧ガスの圧力が調整され、バルブ（３４８） は入口バルブとして作用し、またバルブ（３５０’）は排気バルブとして作用す る。そして、バルブ（３４８）が開弁するとガスマニホルド（３３８）の圧力が 上昇し、またバルブ（３５０）が開弁するとこのマニホルド（３３８）内の圧力 が低下する。なお、この２個の加圧ガスマニホルド（３３８，３４０）は共に調 整器（３４２）の出口側に接続されてる。これによって、これらのバルブが作動 して２個の加圧ガスマニホルド（３３８゜３４０）の差圧が維持される。

上記の燃料タンク（３２４，３２６）は部分的に燃料（３５２）で満たされてい る状態が示されている。同様に、酸化剤タンク（３３０，３３２）も部分的に酸 化剤（３５４）で満たされている状態が示されている。この宇宙航行体がスピン することによって、これらの燃料（３５２）および酸化剤（３５４）はスピン軸 から外側に押される。上記の調整器（３４２）、検出器（３４４，３４６）　、 およびバルブ（３４８，３５０）は制御器（３５６）に電気的に接続されており 、この制御器はこれらの機器に信号を送り、第１５図を参照して以下に説明する ように燃料および酸化剤の供給量を制御する。

上記のエンジン（３０２）はターボポンプ供給形のロケットエンジンで、スピン によって推進剤を保持する装置を採用している。本発明の方法によれば、燃料お よび酸化剤は正確な比率で消費され、各タンク内の燃料および酸化剤は同時に消 費される。本発明によれば、このロケットエンジンの複数回の燃焼ミッションの 間に、この燃料および酸化剤の量が測定され、各燃焼の際にこの燃料と酸化剤が 効率的に燃焼するように、この燃料と酸化剤の比率が最適となるようにこれらの 流量の比率を調整する。これにより、このロケットエンジンの効率が向上し、ま たその調整も燃焼中に流量比率を調整するよりも容品である。

上記の酸化剤としては、たとえば４酸化窒素が使用され、また燃料としてはモノ メチルヒドラジンが使用され、これらはバルブ（３１０）を介して低い圧力で各 タンク（３３０゜３３２および３２４，３２６）からポンプ（３１４，３１２） に送られる。これら燃料および酸化剤は、これらポンプ（３１４，３１２）によ って高い圧力で圧送され、これらのポンプはガス発生器（３１８）からの高温の ガスによって作動するタービン（３１６）によって駆動される。これらの推進剤 （燃料および酸化剤）はスラストチャンバ（３２０）内に供給され、ここで燃焼 される。供給された燃料は、まず外側壁を通して流通され、このスラストチャン バの壁を冷却し、その後このスラストチャンバ（３２０）内の酸化剤と燃焼し、 所定の推力を発生する。

各推進剤の成分の流量の比率は、上記のポンプ（３１２゜３１４）の設計によっ て予め設定されており、また、上記のタンク（３２４，３２６，３３０，３３２ ）内の圧力によっても設定される。この燃料タンク（３２４，３２６）内の圧力 による燃料流量の変化を第１４図に示す。第６図に示すようなタンク圧力による 燃料の流量の変化は、本発明において、断続的なロケットエンジン（３０２）の 燃焼の際にタンク内の燃料および酸化剤の残量に対応して燃料の流量を制御する のに利用される。

このような供給システムの作動中には、タンク（３３６）内に高圧に充填された ガス、たとえば窒素またはヘリウム、が圧力調整器（３４２）を介して供給され 、加圧される。これによって、各推進剤成分のタンクが所定の圧力に加圧される 。また、上記の差圧検出器（３４４，３４６）　がｗｉおよび酸化剤成分を測定 し、各タンク内のこれら推進剤ノｆｆｉ　ヲ沖Ｊ定する。これによって、制御器 （３５６）により燃料および酸化剤の量を計算する。

また、この燃料の圧力は入口バルブ（３４８）および出口バルブ（３５０）によ って調整される。この燃料圧力は、入口バルブ（３４８）を閉弁し、出口バルブ （３５０）を開弁することによって低下し、また入口バルブ（３４８）を開弁じ 出口バルブ（３５０）を閉弁することによって上昇する。

エンジンの複数回の燃焼の間の期間に燃料圧力を調整することによって次の燃焼 の際の燃料の流量が調整され、この燃焼の間の期間は、各タンク内の燃料および 酸化剤の量を測定し、またこれらに対応して各タンク内の圧力を調整するのに充 分な時間がある。そして、前回の燃焼の後に残った酸化剤および燃料の質量の比 率から次の燃焼の際の好ましい流量比率が設定され、最終的な燃焼の後に余剰の 燃料または酸化剤が残るのを防止する。なお、この燃料と酸化剤の混合比率の少 しの変化によるエンジンの燃焼に与える影響は、最終的な燃焼の後に余剰の燃料 または酸化剤が残ることによる不具合に比較すればほとんど無視できる。

これら推進剤の比率を補正するための計算、および差圧検出器の補正は、この宇 宙航行体またはエンジン段（３０２）に搭載された計算機、または地上に設置さ れこの宇宙航行体と通信および指令する計算機によって正確におこなうことがで きる。

また、上記のガスマニホルド（３３８，３４０）は、各タンクにそのスピン軸に 面した側に取付けられる。また、液体マニホルド（３２８，３３４）は、上記の ガスマニホルド（３３８，３４０）とは直径方向の反対側に取付けられている。

そして、この宇宙航行体のスピンにより、各タンク内の推進剤、すなわちタンク （３２４，３２６）内の燃料（３５２）、およびタンク（３３０，３３２）内の 酸化剤（３５４）は、マニホルド（３２８３３４）側に向かって外側に移動し、 マニホルド（３３８，３４０）側から離れる。

よって、これらタンク内のガスはガスマニホルド（３３８゜３４０）に連通し、 また液体は液体マニホルド（３２８゜３３４）に連通ずる。このような構成によ って、各タンク（３２４，３２６，３３０，３３２）内の蒸気および液体は、加 圧ガのタンク（３３６）からの圧によって押され、液体の燃料および液体の酸化 剤はそれぞれのマニホルド側に位置し、エンジン（３０２）に供給される。

そして、次回の燃焼の際の望ましい燃料の流量比率は次のパラメータによる式に よって設定される。

Ｍｏは最初の酸化剤の質量、 Ｍｒは最初の燃料の質量、 ｍＯは最終的に測定された酸化剤の質量、ｍ、は最終的に測定された燃料の質量 、ｄｍ□は次の燃焼で使用されるべき酸化剤の質量、ｄ　ｍ　ｒは次の燃焼で使 用されるべき燃料の質量。

そして、まず最初に次の式によって望ましい酸化剤と燃料の質量の比率Ｒが与え られる： そして、実際に使用された燃料と酸化剤の質量を測定した結果、上記の望ましい 比率からのずれすなわち誤差εは次の式で与えられる： 次の燃焼において上記の誤差を調整し、流量比率を補正するには、上記の（６） 式を（５）式に代入して次の式によって与えられる： Ｒｄｍｆｍ　ｄｍ□　−ｍｆｔ　（７）第１５図に示すように、前記の制御器（ ３５６）は２個のサンプリングユニット（３５８，３６０）、タイミングユニッ ト（３６２）、２個の読みだし専用のメモリ（３６４゜３６６）、ランダムアク セスメモリであるメモリ（３６８）、コンピュータ（３７０）、および出力バッ ファ（３７２）を備えている。上記のサンプリングユニット（３５８）は燃料差 圧検出器（３４４）に接続され、燃料を測定するように構成されている。また、 サンプリングユニット（３６０）は酸化剤差圧検出器（３４６）に接続され、酸 化剤を測定するように構成されている。これらのサンプリングユニット（３５８ ，３６０）はタイミングユニット（３６２）からのタイミング信号によって作動 する。

タイミングユニット（３６２）のブロック内のグラフ（３７４）に示すように、 このサンプリングユニット（３５８，３６０）はロケットエンジン（３０２）の 各燃焼が終了した後に作動する（第１３図）。このサンプリングユニット（３５ ８，３６０）は最初の燃焼の前にも作動し、最初の燃料および酸化剤の量を決定 する。

これらのサンプリングユニット（３５８，３６）は、差圧の測定値を出力してメ モリ（３６４，３６６）に送る。これらの差圧の関係は、タンク内の推進剤の成 分の量およびタンクの形状との関係に対応する。これらの関係は、この供給シス テム（３０４）について予め実際にめておき、そのデータをメモリ（３６４，３ ６６）に記憶させておく。燃料タンク（３２４，３２６）内の燃料の量と差圧と の関係はメモリ（３６４）に記憶され、また酸化剤タンク（３３０，３３２）内 の酸化剤の量と差圧との関係はメモリ（３６６）に記憶されている。これらのメ モリ（３６４，３６６）は、上記の測定された圧力値を各タンク内の燃料または 酸化剤の量に変換する。これらメモリ（３６４，３６６）によって得られた燃料 および酸化剤の量の値は、メモリ（３６８）に送られ、コンピュータ（３７０） に送られる。

前述した３つの式（５）、（６）、（７）は質量の関係についてのものであり、 これは燃料および酸化剤の両方の質量の関係である。燃焼の前およびその後に続 く各燃焼についての燃料および酸化剤の質量についてのデータはメモリ（３６８ ）に記憶される。好ましい燃料および酸化剤の質量の関係は従来の手段（図示せ ず）によってメモリ（３６８）内に直接記憶され、あるいはコンピュータ（３７ ０）によって最初の燃料および酸化剤の質量に基づいて前記式（５）によって計 算される。また、各誤差はコンピュータ（３７０）によって式（６）に基づいて 計算される。そして、次の燃焼に供給すべき燃料および酸化剤の質量の関係は、 式（７）に基づいてコンピュータ（３７０）によって計算される。

前記の式（７）に基づいて計算された次の燃焼における燃料と酸化剤の質量の関 係は線形であり、この関係はコンピュータ（３７０）のブロック内のグラフ（３ ７６）に示しである。

このグラフ（３７６）の線の傾斜は燃料の質量に対する酸化剤の質量の比率であ り、この線の水平軸（酸化剤の質量）からのずれは誤差に相当している。そして 、最適な酸化剤の質量および燃料の質量はこの関係から迅速に決定される。この コンピュータ（３７０）からの信号はバッファ（３７２）に送られ、調整器（３ ４２）、入口バルブ（３４８）　、出口バルブ（３５０）の開閉信号が送られ、 各タンク（３２４゜３２６．３３０，３３２）内の圧力が調整され、エンジン（ ３０２）に送られる燃料および酸化剤の比率が補正される。

このバッファ（３７２）は従来公知のストレージユニットであり、上記のコンピ ュータ（３７０）からの信号を貯蔵し、従来公知のライントライバから調整器（ ３４２）およびバルブ（３４８，３５０）に指令信号を送る。なお、圧力を調整 するために調整器やバルブを開閉することは従来公知のものであり、よってここ では詳細に説明しない。よって、制御器（３５６）によってこの供給システム（ ３０４）が作動され、本発明に従って燃料および酸化剤の流量比率を調整し、宇 宙航行体のミッション遂行を改善する。

なお、上記の代わりに、各燃料タンク（３２４，３２６）および酸化剤タンク（ ３３０，３３２）内に一定の圧力を調整して吹込み、推進剤の量を調整するよう にしてもよい。たとえば、第１６図に示すように、高圧の加圧ガス源（４１６） 内に例えば窒素またはヘリウムを４０００ｐｓ　ｉで充填する。

この加圧ガス（４１０）を配管（４１２）で調整器（４１４）に送り、配管（４ １６）に約７０ｐｓｉに減圧して送る。また配管（４２０）を介してバルブ（４ １８）が推進剤タンク（４２２）に接続されている。このバルブ（４１８）は配 管（４１６，４２０）の間に配置され、これが開弁すると推進剤タンク（４２０ ）内が７０ｐｓｉに加圧される。

そして、このタンク（４２２）内の推進剤の量を調整するには、バルブ（４１８ ）を開閉する。たとえば、バルブ（４１８）を閉じた状態でエンジンを燃焼させ た後には、推進剤の放出によってこのタンク（４２２）内の圧は７０ｐｓｉ以下 に低下する。したがって、次の燃焼の前にこのタンク（４２２）内の推進剤の量 が測定できる。このような測定結果に基づいて、最適な推進剤の供給量を決定し 、次のエンジンの燃焼前にバルブ（４１８）を開弁してこのタンク（４２２）内 を７０ｐｓｉ以下の圧に加圧し、この７０ｐｓｉ以下の圧力でタンク（４２２） 内を加圧した状態でエンジンを燃焼する。他の推進剤のタンク（図示せず）につ いてもこれと同様にして圧力を調整し、エンジンの複数の燃焼の間の期間に圧力 の関係からタンク内の酸化剤および燃料の量を測定し、燃料と酸化剤の比率を最 適な比率に調整する。

さらに、次の燃焼の際のタンク内の圧を７０ｐｓｉにするかそれ以下にするかは 、第１５図に従って説明したものと同様にして決定する。

以上説明した実施例および方法は、本発明の詳細な説明するためのものである。

当業者であれば、本発明の要旨を逸脱しない範囲で各種の変更を加えることがで きることは明白である。よって、本発明は次の請求の範囲によって限定される。

イ条蝋財（ｌ鯨） 国際調査報告 国際調査報告

Claims (19)

【特許請求の範囲】
1. １．ペイロードと最終段を備えた宇宙航行体を打上げる方法であって、この最終 段は液体二元推進剤によって推進されるものであり、この二元推進剤は第１の推 進剤成分と第２の推進剤成分とから構成され、また地上から軌道上に打上げられ 、上記の最終段が地上に回収されるものにおいて：上記宇宙航行体およびその推 進剤を地上からパーキング軌道まで運搬する運搬航行体に上記宇宙航行体および 推進剤を搭載し、上記第１および第２の推進剤成分は上記運搬航行体に搭載され 上記宇宙航行体の外側にある別々のタンク内に収容する過程と； 上記運搬航行体によって上記宇宙航行体および外部タンクをパーキング軌道まで 運搬する過程と；上記第１および第２の推進剤成分を上記の外部タンクから上記 宇宙航行体内に設けられこれら第１および第２の推進剤を収容するインテグラル タンクに移送する過程と；パーキング軌道上で上記運搬航行体から上記の宇宙航 行体を放出する過程と； 上記最終段のロケットエンジンを少なくとも１回作動させ、上記の宇宙航行体を 上記のパーキング軌道より高い高度の軌道に乗せる過程と； 上記ペイロードを所定の軌道に乗せた後に上記の最終段をペイロードから切離す 過程と； 上記の分離の後上記ロケットエンジンを少なくとも１回作動させ、最終段を回収 軌道まで帰還させる過程と；上記ロケットエンジンの各作動の後に残留している 各推進剤の質量を測定する過程と； 上記の測定過程に続いて、上記第１の推進剤成分を収容したインテグラルタンク 内の圧力を第２の推進剤成分を収容したインテグラルタンク内の圧力に関連して 調整し、次のロケットエンジンの点火の際にこのロケットエンジンに供給される 第１の推進剤成分と第２の推進剤成分との比率を調整する過程と； 上記の回収軌道上で上記の最終段を回収航行体で回収する過程と； この回収航行体と最終段を地上に帰還させる過程とを具備したことを特徴とする 方法。
2. ２．少なくとも１個の遠隔ステーションから遠隔案内制御信号を送り、前記ロケ ットエンジンの作動過程を開始する正確なタイミングを与え； 前記ロケットエンジンの各点火期間中に前記最終段によって得られる速度増加を 検出し； 前記点火中に検出した速度増加に基づいて前記ロケットエンジンの点火を停止さ せることを特徴とする前記請求の範囲第１項記載方法。
3. ３．前記遠隔案内制御信号は、少なくとも１個の地上の遠隔追尾ステーションか ら送られるものであることを特徴とする前記請求の範囲第２項記載の方法。
4. ４．前記速度増加を検出するのに積分加速度計を使用することを特徴とする前記 請求の範囲第２項記載の方法。
5. ５．前記第１の推進剤成分は燃料であり、また第２の推進剤成分は酸化剤である ことを特徴とする前記請求の範囲第１項記載の方法。
6. ６．前記ペイロードと最終段との間に介在された中間構造体を、まず上記ペイロ ードを最終段から切離した後にこれを最終段から切離す過程を備えたことを特徴 とする前記請求の範囲第１項記載の方法。
7. ７．前記運搬航行体から前記宇宙航行体を放出した後にこの宇宙航行体をそのス ピン軸まわりにスピンさせる過程と；前記ペイロードを前記最終段から切離す過 程の前に宇宙航行体のスピンを停止させる過程と； 前記ペイロードを最終段から切離す過程の後に前記最終段をそのスピン軸まわり にスピンさせる過程と；前記回収航行体によって回収される過程の前に前記最終 段のスピンを停止させる過程とを具備したことを特徴とする前記請求範囲第１項 記載の方法。
8. ８．前記測定過程は、前記各インテグラルタンク内のガス圧を測定し、またこれ らインテグラルタンクの前記最終段のスピン軸から最も離れた箇所の圧力を測定 し、この最終段のスピン速度、インテグラルタンクの形状および測定した差圧か ら各推進剤の質量を計算する過程を備えていることを特徴とする前記請求の範囲 第７項記載の方法。
9. ９．前記打上げ航行体は回収航行体と同じものであることを特徴とする前記請求 の範囲第１項記載の方法。
10. １０．前記ペイロードは静止軌道に乗せられるものであって： 複数の連続した軌道のペリジー点で前記ロケットエンジンをそれぞれ点火し、前 記宇宙航行体を上昇トランスファ軌道に乗せる過程と； 前記上昇トランスフア軌道のアポジー点で前記ロケットエンジンに点火し前記静 止軌道に乗せる過程と；前記ペイロードを前記最終段から切離した後ロケットエ ンジンを点火して下降トランスフア軌道に乗せる過程と；この下降トランスフア 軌道のべリジー点でロケットエンジンを作動させ、前記回収航行体の軌道の周期 より長い周期の軌道に乗せ、前記回収航行体を最終段とランデブーさせる過程と を備えたことを特徴とする前記請求の範囲第１項記載の方法。
11. １１．ペイロード、中間構造体および最終段からなる宇宙航行体を打上げる方法 であって、上記最終段は燃料および酸化剤からなる液体二元推進剤によって推進 され、この宇宙航行体は地上から静止軌道まで打上げられ、また上記最終段は地 上に回収されるものにおいて： 上記宇宙航行体およびその推進剤を地上からパーキング軌道まで運搬する運搬航 行体にこの宇宙航行体と推進剤を搭載し、上記の燃料および酸化剤は上記運搬航 行体に搭載され上記宇宙航行体の外部に設けられたタンク内に収容する過程と； 上記運搬航行体に搭載された上記宇宙航行体および推進剤を収容した外部タンク を上記のパーキング軌道まで運搬する過程と； 上記燃料および酸化剤を上記外部タンクから上記宇宙航行体内に設けられ燃料お よび酸化剤を収容するインテグラルタンク内に移送する過程と； 上記パーキング軌道上で上記運搬航行体から上記の宇宙航行体を放出する過程と ； 上記宇宙航行体をそのスピン軸まわりにスピンさせる過程と； 上記最終段のロケットエンジンに点火して作動させ、この宇宙航行体を加速して 第１の中間軌道に乗せ、上記のエンジンの作動は地上の遠隔追尾ステーションか らの信号によって制御する過程と； 各点火過程における速度の変化を積分加速度計によって検出する過程と； 上記の検出した速度変化に基づいてロケットエンジンの点火を終了させる過程と ； 上記ロケットエンジンの各点火の後に上記燃料および酸化剤の残量の質量を測定 する過程と； 上記各測定過程の後、燃料を収容したインテグラルタンク内のガス圧を酸化剤を 収容したインテグラルタンク内のガス圧に関連させて調整し、次のロケットエン ジンの点火の際にこのロケッエンジンに供給される燃料と酸化剤との比率を調整 する過程と； 上記第１の中間軌道のペリジー点においてケットエンジンを点火し、この宇宙航 行体を第２の中間軌道に乗せる過程と；上記第２の中間軌道のペリジー点におい てロケットエンジンを点火し、こ宇宙航行体を上昇トランスフア軌道に乗せる過 程と； 上記上昇トランスフア軌道のアポジー点においてロケットエンジンを点火し、こ の宇宙航行体を静止軌道に乗せる過程と； 上記宇宙航行体のスピンを停止させる過程と；上記最終段からペイロードを切離 す過程と；上記最終段をそのスピン軸まわりにスピンさせる過程と；ロケットエ ンジンを作動させ、この最終段を下降トランスフア軌道に下降させる過程と； 上記下降トランスフア軌道のペリジー点においてロケットエンジンを作動させ、 この最終段を上記運搬航行体の軌道の周期より長い周期の回収軌道にのせる過程 と；この最終段のスピンを停止させる過程と；上記運搬航行体によって上記の最 終段を回収する過程と；上記運搬航行体に回収された最終段を地上に帰還させる 過程とを具備したことを特徴とする方法。
12. １２．前記燃料および酸化剤の残量の質量を測定する過程は、前記燃料および酸 化剤を収容した各インテグラルタンク内の圧力を、最終段のスピン軸から最も離 れた位置において測定してこれらの間の差圧を測定し、上記スピンの速度および 測定された差圧から燃料および酸化剤の残量の質量を計算する過程を備えている ことを特徴とする前記請求の範囲第１１項記載の方法。
13. １３．ペイロードおよび最終段からなる宇宙航行体を打上げる装置であって、こ の最終段は第１および第２の推進剤成分からなる液体二元推進剤によって推進さ れ、またこの宇宙航行体は地上から所定の軌道まで打上げられ、上記の最終段は 地上に回収されるものにおいて：上記の宇宙航行体およびその液体二元推進剤を 地上からパーキング軌道まで運搬する運搬航行体と；この運搬航行体に搭載され 上記の宇宙航行体の外部に設けられ、上記パーキング軌道に達するまで上記の第 １および第２の推進剤成分を収容する複数の外部タンクと；上記宇宙航行体の内 部に設けられ、上記外部タンクからの第１および第２の推進剤成分を収容する複 数のインテグラルタンクと； 上記運搬航行体内に上記の宇宙航行体および外部タンクを保持する手段と； 上記外部タンクからインテグラルタンクに推進剤を移送する手段と； 上記運搬航行体から上記宇宙航行体を放出する手段と；上記最終段には上記の二 元推進剤を燃焼させて推力を発生させるロケットエンジンが設けられ； 上記のロケットエンジンの複数回の点火を制御する手段と；上記ロケットエンジ ンの各点火の後の各推進剤成分の残量の質量を測定する手段と； 上記ロケットエンジンの各点火後に残った第１および第２の推進剤成分の質量の 測定値の基づいて、次のロケットエンジンの点火の際の各推進剤成分の比率を調 整する手段と；各ロケットエンジンの点火による速度の増加を測定する手段と； 上記最終段の速度の増加の上記測定値に基づいてロケットエンジンの点火を停止 させる手段と； 上記最終段からペイロードを分離する手段と；上記運搬航行体からなり、上記最 終段を回収する手段とを具備し； 上記の最終段によってペイロードをパーキング軌道から所定の軌道に乗せ、この 最終段は地上に帰還して再使用されることを特徴とする装置。
14. １４．前記最終段からペイロードを切離す手段は、中間構造体を備え、この中間 構造体は上記のペイロードと最終段の間に介在され、上記ペイロードを切離して から上記最終段から切離されるものであることを特徴とする前記請求の範囲第１ ３項記載の装置。
15. １５．前記第１および第２の推進剤成分は燃料および酸化剤であることを特徴と する前記請求の範囲第１３項記載の装置。
16. １６．前記外部タンクは、２個の燃料タンクと２個の酸化剤タンクから構成され 、また前記インテグラルタンクは２個の燃料タンクと２個の酸化剤タンクとから 構成され、これらは宇宙航行体のスピン軸に対して対称に配置され、上記各イン テグラルタンクは対応する上記外部タンクから二元推進剤を移送されるものであ ることを特徴とする前記請求の範囲第１３項記載の装置。
17. １７．前記制御手段は、少なくとも１個の地上遠隔追尾ステーションであること を特徴とする前記請求の範囲第１３項記載の装置。
18. １８．前記速度測定手段は積分加速度計であることを特徴とする前記請求の範囲 第１３項記載の装置。
19. １９．前記次のロケットエンジンの点火の際に推進剤成分の比率を調整する手段 は、前記第１の推進剤成分を収容したインテグラルタンク内ガス圧を、前記第２ の推進剤成分が収容されているインテグラルタンク内のガス圧に関連して調整す る手段であることを特徴とする前記請求の範囲第１３項記載の装置。