JPH03500038A - ロケット推進で、空中配置され、揚力を助長される、軌道飛行、超軌道飛行および低軌道飛行するためのブースタ飛行体 - 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】 ロケット推進で、空中配置され、揚力を助長される、軌道飛行、超軌道飛行およ び低軌道飛行するための本発明は翼付きロケット飛行体と、軌道、超軌道（即ち 地球からの脱１ｆｌｌ）あるいは低軌道の姿勢および速度に到るまで効率的かつ 安全にベイローＶを運ぶために前記ロケット飛行体を利用する方法とに関する。

より詳しくは、本発明はロケット推進で、空中配置されかつ揚力を助長されるブ ースタ飛行体（ＡＬＢＶ）と、および所定のペイロード重量と、現在の推進シス テム技術レベルのブースタに対して最終の姿勢と速度とを達成するに要するロケ ット推進剤の量と関連の装置とを驚異的に低減させる、ブースタ飛行体を打ち上 げる方法とに関する。実際に、宇宙発射飛行体技術における現在の技術水準を用 いて、本発明は、所定のペイロール重量ＫＲして対比し５る地上打上げブースタ と比較してブースタの全体重ｔを約５０％も低減させ、対応して打上げ系のコス トを低減する。

効率的で、経済的、かつ安定した、ペイロードを運ぶ宇宙発射飛行体および発射 方法とに関して顕著でかつ間断無き商業および政府レベルの要求がある。ペイロ ードを宇宙へ打上げるために多くの従来技術が試ミられてきたが、今日まで全て の試みは安全性、経済性、安定性および作動上の柔軟性に関して著しい妥協がな されている。

従来の地上打上げの弾道（即ち非揚力の）ブースタロケットがペイｏ　＋＋＋　 ）１１打上げのための最も一般的な従来技術による方法である。しかしながら、 そのようなロケットは、打上げパンダ装置を含む、複雑な垂直離陸施設を必要と し、推進剤による危険と、居住区上の飛行による危険とから課される厳しい作動 および地理的制約を加えられろ。

さらに、従来の地上打上げブースタには、設計上と作動上の相反する問題の妥協 から起因する本質的な非効率性を蒙る。これらの非効率さは必然的に打上げ装置 の寸法、複雑さおよびコストを増加させ、ある種の応用に対して非経済的、ある いは好ましくないものとする。

前記の一組の相反する問題は従来の地上打上げ弾道ブースタにおけるスラスト方 向の損失と抗力損失との間の妥協である。特に、円形および長円形軌道並びにそ の他゛の殆んどの関心のある飛行任務に対する最終の飛行姿勢は水平あるいは実 質的に水平であるので、従来の垂直に打上げたロケットは最終の軌道飛行姿勢を 達成するためて初期の垂直上昇方向り）ら水平に近い上昇方間にピッチオーバす る必要がある。軌道を達成するには高速で、概ね水平の飛行を要する。前記のス ラスト方向の変化（５ち「スラスト方向損失」）に係わる損失を最小とするため に、飛行体が比較的低速で上昇している間に理想的にはぎツチオーバが行われ、 飛翔弾道において早い中に水平に近い方向に上昇するようにすべきである。この ような特性の浅い上昇曲線は、月面から離陸した後月の軌道を連数するために米 国のアポロ計画の月モジュール（１７，Ｓ、　Ａｐｏｌ’ｉｏ　Ｐｒｏｇｒａｍ ｌｕｎａｒ　Ｍｏｄｕｌりにより大気正零の状態（即ち真空）Ｋシいて利用され た。

しかしながら、構造応力および航空力学的発熱の観点から前記飛行体が大気を通 して打上げられるような応用においてこの理想的な飛行経路が実施できたいよ５ にする。抗力および揚力を含む航空力学的な力はパラメータρｖ２と共に増加す る。但し、ρは大気密度で、■は飛行体の速度、そして積ｌ／２ρｖ２は動圧で ある。

従って、所定の速度に対して、ρは高度の低い場合、より大きくなるので、高高 度にかけるよりも低高度における方が経験される抗力は大きい。ブースタロケッ トの飛行の間飛行体が加速する圧つれてｖ２は連続して増加し、飛行体が上昇す るにつれてρは連続して低下するので、動圧が最大値に達するまで出来るだけ垂 直方向に近く上昇することによって飛行体に対するピークの航空力学的荷重を最 小にすることが好ましい。

従って、月モジュールでの大気正零での上昇と異なり、航空力学的荷重の検討で は、従来技術による地上打上げブースタは、垂厘一方回から最終飛行への飛行姿 勢へのピッチオーバの殆んどが、ρｖ２がその最大値に達した後でのみ発生する よ５にして打上げられるべきことを示している。その結果、ピンチオーバは、■ が極めて高い（モしてρが低い）点において発生し、スラスト方向での損失をも たらす著しく過度の推進剤の使用の代償として飛行体に対する航空力学的荷重を 低減させる。

さらに、従来の弾道ブースタはその飛行時間の大部分を垂直あるいは垂直に近い 飛行姿勢に費消するので、重力が直接飛行体のスラスト力と反作用し、通常「重 力損失」と称されるその他の損失をもたらす。飛行体が水平飛行に近づくにつれ て重力損失は低減されるものの、前述の航空力学的荷重の問題により、ρｖ２の 最大値に達した後まで飛行体の概ね水平の飛行を阻害する。その結果、従来のブ ースタ飛行体は、その上昇飛翔の大部分に対して著しい重力損失をもたらす。

さらに、ブースタロケットモータの効率は排気ノズルの膨張比即ちノズル出口面 積の増ＤΩに伴って増加する。しかしながら、ロケットモータノズルの出口面積 に作用する周りの大気圧はノズル面積が増加するにつれて正味のエンジンスラス トを低減する。通常「大気圧によるスラストの低減」と称される前記のスラスト 損失は、大気圧によるスラストの低減を低下させ、かつ大気のより濃度の高い（ 部ち低高度の）領域における正味スラストを最大にするためにノズル出口面積即 ち膨張比をピークモータ推進効率以下にするよう従来のブースタを設計すること を要する。

前述の説明から明らかなように、スラスト方向の損失、抗力の損失、重力損失お よび大気圧ＶＣよるスラスト低減の損失は複雑に相反する問題を含み、その結果 適正なブースタ性能や飛行軌道操縦性を低下させる。

前述の性能や操縦性の妥協ＶＣより所定のベイローｖ重量に対して従来のブース タの寸法、複雑さおよび費用を増加させる。

前記の欠点を克服するために、本発明は、揚力で上昇するブースタを高高度かつ 高速度において航空機から発射することを提案している。飛行中に輸送機からブ ースタ飛行体を発射することにより、輸送機の速度と高度（運動および潜在エネ ルギ）を直接ブースタの上昇エネルギに飛行弾道において貢献させるという著し い付加的な利点を提供する。これらの飛行弾道上での貢献は地上打上げブースタ 飛行体では得られないものである。

地上打上げ飛行体の別の欠点は、打上げ個所の緯度および打上げ方向を制限する 区域の問題（即ち、打上げ軌道は居住区域を横切ってはならない）によって、赤 道に対する軌道の傾斜角が制限されることである。

飛行中の航空機からの発射の利点の１つは、航空機の速度ベクトルを最終の希望 する軌道の平面に合せることができることである。このことは、輸送航空機ヲ（ 通常は大洋領域上のいずれかの希望する緯Ｋｖｃおける）希望する打上げ個所ま で飛行させ、該航空機に対して落下の前に希望する速度ベクトルを提供すること により達成される。希望する個所、緯度および希望する軌道方向に飛行できるこ との主要な利点は、希望する軌道傾斜を達成するためにエネルギを消費する傾斜 変更作動をブースタ飛行体が行う必要のないことであって、これは同じ作動を行 うために輸送機を用いる場合よりはるかに効率が悪い。

地上打゛上げＶｃＲｔする宇宙発射の別の利点は、打上げ時の天候状態が好まし いいずれかの位置の打上げ個所まで飛行できることである。典型的に、地上打上 げは安全および防衛上の問題並びに、通常は固定された打上げ個所である必要な 打上げ施設の利用可能性１ｃより極僅かの選定された個所に限定される。このよ うに、宇宙発射は地上打上げよりも天候不順による遅れあるいは取消しは少ない 。

水平方向に打ち上げられる飛行体の各種の構成が提案されてきた。しかしながら 、いずれも本発明により提供される構成および作動上の利点を提供するものはな いことが判る。

米国特許耳４．２６５，４１６号においてジャックソン他（Ｊａｃｋｓｏｎ、　 ｅｔ　ａｌ）は、再使用可能の翼付きの軌道飛行体が、打ち上げに対して前記軌 道飛行体に解放可能に接続される１個以上の再使用可能のターざジェット推進の 翼付きブースタ飛行体ＶＣより滑走路からの水平方向の地上打上げを促進される システムを開示している。前記ブースタはロケット推進の人工衛星のステージン グ高度までの上昇を助長し、その後解放されて水平方向に着陸して、再使用され るよう地球へ飛行して戻る。前記飛行体が再使用可能であることは、大気圏へ再 入でき、かつ翼を用いて滑走路へ戻り、かつ着陸でまる必要がある。この飛行体 において、人工衛星とブースタの翼とは、ある程度まで重力損失を上廻る効果を 有する揚力を提供する。しかしながら、前記の開示された打上げ飛行体は寸度が 大きく、かつ技術的に複雑であることにより、その設計、展開および試験を非常 に高価なものとし、かつ例えば重量が４５０キロ（１０００ボンｒ）以下の小さ い軌道ペイローｆを打上げる上で非実用的で、かつコスト的に無理をする。

さらに、部分的に再使用性構成のため構造の寸法や複雑さが増加することにより 飛行体のペイローげ容量を低減させる。

飛行中に翼付きブースタ飛行体を発射するために輸送機を用いる別の打上げシス テムがテレダイン　ブラウンエンジニア１ノング社（Ｔｅｌｅｄｙｎｅ　Ｂｒｏ ｕｍｚｎｇｔｎｅｅｒｌｎｇ）により提案されている。このシステムは、例えば ボーイング７４７のような従来の航空機の上から水平方向に発射されるよ５Ｖｃ つくられた無人の宇宙飛行機を含む。しかしながら、この提案された「ビギイバ ツク」技術は、飛行体が輸送機の頂部に装着されたままである間に、宇宙飛行機 のブースタエンジンを始動させ、かつ試験することを計画していた。

そのような打上げ法は極めて危険であるス一めこの方法を広範囲に採用すること を実質的に制限している。さらに、前記システムはまた、飛行体に留ったままの 翼を有することにより該飛行体のペイロード容量を減少させるブースタ飛行体を 採用している。

輸送機の頂部から発射することに係わる害を排除するために、輸送機の下側から ある高速の調食航窒機、例えばＮＡＳＡ／ノースアメリカンのｘ−１５が打ち上 げられた。しかしながら、今日まで、実際の輸送機の下側からの宇宙発射は比較 的低マツハ数の低軌道飛行体に限定されており、輸送機から空中配置するに適し た軌道飛行のできる飛行体（・工何ら構成されなり１つだ。

ｘ−１５飛行体は、軌道での弾道を達成するに要するエネルギの単に約２０係を 達成するに過ぎない。さらに、！−１５あるいはその他の航空機より落下させる ロケット推進飛行体１工、個別の２個の段、す■ち＠１の推進並びに揚力を提供 し、かつ飛翔弾道を空気力学的に制御する段と第２の推進並びに飛翔弾道を制御 する段とを有していた。さらに、ｘ−１５は再使用可能構成のため残存したまま 大気圏へ再入し、水平方向の滑走路に着陸できるようにするため更に複雑となら ざるを得なかった。

空対空および空対地のミサイルを含み、輸送機により運ばれ、かつ飛行中に該輸 送機から発射される多数の従来技術によるミサイルがある。しっ）シながら、そ のようなミサイルは大気圏を離れるようＫは構成されておらず、軌道速度あるい （＝高度を達成せず、かつ軌道飛行を達成するに要するエネルギの単に約５％を 連成するのみである。さらに、前記のミサイルにおいて、翼やその他の航空力学 的制御面は、大気トを越えるまで上昇した後は投げ捨てられることはない。

従って、本発明の目的は、スラスト方向の損失、抗力損失、重力損失および大気 圧により誘発されるスラスト低下損失のような不利な結果を低減させる、軌道、 超軌道および低軌道ロケットブースタ飛行体を打ち上げる効率な方法を提供する ことである。

本発明の別の目的（：、地球軌道およびその池の希望する飛行弾道までのベイロ ーＶ容量を増ＶＯさせるために輸送機によるエネルギの飛行弾道への貢献を利用 できる飛行体を提供することである。

本発明のさらに別の目的は飛行体のコストや複雑さを低減させ、かつペイロー・ Ｖ容量を増力させるために使い捨て翼を有する飛行体を提供することである。

本発明のさらに別の目的は小さいペイロー−および大きいペイローｒの双方を経 済的かつ安定して軌道へ発射する飛行体を提供することである。

本発明の別の目的は、垂直言回の離陸施設を必要とせず、任務のための出発個所 、打上げ個所および方位角並びＩｃ最終執着傾斜に関して地理的に制限されず、 そのため地上打上げの時間と場所に大きく影響する天候、安全性、防衛および固 定された打上げ個所における施設の利用可能性に関する懸念を排除あるいは最小 とする軌道、超軌道あるいは低軌道ロケット飛行体を提供することである。

本発明のさらに別の目的は、１９８８年の、推進技術水準、構造、航空電子工学 および装置に基づく前述の目的を満足するロケット飛行体を提供することである 。

本発明のその他の目的および利点は、本発明の好適実語例およびそｆｉを使用す る方法を示し、かつ説明する以下の説明および図面の１ら容易に明らかとなる。

発明の要約 本発明は、小さいペイローｐおよび大きいペイロー−を軌道、超軌道および低軌 道連間および高度まで運ぶために輸送機の下側から空中発射するようより有利に 構成された無人で使い捨てのロケット飛行体に関する。前記ロケット飛行体は、 該飛行体が敏感な大気中を走行している間航空力学的揚力および姿勢ｔそれぞれ 制御する翼と制御可能のフィンとを含む。本発明の好適実施例において、複数の 段が利用され、翼が使い捨てで、かつ飛行体の第１の段と共に投げ捨てるべく該 築１段に取り付けられる。

作動の際、ロケットブースタ飛行体は、例えばロツ＊−ｘｃ−１３０、ボーイン グＢ−５２、ざ−イング７５７あるいは特殊目的の航空機のような輸送機の翼あ るいは胴体の下側に取り付けられ、落下させて発射する高度まで運ばれる。その 後前記飛行体は水平言回あるいは水平に近い姿勢で輸送機から解放され、第１段 が発火される。本発明の代替実施例においては、飛行体は輸送機の翼や、あるい １１胴体の下側に取り付けられるのではなくて、むしろ輸送機の内側まで運びつ る。その後、前記飛行体は、好ましくは約４５度以下の上昇飛行軌道角度まで最 初は航空力学的に制御されたぎツチアツプを行ない、その後ｐＶ２の最大値に達 した後は飛行体の航空力学的に制御されたぎツチダウン−が続くことからなる画 期的な「垂直−８」の操縦を実行する。前記垂直−８操縦の最終部分においては 、第一段の燃焼が終了し、第１段と、それに接続された航空力学的面とフィン面 とが投げ捨てられ、第２段およびその後のいずれかの段階が飛行体を従来の要領 で軌道、超軌道および低軌道姿勢および速度まで加速する。

従来技術ＶＣよる前述の飛行体および方法に対する顕著な利点は、本発明！大規 模の軌道、超軌道および低軌道へのペイロー−の運搬に対して可能とせしめる前 述の飛行体と方法とにより達成される。

飛行中に輸送機からブースタ飛行体を発射することにより輸送機の速度と高度（ 運動および潜在エネルギ）とが直接ブースタ飛行体の上昇エネルギに加えられる 。

航空力学的揚力を有利に使用しているため、本発明は高高度（例えば１３．００ ０メートル−４０，ＯＤ　Ｏフィート）および高速度（例えばＯ，Ｓ　Ｏマンノ １数）で輸送機から水平言回に配置を可能とする寸法や構成に設計することがで きる。前述の説明から判るように、敏感な大気を通して飛行体が非垂直方向に上 昇するようロケットブースタを支援するために航空力学的揚力が利用される。さ らに、敏感な大気中にある間、飛行体の航空力学的面の姿勢制御により飛行弾道 制御が実行される。その結果、航空力学的揚力が重力損失を克服するよう支援す る。これは従来までは従来のブースタ飛行体におけるロケットブースタのスラス トにより主として反作用させてきた。さらに、全体の速度ベクトル回転角度が地 上打上げ飛行体のそれよりはるかに小さいためスラスト方向の損失が低減し、前 記回転の殆んどは低速で実行され、前記回転の著しい量が航空力学的揚力により 達成される。

さらに、高高度での軌道飛行体の発射はそれに前述の垂直−８操縦が後続すると 本発明ＶＣよる飛行体が、理想的な非大気圏水平打上げ飛行弾道並びに前述した 地球の大気中での地上打上げに典型的１ｃ［用される垂［Ｋ近い飛行弾道の双方 共異なり、かつ通常大気中での発射に付随する欠点を排除する上昇飛行弾道を飛 行できるようにする。特に、打上げ姿勢での大気密度ρが低く、かつ配置点での 速度が比較的遅いと関係構造体に対する航空力学的荷重および航空熱力学的荷重 を最小とし、概ね非垂直の飛行弾道の使用を可能とする。

好適方法においては、４５°あるいはそれ以下の初期ピッチアップにより破壊的 なピークの航空力学的荷重および熱荷重とを排除する適当な大気密度傾斜を提供 する。さらに、ピークの航空力学的荷重に達した後、飛行体１工前述した理想的 な水平で、真空中の飛翔に達するようピッチダウンされる。

さらに、概ね非垂直の飛行弾道が可能なので、スラスト方向の重力取分が低減す るにつれて重力損失がさらに低減され、その方向に対して垂直の重力は翼の航空 力学的揚力の反作用を受ける。

さらに、有用な揚力および航空力学的荷重制＠を提供し終った後翼とフィンとを 投げ捨てることＫよつさらに飛行体の効率を同上させ、かつ軌道まで全航程使い 捨てでない翼を運ばねばならない前述のジャクツノ他の飛行体あるいに米国のス ペースシャトルと比較してペイローセ容量を増加させる。

また飛行体を空中発射することにより、打上げを希望するいずれかの緯度並び傾 斜角度で行うことができるので、希望するいずれかの軌道傾斜を効率的に達成す ることができ、そのためブースタの上昇中あるい６エ軌道に達した後の軌道傾斜 変更機能に対する必要性を排除する。

さらに、本発明のロケットモータの構成によればさらに損失の低減を達成する。

さらに、モータは１２．０００メートル（４０，０００フイート）およびそれ以 上で大気圧においてのみ発火されるので、膨張比がより高くて、より大きいノズ ル出口面積を採用でき推進効率！向上させ、かつ大気スラスト低下損失を大きく 低減させる。

図面の簡単な説明 第１図は本発明によるロケット飛行体の第１の好適実施例の側面図、 第２図に本発明ＶＣよるロケット飛行体の纂１の好適実施例の部分的に断面の平 面図、 第３図は本発明によるロケット飛行体の第１の好適実施例の正面図、 第４図は本発明によるロケット飛行体？固定した代表的な輸送機の上面図、 第５歯は本発明ｌＣよるロケット飛行体？固定した輸送機の側面図、 第６図−１本発明によるロケット飛行体を固定した輸送機の正面図、および 第７図は本発明によるロケット飛行体の打上げ方法を示す概略図である。

発明の詳細説明 第１図から第３図までは、ロケット推進で、空中配置の、揚力助長されたロケッ ト飛行体１００の第１の好適実施例を示す。ＡＬＢＶは、それぞれ第１段、第２ 段および第３段ロケットモータ１９．２０お工び３９を有する第１段１０．第２ 段２０および第３段３０よりなる。第１段１０と第２段２０とは、飛行中に第１ 段が終ると選択的に解放するよう従来の要領で１−２アダプタ１５を介して隣接 端で最初に接続される。第２段２０Ｓ第３段３０も、飛行中に第２段が終了する と選択的に解放する工５同様に２−３アダプタ２５Ｙ介して隣接端で接続されて いる。

好適実施例においては、＠１段、第２段および第３段は、例えば高エネルギＨＴ ＰＢ　（ヒＶロオキシで終るポリブタシン）ベースの推進剤のような適当な推進 剤を燃料とする固体ロケットモータでよい。第１段のケーシング１１は強度上お よび飛行体の全体重量の低減のために鋼あるいはフィラメント合成材（例えばグ ラファイト）與であることが好ましく、その選定は経済的および技術的観点から なされる。第２と第６段のケーシング２１と３１とはそれぞれフィラメント合成 材製が好ましい。ノズル１２．２２お工び３２にそれぞれ第１段、第２段および 第３段の後部に固定されてｔ・る。第１段のノズル１２は、約４０：１のノズル 膨張比を有することが好ましい空中打上げに対して適正な固定した（即ちジンバ ルを儂えていない）ノズルである。第２と第３段のノズル２２と３２とは、それ ぞれ約８０：１と６０：１の膨張比を有することが好ましい、従来のジンバルを 備えたノズルである。

第２段と第３段と［は従来の姿勢制御機構が採用されており、該機構は例えば、 推進飛行中の縦揺れおよび横揺れを制御する電気機械式スラストベクトル制御手 段および慣性飛行中の縦揺れおよび横揺れを制御し、かつ推進飛行および慣性飛 行中の縦揺れを制御する冷ガス（例えば窒素）の反作用制御噴射とでよい。第１ 段の姿勢制御；１以下説明する要領で航空力学的に実施される。

航空力学釣具２３は第１段のケーシング１１に固定されている。フィン２４は飛 行体を航空力学的に制御し、かつ後部スカート２１のフィンアクチュエータ２６ により機械的に枢着支持されている。フィンアクチュエータ２６に動力を供給す るためｔ／ｃ電池あるいは加圧された油圧リデーバ２８が設けられている。後部 スカート２７は従来の延長部材（図示せず）を介してケーシング１１Ｖｃ固定さ れている。マイクロプロセッサ案内のコンピュータおよび初期姿勢基準計器を含 む飛行側画用の航空電子工学計器が、より小さい直径の第３段モータ３９’Ｙ囲 む第３段航空電子工学計器組立体３１内に位置している。

第３段の流線型構造３８は、それがペイ、　＋　Ｉ！および第３段全体を覆うこ と以外は従来のブースタ航空力学／遮熱流線型構造である。ベイローｒ（図示せ ず）は前記流線型構造３８の前方部分により形成された室内に格納されている。

前記流線型構造３８は通常第２段の発火の後で従来の射出機構を介して射出する ようにされているがその正確なタイミングは飛行任務と弾道の要求によって変わ る。

第４図から第６図までは、翼の下の発射パイロンと解放機構１０１ｆｔ介して輸 送機２００に装着された前述のＡＬＢＶ　１００を示す。輸送機２００は、例え ばロンキードＣ−１３０，ボーイングＢ−５２、ボーイング７５７あるいに特殊 目的の航空機のようないずれか適当な航空機でよい。ＡＬＢＶ　１００はいずれ かの都合のよい位ｔＶＣ取り付けてよいが、プロペラ／エンジンの空隙、航空力 学的インタフェースおよび離陸回転の間の地面との空隙ＶＣ対して適正な距離に おいて、機体内エンジンと機体との間で輸送機の翼に取り付けられることが好フ しい。輸送機の安全に対して、−次解放機構がたとえ故障したとしてもブースタ が確実に発射できるようにパイロン構造に適当な二重安全手段を含めるべきであ る。

第７図を参照して、典型市な飛行任務の形態を以下説明する。

輸送機２００の離陵前、ＡＬＢＶ　ｉ　Ｑ　Ｑは翼の下の発射パイロン１０１を 介して輸送機２００Ｖｃ取り付けられている。その後、輸送機２００は従来の水 平方向の離陸施設（Ｆ！ｒＪち滑走路）から離陸し、落下−発射個所まで進行す る。ＡＬＢＶ　Ｉ　Ｑ　Ｑ　６１空中発射するようされているので、輸送機２０ ０の飛行任務開始点（；、従来の適当な空港施設の利用可能性および輸送機２０ ０の飛行範囲により制限される。さらに、ＡＬＢＶ　１００の空中発射位置と方 向と（：弾力的であって、使用済の段の着水個所および軌道発射点の選択におい て著しｔ・柔軟性乞提供する。

発射点３００Ｖｃ達し、かつ適当なチェックアウト試験およびその他の機能を果 した後、ｔ＝＝Ｑ秒においてＡＬＢＶ　ｉ　Ｑ　Ｑは概ね水平の姿勢で約１２， ０００メートル（４０，Ｃ１００フイート）の高度において亜音速（例えば約０ ．８０マツノ・数〕で空中発射される。３０６０点（例えばｔ＝５秒）において 輸送機２００から安全に分離すると、第１段のモータ１９に発火する。

その後フィン２４上のＡＬＢＶ航空力学的制御面が、３０７０点でＡＬＢＶ　１ ０　Ｑのピッチアップ姿勢（正の迎え−を形成する）を作り出し、垂直−８操縦 を開始し、かつ航空力学的Ｋ　ＡＬＢ’Ｖ　１Ｑ　ｇが、約４５度以下が好まし い上昇角で上昇するようにさせる形態に置かれる。上昇角は、飛行体ＶＣ対して 許容しつる最大の航空力学的荷重ｔもたらす最も浅い上昇角として選択される。

航空力学的荷重および熱荷重は動圧に直接関係するので、上昇角度が鋭いほど、 航空力学荷重および熱荷重は低くなる。他方、前記角度が浅いほど、前述のよう にスラスト方向の損失と重力損失とは低くなる。

３０８０点（例えばｔ＝３０秒、■＝マツノ・３．０、高度２３．４００メート ル＝７８．０００フイート）において、フィン２４上のＡＬＢＶ航空力学的制御 面はＡ　ＬＢＶ１００％’ピッチダウンさせ、そのため上昇飛行弾道を下げる形 態に置かれる。３０８の点は、パラメータρｖ２がその最大値に達した点とされ 、ＡＬＢＶ　１００　Ｋ対するぎ−ク航空力学的荷重の点に対応する。ＡＬＢＶ ρ １００の高度が増しく！を低減させ）、かつＡＬＢＶｌｏｏの速度が増加するの で発射後は動圧１／２ρｖ２は時間と共に変化する。このよつに、発射後の時間 の関数としてゾａッ卜すると、動圧はまず増加し、次いで減少し、そのためゾａ ットは放物曲線に類似する。

モジ「ブツシュ・オーバ」点３０８が余り低い高度（即ちｐが依然として高すぎ る）で選択されるとすれば、その結果の高いρｖ２の？Ｉは航空力学的荷重を支 持するためにより重い構造を必要とし、そのためペイミーｙ容量を低減させる。

もし３０８の点が高すぎる高度で選択されるとすれば、弾道が峻しすぎることに より重力損失が増え、利用可能なベイローＶ容量を低減させる。３０８の点は、 ブツシュ・オーバに対して高度並びに速度が適度な垂直−８操縦点を記す。３０ ８の点の後は、航空力学的荷重問題に関係なく理論的に適正な上昇角においてＡ ＬＢＶ　１００が阻害されることなく加速できる。

３０９０点（例えば、ｔ＝９５秒　Ｖ＝３０９０メートル＝ＩＯ，３００フィー ト／秒、高度＝７８．０００メー）ル＝２６０．０００フィー１　）ｖｃｂいて 、第１段が燃焼終了しかつ投げ捨てられ、そのとき好適実施例においては、使い 捨て翼２３、フィン２４および流線型構造３８とは第１段と共に投げ捨てられる 。前記の投げ捨てが行われる高度に応じて、翼２３、フィン２４、流線型構造３ ８および燃焼終了した第１段１０の残存物とは好適実施例においては大気圏への 再入特大気中で燃えるか、あるいは大洋へ落下する。第１段の燃焼終了は少なく とも１０　ｐｓｆの勤王において発生し第１段モータ１９の燃焼中フィン２４に より効率的な航空力学的姿勢制御が確実に得られるように決めることが好ましい 。

３００−３０９の点ＧＸ　ＡＬＢＶ　１００　ノ飛行の第１の局面３２０を示し 、その間弾道は専ら航空力学的に制御される。前述のように、この局面の間の航 空力学的制御はスラスト方向の損失を大きく低減することにより薦１の局面の効 率を著しく向上させる。さらに、航空力学的制御のため、ジンバルを設けた第１ 段のノズルあるいは姿勢を制御するその他の手段は必要とされずそのため飛行体 の重量とコストとｔ低減する。

第１段の燃焼終了（３０９０点）の後、第２段の発火は、適度の慣性飛行時間の 稜点３１０（例えば１３１３５秒）において発生する。

第３段の発火は点３１１（例えばｔ＝６１０秒）において発生し、ｗ！Ｊ３段の 燃焼終了と軌道への進入とが点３１２（例えばｔ＝６７５秒ンにおいて続く。

３１０−３１２の点は弾道の第２の局工３３０を示し、その間前述の従来の（非 航空力学的）姿勢制御手段が用いられる。

当該技術分野の専門家には明らかなように、本発明の精神から逸脱することなく 本発明の多様の修正が可能である。例示のみとして、例えば希望する飛行任務の 目的地、ペイローｒの重づ、コスト問題、並びに輸送機のタイプと槽底のような 要素に応じて異なる数の段階を用いることができる。さらに、本明細書では固体 推進剤のモータとして説明してきたが、１段あるいはそれ以上の段は、従来の液 体推進剤エンジンを含み他の種類のロケット推進？含めてよい。また、本発明は 各種の輸送機および各種の落下＠樽と共に用いることができる。

さらに、好適実施例は第１段において翼２３とフィン２４とを組み入れているが 、前記翼２３とフィン２４とはそのように位置させる必要はなく、いずれか他の 航空力学的に適当な個所、即ち零段、第２段あるいは航空力学的に適当な後続の 段に位置させることができる。さらに、飛行体の寸法あるいはペイａ−ｒの容量 が重要でない用途においては翼２３とフィン２４と、工投げ捨てる必要はない。

早一段のみあるいは多段音用いている用途においては、翼２３とフィン２４とは 、燃焼終了した段の投げ捨てと関連させるのでなく、それ自体のみで投げ捨てて よい。しかしながら、そのような用途においては、ＡＬＢＶ　１００を離れ捨て られた翼２３とフィン２４とがＡＬＢＶ　Ｙ損傷するのを確実に避けるために適 当な保護手段を講じるべきである。

この目的Ｋｉして翼２３とフィン２４とｙＡＬＢｖｌｏｏに固定するために従来 の爆発マウントヲ実施すればよい。

最後に、本明細書では特定のミザイルの形に関してＡ、ＬＢＶ　１００の作動を 説明しているが、あるイベントの時間、高度、速度および順序については単に例 示であって、例えば天候、輸送機の型式、ペイローｖのタイプ、希望する任務の 目的地およびＡＬＢＶの槽底（例えば段の数、採用したモータ／エンジンのタイ プ、翼の投げ捨て方法等）のような要素に対応するよう修正できる。

当該技術分野の専門家には、本発明は開示した正確な実施例に限定されるのでは なく、本明細書に記載のＡＬＢＶ　Ｉ　Ｑ　Ｑ、輸送機２００および発射方圧に 関して本発明の範囲と精神とから逸脱することなく各種の付加的な変更が可能な ることが認められる。

口１．１ シ、３ 国際調査報告

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １．飛行中に輸送機から解放されて発射されるようにされたロケットブースタ飛 行体において、前記飛行体を推進し、かつその弾道を制御するスラスト手段と、 前記飛行体の航空力学的揚力並びに弾道制御する使い捨ての翼手段と、および 前記飛行体を前記輸送機で解放可能に運ぶための輸送手段とを含み、 前記翼手段は前記飛行体の前記輸送手段により前記輸送機から解放された後第１ の所定の時間の間弾道制御を行い、前記スラスト手段は前記の第１の所定の時間 の後弾道制御を行うことを特徴とするロケットブースタ飛行体。 ２．請求の範囲第１項に記載の飛行体において、前記第１の所定の時間は、前記 輸送機からの解放に始まり、航空力学的制御が実質的に効果がなくなる時点で終 る時間として規定されることを特徴とするロケットナースタ飛行体。 ３．請求の範囲第１項に記載の飛行体において、前記翼を前記飛行体から分離さ せる取り外し手段をさらに含むことを特徴とするロケットブースタ飛行体。 ４．請求の範囲第５項に記載の飛行体において、前記飛行体がさらに、第１段お よび第２段からなり、かつ前記スラスト手段がさらに、前記第１段と第２段とπ より担持される第１段スラスト手段と第２段スラスト手段とからそれぞれなり、 前記翼手段が前記第１段に固定され、前記取外し手段がさらに、前記第１段と固 定された翼手段とを前記第２段から分離する手段を含むことを特徴とするロケッ トブースタ飛行体。 ５．請求の範囲第４項に記載の飛行体において、前記飛行体がさらに第３段を含 み、前記スラスト手段がさらに、前記第３段により担持されている第３段スラス ト手段を含み、かつ前記取外し手段がさらに、前記第２段を前記第５段から分離 する手段を含むことを特徴とするロケットブースタ飛行体。 ６．請求の範囲第５項に記載の飛行体において、前記第５段がさらに、前記飛行 体と共にペイロードを運ぶためのペイロード手段な含むことを特徴とするロケッ トブースタ飛行体。 ７．請求の範囲第１項に記載の飛行体において、前記取付け手段が前記飛行体を 解放可能に前記輸送機の下側に取り付けることを特徴とするロケットブースタ飛 行体。 ８．請求の範囲第１項に記載の飛行体において、前記翼手段が航空力学的揚力を 提供する主翼手段と、前記第１の所定時間の間姿勢制御を行う補助翼手段とを含 むことを特徴とするロケットブースタ飛行体。 ９．請求の範囲第１項に記載の飛行体において、さらに前記飛行体と共にペイロ ードを運ぶためのペイロード手段を含むことを特徴とするロケットブースタ飛行 体。 １０．請求の範囲第４項に記載の飛行体において、前記第１段のスラスト手段が 固定スラスト方向を有し、かつ前記第２段のスラスト手段が可変スラスト方向を 有していることを特徴とするロケットブースタ飛行体。 １１．請求の範囲第４項に記載の飛行体において、前記第１段のスラスト手段が 固定スラスト方向を有し、かつ前記第２段のスラスト手段が複数の種々の選択可 能なスラスト方向を有することを特徴とするロケットブースタ飛行体。 １２．飛行中に輸送機から分離することによりロケツトブースタ飛行体を空中発 射する方法であって、前記飛行体が航空力学的揚力と弾道制御とを提供する制御 可能の翼手段と、前記飛行体を推進するスラスト手段とを有する方法において、 前記飛行体を前記輸送機に取外し可能に取り付け、前記飛行体を発射個所まで飛 行させ、 発射個所において前記輸送機から前記飛行体を取り外し、 前記スラスト手段に前記飛行体の推進を開始させ、前記飛行体が少なくとも第１ の時間の部分の間上昇角度を増加させて上昇するよう第１の時間に対して前記飛 行体に正の迎え角を提供するよう前記翼手段を制御し、および前記第１の時間の 経過後前記飛行体が上昇角度を減少させて上昇するよう負の迎え角を提供するよ う前記翼手段を制御することを含むロケットブースタ飛行体を空中発射する方法 。 １３．請求の範囲第１２項に記載の方法において、前記飛行体が上昇角度を増加 させて上昇した後、前記翼手段が、概ね水平姿勢が達成されるまで前記飛行体を 上昇角度を減少させて上昇させるよう制御されることを特徴とするロケットブー スタ飛行体を輸送機から空中発射させる方法。 １４．請求の範囲第１２項に記載の方法において、前記発射個所が所定の位置と 方位角とにあることを特徴とするロケットブースタ飛行体を輸送機から空中発射 させる方法。 １５．請求の範囲第１２項に記載の方法において、前記第１の時間は、発射後前 記飛行体が前記輸送機から分離直後に始まり、前記飛行体に対するピークの航空 力学的荷重を最小とするよう選択された時間で終る時間であることを特徴とする ロケットブースタ飛行体を輸送機から空中発射させる方法。 １６．請求の範囲第１２項に記載の方法において、さらに前記第１の時間の経過 後のあるときに前記翼手段を投げ捨てる段階をさらに含むことを特徴とするロケ ットブースタ飛行体を輸送機から空中発射させる方法。 １７．請求の範囲第１２項に記載の方法において、前記飛行体が大気密度が所定 値以下となる高度に達した後前記翼手段を投げ捨てる段階をさらに含むことを特 徴とするロケットブースタ飛行体を輸送機から空中発射する方法。 １８．請求の範囲第１２項に記載の方法において、前記飛行体が前記輸送機の翼 の下方に取り付けられ、かつ前記輸送機から落下されることを特徴とするロケッ トブースタ飛行体を輸送機から空中発射する方法。 １９．請求の範囲第１２項に記載の方法において、前記飛行体が前記輸送機の内 部に取り付けられ、前記輸送機から落下されることを特徴とするロケットブース タ飛行体を輸送機から空中発射する方法。 ２０．請求の範囲第１２項に記載の方法において、前記翼手段が第２の時間弾道 制御を行い、かつ前記スラスト手段が第２の時間の後弾道制御を行う、ロケット ブースタ飛行体を輸送機から空中発射する方法。 ２１．請求の範囲第２０項に記載の方法において、前記第２の時間が発射におい て始まり、航空力学的制御の効果がなくなるとき終る時間であることを特徴とす る、ロケットブースタ飛行体を輸送機から空中発射する方法。 ２２．請求の範囲第２１項に記載の方法において、前記第２の時間の経過後前記 翼手段を前記飛行体から分離する過程をさらに含むことを特徴とするロケツトブ ースタ飛行体を輸送機から空中発射する方法。 ２３．請求の範囲第１２項に記載の方法において、解放後は前記飛行体の上昇角 は決して４５度を上廻らないことを特徴とするロケットブースタ飛行体を輸送機 から空中発射する方法。 ２４．請求の範囲第１２項に記載の方法において、前記飛行体の最大の上昇角は 、前記飛行体に対する許容可能の最大の航空力学的荷重をもたらす最も浅い角度 であることを特徴とするロケットブースタ飛行体を輸送機から空中発射する方法 。 ２５．請求の範囲第１２項に記載の方法において、発射時の輸送機の全体エネル ギが希望する上昇弾道において前記飛行体のエネルギに貢献するように前記飛行 体の希望する上昇弾道の方向に前記輸送機を飛行させる段階をさらに含む、ロケ ットブースタ飛行体を輸送機から空中発射させることを特徴とする、ロケットブ ースタ飛行体を輸送機から空中発射する方法。 ２６．輸送機からロケット飛行体を空中発進する方法であって、前記飛行体が航 空力学的揚力と弾道制御とを提供する制御可能の航空力学的翼手段と、前記飛行 体を推進するスラスト手段とを有する方法において、前記飛行体を前記輸送機か ら発射し、 前記翼手段により提供される揚力と制御とにより、かつ前記スラスト手段により 提供される推進とにより弾道における所定の点まで前記飛行体の姿勢を増加させ 、および 前記翼手段を前記所定の点で投げ捨てることを含むことを特徴とするロケット飛 行体を輸送機から空中発射する方法。 ２７．請求の範囲第２６項に記載の方法において、前記の所定の点は大気密度が 所定値より小さくなる高度にあることを特徴とするロクツト飛行体を輸送機から 空中発射する方法。 ２８．請求の範囲第２６項に記載の方法において、前記所定の点は動圧が所定値 より小さくなるところであることを特徴とするロケット飛行体を輸送機から空中 発射する方法。 ２９．飛行中に輸送機から解放されることにより空中発射するようにされたロケ ットブースタ飛行体において、 前記輸送機から発射された後前記飛行体に航空力学的揚力と弾道制御とを提供し て前記飛行体を所定の上昇弾道に沿つて上昇させ、かつ案内する使い捨ての翼手 段と、 前記飛行体を弾道に沿つて推進するスラスト手段と、および 前記飛行体を前記輸送機に解放可能に取り付ける取付け手段とを含み、 前記翼手段は動圧が第１の所定の値より小さくなる弾道上の点まで前記飛行体の 弾道を制御することを特徴とするロケットブースタ飛行体。 ３０．請求の範囲第２９項に記載の飛行体において、前記第１の所定の値は、前 記翼手段による航空力学的制御が実質的に効果がなくなるときの動圧であること を特徴とするロケットブースタ飛行体。 ３１．請求の範囲第２９項に記載の飛行体において、前記翼手段を前記飛行体か ら分離する取外し手段をさらに含むことを特徴とするロケットブースタ飛行体。 ３２．請求の範囲第２９項に記載の飛行体において、前記スラスト手段が、弾道 上の前記点に達した後弾道を制御することを特徴とするロケットブースタ飛行体 。 ５５．請求の範囲第２９項に記載の飛行体において、前記飛行体がさらに第１段 と第２段とを含み、前記スラスト手段がさらに前記第１段と第２段とによりそれ ぞれ坦持された第１段と第２段とのスラスト手段を含み、前記翼手段が前記の第 １段に取り付けられ、かつさらに前記第１段と固定された翼手段とを前記の第２ 段から分離する分離手段を含むことを特徴とするロケットブースタ飛行体。 ３４．請求の範囲第２９項に記載の飛行体にいて、前記取付け手段が前記飛行体 を前記輸送機の下側に解放可能に取り付けることを特徴とするロケットブースタ 飛行体。 ３５．飛行中に輸送機から分離することによりロケット飛行体を空中発射する方 法であって、前記飛行体が航空力学的揚力と弾道制御とを提供する制御可能の翼 手段と前記飛行体を推進するスラスト手段とを有している方法において、 前記飛行体を前記輸送機に取り外し可能に取り付け、前記飛行体を発射個所まで 飛行させ、 前記飛行体を発射個所において前記輸送機から解放し、 前記飛行体を上昇弾道に沿って推進するよう前記スラスト手段を始動させ、 前記飛行体が前記上昇弾道に沿つて上昇角を増加させて前記上昇弾道上の所定の 点まで上昇させるよう前記飛行体に正の迎え角を提供するべく前記翼手段を制御 し、および 前記の所定の点を越えると上昇角を減少させて前記上昇弾道に沿って前記飛行体 が上昇するよう負の迎え角を前記飛行体に提供するよう前記翼手段を制御する段 階を含むことを特徴とするロクツト飛行体を空中発射する方法。 ３６．請求の範囲第３５項に記載の方法において、前記の所定の点が前記飛行体 に対する航空力学的荷重を最小とするよう選択することを特徴とするロケツトブ ースタ飛行体を輸送機から空中発射する方法。 ３７．請求の範囲第３５項に記載の方法において、前記飛行体に対する動圧が所 定の最小値以下になった後前記翼手段を投げ捨てる段階をさらに含むことを特徴 とするロケットブースタ飛行体を輸送機から空中発射する方法。 ３８．飛行中に輸送機から分離することによりロケット飛行体を空中発射する方 法であつて、前記飛行体が航空力学的揚力および弾道制御を提供する制御可能の 翼手段と、前記飛行体を推進しその弾道制御を提供する制御可能のスラスト手段 とを有する方法において、前記飛行体を取り外し可能に前記輸送機に取り付け、 前記飛行体を発射位置まで飛行させ、 前記発射位置において前記飛行体を前記輸送機から取り外し、 前記飛行体を推進するよう前記スラスト手段を始動させ、 動圧が所定値より小さくなるまで希望する弾道に沿って前記飛行体を案内するよ う前記翼手段を制御し、前記翼手段を投げ捨て、よび 前記翼手段が投げ捨てられた点を越えて希望する弾道に沿つて前記飛行体を推進 しかつ案内するよう前記スラスト手段を制御する段階を含むことを特徴とするロ ケット飛行体を空中発射する方法。