JPH09175499A - 多段式宇宙飛行・輸送用装置及びこの装置による水平離陸の方法 - Google Patents

多段式宇宙飛行・輸送用装置及びこの装置による水平離陸の方法

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JPH09175499A
JPH09175499A JP8326982A JP32698296A JPH09175499A JP H09175499 A JPH09175499 A JP H09175499A JP 8326982 A JP8326982 A JP 8326982A JP 32698296 A JP32698296 A JP 32698296A JP H09175499 A JPH09175499 A JP H09175499A
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flight
carrier body
space flight
transportation
fuel tank
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JP8326982A
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Holger Stockfleth
シュトックフレート ホルガー
Johann Spies
シュピース ヨハン
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Airbus Defence and Space GmbH
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Daimler Benz Aerospace AG
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  • Cooling, Air Intake And Gas Exhaust, And Fuel Tank Arrangements In Propulsion Units (AREA)

Abstract

(57)【要約】 【課題】 多段式宇宙飛行・輸送用装置を改良し、切り
離されるべき飛行装置の推進装置を当該宇宙飛行・輸送
用装置全体のために利用し、並びに最善の状態での燃料
貯蔵を保証し、及び水平離陸を可能にする。 【解決手段】 離着陸用装置（４）を備え且つ空気力学
的に構成されたキャリア本体（１）が、切り離し可能な
飛行装置（２）の動力装置（５）の供給系との解除可能
な連通のために供給導管（９、１０）に分離弁を備える
燃料タンク（７、８）を有し、切り離し可能な飛行装置
（２）の動力装置（５）が、当該宇宙飛行・輸送用装置
全体（１、２）のための唯一の推進装置として構成され
ており、且つ輸送段階の間、燃料供給がキャリア本体
（１）の燃料タンク（７、８）の供給導管（９、１０）
を介して行なわれている。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、動力装置及び燃料
タンクをもつ推進手段を有し、空気力学的な揚力手段を
もつ離陸補助装置としての再利用可能なキャリア本体と
連結要素によって切り離し可能な飛行装置とを有する多
段式宇宙飛行・輸送用装置並びにこの装置による水平離
陸の方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】この種の構成の場合には、一方では有効
搭載能力（Nutzlastkapazitaet）を高め、他方では大き
な節約を可能にするために、推進装置を首尾一貫して利
用するべきである。
【０００３】ドイツ特許公開第３７４０６４５号公報に
より、類似のシステムが公知である。この場合には、い
わゆる第一段としての再利用可能なキャリア本体に動力
装置として完全に機能を果たす能力があるように装備を
施すことが必要であり、且つ第一段の切り離しのために
別の動力装置への切り替えを行うことが必要であるとい
う欠点がある。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】本発明の課題は、初め
に述べた種類の多段式宇宙飛行・輸送用装置を改良する
こと、及び切り離されるべき飛行装置の推進装置を当該
宇宙飛行・輸送用装置全体のために利用すること、並び
に最善の状態での燃料貯蔵を保証すること、及び水平離
陸を可能にすることである。
【０００５】
【課題を解決するための手段】前記課題のうち前三者
は、本発明により、離着陸用装置を備え且つ空気力学的
に構成されたキャリア本体が、切り離し可能な飛行装置
の動力装置の供給系との解除可能な連通のために供給導
管に分離弁を備える燃料タンクを有し、切り離し可能な
飛行装置の動力装置が当該宇宙飛行・輸送用装置全体の
ための唯一の推進装置として構成されており、且つ輸送
段階の間、燃料供給がキャリア本体の燃料タンクの供給
導管を介して行なわれていることによって解決される。
【０００６】前記宇宙飛行・輸送用装置の別の有利な構
成は、請求項２から４に記載の構成を特徴とする。得ら
れる利点は、再利用可能でないロケットの有効搭載能力
をほぼ倍増させ得る、あるいは、多段式のキャリアまた
はそのブースターの再利用可能でない段を再利用可能な
離陸補助装置と取り替え得ることである。
【０００７】さらに、前記課題のうちの後者を解決する
ために、提案された宇宙飛行・輸送用装置の使用のもと
で、以下の方法を提案する。すなわち、切り離し可能な
飛行装置を有する離陸補助飛行装置としてのキャリア本
体がおよそマッハ２．５から５の速度になるまで急上昇
し、この速度に達した後に、連結された状態の飛行装置
の切り離しが行われ、離陸補助飛行装置が着陸のために
滑空して帰還可能である。
【０００８】これによって、水平発射装置の場合の発射
台あるいは加速スライド（Beschleunigungsschlitten）
のような離陸補助手段の削減が可能であり、翼のサイズ
が着陸のために大きさを定められさえすればよい。従っ
て、水平離陸の際の軌道角度が大きくなると、翼部負荷
は小さくなる。なぜならば、この操縦（Manoever）が主
として離陸補助装置に負荷をかけるからである。別の場
合には、この負荷の減少（Lastfall）が決定的役割を果
し、従って翼構造寸法が大きくなる。離陸補助飛行装置
としてのキャリア本体の翼面によって離陸の際に適度な
浮揚速度が生じる。上昇は空気力学的に支持されて行わ
れ、かつ加速は、マッハ４から５に達するまで付加的な
帰還補助手段（Heimkehrhilfe ）なしに実行可能であ
る。
【０００９】
【発明の実施の形態】以下に、本発明の実施の形態を、
図式的に示された図面をもとにして説明する。
【００１０】図示された宇宙飛行・輸送用装置の場合に
は離陸補助装置としての空気力学的なキャリア本体１
と、例えばロケットのような飛行装置２とが連結されて
いる。この飛行装置２は、当該宇宙飛行・輸送用装置全
体のためのロケット推進機としての推進手段５を備えて
おり、その結果、キャリア本体１は推進装置を備えてい
ない。
【００１１】飛行装置２は、キャリア本体１の胴体部の
下方にあるいは上方に、付設された離着陸用装置(脚部)
４の間に、連結解除可能な連結要素６によって配置され
ており、且つ当該連結要素６は飛行中に適宜に連結解除
可能である。
【００１２】キャリア本体１の胴体部には、ＬＯＸ（液
体酸素）及びＬＨ２（液体水素）のための隔離された燃
料タンク７、８が配置されている。当該燃料タンク７、
８は供給導管９、１０を介して飛行装置２のロケット推
進機５と、動力装置５への燃料供給のために、飛行装置
２の燃料タンク１３、１４の導管１１、１２を介して連
通している。供給導管９、１０には、適当な分離弁１
５、１６が設けられている。それによって、問題のない
切り離しが可能である。さらに、切り替え弁１７、１８
が設けられている。当該切り替え弁１７、１８は、キャ
リア本体１の燃料タンク７、８からの給送を保証し、且
つ分離した後には、飛行装置２の燃料タンク１３、１４
からの給送を可能にする。
【００１３】図３に示すタンク構成では、別の給送コン
セプトが示されている。その際、燃料タンク７と１３並
びに８と１４は、直接に、分離弁１５、１６を設けた連
結導管９、１０を介して連通している。
【００１４】離陸は、連結されている飛行装置２に属す
るロケット推進機５によって行われる。連結された両方
の飛行装置１及び２は水平に離陸させられる。上昇は空
気力学的に支持されて行われる。速度がおよそマッハ
２．５から５の状態で（位置３）、キャリア本体１から
の飛行装置２の切り離しが、連結要素６及び供給導管
９、１０における分離弁１５、１６の連結解除によって
行われる。それによって、飛行装置２の動力装置５への
供給は、固有の燃料タンク１３、１４によって行われ
る。分離過程の後に、キャリア本体１は滑空して直接に
離陸用滑走路へ帰還する。
【００１５】離陸補助装置としてのキャリア本体１は、
マッハ４から５に達するまでは、付加的な帰還補助手段
なしに離陸用滑走路へ帰還することができる。離着陸用
装置４、及びキャリア本体１の翼面積は、離陸が中断さ
れ、場合によっては消費されなかった残りの燃料を有し
たままで着陸することも考慮にいれて構成してもよい。
【００１６】図６に示すように、既存の容積を利用する
ために且つ機械的に有利な荷重分散を達成するために、
必要ならば胴体部の燃料タンク７、８に加えて翼部にも
燃料タンク１９を格納してもよい。
【図面の簡単な説明】
【図１】下方に切り離し可能に懸架された、推進装置を
有する飛行装置を備えるキャリア本体の側面図である。
【図２】供給導管の連通によるタンク配置の図である。
【図３】タンクの連通による別の構成のタンク配置の図
である。
【図４】飛行装置を備えるキャリア本体の正面図であ
る。
【図５】キャリア本体の平面図である。
【図６】偏平タンク（Flaechentank）と胴体部タンクと
を有するキャリア本体の別の平面図である。
【図７】離陸及び着陸方法の経過の個々の段階を示した
図である。
【符号の説明】
１ キャリア本体 ２ 飛行装置 ４ 離着陸用装置 ５ 動力装置 ６ 連結要素 ７ 燃料タンク ８ 燃料タンク ９ 供給導管 １０ 供給導管 １１ 供給導管 １２ 供給導管 １３ 燃料タンク １４ 燃料タンク １５ 分離弁 １６ 分離弁

Claims (5)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 動力装置（５）及び燃料タンク（１３、
    １４）をもつ推進手段を有し、空気力学的な揚力手段を
    もつ離陸補助装置としての再利用可能なキャリア本体
    （１）と連結要素（６）によって切り離し可能な飛行装
    置（２）とを有する多段式宇宙飛行・輸送用装置におい
    て、離着陸用装置（４）を備え且つ空気力学的に構成さ
    れたキャリア本体（１）が、切り離し可能な飛行装置
    （２）の動力装置（５）の供給系との解除可能な連通の
    ために供給導管（９、１０）に分離弁（１５、１６）を
    備える燃料タンク（７、８）を有し、切り離し可能な飛
    行装置（２）の動力装置（５）が、当該宇宙飛行・輸送
    用装置全体（１、２）のための唯一の推進装置として構
    成されており、且つ輸送段階の間、燃料供給がキャリア
    本体（１）の燃料タンク（７、８）の供給導管（９、１
    ０）を介して行なわれていることを特徴とする宇宙飛行
    ・輸送用装置。
  2. 【請求項２】 切り離し可能な飛行装置（２）がキャリ
    ア本体（１）の下方に離着陸用装置（４）の領域に配置
    されていることを特徴とする、請求項１に記載の宇宙飛
    行・輸送用装置。
  3. 【請求項３】 キャリア本体（１）の燃料タンク（７，
    ８）からの供給導管（９、１０）が、飛行装置（２）の
    動力装置（５）の供給導管（１１、１２）と連通してい
    ることを特徴とする、請求項１あるいは請求項２に記載
    の宇宙飛行・輸送用装置。
  4. 【請求項４】 キャリア本体（１）の燃料タンク（７、
    ８）からの供給導管（９、１０）が飛行装置（２）の燃
    料タンク（１３、１４）と連通していることを特徴とす
    る、請求項１あるいは請求項２に記載の宇宙飛行・輸送
    用装置。
  5. 【請求項５】 請求項１に記載の宇宙飛行・輸送用装置
    による水平離陸のための方法において、切り離し可能な
    飛行装置（２）を備える離陸補助飛行装置としてのキャ
    リア本体（１）がおよそマッハ２．５から５の速度にな
    るまで急上昇し、この速度に到達した後に、連結された
    状態の飛行装置（１、２）の切り離しが行われ、離陸補
    助飛行装置（１）が着陸のために滑空して帰還可能であ
    ることを特徴とする方法。
JP8326982A 1995-12-07 1996-12-06 多段式宇宙飛行・輸送用装置及びこの装置による水平離陸の方法 Pending JPH09175499A (ja)

Applications Claiming Priority (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE19545710 1995-12-07
DE19545711:0 1995-12-07
DE19545710:2 1995-12-07
DE19545711A DE19545711C1 (de) 1995-12-07 1995-12-07 Wiederverwendbarer Tragkörper zur Starthilfe eines Fluggerätes

Publications (1)

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JPH09175499A true JPH09175499A (ja) 1997-07-08

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ID=26021048

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JP (1) JPH09175499A (ja)
RU (1) RU2120398C1 (ja)

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EP0778200A3 (de) 1997-12-17
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EP0778200A2 (de) 1997-06-11

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