JPH10505560A

JPH10505560A - 再使用型打ち上げプラットフォームおよび再使用型宇宙機

Info

Publication number: JPH10505560A
Application number: JP8509535A
Authority: JP
Inventors: キスラー，ウォルター，ポール
Original assignee: キスラーエアロスペースコーポレイション
Priority date: 1994-09-02
Filing date: 1995-08-24
Publication date: 1998-06-02
Also published as: EP0778808A1; EP0778808A4; WO1996007587A1; US5667167A

Abstract

(57)【要約】単段で軌道に乗る再使用型宇宙機（２００）および再使用型打ち上げ補助プラットフォーム（１００）は新しい宇宙輸送システムを提供する。プラットフォーム（１００）は宇宙機を支えるための支持台（１２０）付きフレーム（１００）を有する。打ち上げ補助プラットフォーム（１００）に取り付けられたロケット・エンジン（１４０）は打ち上げ補助プラットフォーム（１００）と宇宙機（２００）をほぼ垂直に大気圏内を上昇させて宇宙機（２００）を切り離す。打ち上げ補助プラットフォーム（１００）は動力制御されて垂直に下降し、定められた着地点に戻る。宇宙機（２００）は大きな丸みをおびたベースを有する円錐形状をしており、そのベースに対してほぼ垂直に主負荷支持構造を有する。宇宙機（２００）はベースの方から大気に再突入しベース内のロケット・エンジン（２５０）を使って降下速度を遅くし着地点に誘導される。宇宙機は弾力性をもつ着陸装置（３００）にベースの方から着地する。

Description

【発明の詳細な説明】再使用型打ち上げプラットフォームおよび再使用型宇宙機Ｉ．発明の背景本発明は打ち上げロケットおよび宇宙機に関し、さらに詳しくは単段で軌道に乗る再使用型宇宙機および再使用型打ち上げ補助プラットフォームに関する。通信、気象予測、地球探査および極微重力研究等、様々な目的のために衛星を宇宙空間に打ち上げるための輸送システムに対する必要性は、かなり大きくしかもますます増えている。現在、宇宙輸送は多段ロケットを用い下の段から順に切り離し放棄する方法をとっている。最後の段のみが宇宙空間に出る。乗員を乗せない場合、この最後の段は宇宙のごみとなるか、あるいは大気圏に再突入するときに燃え尽きる。スペース・シャトル・システムの一つの目的は再使用可能な宇宙機と部分的に再使用可能なロケットを用いて、これらの段の使い捨てを止めようとするものであった。ところが、シャトルはむだ使いを減らすという目標をとても達成したとは言えない。まず、シャトルは離陸用に固体燃料のブースター・ロケットと大きくて高価な燃料タンクを使っている。巨大なタンクは全く再使用されず、ブースター・ロケットは大幅な改修をおこなってからでないと再使用されない。ＮＡＳＡはオービターと呼ばれるシャトルの最終段を再使用しているが、オービターは大幅な改修をしてはじめて再使用できる。ハードウェアの使い捨ておよび改修コストが、宇宙を身近にするという約束をシャトルが果たせなかった一つの理由である。宇宙輪送のコストは膨大である。一般的に1ポンドを軌道に乗せるのに６，０００ドルから１０，０００ドルの費用がかかる。これから、従来の一回のロケット打ち上げは１億ドル以上、スペース・シャトルの一回の往還飛行に５億ドル以上かかる。これらの法外な費用は最終段を含む多くの段の使い捨てが一つの要因となっている。現在のスペース・システムのデメリットとコストの問題を克服するために多くの科学者が単段で軌道に乗る再使用型ロケット（ＳＳＴＯ）を提案している。ＳＳＴＯ設計に関する研究はいくつかなされており、各種の設計方法を説明した論文も出されてはいるが、専門家のほとんどはこの概念が現在の技術で実現可能か疑いを持っている。この分野での努力は１０年以上にも及ぶが、ＳＳＴＯはまだ軌道に打ち上げられてはいない。その理由は軌道に到達するのに必要な質量比が非常に大きいためである。質量比は全重量に対する打ち上げ時に必要な燃料の比であるが、これは次に示す基本的なロケット方程式で決まる。ｍ＝ｍ_oｅ^v/c ここでｍは軌道に到達する質量、ｍ_oは打ち上げ時の質量、ｖは軌道に乗るために必要な理論速度増加、ｃはロケット・エンジンの焼尽速度である。軌道に到達するための理論速度は、ロケットの大きさとその空気力学的損失によるが９から１０キロメートル／秒である。従来の打ち上げ技術を使うとすると、この理論速度で軌道に到達する最終質量は打ち上げ時の質量のわずか約１０％である。利用可能なペイロードだけでなく、ペイロード重量の１０倍の燃料および宇宙機を運びさらにある程度の安全余裕度をもった宇宙機を設計製作することは非常に困難である。さらに宇宙機が地球に帰還し大気圏再突入の熱で燃えないようにする条件を加えると、この課題は今日の技術ではほとんど不可能となる。たいていの宇宙科学専門家はこの課題は材料とロケット・エンジン技術がもっと進歩しなければ解決できないと考えている。アメリカ政府はＤＣ−Ｘプログラムおよびニューメキシコ砂漠での数回にわたるテストロケットの予備的打ち上げのための研究開発費を出している。ＤＣ−Ｘプログラムは、Aviation Week & Space Technology，pp．46-49，（October 11, 1993）に報告されているように、再使用型ロケットの離陸および着陸を証明した。しかし、ＤＣ−Ｘは液体酸素／水素ロケット・エンジンの動力でわずか約１００フィート上昇しただけで地上に戻ってしまった。もう一つのＳＳＴＯ構想で現在開発中のデルタ・クリッパーは細長い円錐形状をしている。デルタ・クリッパーは大気圏に再突入する際先端から入り、最後に頭を上にした垂直姿勢で着陸するように設計されている。しかしデルタ・クリッパーを打ち上げて帰還させる推力を持った従来型のエンジンは存在しない。これらの計画は両方とも同じ問題に直面している。宇宙機はいずれも地球の引力と空気抵抗に打ち克つためにのみ飛翔経路の早い部分で大量の燃料（ロケットの大きさと飛翔経路によるが３０％から５０％）を消費する。地球の引力と空気抵抗という二つの要素が重なって宇宙輸送は非常に困難になっている。大気圏再突入のためにさらに別の問題を克服しなければならない。細長い経済的な機体形状は打ち上げ時の空気抵抗は低減できるかもしれないが、再突入には適していない。他方、大気圏再突入のために大きな丸みを帯びたベースを有するＳＳＴＯ（マーキュリ、ジェミニおよびアポロのカプセルに類似したもの）は大気中を上昇中に大きな空気抵抗損失を生じる。この問題を克服するために、科学者たちは各種の打ち上げシステムを提案している。多くのシステムは宇宙機を打ち上げるのに特別に設計した飛行機を使用する。この方法はいくつか問題点がある。飛行機は大気圏外を飛行できないので、飛行機から発射されたＳＳＴＯは宇宙空間に出るまでに大気圏をかなりの距離通らなければならない。さらに、飛行機がその翼から揚力を得るにはある最低の対空水平速度で飛ばなければならない。しかしこの速度はＳＳＴＯを宇宙空間に押し出すのにほとんど役に立っていない。また、大気圏再突入のために広いベースを持った構成にすると、ＳＳＴＯは普通１００，０００から５００，０００ポンドの重量となり従来の航空機の中に収容できないであろう。この制約を克服するには巨大な新しい航空機が必要となる。論文にはジェット・エンジンで推進するプラットフォームも提案されている。しかしこれらの内いくつかは中途半端な提案である。まともな提案の一つに米国特許第３，２８５，１７５号がある。この特許の装置は、宇宙空間へ放出する前にミサイルを大気中で上昇させるために、いくつかのジェット・エンジンを円形に配列している。しかし、このシステムはジェット・エンジンを使用していることで制限を受ける。すなわち、ジェット・エンジンはそれら自身の重量を運ぶための十分な空気が、大きな空気抵抗なしでＳＳＴＯを宇宙空間に発射するのに必要な最小高度（２０，０００メートル）よりもはるかに低い高度５，０００から６，０００メートルで不足してしまう。これらのシステムのもう一つの問題は、いくつかのロケットは容易に回収できないので完全には再使用可能ではない。打ち上げシステムは動力なしで地上に戻ることが多いので、回収が困難である。従来の宇宙機も再使用できるようにはうまく設計されていない。それ自身の動力で地上に帰還する無人ロケットはたとえあったとしてもわずかである。さらに、既に説明したように、大気圏に再突入できるように宇宙機を設計すると、打ち上げロケットの構成が大幅に複雑になる。 II ．発明の開示本発明は単段で軌道に乗る再使用型宇宙機および再使用型宇宙機打ち上げプラットフォームを提供するものである。これらは、宇宙機打ち上げ組立体および従来のシステムの問題のいくつかを大幅に解消する、打ち上げ／回収方法により支援される。本発明の一つの利点は、宇宙機を大気中で上昇させたり着地点に帰還させる再使用型打ち上げプラットフォームの安定性と垂直方向の操縦性を改善したことである。本発明のもう一つの利点は、打ち上げプラットフォームの下降が制御されていることである。本発明の更なる利点は、宇宙機の構造重量を低減するように宇宙機の設計を改善したことである。本発明の更なる利点は、打ち上げプラットフォームと宇宙機の離昇および着陸装置または支持構造体を改善したことである。本発明の更なる利点は、宇宙機の支持構造体を改善することにより再使用型ＳＳＴＯ宇宙機のベースすなわち底部の構造強度を増したことである。本発明の更なる利点は、再使用型打ち上げ補助プラットフォーム、単段で軌道に乗る再使用型宇宙機および打ち上げ／着陸方法に、現存の宇宙ロケットエンジン材料と技術のみを用いたことである。本発明の更なる利点は、弾性を持つ着陸装置を使って、地球に着陸するときの宇宙機の衝撃を和らげたことである。本発明の他の特徴と利点は以下の説明で述べるが、それらは以下の説明を読むことで明らかとなるであろうし、あるいは本発明を実施することで理解されるであろう。本発明の利点は以下の記述、図面およびクレームに特に指摘した装置、システムおよび方法によって実現されるであろう。これらおよび他の利点を達成するために、また、本発明の目的に従い、本発明では、具体的にされたりあるいは一般的な表現で述べたごとく、再使用型打ち上げ補助プラットフォームを使って、単段で軌道に乗る再使用型宇宙機をほぼ垂直な飛翔経路で大気中を上昇させ、このプラットフォームから宇宙空間へ発射するのに適した位置まで前記宇宙機を運ぶ。そして単段宇宙機は打ち上げプラットフォームから切り離され軌道または宇宙空間に向かう飛翔経路をたどる。打ち上げプラットフォームは動力を用いてほぼ垂直の下降経路をたどってあらかじめ定められた地上の着地点に帰還する。再使用型宇宙機がその軌道に到達または宇宙空間での仕事を達成したら、大気圏に再突入し、ロケット・エンジンを始動させてその下降速度を遅くする。この宇宙機は特別に設計された弾性を有する着陸装置にベース側から先に着陸する。詳しくは、ほぼ大気圏を通り抜けてペイロードを輸送した後にペイロードを放出する本発明の再使用型ロケットは、ペイロード用支持体を含むフレームと、前記フレームに連結されてロケットと、ペイロードをほぼ垂直に大気圏を通り抜けて推進させる、複数のロケット・エンジンを含む推進手段と、大気圏を通り抜けて推進しているとき、および、ペイロードを放出した後、ロケットを帰還させるときに推進手段を制御する誘導手段とからなる。本発明の単段で軌道に乗る再使用型宇宙機は、凹部を形成した丸みを帯びたベースを有する丸みを帯びた円錐形状の外部構造体と、宇宙機を制御する誘導システムと、誘導システムによって制御され、ベース内の凹部に合致するように配置されて宇宙機を推進および制動するロケット・エンジンとからなる。宇宙機を宇宙空間に発射するための本発明の方法は、前記宇宙機を打ち上げ補助プラットフォーム上に配置し、ロケット・エンジンを使ってほぼ大気圏を通り抜けてほぼ垂直な上昇経路をたどるように前記プラットフォームと宇宙機を推進飛翔させ、宇宙機をプラットフォームから切り離し、宇宙機のロケット・エンジンを使ってプラットフォームのもっとも高い飛翔経路を越えて宇宙機を推進し、前記ロケット・エンジンで下降速度を遅くしたプラットフォームをほぼ垂直の下降経路をたどるように誘導し、あらかじめ定められた着地点に軟着陸させる。本発明のさらに別の特徴として、弾性を持つ着陸装置は、宇宙機の軟着陸を可能にし、さらに下降している宇宙機の衝撃を吸収する緩衝手段と前記緩衝手段を地上に保持するための足場手段とからなる。以下の詳細な説明は、具体例を述べるとともにクレームで定義した発明の更なる説明を与えるものである。添付の図面は本発明の理解を深め、本発明のいくつかの実施例を示す。以下の記述とともにこれらの図面は本発明の原理を説明するものである。 III ．図面の簡単な説明図１は、打ち上げ準備された状態の本発明の打ち上げ補助プラットフォームと宇宙機の好ましい実施例を示す図である。図１ａは、打ち上げ補助プラットフォームの別の実施例を示す図である。図２は、図１のプラットフォームと宇宙機の分解図である。図３は、切り離した後の図１のプラットフォームと宇宙機の斜視図である。図４は、切り離した後に下降している図１のプラットフォームの斜視図である。図５は、図１のプラットフォームをそのフレームの下から見た図である。図６は、ロケット・システムを破断して示す図１のプラットフォームの図である。図７は、図１のプラットフォームに使われるロケット・エンジンの水平保持構成を示す図である。図８は、図１の宇宙機の１実施例の破断図である。図９は、図８の宇宙機の異なる破断図である。図１０は、図１の宇宙機の別の実施例の破断図である。図１１は、宇宙機のベースをシールするパネルを示す、図１の宇宙機の下から見た図である。図１２は、図１１のパネルを完全に閉鎖した状態を示す図である。図１３は、図１の宇宙機の別の実施例で、引出し可能なロケット・エンジンを示す図である。図１４は、本発明の弾性を持つ着陸装置の図である。図１５は、本発明の別の弾性を持つ着陸装置の図である。図１６は、図１５の着陸装置に使われる無負荷位置の緩衝器を示す図である。図１７は、図１５の着陸装置に使われる予負荷位置の緩衝器を示す図である。図１８は、図１５の着陸装置の一部の平面図である。図１９は、図１のプラットフォームと宇宙機を発射台に乗せた状態を示す図である。図２０は、離昇後の図１９の発射台を示す図である。 IV ．発明を実施する最良の形態Ａ．概要添付図面に示した具体例を参照して本発明の好ましい実施例を詳細に説明する。図面を通して同じ参照符号は同じ部分を示す。本発明において、打ち上げ補助プラットフォーム（ＬＡＰ）は再使用可能なＳＳＴＯ宇宙機をほぼ垂直な飛翔経路をたどってほぼ大気圏を通り抜けるように推進する。ＬＡＰがそのもっとも高い到達高度に達すると宇宙機から切り離され、宇宙機はあらかじめ定められた飛翔経路をたどって地球を回る軌道あるいは遠い宇宙空間へ進む。本発明のＬＡＰは約１００，０００フィートまでの高度、あるいは宇宙機の大きさによってはさらに高い高度で宇宙機を発射できるが、ＬＡＰから宇宙機を発射する好ましい高度は６０，０００から１００，０００フィートである。１００，０００ポンドの発射重量を持つ宇宙機を上記の方法で発射した場合、軌道に到達したときの軌道重量は従来の方法で発射した場合よりも５０％大きい。したがって本発明は、正味宇宙機重量を１２％とした場合の理論ペイロード容量を、初期発射重量の−２％（この場合宇宙機は軌道に到達しない）から＋３％に増加させることができる。図１は一体に組み合わせて打ち上げ準備された状態のＬＡＰ１００と宇宙機ペイロード２００の好ましい実施例を示す。図２は宇宙機２００とＬＡＰ１００の分解図で両者のサブシステムを示す。宇宙機２００は打ち上げから切り離しまで同じ状態でＬＡＰ１００上に乗っていることが好ましい。切り離された後は図３に示すように、ＬＡＰ１００と宇宙機２００は独立して駆動される飛行体となる。ＬＡＰ１００はそれ自身の動力で、再びほぼ垂直な経路をたどって地球に帰還する。その下降速度を遅くして軟着陸できるように、ＬＡＰ１００は上昇時に使った同じロケット・エンジンを使うことが好ましい。図４は降下中のＬＡＰ１００を示す。宇宙機２００もそれ自身の動力で着陸する。すなわち宇宙機はロケット・エンジンを使ってその下降を遅くする。弾性を有する着陸装置が最後の衝撃を和らげる。宇宙機２００はＬＡＰ１００によってほぼ大気圏を通り抜けて推進されるので、引力と空気抵抗に打ち克つという大変な仕事を行うための燃料を運ぶ必要がない。その代わりに、宇宙機２００は最後の大気圏脱出行程と地球への帰還に必要な燃料のみを運べばよい。さらにＬＡＰ１００は、改修・再使用のためにその下降を制御して、地上の打ち上げ地点あるいはその近くに帰還させることができる。ＬＡＰがすぐに回収されて輸送できるように、ＬＡＰはあらかじめ定められた地点に制御しながら下降させることが大切である。宇宙機が地球軌道上にあって帰還する場合、宇宙機はその残りの燃料で制御しながら底部から下降する。下降中、宇宙機は空気による制動およびロケット・エンジンを逆推進させてその速度と方向を制御する。Ｂ．打ち上げ補助プラットフォーム１．構造図１と図２に示すように、ＬＡＰ１００には宇宙機２００を支える支持台１２０を有するフレーム１１０が含まれる。フレーム１１０はＬＡＰ１００の本質的な構造上の支持体を与え、支持台１２０は応力とせん断力を抑えるために宇宙機２００のベース２１０を構造的に支える。フレーム１１０は軽金属たとえばアルミニウム、チタン、アルミニウム合金またはチタン合金で造るのが好ましい。フレーム１１０はまたロケット・システム１４０および脚１５２と足１５４を含む着陸装置１５０を支持する。フレーム１１０は硬性を増すために補助ストラット１１５を含めてもよい。補助ストラットとフレーム１１０の他の部分は上昇行程で空気抵抗を低減させるように、また下降行程で空気抵抗を利用できるように空気力学的な形状を持たせることが好ましい。従来のフラップや他の装置も同じ目的のためにＬＡＰ１００に使用することができる。図３と図４の斜視図に示すように、フレーム１１０はロケット・システム１４０の間に軸方向開口部１１８を有する。開口部１１８はロケット・システム１４０の間に宇宙機２００の一部を収容できるほど十分大きい。さらにフレーム１１０はまた開口部１１８に宇宙機２００のベース２１０の底部を受け入れることができる。図５はフレーム１１０の下から見た図である。フレーム１１０の４つの部材１１０ａ，１１０ｂ，１１０ｃ，１１０ｄは正方形を形成し、４つの半径方向のアーム部材１１０ｅ，１１０ｆ，１１０ｇ，１１０ｈはロケット・システム１４０を支持する。これら８つの部材は全体で対称的な星型構造物を構成する。すべての８つのフレーム部材が支持台１２０も支持することが好ましい。中央に開口部を形成するようにフレーム部材１１０ａ，１１０ｂ，１１０ｃ，１１０ｄを構成した理由は、切り離し時に宇宙機２００の推進ユニットからの排気ガスにフレーム１１０が干渉しないようにするためである。支持台１２０もまた同じ目的でその開口部１２２をフレーム１１０の中央開口に整列させている。支持台１２０はＬＡＰ１００下降時に適度の垂直空気抵抗を与えるように軸方向開口部１１８内に十分延びていることが好ましい。支持台１２０はまた宇宙機２００の広くて丸みを帯びたベース２１０形状に一致するように形成された拡張表面を有する。宇宙機のベース２１０形状に合うように支持台１２０を形成した理由は、打ち上げ時に重量を分散支持し安定させるためである。支持台１２０がベース２１０形状に比較的緊密に合致していないと、宇宙機２００はそれ自身が構造硬性をもたなければならず重量が増大してしまう。支持台１２０はフレーム１１０から独立していてもよいし、それと一体に構成されていてもよい。支持台１２０がフレーム１１０と一体に構成される場合、支持台１２０は、普通、フレーム１１０と同じ構造材料で造られる。離昇時および大気圏中を上昇時に、ＬＡＰ１００上の宇宙機２００をさらに安定にするために、支持台１２０には開放可能なラッチ装置を設けることができる。そのような装置の一例であるラッチ１２５を図１および図２に示す。ラッチ１２５は宇宙機２００を支持台１２０にラッチ、すなわち、つなぎ止め、それ自身はフレーム１１０に連結される。ラッチ１２５は従来の手段、例えば切り離し時の宇宙機２００が発生する力で、開放できる。ラッチ１２５はまた機械的に開放することもできる。ＬＡＰ１００はまた、ＬＡＰ１００、宇宙機２００および全燃料重量を打ち上げ前および打ち上げ時に支持する打ち上げ支持表面１１７を有することが好ましい。別の接触点をフレーム１１０の底部に接続して打ち上げ支持表面１１７として作用させることもできるが、打ち上げ支持表面１１７はフレーム１１０の底部と一体に形成されしかも発射台の盛上がった部分に接触しあるいは置かれることが好ましい。打ち上げ支持表面１１７を盛上がったプラットフォーム上に支持することにより、打ち上げ前および打ち上げ時にロケット・システム１４０の最下端１４２が発射台に接触しないようにまた脚１５２と足１５４が構造重量の相当部分を支える必要がないようにすることが好ましい。脚１５２と足１５４は、打ち上げ後帰還した時にＬＡＰ１００を支持する。帰還したときＬＡＰ１００はそれ自体の重量と残留燃料のみを有し、比較的軽い。したがって、脚１５２と足１５４は大きな重量を支えるように設計する必要はない。足１５４の底の着陸支持表面１５６は着陸時の破損を防ぐために、最下端部１４２よりも下方に延びている。図１ａはＬＡＰ１００の別の構成例を示す。図１ａにおいて、ロケット・システム１４０は上昇時の空気抵抗を低減するためにフレーム１１０の下に配置されている。しかし抵抗が低減された利点は安定性の悪化とサイズの増大により帳消しされる。２．推進フレーム１１０はＬＡＰ１００と宇宙機２００を推進するためにいくつかのロケット・システム１４０を保持している。図１に示すように、フレーム１１０はこれらロケット・システム１４０間を相互に接続し、お互いに離れた状態で垂直方向に保持している。常には必要でないが、フレーム１１０に補助ストラット１１５を使ってロケット・システム１４０をより安定させることもできる。それぞれの補助ストラット１１５は、ロケット・システム１４０がフレーム１１０に取り付けられた位置よりも上方で二つの隣接するロケット・システム１４０を連結する。ロケット・システム１４０はロケット・エンジン１４５を含む。ロケット・エンジン１４５の数とサイズはいくつかの要因、例えばＬＡＰ１００と宇宙機２００のサイズと重量およびロケット・システム１４０が使用する燃料の種類、による。ロケット・エンジン１４５は、例えば液体酸素／ケロシンのロケット・エンジン等、従来の設計を踏襲できる。本発明の一実施例において、４基の過酸化水素複推進燃料ロケット・エンジンを有するロケット・システムは推力４００，０００ポンドを発生する。これはＬＡＰ１００と宇宙機２００を３２０，０００ポンドのエンジン推力で離陸させるのに十分な推力である。どのような設計を採用するにしても、ロケット・エンジン１４５の数は、ＬＡＰ１００と宇宙機２００を大気圏上部の切り離し地点まで垂直に推進し、ＬＡＰをあらかじめ定められた着地点に戻すのに十分な全推力を発生するように選ばなければならない。ロケット・エンジン１４５の燃料としては、例えば酸素とケロシンの複推進燃料、酸化水素とケロシンの複推進燃料、および液体酸素と液体水素の複推進燃料がある。ＬＡＰ１００の推進燃料のタンクは、ロケット・システム１４０においてポッド１４３（図１）内の、ロケット・エンジン１４５の垂直上方に配置されている。ロケット・エンジン１４５はポッド１４３の下側部分に設けられる。図６のロケット・システム１４０の破断図において、それぞれのロケット・システム１４０はポッド１４３内に燃料タンク１４８を有する。普通、そのようなタンクは少なくとも２つ、例えば燃料および酸化剤タンク、が設けられている。閉鎖システム１４８内の燃料タンクからロケット・エンジン１４５に燃料を供給するために、従来の配管、ポンプ、計量装置、および弁（図示せず）を用いることができる。球状ヘリウム・タンク１４９を使ってタンク１４８から燃料を強制的に押し出している。ＬＡＰ１００を操縦するために、ロケット・エンジン１４５またはロケット・エンジン１４５のノズルは、図７に示す従来の水平保持装置（gimballing devic e）を使って、それらの取付け位置で水平に保持することができる。図７に示すように、ロケット・エンジン１４５は中央構造支持体１６０に接続される。水平保持機構はジンバル・アクチュエータ１６５を含む。ＬＡＰ１００は一般に、あらかじめ定められた着地点にＬＡＰ１００を帰還させる際の、下降に必要な水平方向の速度以外の水平速度は持たない。この水平方向の速度のためには、例えば姿勢制御エンジンや水平推力エンジンからの何らかのかたちの推進力を水平方向の運動に容易に使うことができる。本発明の好ましい実施例において、下降中に必要ないかなる水平方向の動きもジンバルとロケット・システム１４０で与えられる。ＬＡＰ１００が上昇する速度に特に制限はないが、ＬＡＰ１００の初期速度は音速よりも遅いが、後に速度は超音速、例えば約マッハ１．０から１．５までに達する。当然、プラットフォームの着地点への下降速度は音速以下である。３．航空電子装置構造および推進システムだけではＬＡＰ１００はその目的のすべてを達成することはできない。ＬＡＰ１００は打ち上げ時と再突入時に、適切な姿勢制御と計時を行えるようにするために、航空電子装置も組み込まなければならない。航空電子装置はロケット・システム１４０を制御し、地上ステーションや宇宙機２００と交信し、操縦信号を発生できなければならない。図１と図２はＬＡＰ１００の機能を制御するためのＬＡＰ１００に搭載した航空電子装置を示す。航空電子システムはＬＡＰ１００の必要に合わせてプログラムされたかなり一般的な電子機器からなる。例えば、航空電子システムは、中央処理装置(cental processor)１９０、ＧＰＳ（衛星航法システム）装置を組み込んだ誘導・航法（ナビゲーション）システム１９２、および通信システム１９１を含む。通信システム１９１またはプログラムから受け取った命令に従って、中央処理装置１９０は誘導・航法システム１９２から情報を集めて宇宙機２００の飛翔経路を制御する。航空電子システムはまた安全システムを制御したり同様な仕事を実行する。さらに航空電子システムは宇宙機２００に搭載したデータ処理システム２６０と交信して切り離しを調整し、必要ならば、宇宙機の信号を地上ステーションに送る。もちろん、宇宙機２００は地上ステーションと直接に交信できる。Ｃ．宇宙機１．構造再使用可能なＳＳＴＯ宇宙機２００はより詳細に図８から図１０に示されている。図８と図９は宇宙機２００の一実施例の詳細を示し、図９は異なった燃料タンク構成をもつ別の実施例である。宇宙機２００は丸みを帯びた円錐形状の外殻２１５を有する。宇宙機２００の底部において円錐形外殻２１５は円形の丸みを帯びたベース２１０につながっている。宇宙機２００の先端部は宇宙機の鼻部２１８で何らかのタイプの宇宙機ペイロードを収容する。宇宙機２００の寸法は特に定められてはいないが、二つの設計上の制約を銘記しておかなくてはならない。まず、ベース直径に対する高さの比は２より小さいのが好ましい。次に、形状は、再突入時における抵抗に対する揚力の比が約０．２より大きくなければならない。図８に示すように、内部の主負荷支持構造体２３０はベース２１０上にほぼ垂直に配置される。支持構造体２３０は中空の管状要素２３４を有し、ベース２１０と一体に接続された数個の半径方向リブ２３２を含む。しかし、タンク２５５が単一の隔室であれば、リブ２３２は設けられない。管状要素２３４と半径方向リブ２３２はアルミニウムやチタンのような軽金属で造るのが好ましい。構造体２３０の代わりに、主負荷支持構造体は宇宙機２００の中央に配置した垂直トラスでもよい。そのようなトラスにはベース２１０に接続する半径方向リブを設けてもよい。負荷支持構造体２３０の底部はベース２１０に開口する空間２４０である。この空間２４０は宇宙機２００の推進システムを収容するだけの十分な大きさがある。外殻２１５はまた第二の負荷支持構造体としても機能することができる。外殻２１５は炭素繊維複合材料、アルミニウムあるいはチタン等の軽量材料で造るのが好ましい。構造体２３０は打ち上げ負荷および着陸時の衝撃を支えるために十分な強度をベース２１０に対して与えるが、外殻２１５を打ち上げ負荷と着陸時の衝撃を支持するように適切に設計するなら主負荷支持構造体として機能させることもできる。本発明の好ましい実施例では支持構造体２３０を用いる。ベース２１０は二つの主要な機能を持つ。第一に、ベース２１０は打ち上げ時と着陸時に宇宙機２００の重量を支える。したがってベース２１０はこの目的に適した構造でなければならない。第二に、ベース２１０は再突入時のすさまじい熱に耐えなければならない。宇宙機２００はベースから先に大気圏に入るので、ベース２１０は熱負荷の大部分を受ける。したがって、ベース２１０は宇宙機２００を高熱から守るために熱保護システムを持たなくてはならない。熱保護システムは各種のものが考えられるが、好ましい実施例は断熱コーティング、例えばシリコン・カーバイドの繊維をベース２１０に張り付けたものを使用する。２．推進力データ処理システム２６０で制御されるロケット・エンジン２５０は宇宙機２００の推進および制動のための推力を与える。ＬＡＰ１００で使われるエンジンと同じタイプのエンジンを宇宙機２００にも使うことができる。好ましい実施例としてはロケット・エンジン２５０は液体水素と液体酸素を推進燃料として使う。好ましい実施例において、数個のロケット・エンジン２５０をベース２１０に隣接して中央に配置し一つの集団としてまとめる。図１１は宇宙機２００を底部から見た図であるが、ここでは一つの中央ロケット・エンジン２５０′の回りに６個の周辺ロケット・エンジン２５０が示されている。中央のロケット・エンジンは好ましくは小さい排気ノズルを有する、海面レベルで稼動するエンジンである。６個の外側のロケット・エンジンは宇宙空間での推進力を与える、真空中稼動エンジンでより大きな排気ノズルを有する。燃料タンクは宇宙機内部の全体に設けることができる。ロケット・エンジンが複推進燃料、例えば燃料と酸化剤、を使う場合、少なくとも一つの燃料タンクと少なくとも一つの酸化剤タンクを設けなくてはならない。図８と図９はベース２１０に隣接して主負荷支持構造体２３０の回りに配置される燃料タンク２５５を示す。これらの図には燃料タンク２５５の上に隣接する酸化剤タンク２５６も示されている。燃料ライン２５７は酸化剤タンク２５６から燃料をロケット・エンジン２５０に供給し、燃料ライン２５８は燃料タンク２５５から燃料をロケット・エンジン２５０に供給する。燃料タンク２５８と２５９は再突入用の予備タンクである。これら燃料タンクはロケット・エンジン２５０′へ燃料を供給し、燃料を適切な状態に保つために使われる。燃料タンク２５５あるいは酸化剤タンク２５６の構造は打ち上げ時および任務実行時に受ける負荷や他の状況を許容しなければならない。タンクの好ましい構造としては軽量複合材料で造られたフィラメントを巻いたタンクがある。図１０の別の実施例は二つの大きなタンクを、ベース２１０にほぼ垂直に配置した数個のもっと小さくて細長い燃料タンク２７０，２７２に替えた場合を示す。細長いタンク２７０には液体水素燃料を、また細長いタンク２７２は液体酸素燃料を収容させるようにしてもよい。それぞれの細長いタンクにはそれ自体の独立した供給ライン２７４，２７６が設けられ、これら供給ラインは宇宙機２００内の燃料配分とバランスを維持できるようにデータ処理システム２６０で独立して制御できる。タンク２７０，２７２はそれらの寸法を変えることにより宇宙機内のほとんどの領域に適合できる。タンクは直径約１２インチ、長さ約６から３０フィートに形成するのが好ましい。細長い円筒形のタンクはアルミニウムで形成するのが好ましいが、他の材料、例えば炭素複合材料から作ることもできる。ロケット・エンジン２５０は再突入時に放熱にさらされてロケット・エンジン２５０と宇宙機２００は悪影響を受ける可能性がある。これを避けるために、ロケット・エンジン２５０の排気ノズルの外縁はベース２１０にしっかりとシールされて、高温のプラズマ・ガスが宇宙機２００内に侵入するのを防いでいる。さらに図１１と図１２に示すパネル２８０はベース２１０にある空間２４０をシールする。図１１において二つのパネルが開放されており、図１２においてはすべてのパネルが完全に閉じている。図１１と図１２においてパネル２８０はベース２１０にヒンジで取り付けられている。これらのパネルはベース２１０内に摺動可能に取り付けることもできる。さらに、パネル２８０が空間２４０をシールする形状に形成できるようにロケット・エンジン２５０，２５０′のノズルを少し凹ませてある。図１１と図１２では、それぞれのパネル２８０は三角形でヒンジで取り付けられ、６個のパネル２８０で空間２４０をシールしているのが示されている。再突入時の高温から空間２４０を保護するために、扉はベース２１０と同じ材料で造るのが好ましい。さらに、従来のシステムを使ってロケット・エンジン２５０，２５０′およびそれらのノズルを冷却することができる。そのようなシステムとしては、ノズル冷却チューブ、あるいは燃料や酸化剤を冷却チューブを介してノズルや燃焼室内に放出するためのチューブなどがある。本発明のもう一つの特徴として、飛行および再突入時に様々な利点を生み出すためにロケット・エンジン２５０，２５０′を引出し可能に構成することができる。図１３はロケット・エンジン２５０，２５０′を退却させた状態と引出した状態を示す。ロケット・エンジン２５０，２０５′は空間２４０内に移動可能に取り付けられた少なくとも一つの引出し可能なラック２８５上に取り付けられている。ロケット・エンジンはベース２１０の開口部を通って支持構造体２３０内部に出入りする。パネル２８０もまた引出し可能なエンジンに使用できる。ロケット・エンジン２５０，２５０′が引っ込んだとき再突入の熱からロケット・エンジン２５０，２５０′をシールするためにパネル２８０は閉じられる。ロケット・エンジン２５０，２５０′が引出されて噴射しているときはパネル２８０は開放される。前記のロケット・エンジンは、上昇時にＬＡＰ１００を補助することもできるが、主に目標の軌道に到達するためと再突入のために使われる。さらに、図２と図１３に示す姿勢制御推進器２９０は宇宙空間で宇宙機２００を誘導するために使うことができる。３．航空電子装置宇宙機２００は誘導・制御用の既存の航空電子システムを有することが好ましい。飛行中、航空電子システムは周辺ロケット・エンジン２５０への燃料の流れを制御する。着陸時には、航空電子システムは中央のロケット・エンジン２５０ ′を制御する。航空電子システムは好ましくはデータ処理システム２６０、通信システム２６２、および誘導・航法システム２６４を含む。誘導は任務遂行において重要であるだけでなく、宇宙機２００が着陸装置上に正確に着地するように設計されているので、誘導は着陸においても重要である。Ｄ．着陸装置宇宙機２００はその任務を終えて大気圏を通って帰還したら、弾性を持つ着陸装置上にベースから先に垂直な姿勢で着陸する。弾性着陸装置は再使用を不可能にするような破損を生じないで宇宙機２００が着陸できるようにする。弾性着陸装置３００は、図１４に示すように、宇宙機２００の着陸の衝撃を吸収するネット３１０を含む。足部３２０はネット３１０を保持し、大地に埋め込まれる。ネット３１０は互いに格子状に交差するケーブル３３０の水平な網を含み、このケーブルの網は宇宙機２００を支え着陸の衝撃を吸収するのに十分な張力で保持されている。ケーブル３３０は張力制御部材３３５に固定されており、この張力制御部材３３５は硬性を有する支持部材３４０を介して足部３２０に固定されている。張力制御部材３３５の一例としてアウトリガー張力システムがある。図１５は別の着陸装置として交差ケーブル３３０′のマットレス３５０を示す。ケーブル３３０′は宇宙機２００を受け止めるだけの間隔で互いに離さなければならない。例えば好ましい実施例として、ケーブルの交差間隔は６インチから約３６インチである。圧縮可能部材、例えばばねを組み込んだ緩衝器３６０、がいくつかのケーブル交差部の下に設けられている。緩衝器３６０はガス緩衝器あるいはばね負荷緩衝器でもよい。緩衝器３６０とケーブル３３０の好ましい材料はステンレス鋼である。図１６と図１７は緩衝器３６０をより詳細に示す。図１６は無負荷状態すなわち開放状態にあるばね負荷緩衝器３６０を示す。図１７は予負荷状態にあるばね負荷緩衝器３６０を示す。緩衝器３６０は例えばコンクリート・ベースまたはI ビーム等の支持部材３８０に取り付けられている。支持部材３８０は滑り部材上に設置して装置を移動可能にすることもできる。緩衝器３６０において、ステンレス鋼のコイルばね３７０が張力部材を囲み、この張力部材は一端で板３８２に固定されている。この板がさらに支持部材３８０に取り付けられている。緩衝器３６０の他端はディスク３８４となっており、ばね３７０の頂部に接続されている。ばね３７０にバイアス力を与えて緩衝器３６０を予負荷状態にしておくことが好ましい。図１８は図１５の着陸装置３３０′に使用される緩衝器３６０の平面図である。矢印はステンレス鋼のばねを圧縮するためにケーブル３３０′にどのように張力が加えられるかを示す。Ｅ．発射台図１９と図２０は、ＬＡＰ１００、宇宙機２００および打ち上げのための全燃料の重量を支持する発射台４００を示す。発射台４００は普通直接地上あるいは適切な基礎板に構築される。発射台４００はいくつかの垂直隆起部材４１０を含み、各々がＬＡＰ１００の打ち上げ支持表面１１７と接触または係合する上面４２０を有することが好ましい。打ち上げ支持表面１１７が隆起部材４１０の上面４２０に係合したとき、ロケット・システム１４０の最下端部１４２は発射台４００から離れている。好ましくは発射台ベース４３５が発射台４００を保持し、ポート４３０，４３２がロケット・エンジン１４５からの排気ガスを受け入れる。排気ガスはポート４３０に入りポート４３２から出る。Ｖ．結論本発明はそのユニークな構成により様々な利点を生み出している。打ち上げ補助プラットフォームにより宇宙空間に出るための燃料またはロケットを用意する必要のない宇宙機構成が可能となった。さらにプラットフォームはその地球への下降が制御されるので再び使用可能である。宇宙機も再使用可能である。宇宙機が弾性着陸装置の上に着陸するようにその下降が制御される。これによって宇宙機はほとんど損傷を受けないので再使用のために容易に改修可能である。この発明の宇宙機は最初無人用に説明したが、いずれは人を運ぶように適用できるであろう。さらにこのシステムは各種のサイズの各種の宇宙機に適用できる。この技術分野に精通している者にとって本発明の主旨あるいは発明の範囲を逸脱することなく本発明の宇宙機、打ち上げ補助プラットフォームおよび着陸装置に様々な変更をおこなうことができることは明らかであろう。本発明は添付クレームの範囲およびクレームに相当する内容の範囲に収まる変更や派生を含む。

Claims

【特許請求の範囲】１．ほぼ大気圏を通り抜けてペイロードを運んだ後ペイロードを放出する再使用可能なロケットにおいて、ペイロード用の支持体を含むフレームと、複数のロケット・エンジンを含む推進手段であって、前記フレームに結合され、前記ロケットとペイロードをほぼ大気圏を通り抜けてほぼ垂直に推進する推進手段と、前記ペイロードを放出した後に前記ロケットの帰還を制御する誘導手段と、を備えることを特徴とする再使用可能なロケット。２．支持体はペイロードの形状に合致した表面を持つ支持台を含むことを特徴とする請求項１記載の再使用可能なロケット。３．フレームはロケット・エンジン間に軸方向開口部を有し、支持台は軸方向開口部内に延びていることを特徴とする請求項２記載の再使用可能なロケット。４．支持台は中央開口部を有することを特徴とする請求項３記載の再使用可能なロケット。５．フレームは多角形構造体を含み、該多角形構造体はロケット・エンジンを支持するために多角形構造体から半径方向に延びるアームを有することを特徴とする請求項１記載の再使用可能なロケット。６．推進手段はフレームの下に配置されることを特徴とする請求項１記載の再使用可能なロケット。７．フレームは打ち上げ前にロケットを支持するためにロケット・エンジンの最下端部よりも上に少なくとも一つの支持面を有することを特徴とする請求項１記載の再使用可能なロケット。８．フレームは着陸時にロケットを支持するためにロケット・エンジンの最下端部よりも下に延びる複数の脚を有することを特徴とする請求項５または７記載の再使用可能なロケット。９．フレームは翼の形状をした複数の構造部材を含むことを特徴とする請求項１記載の再使用可能なロケット。１０．ロケット・エンジンはフレームに対して水平保持されていることを特徴とする請求項１記載の再使用可能なロケット。１１．誘導手段はロケット・エンジンの推力を制御する航空電子手段を含むことを特徴とする請求項１記載の再使用可能なロケット。１２．誘導手段は慣性誘導を制御する手段を含むことを特徴とする請求項１記載の再使用可能なロケット。１３．誘導手段はロケット・エンジンの水平保持を制御する手段を含むことを特徴とする請求項１記載の再使用可能なロケット。１４．誘導手段はペイロードのロケットからの切り離しを制御する手段を含むことを特徴とする請求項１記載の再使用可能なロケット。１５．ほぼ大気圏を通り抜けてペイロードを運んだ後ペイロードを放出する再使用可能な打ち上げプラットフォームにおいて、複数のロケット・エンジンを含む推進手段であって、フレームに結合され、ロケットとペイロードを大気圏を通り抜けてほぼ垂直に推進する推進手段と、ロケット・エンジン間の軸方向の開口部と、軸方向の開口部内でペイロードを支持する支持台と、着陸時にペイロードなしのプラットフォームを支持する着陸装置とを含むフレームであって、ロケット・エンジンを互いに離して垂直な姿勢にした状態で相互に接続するフレームと、を備えることを特徴とする再使用可能な打ち上げプラットフォーム。１６．上昇と下降時にプラットフォームの操縦を制御する航空電子システムをさらに含むことを特徴とする請求項１５記載のプラットフォーム。１７．航空電子システムは、誘導・航法システムと、通信システムと、誘導システムおよび通信システムに接続されて航空電子システムを管理するデータ処理システムとを含むことを特徴とする請求項１６記載のプラットフォーム。１８．誘導システムは、データ処理システムに航法データを提供する衛星航法システム手段を含むことを特徴とする請求項１７記載のプラットフォーム。１９．前記ペイロードは、宇宙機を含むことを特徴とする請求項１５記載のプラットフォーム。２０．宇宙機は丸みを帯びた底部を持つ丸みを帯びた円錐形状を有することを特徴とする請求項１９記載のプラットフォーム。２１．丸みを帯びた円錐形状に形成され且つ、凹部を持つ丸みを帯びたベースを有する外部構造体と、宇宙機を制御する誘導システムと、誘導システムによって制御され、ベースの穴に合致するように配置されて宇宙機に推進力と制動を与えるロケット・エンジンと、を備えることを特徴とする単段で軌道に乗る再使用可能な宇宙機。２２．外部構造体の内部でベースからほぼ垂直に延び、しかもベースに一体的に接続された半径方向に延びるリブを有する主負荷支持構造体をさらに含むことを特徴とする請求項２１記載の宇宙機。２３．主負荷支持構造体は、ベース内の凹部に整列され、ロケット・エンジンを収容する中空管状要素と、中空管状要素に一体的に接続された半径方向リブと、を含むことを特徴とする請求項２２記載の宇宙機。２４．中空管状要素内に移動可能に取り付けられ且つロケット・エンジンに固定されて、ロケット・エンジンをベース内の凹部を通って移動させる引出し可能なラックと、少なくとも一つのロケット・エンジンに燃料を供給する少なくとも一つの伸長可能な燃料供給ラインと、引出し可能なラックを移動させる手段と、をさらに含むことを特徴とする請求項２３記載の宇宙機。２５．ロケット・エンジンはそのノズルをベースの穴よりも少し内側に配置させ、さらに宇宙機はベースに少なくとも一つのパネルと、少なくとも一つのパネルを開くための手段と、をさらに含むことを特徴とする請求項２１記載の宇宙機。２６．各々が独立して制御される燃料供給ラインを有する複数の細長くて円筒形状の燃料タンクをさらに含むことを特徴とする請求項２１記載の宇宙機。２７．ベースは熱保護システムを含むことを特徴とする請求項２１記載の宇宙機。２８．宇宙機のベース直径に対する高さの比は２よりも小さいことを特徴とする請求項２１記載の宇宙機。２９．通信システムと、誘導システムに接続されて誘導システムを制御するデータ処理システムをさらに含むことを特徴とする請求項２１記載の宇宙機。３０．宇宙機を軟着陸させるための弾力性を有する着陸装置であって、下降時に宇宙機の衝撃を吸収する緩衝手段と、緩衝手段を地上に保持する足場手段と、を備えることを特徴とする着陸装置。３１．緩衝手段は、互いに格子状に交差するケーブルの水平な網と、ケーブルを張った状態に保つための手段と、を含むことを特徴とする請求項３０記載の着陸装置。３２．緩衝手段は、ケーブルの選ばれた交差点に接続された緩衝器を含むことを特徴とする請求項３０記載の着陸装置。３３．前記緩衝手段は、コイルばねを含むことを特徴とする請求項３２記載の着陸装置。３４．宇宙機を打ち上げ補助プラットフォーム上に設置し、プラットフォームのロケット・エンジンを使ってほぼ大気圏を通り抜けてほぼ垂直な飛翔経路をたどってプラットフォームと宇宙機を推進し、宇宙機をプラットフォームから切り離し、宇宙機のロケット・エンジンを使ってプラットフォームの最も高い飛翔経路を越えて宇宙機を推進し、プラットフォームを、プラットフォームのロケット・エンジンで減速させながらほぼ垂直に下降するように誘導してあらかじめ定められた着地点に軟着陸させるステップを備えることを特徴とする宇宙空間に宇宙機を打ち上げる方法。３５．宇宙機が着陸したときのエネルギーを吸収するために、宇宙機のロケット・エンジンを使って、宇宙機を減速し着陸装置上に誘導するステップをさらに含むことを特徴とする請求項３４記載の打ち上げ方法。３６．打ち上げ前に、宇宙機を打ち上げ補助プラットフォームに固定するステップをさらに含むことを特徴とする請求項３４記載の打ち上げ方法。