JPS62502959A - 移送用飛行体 - 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】 サテライト移送用飛行体 技術的分野 本発明は、１つの軌道内の地上発射飛行体からペイロードを他の軌道に移すため の飛行体に関する。

本発明は、他の点においては、構造上の推進または電気的／航空電子工学的サブ システムに大きな変更を行なうことなく、単一ペイロードまたは多重ペイロード を配置することができるような飛行体に関する。

本発明は、更に他の点においては、単一または２重サテライトペイロードを宇宙 輸送システム（ＳＴＳ）の低地球軌道（ＬＥＯ）からより高い静止軌道（Ｃ；Ｅ Ｏ）に移す２重モード飛行体に関する。

本発明は、更に他の点においては、１つの軌道内の地上発射飛行体からペイロー ドを他の軌道に移すための多段階飛行体に関する。

本発明は、更に他の点においては、２重モードで作動することができ、そして各 飛行体または飛行体の各段階に多重推進エンジンが設けられた多重段階配置を備 えていて、単一または多重ペイロードを配置することができる飛行体に関する。

背景技術 近年において、例えば１重信、監視、科学的調査などの民間的および軍事的目的 のために多数の地球サテライトが地球軌道内に設置された。初期においては、こ れらのサテライトは、°通常の液体または固体燃料使用の多段階ロケットによっ て軌道内に置かれるものでロケットの上方段階は、ペイロードをロケットの第１ 段階によって達成される初期軌道から地球から異なる距湘の異なる形を有する他 の軌道に移す作動を行なう。これらの最終段階すなわち軌道“移送”段階は高度 の発達および信頼度状態を達成している。然しなから、各移送用飛行体は単に極 めて狭い重量−大きさ一形状範囲内のペイロードを収容し得るに過ぎないという 主要な事実のために、上記のような現存の技術の使用に当っては重大な経済的問 題およびその伯の実際上の問題に遭遇する。従って、現在利用可能な宇宙技術の 使用者達は、ペイロードの大きさまたは重量（およびある場合には形状）が変化 した時にペイロードの軌道設置に特に通したサテライト移送用飛行体を開発する 必要性に常に直面している。これは、結局は開発および設計費用の増加、より高 い生産価格および長期間の遅延という結果に終る。

更に最近では、アメリカ合衆国はいわゆるスペースシャトル（より公式には宇宙 輸送システムまたは“ＳＴＳ”と呼ばれる）を開発して宣伝している。この周知 の地上発射飛行体は、最初に広範囲に亘る種々のペイロードをＬＥＯに運ぶこと ができる再使用可能で高度に多芸な地上発射飛行体を提供したものであり、そし てこれらのペイロードは、その後、ＳＴＳの積荷ペイから配置され得るようにな り、移送を達成するためにペイロードと共に積荷ペイ内に運搬されている別個の 飛行体を利用してＬＥＯがら他のｆｉｌｔ道に再発射すなわち“移送゛させられ る。そのような移送飛行体の最もよく知られているものは、いわゆる“ＰＡＭ” 　（ペイロード援助モジュール）飛行体で、以前無人の“デルタ”ロケットに関 してこの機能を果していた飛行体からＳＴＳと共に使用するために改造されたも のである。然しながら、ＰＡＭ飛行体はＳＴＳのＬＥＯからペイロードをＧＥＯ に移送することに関して成功的に使用されているけれど、そのペイロードを対象 として改良ＰＡＭ飛行体の開発が行なわれたペイロードよりもより大きい（より 重い）がまたはより小さい（より軽い）成る現在のペイロードおよび技術的に予 測可能なペイロードについてこの飛行体を使用することについては、やはり重大 な実際上の経済的制限が存在している。

従って、一般に、サテライトまたはその他のペイロードを１つの軌道内の地上発 射飛行体から他の軌道に移送するための現在の接近法に従えば、主要な軌道的移 動は、別々のシステム、すなわち宇宙飛行体を遠地点に移送する別個の“上方段 階”推進飛行体と、宇宙飛行体が地上発射飛行体の低地球パーキング軌道にから 移送サレタ後この宇宙飛行体を運転軌道に挿入するための軌道移動用のそれ自体 の推進システムが設けられているペイロード宇宙飛行体とによって与えられる。

典型的には、上方段階飛行体は消耗品で宇宙飛行体から分離されたユニットとし て設備され、地上発射飛行体の“ペイＩコードを形成するように宇宙飛行体に統 合されなくてはならない。

産業上の利用可信性 本発明は、サテライト移送用飛行体すなわちペイロード移送用飛行体を提供し、 この飛行体は、一対の比較的小さなペイロードすなわちサテライトを地−ヒ発射 飛行体の軌道から他の軌道へ移送することができ、また、１（固の大きな（重い ）ペイロードあるいは２つの小さな（軽い）ペイロードに対して、ｉｔ推進段や 電子機器／航空電子機器等の構造や他の内蔵装置を大きく変更することなく、応 することができる。

本発明は、ＳＴＳとともに使用するのに特に通した二重モードＳＴＶを提供し、 これにより、広い範囲のペイロード重量に対して実用性を達成し、ペイロードの 配備が何らかの理由で失敗した場合にもシャトル積荷ペイにおいて地上への復帰 の能力を与える。

更に、本発明は、地上発射飛行体のペイロードを該飛行体の軌道から、単一ステ ージのサテライト移送用飛行体によって、他の飛行体へ移送するのに含まれる主 たる軌道操縦の全てを組み込むことができる。上記操縦には、低い地上軌道から の移送や最終操作軌道へ乗せること、及びスペース飛行体が当初の軌道上のチェ ックアウトを完了するまでの姿勢制御が含まれる。

更に本発明は複数の推進エンジンが設けられたＳＴＶを提供し、広範囲のペイロ ードを扱うことができ、また操作上の柔軟性を与えろ。

最終的には、本発明は、復旧可能で且つ改装後再使用できるＳＴＶを提供する。

上記の能力により、サテライトのユーザは、幾つかの分離し７たハードウェアシ ステム及びそのサブシステムを買っているにも拘わらず、一体となった発射及び チェックアウトのサービスを購入することができる。なお、分離したハードウェ アシステム等はスペース飛行体に組込まれまたは一体化され、その後デッドウェ イトとして処理されるものである。

また本発明は、ＳＴＶを復帰させる操縦によるペイロードの分離後の地球に対し 静止状態を保つ軌道及びその他の軌道から、該ＳＴνをＳＴＳのような復帰可能 な地上発射飛行体の低い地上軌道へ戻す能力も与える。この特徴により、該ＳＴ Ｖは、ＲＭＳを使用して積荷ペイにＳＴＶを積み込み地上へ復帰できるとともに 改装して再使用できるＳＴＳにほぼ近い状態で操縦される。

本発明は、また、ＳＴＶの軌道上での燃Ｉ−１補給や修理あるいは修正の能力を 与え、ＳＴＳ内であるいはＳＴＳの近くでシャトルの飛行士によってブランクボ ックスを交換することにより付加的なあるいは別の飛行を行うことができる。

図面の簡単な説明 第１図は本発明の好ましい実施例によって構成されたＳＴＶの分解斜視図 第２図は第１図の飛行体のエンジンモジュールの前方端部及び側部を示す一部破 断した斜視図、 第３図は第２図のエンジンモジュールの後方端部から見た斜視図、第４図は第３ 図のエンジンモジュールをＡ−Ａ線に沿って切断した断面斜視図、 第５図は第１図のＳＴＶを組立てた状態で示す縦断面図、第６図は第５図のＳＴ ＶのＢ−Ｂ線に沿って切断した断面図、第７図は第６図のエンジンモジュールの Ｃ−Ｃ線に沿って切断した一部破断の断面図、 第８図は、第５図のエンジンモジュールの推進及び反動制御システムの主要な部 材と幾つかの構成部分を破線で示す、エンジンモジュールの背面図、 第９図はＳＴＳからの本発明のＳＴＶとＰＡＭとの配備の姿勢の比較を示す図、 第１０図は本発明のＳＴＶとＳＴＳを組合せることによって一個のペイロードを 配備するための代表的な飛行ルートの概略図、第１１図は第１図のＳＴＶの拡張 可能なエンジンモジュールの重要なサブシステムの関係と機能を示すフロー図、 ｆｆ１１２ｉは第１図のエンジンモジュールの主推進サブシステムを示す概略図 、 第１３図は第１図のエンジンモジュールの反動制御システムを示す概略図、 ｆＫＳ１４図はＳＴＳの電気システムとＳＴＶモークモジュールとＳＴＶエンジ ンモジュールの搭載物支持装置とスペース飛行体との関係を示す図、 第１５図は第１４図のエンジンモジュールのための搭載物支持装置の詳細を示す 図、 第１６図はペイロード用機上搭載支持装置を示す概略図、第１７図は発射前、上 昇中及び低い地上軌道上にある場合の安全装置／発射飛行体インタフェースを示 す概略図、第１８図は遠隔操作システムを装備した第１７図のインクフェースシ ステムの配備前支持状態を示す概略図、第１９図は遠隔操作システムを取外し、 配備後支持装置を愉らかせた第１７図の安全装置／発射飛行体インタフェースの 状態を示す概略図、 第２０図は配備後であって主推進装置点火前における第１７図の安全装置／発射 飛行体インタフェースの状態を示す概略図、第２１図は比較的大きな単一のペイ ロード（サテライト）を運ぶための二段型サテライト移送用飛行体の平面図、第 ２２図はサテライト移送用システムの積荷ペイにおける第２１図の二段型サテラ イト移送用飛行体のペイロードの配置を示す部分破断概略図、 第２３図及び第２３（ａ）図は、それぞれ第１図ないし第８図に示した単一エン ジン式のものでなく４つの同様な推進エンジンを利用したサテライト移送用飛行 体の側面図及び後面図、及び第２４図はペイロードを地上発射飛行体の中ＳＯｘ 道から数回のターンによって中間移送軌道を経て地球静止軌道へと移送するサテ ライト移送用飛行体を利用した飛行ルートの概略図である。

発明の開示 簡単に述べると、本発明は、１つの宇宙軌道にある地上発射飛行体から別の軌道 へと多数のペイロードを移送する飛行体を提供している。この移送用飛行体はエ ンジンモジュールと、このエンジンモジュールの支持フレーム上でその前方に第 １のペイロードを取り外し自在に取り付けるための取付は手段と、第１のペイロ ードの前方に縦続的に第２のペイロードを担持する前方延長キャリヤ部材と、こ のキャリヤ部材から第２のペイロードを担持する前方延長キャリヤ部材と、この キャリヤ部材から第２のペイロードを、エンジンモジュール支持フレームからキ ャリヤ部材を、支持フレームから第１のペイロードを順次取り外す手段とから成 っている。

前記エンジンモジュールは地上発射飛行体によって担持されうる形状寸法とされ た支持フレームを有する。この支持フレームは内蔵飛行η置を担持しており、こ の内蔵飛行装置はロケットエンジンと、関連したエンジン燃料供給源、点火及び 制御装置と電力供給装置とを包含する。ロケットエンジンは支持フレームの後方 に向いた推力コーンを含む中央ｔｉｔカシリンダ内に収納されて担持されている 。飛行体姿勢制御装置は反動制御装置と関連した燃料供給源及び制御装置とを包 含する。

前記第２のペイロードを担持するキャリヤ部材はエンジンモジュール支持フレー ム上に担持された第１のペイロードを収納してそのｉ；１方に延びるような形状 寸法とされている。この支持部材は後部を支持フレームに取り外し自在に取り付 けられており、前方部分には第２のペイロードを取り外し自在に取り付ける手段 を担持している。

キャリヤ部材はエンジンモジュールの支持フレームと第２のペイロードとの間で 直接的にカンチレバーロード及びリニアロードを伝達して第１のペイロードをこ のようなロードから隔離するように働く。

発明を実施するための溝車の形態 本発明の現時点で好まし〈実施例によれば、前記移送用飛行体は二重モード動作 能力、すなわち比較的重い単一のペイロードを地上発射飛行体の！ｌＬ道から別 の軌道へと移送する第１のモードと、比較的軽いペイロードを地上発射軌道から 少なくとも１つの他の軌道へ移送する第２のモードとを有する。この実施例では 、二重モード飛行体は前記ロケットエンジン及び燃料供給装置がこれら２つのモ ードのどちらにおいてもペイロードの移送を行なえる大きさとされているエンジ ンモジュールを有する。第２の“二重ペイロードモードにおいて使用するキャリ ヤ部材及び二重ペイロードは、この実施例において、前記第２のモードの動作に おける飛行体の重心を、前記第１の“単一モード″の動作におけるエンジンモジ ュール及び単一ペイロードの重心から実質的に変化させずにエンジンモジュール に取り付けられ担持されうるような形状構造とされている。

さらに本発明の特に好ましい実施例では、前記移送用飛行体は上述の二重モード 飛行体または後述する多段飛行体のいずれかである。

移送用飛行体とともに用いられる地上発射飛行体は、主誘導装置と、縦軸に沿っ て延長する通常密閉状態の細長い積荷ペイを含む胴体手段と、胴体手段を外部に 積荷を一時的に開放する積荷ペイのドアと、積荷ペイ内でペイロードを支持する 複数のトラニオンチークとを有する。主推進エンジンは胴体手段の後方に担持さ れ地上から低い地−ト軌道へと地上発射飛行体及び移送用飛行体を発射させる。

この胴体手段はまた、地上発射飛行体に作動的に関連づけられて！Ｐｉ荷ペイの ペイロードを選択的に把持し、そこからロードを移動させ、ロードを地上発射飛 行体の外に配備させたりする遠隔操作システム手段を有する。そこで積荷ヘイは そこに配置されたペイロードのディメンショナル・エンベロープ及びマス・ディ ストリビューション・エンベロープを規定している。地上発射飛行体はまた地上 発射飛行体を低い地上軌道から再使用のため地球に非破壊状態で帰還させる手段 を有する。

この好ましい実施例の第１の変形態様によれば、二重モード移送用飛行体はエン ジンモジュールと、前方延長キャリヤ支持部材と、地上発射飛行体の積荷ペイ内 に受け入れられるような大きさ、形状とされており、かつ地上発射飛行任務の地 上発射前、発射並びに低い地上軌道中の各段階の間、積荷ペイに取り外し可能に 取り付けられるようになっているペイロードとを有する。移送用飛行体は、さら に地上発射飛行体の把持手段と協働的に係合して積荷ペイから移送用飛行体を移 動させ、その飛行体を地上発射飛行体の外に配備させる手段を有する。積荷ペイ 内に移送用飛行体を取り外し自在に取り付ける手段はまた、ペイロード配備を断 念せざるを得ない場合において、地上発射飛行体の飛行任務の地上帰還段階中積 荷ペイ内に移送用飛行体を固定しうるようになっている。

この好ましい実施例の第２の変形態様によれば、多段式移送用飛行体は、縦続関 係に取り外せるように取り付は配列された少なくとも２つのロケット動力准進段 を有する。各動力准進段は支持フレームと、このフレームに取り付けられた少な くとも１つのロケットエンジンと、このエンジンのための燃料供給源とを有する 。前記縦続。

推進エンジンの上端にはペイロードを取り外し可能に取り付ける手段が設けられ ている。上部推進段の支持フレームには、多段式飛行体のためのアオビニクス及 び配備後支持装置が担持されている。さらに、推進段の少なくとも１つの支持フ レームと一体的に形成されたトラニオンが設けられ、このトラニオンが積荷ペイ のディメンショナル・エンベロープ及びマス・ディストリビューション・エンベ ロープ内においてトラニオンチークに多段式飛行体及びペイロードを取り外し可 能に支持し位置決めする。

図面の簡単な説明 いま図面にもどるが、各図面において同様の部品には同じ参照番号が記されてお り、第１図から第８図は本発明に従って構成されたサテライト移送用飛行体を描 写している。このサテライト移送用飛行体は、一般的に参照番号ＩＯによって示 されたエンジンモジュール、円筒状部分１ｉａと円すい状の延長部分１１ｂとに よって構成され一般的に参照番号１１によって示される前方に伸びる輸送部材と を有している。使用の際は、ＬＥＯからＧＥＯへ２つのペイロードを運ぶのに適 するように構成された本発明のこの好ましい実施例に従って、この飛行体は第１ のペイロードサテライト１２ａをエンジンモジュール１０の支持フレームの前方 部分１３で運び、第２のサテライトペイロード１２ｂを前方に伸びる輸送部材１ １の円すい状部分１１ｂの前方端部に形成された荷物支持リング１４で運ぶ。

エンジンモジュール支持フレームの前方部分１３と後方部分　１５は側面に設け られた筒耳部材１６と竜骨の筒耳部材１７とを有しており、これら筒耳部材はＳ ＴＳあるいは同様の地上発射飛行体の積荷ペイ内の荷物保護運搬チークボルトに よって互いにかみ合わされるように形作られ離されている。エンジンモジュール の支持フレーム１３−１５は複合外殻１８内に収容されており、適当な内部支柱 １９を剪断パネル２１、ねじりパネル２２とともに有している。このような部品 全部によって一体化された支持フレームが形されており、この支持フレームは地 上発射飛行体によって運べる形、大きさにされている。

エンジンモジュールの支持フレームによって運ばれる組込み飛行装置は中央部の 燃焼室２４内にロケ、トエンジンを有している。この燃焼室はエンジンモジュー ル１０の後方に向いた燃焼円すい体２５で終端している。支持フレームによって 運ばれる組込み飛行装置はさらにエンジンの液体燃料供給タンク２６と船体姿勢 制御装置とを有しており、この姿勢制御装置は反動制御システム推進器２７（ピ ッチ／ヨー制御用）、関連する燃料供給容器、および燃料システム圧力タンク２ ９を有している。

他の組込み飛行装置（図面の明瞭化のために省かれている）は、当業者によく知 られるように、誘導装置、電力供給装置および第１のペイロードｌ　２ａをエン ジンのモジュール１０の支持フレームの前方部分１３に対して確実に分離するた めの適当な手段（例えば、爆発ボルト）。

前方に伸びる輸送部材１１（第１図）は、第１のペイロード＋２ａの前方にクン デム状態で第２のペイロード１２ｂを運ぶように形作られ適合されている。図示 されるように、円筒状部分１１ａおよび円すい状部分１１ｂは第１のペイロード １２ａを包囲する形および大きさにされている。輸送部材１１の円すい状部分１ １ｂの前方端部１４はこの端部に対して第２のペイロード１２ｂを確実に分離す るための適当な手段（例えば、爆発ボルト）を有する。第５図に示される組立て られた関係において、カンチレバーと線型負荷はエンジンモジュール１０の支持 フレームと第２のペイロード１２ｂとの間に直接輸送部材１１によって伝達され る。都合上、円筒状部分＋１２の前方端および後方端部内および輸送部材１１の 円すい状部分１１ｂ内にそれぞれ形成された嵌合フランジ３１および３２は好適 な手段によって、例えばいわゆる［スーパージップ（５ｕｐｅｒｚｉｐ）Ｊによ って確実にはずれることができる。

第２のペイロードを輸送部材から分離するのと同時に、支持フレームから輸送部 材を分離しく円筒状部分１１ａと円すい状部分１１ｂの分Ｍを含む）、最後に、 エンジンモジュール１０の支持フレームから第１のペイロードを分離する好適な 制御手段を同様にしてエンジンモジュールによって運ぶことができるが、このよ うな制御手段は当業者によく知られている。

最後的に、第１図に示されるように、引掛け！！３３が前方に伸びる輸送手段１ １の円すい状部分１１ｂの適当な位置に設けられている。この引１１）け描はＳ ＴＳのような地上発射飛行体のリモートマニュビレイシン　システム（ＲＭＳ） と協動して、ＳＴＶを積荷ベイおよびその設備から湘して地球発射船の外部に置 くことを可能とする。

第９図に示されるように、ＳＴＳ　４３のＲＭＳ４２による５ＴＶ４１の配置に おいて、この５ＴＶ４］の位置は、ＳＴＳ　４３に平行かつ後方に向いた参照文 字Ａによって示された排出火炎を生ずるＳＴＶのモーター／エンジンの瞬間的な 点火によって定められる。

比較してみると、この方法は第３図に示されるように矢印Ｂによって示されたよ うに５ＴＳＯ方へ向う瞬間的な点火によって（スプリングあるいは他の機械的な 手段によっても）ＳＴＳ４３の積荷ベイ４４から非直接的に配置される今のｒＰ ＡＭＪ形状の飛行体４５によるよりも、より安全性の高い配置を可能とする。第 ９図に示された２つの配置モードの安定性の面での差違は当業者に明らかであろ う。

第１０図は、ペイロードの配備及び地球に対して静止状態を保つ移送用＆道の達 成を通じてのＳ　Ｔ　’Ｓ　／　Ｓ　Ｔ　Ｖ組立体のための飛行計画を示す、説 明の簡単のため、上記ＳＴＶは、単一ステージで、かつ単一ペイロードモードで 作動するものとする。符号″ａ″は、地球を示し、符号“ｂ″は、上記ＳＴＳの パーキング軌道を示し、そして符号“Ｃ”は、地球に対して静止状態を保つ移送 用軌道を示す。

飛行計画における種々の作用点は、次のようである。

即ち、 １−配置状態をとるオービタ− ２−３ＴＶグラ７ブルに取りつけられたＲＭＳ３−内部動力への５ＴＶ ４−初期化されたＳＴＶジャイロス（ｇｙｒｏｓ　）５−付勢されたペイロード メカニズム ６−カーゴベイから持ち上げられ、そして配備されたペイロード ７−安全間隔を取ってのＳＴＳの機動的な飛行８−起動したＬＰＥエンジン ９−エンジン作動の終了 １〇−取られたリリース状態 １１−地球に対して静止状態を保つ移送用軌道における飛行体の分離 である。

上記ＳＴＶの種々のシステム及びパブシステムの詳細及び相互の関連性を更に説 明するが、第１１−１９図は、単に本発明を当業者して理解させかつ実施させる ためのものであり、これに固定されるものではない。

第１１図は、二重ペイロード（Ｓ／Ｃ）能力に合わせて形成された上記ＳＴＶの 主コンポーネント及びサブシステムを示す。

第１２図は、主推進サブシステムの機械的サブシステムを示す。

この第１２図において、符号は次のものを示す。

Ｐ−火工品の絶縁バルブ ＲＴ−圧力変換器 ＰＴ−圧力調節器 ＲＶ−リリーフバルブ 第１３図は、反作用コントロールシステムの機械的サブシステムを示す。第１３ 図における符号は、第１２図における符号と同じものを示し、符号″ｄ２は、反 作用コントロールトラスターを示す。

第１４図は、電気的サブシステムを示す。

第１５１は、上記ＳＴＶのための空挺支持設備を示す。

第１６図は２つのペイロードのうちの１つのものに対する搭載物支持装面を示す 。

第１７図〜第２０図は下記のように、安全性と発射飛行体インタフェースの状態 を示す。

第１７１７１−発射前上昇及び８′Ｌ道上。

第１８図−附属Ｒ３Ｍによる配備前。

第１９図−配備後及び起動されたＰＤＳによるＲ５Ｍの解放。

第２０図−解放からエンジン点火までの５０分未満。

第２１（２１及び第２２図は本発明の従って構成された多段サテライト移送飛行 体（ＳＴＶ）を示す。この多段飛行体は特に、例えば、“ＴＤＲ５−Ｅ／Ｆ”５ １のような極めて大きなペイロードを配備するのに晒している。このペイロード は下段５４に解放可能に連結されている上段５３の上端に解放可能に取りつけら れている。各段は（想＠線で示される）支持フレーム５５と少なくとも一つのロ ケットエンジン５６と燃料供給クンク５７を備えている。飛行体全体のためのア ビオニクス及び配備後支持装置は上部推進段の支持フレーム５５に支持されてい る。トラニオン５８は少なくとも一つの推進段の支持フレーム５５と一体形成さ れており、トラニオンチーク５９上にＳＴＶ及びペイロードを直接解放可能に支 持するとともにこれらを位置決めする。この場合、該トラニオンチーク５９は、 地上発射飛行体６４の積荷ベイ６３のエンベロープ６１及び質量分配エンベロー プ６２のなかに配置されている。

第２３図及び第２３（ａ）図は、中央円筒部７２及び出口円錐部７４から成る集 合エンジンフレーム７３の中央円筒部７２内に支持される複数の比較的小型のロ ケットエンジン７１　（本例では４つ）の配列を概略的に示している。この配列 は、例えば、第１図から第８図に図示されるＳＴＶの単一エンジン推進システム の変更例として用いることができる。このようなより小型のエンジンの数（二つ 或いはそれ以上）を適当に選択することによって、基本支持フレーム、エンベロ ープ、燃料システム、アビオニックス、支持システムパッケージを再設計する必 要がなくペイロード及び配備概要の組み合わせを変化させるように、ＳＴＶの能 力を構成することができる。

ＳＴＶの能力を広範に変化させること、すなわち、単−又は多重ペイロードにす ること、単−又は多段にすること、単−又は多段エンジンにすること、消耗また は回収モードにすること、地球帰還可能にすること、軌道修正または補正可能に することによって、多様の独特の利点を有する産業を与えることができる。この ＳＴＶ及びペイロードの組み合わせは、従来の設置架台を用いるのではなくＳＴ Ｓペイロードベイの中に直接取りつけることができる。多数のサテライトを単一 のＳＴＶによって、打ち上げることができる。極めて大型のサテライトは多段の ＳＴＶによって打ち上げることができる。ＳＴＳ　ＲＣＳエンジンとしてすでに 使用されているマーキュート　（Ｍａｒｑｕａｒｄｔ　）　Ｒ−４０のような小 型エンジンは単一または、多段エンジンの形態で用いることができる。さらに、 多段燃焼、多段ペリジ動作、アポジ動作、回避動作、帰還または脱軌道動作及び 発射前チェックアウト燃焼のような多くの行動の汎用性が考えられる。

たとえば、第２４図は、複数のペリジ燃焼８１を有するＳＴＶによって遂行する ことができる複数移送動作計画を示しており、これによれば、ＳＴＶ及びペイロ ードは低地球パーキング軌道８２から連続的により高い中間移送軌道８３，８４ ．８５及び８６を通ってアポジ燃焼８８を行ってペイロードを地球静止軌道８９ に位置させる最終地球静止移送軌道８７の中に移動させられる。

ニア玉士Ｄ〜／ｌＳ 二Ｅコ５〜／１７　二Ｆ）５−づβ 手続補正書（方式） ％式％ ２、発明の名称　サテライト移送用飛行体３、補正をする者 事件との関係　出願人 国際ｙ４介報告

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １．１つのスペース軌道にある地上発射飛行体からペイロードを別の軌道へと移 送するためのシステムであって、積荷ベイを定める胴体手段及び地球からある低 い地上移送軌道へと乗せるため前記地上発射飛行体を発射するための主推進装置 並びに誘導装置を有する地上発射飛行体と、前記ペイロードを担持し、前記地上 発射飛行体の前記低い地上移送軌道への発射及び移行中前記積荷ベイ内に積載さ れている移送用飛行体と、 前記ペイロードを前記別の軌道へ移送するための前記移送用飛行体の動作の準備 として前記積荷ベイから前記移送用飛行体と前記ペイロードとの組合せ体を積み 出すための積出し手段とを含んでいるシステムにおいて、 （Ａ）（１）前記地上発射飛行体によって担持されうる形状寸法とされた支持フ レームと、 （２）前記支持フレームによって担持された内蔵飛行装置とを含んでおり、 前記内蔵飛行装置は、 （ａ）中央推力シリンダ内に収納されて担持され前記支持フレームの後方に向い た推力コーンを含むロケットエンジンと、 （ｂ）関連したエンジン燃料供給源、点火及び制御装置と、（ｃ）誘導装置と、 （ｄ）反動制御装置、及び関連した燃料供給源及び制御装置を含む飛行体姿勢制 御装置と、 （ｅ）電力供給装置とを含むような エンジンモジュールと、 （Ｂ）前記エンジンモジュールの前記支持フレーム上でその前方に第１のペイロ ードを取り外し自在に取り付けるための取付け手段と、 （Ｃ）（１）前記第１のペイロードの前方に縦続的に第２のペイロードを担持す るため、 （ａ）前記第１のペイロードを収納する形状寸法とされ、（ｂ）後部を前記支持 フレームに取り外し自在に取り付けられており、 （ｃ）第２のペイロードを取り外し自在に取り付ける手段を前方部分に担持して おり、 且つ、 （２）前記支持フレームと前記第２のペイロードとの間で直接的にカンチレバー ロード及びリニアロードを伝達して前記第１のペイロードを前記ロードから隔離 するための前方延長キャリヤ部材と、 （Ｄ）順次に、 （１）前記第２のペイロードを前記キャリヤ部材から取り外し、（２）前記キャ リヤ部材を前記支持フレームから取り外し、（３）前記第１のペイロードを前記 支持フレームから取り外すための 取外し手段と を備えることを特徴とする移送用飛行体。 ２．請求の範囲第１項記載の移送用飛行体において、地上発射飛行体の軌道から 別の軌道へ単一のより重いペイロードを移送する第１のモードと、 前記地上発射軌道から少なくとも１つの他の軌道へ２つの比較的により軽いペイ ロードを移送する第２のモードとの二重モードにて動作しうる能力を備えており 、この二重モード飛行体は、（Ａ）前記ロケットエンジン及び燃料供給装置が前 記モードのどちらにおいても前記移送を行なえる大きさとされている請求の範囲 第１項の記載中（Ａ）項のエンジンモジュールと、（Ｂ）請求の範囲第１項の記 載中（Ｃ）項のキャリヤ部材とを備えており、前記第２のモードの動作において 、前記ペイロードは、前記第２のモードの動作における前記飛行体の重心を、前 記第１のモードの動作における前記飛行体の重心から実質的に変化させずに前記 エンジンモジュールに取り付けられ担持されうるような形状構造とされているこ とを特徴とする移送用飛行体。 ３．地上発射飛行体からのペイロードを１つのスペース軌道から別の軌道へ移送 するためのシステムであって、縦軸に沿って延長する細長い積荷ベイを含む胴体 手段、該胴体手段の後方に担持され地上から前記低い地上軌道へと前記地上発射 飛行体及び前記単一又は２重のペイロードを発射させるための主推進エンジン手 段、前記地上発射飛行体によって担持され前記積荷ベイのペイロードを選択的に 把持しそこから前記ロードを移動させ前記地上発射飛行体の外に前記ロードを配 備させたりするため前記地上発射飛行体に作動的に関連付けられた遠隔操作シス テム手段、前記ペイロードを担持し、前記地上発射飛行体の前記低い地上移送軌 道への発射及び移行中前記積荷ベイ内に積載されている移送用飛行体、及び前記 ペイロードを前記別の軌道へ移送するための前記移送用飛行体の動作の準備とし て前記積荷ベイから前記移送用飛行体と前記ペイロードとの組合せ体を積み出す ための積出し手段を有している地上発射飛行体を含んでいるシステムにおいて、 （Ａ）取り付けられた前記移送用飛行体及びペイロードは、前記積荷ベイ内に受 け入れられるような大きさ形状とされており、且つ前記地上発射飛行体の地上発 射前、発射中並びに低い地上軌道にある間その積荷ベイ内に取り外し自在に取り 付けられるようになっており、 （Ｂ）前記移送用飛行体には、前記遠隔操作システム手段に協働的に係合し、前 記積荷ベイから前記飛行体を移動させ、その飛行体を前記地上発射飛行体の外に 配備させるための把持手段が担持されており、 （Ｃ）前記積荷ベイ内に前記移送用飛行体を取り外し自在に取り付ける前記手段 は、ペイロード配備を断念する場合において地上発射飛行体の飛行任務の地上帰 還段階中前記積荷ベイ内に前記移送用飛行体を固定しうるようになっていること を特徴とするシステム。 ４．前記地上発射飛行体の前記積荷ベイは、ディメンショナル・エンベロープ及 びマス・ディストリビューション・エンベロープを定めているような請求の範囲 第１項記載のシステムにおいて、多重段を有する移送用飛行体であって、（Ａ） （１）支持フレームと、 （２）該フレームに取り付けられた少なくとも１つのロケットェンジンと、 （３）該エンジンのための燃料供給源とを各々含む縦続関係に取り外ししうるよ うに取り付け配列された少なくとも２つのロケット動力推進段と、（Ｂ）前記縦 続推進段の上端にペイロードを解放しうるように取り付けるための取付け手段と 、 （Ｃ）上部推進段の支持フレームに担持された前記飛行体のためのアビオニクス 及び配備後支持装置と、（Ｄ）前記推進段の少なくとも１つの支持フレームと一 体的に形成されトラニオンとを含んでおり、前記トラニオンは、前記積荷ベイの 前記ディメンショナル・エンベロープ及びマス・ディストリビューション・エン ベロープ内において前記トラニオンチークに前記飛行体及び取り付けペイロード を直接的に解放しうるように支持し位置定めすることを特徴とする移送用飛行体 。