JPS63184600A - 水平離陸式大気圏横断用打ち上げ装置及び方法 - 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】 （産業上の利用分野） 本発明は大気圏横断用打ち上げ装置及び方法に係わり、
より具体的には、大気ｉ＊＊用運搬手段を航空機の下側
に合体させて水平離陸させ、空気吸い込み式エンジンの
動力でその航空機を操縦して所望の軌道傾き及び打ち上
げ方位を得、航空機のロケットエンジンと大気圏横断用
運搬手段のロケットエンジン（又はスクラムジェットエ
ンジン）との間の推力差によりこれら航空機と大気圏横
断用運搬手段とを互いに離れる方向に自動的に回動させ
て切り離しを行い、切り離し前の最大マツハ数を約３．
５にする大気圏横断用打ち上げ装置及び方法に関する。

（従来技術とその問題点） 宇宙での様々な種類の任務を遂行するのに軌道飛行する
運搬手段を用いることは過去２０年における熱心な研究
開発活動の主題であった。この活動は現在用いられてい
るスペースシャトルシステムに至っている。周知のごと
く、現在のシステムは垂直離陸システムで、大気圏横断
用シャトル式運搬手段をブースターロケットに背負って
離陸及び打ち上げを行っている。このシステムはかなり
の成功をおさめ、また、多くの任務も遂行してぎたが、
一般に垂直離陸システム、特に現在のシ１１トルシステ
ムには多くの重大な制限がある。

垂直離陸システムに関連した問題点は、離陸を行わせる
のに複雑で、極めて重い、そして高価な地上支援設備が
必要なことである。この様な設備は、例えば垂直に向け
られた大きなブースタ一段を取り扱うために必要であり
、また、軌道運搬手段をブースタ一段に背負わせて取り
付ける厄介な操作を行うのに必要である。この様な設備
が必要なだめに、打ち上げコストが非常に高くなり、そ
れ故軌道運搬手段によって遂行される各任務そのものの
コストも高いものとなでしまう。また、このような設備
は高度に特殊化された極めて数少ない地上設備にしか備
えられていない。この、発射地の選択に関する重大な制
限に対応して、得られる軌道及び／又は打ち上げ時間の
点で打ち上げシステムの融通性が９１服されてしまって
いる。

また、スペースシャトルのごとき既知の垂直離陸システ
ムは、ブースター構造体の複数部分が再使用できないと
いう問題点を有している。例えば燃料タンクのごときい
くつかの構造用部品は軌道高度のところで廃棄され、回
収することができない。このような構造用部品を回収す
ることができず、従って再使用することが全くできない
ことによりシステムのコストがかなり増大してしまう。

その理由は、このようなｌｌｌｌｌ部用部品コストが軌
道運搬手段を打ち上げる毎に常に必要とされる繰り返し
発生するコストだからである。ブースター構造体の他の
部品は回収可能ではあるが、一般にその回収に時ＩＪ！
］が１卦かり、また、回収したものを補修するのに費用
が掛かるため、全てのものを再使用できるというわけで
はない。それ故、このような回収可能な部品のコストの
うちのほんの一部しか打ち上げ毎に節約されるに過ぎず
、回収可能な部品のコストのうちの節約されない部分も
システムの全体のコストに加わってしまうのである。

垂直離陸システムに関係する他の問題点としては、この
ようなシステムの融通性を厳しく規制する運航上の制限
がある。即ち、回収可能なブースター構造体を回収して
補修しなければならないがために、また、垂直離陸に必
要な全ての準備を整えるのに比較的長い時間を要するた
めに回転時間、つまり打ら上げ間の時間が極めて長いも
のとなってしまう。これらの準備としてはブースタ一段
を用意して位置決めすること、及び軌道段をブースタ一
段に取り付けることなどがある。非常に長い回転時間に
加えて、打ち上げ準備に長い時間が掛かるために事実上
急には打ち上げを行うことができない。

運航上の制限としては、許容できない不利益を被ること
なく与えられた発ＤＩ場から得ることができる軌道が大
幅に制限されてしまうことである。

このような不利益としては大気圏横断用運搬手段を遮ろ
うとしている成る軌道構造体の航跡がその発射場を通過
するのを持つ持ち時間の大きなロスがある。大気圏横断
用運搬手段にかなりの軌道操縦可能性を備えることによ
って時間にｒ！Ｉする不利益を除外しようとすると、そ
の操縦機器を大気圏横断用運搬手段と一緒に軌道に運ば
なりればならないために今度はペイロード（有料荷重）
容量が減少してしまうという不利益が発生する。このよ
うなペイロード容１品の損失は避１ノるべきことであり
、それ故軌道において操［することは大気圏横断用運搬
手段に融通性を与えるという問題点に対する実際的な解
決策とはならない。この問題は、軌道面変更操：ａ機能
を備えていない多くのシステムでは打ら上げ緯麿よりも
低い傾きの軌道に到達させることが全く不可能であると
いう事実により一層深刻なものとなる。

回転時間が長く、また、打ち上げ準備時間が長いという
垂直離陸システムの時間に関するａ１１１限は、任務を
充分前に計画できる非緊急の場合には容認できるが、軌
道内に居る人員を救助する必要がある場合や軍事任務を
速やかに遂行しなければならない場合の様な緊急事態に
対しては、垂直打ち上げシステムの時間に関する制限は
許容づることができない。この様な緊急事態に対して適
切に処置することができるようにするため、打ち上げ準
備を速やかに行うことができ、時間あるいＧ口Ｉに関す
る不利益を被ることなく目標の軌道を得ることができ、
また、第２回目及びそれに続く打ち上げを速やかに行な
うことができる打ら上げシステムについての必要性が高
まっている。この様に速やかに打ち上げることカーでき
ること、回転時間を短縮することかできること、得られ
る軌道に融通性を持たせることができることは、緊急及
び非緊急の両方の任務に対する打ち上げシステムのコス
トも低減させる。

水平離陸打ら上げシステムに関しては様々な概念が提案
されている。これらの概念は垂直離陸システムに関連し
た問題点の多くを取り除いてはいるけれども、それらの
概念を実行するには別の問題が生ずる。即ち、一般にこ
れらの概念は現存する技術を用いて実際に作動させるこ
とができない。

それ故、これらの概念に基ずいたシステムの見込まれる
開発コストは極めて高く、また、運航システムを完成さ
せる日はかなり先のことになる筈である。更に、提案さ
れている水平離陸システムの概念に関連した別の問題点
はマイナスでない「正」のペイロードに対する当面の要
求を満たすことができないことである。正のペイロード
を提供することができる打ち上げシステムとしては、軌
道運搬手段それ自体のｆｉｆｆｌにその軌道運搬手段に
必要とされる燃料の重石を加えた＝Ｉｘｍよりも大ぎな
総ｆｆ１ｆｆｉを軌道内に打ち上げることができなけれ
ばならない。その総重量から運搬手段の重かと燃料の重
石とを差し引いた蚤ωが潜在ペイロードである。

完全に運航可能な実際の打も上げシステムにおいては、
潜在ペイロードは正であるばかりでなく、実用最小限よ
りも多くなければならない。実用最小限に等しいかそれ
を越える正のペイロードを打ち上げることができる水平
離陸システムを提供する場合の問題点に対する解決策を
見つけることは橿めて困難であることが分かつているが
、この様な水平離陸システムを成功させることは重要な
ことである。

エム、ニー、ファゲット（Ｈ，Ａ、ｒａｇａｔ　＞に対
し１９７２年１１月１４日付で付与された米国特許第３
，７０２．６８８号及びエル、アール、ジレクソン（Ｌ
、Ｒ，ＪａＣｋＳＯｎ　）その池に対し１９８１年５月
５日付けで付与された米国特許第４，２６５．４１６＠
の各々にはスペースシャトル形式の運搬手段を打ち上げ
るためのシステムが開示されている。ファグットによっ
て開示されたシステムは２段式垂直離陸システムで、シ
ャトル式運搬手段がブースター運搬手段に背負わされた
態様で取り付けられている。ファゲットに記載されてい
るブースター運搬手段は、ブースターがステージングに
続いて通常の亜音速飛行高度に達した後に始動される空
気吸い込み式副エンジンを備えている。そして、そのブ
ースターは在来の水平車輪式着陸装置によって回収され
るようになっている。

任務を完了すると、軌道運搬手段は再突入し、ブースタ
ー運搬手段と同様にして着陸する。

ジャクソンその他によって開示された打ち上げシステム
は水平離着陸システムである。そのシステムは軌道運搬
手段と２つの小さなブースター運搬手段とを有している
。これらのブースター運搬手段は軌道運搬手段の三角翼
の２つの半休の下側に解除可能に連結されている。そし
て、その連結はパイロンによって行われており、そのパ
イロンはブースターから上方に延び出ていて起爆ボルト
により軌道運搬手段に取り付けられている。ブースター
は無人で無線制御される。ステージング高度へ上昇させ
るのに必要とされる輸送は軌道運搬手段及びブースター
運搬手段の両方の三角調によって行なわれている。

その他の特許明ＩＩ四には２つの宇宙運搬手段をリンク
結合させる提案も含まれている。シー、ビ＋、：ｌ−エ
ン（Ｃ，Ｂ、　Ｃｏｈｅｎ　）その他に対し１９６６年
１２月６日付けで付与された米国特許第３゜２８９．９
７４号には２段式軌道運搬手段が開示されている。この
運搬手段はボッドの頂部に収容された三角翼航空機から
なっており、そのボッドは軌道運航中の乗員の移動及び
ペイロード設備のための空間を提供しているとともに再
突入の際の航空機用熱遮蔽体として機能している。２つ
の段は再突入後に、そして着陸の前に切り離される。

そして、伸縮自在なロッドがボッドから航空機を突き出
すようになっている。航空機は在来の車輪による着陸を
行い、ボッドはパラシュートによって降下する。エヌ、
ボワイト（Ｎ、　ｌ１４ｈｉｔｃ）に対し１９７３年８
月２１日付けで付与された米国特許第３，７５３．５３
６号には２つのＩ、ＩＩ道飛行する宇宙運搬手段を結合
させるための機構が開示されている。大きい方の担持用
運搬手段ｔまそれの本体内の船倉から環状継手を突出さ
せ、担持される方の運搬手段は移動してその環状継手に
係合し、次いで担持用運搬手段の船倉内に引き入れられ
るようになっている。

ケー、ダブリュ、コース（に、賛、　Ｃｏｕｓｅ　）そ
の他に対し１９４５年１月３０日付けで付与された米国
特許第２，３６８．２８８号に開示されたシステムにお
いては、地上の車両のような２つの供給ユニットが双胴
式航空機に取り付けられ、その航空機によって輸送され
るようになっている。輸送されるべき地上車両は前方部
分と後方部分とに分列されており、それら前方部分及び
後方部分は移動して航空機の中央翼の前方部分及び後方
部分にそれぞれ接触するようになっている。そして、地
上車両の各半休には中央翼の一部分を受は入れるための
スロットが備えられている。２つの半休が輿のまわりの
所定位置に移動すると、それら２つの半休は一体に固定
され、あたかも第３の胴のような形となる。

ジエイ、ダスト！Ｊ　（Ｊ、　ＤａＳｔｏｌｉ）その他
に対し１９６６年１月４日付けで付与された米国特許第
３．２２７．３９９号、及びジー、エフ、シマー（Ｇ、
　Ｆ、　Ｚｉａｍｅｒ）に対し１９７６年１２月２８８
付けで付与された米国特許第３．９９９．７２８号の各
々には複合航空機形態が開示されており、脱出用のカプ
セル即ち隔室が航空機の本体部分の頂部に合体されてい
る。ダストリの形態においては、取り外し可能な隔室が
完全な航空機の胴体の上方部分を形成している。そして
、その隔室には引き込み可能なヘリコプタ−の羽根が備
えられており、作動流体を解除することにより隔室が上
方へ移動することができるようになっている。シマーの
脱出用カプセルはキャピンを構成しているとと６に完全
な航空機のＦＪの前縁の一部を構成している。そのカプ
セルはロケットによって切り離され、そのロケットはカ
プセルに担持されているとともに航空機の本体部に向け
られていて脱出力を与えるようになっている。

他の多くの複合航空機形態を特許明Ｍ四に見ることがで
きる。これらの形態の目的は航空機を発射させること、
脱出を提供すること、及び貨物を輸送すること等である
。アール、エイチ、マヨ（Ｒ，Ｈ，Ｈａｙｏ）に対して
１９３５年７月２３日付けで付与された米国特許第２，
００９．２９６８、ビー、メイヒ−ｘ−（Ｐ、　Ｈａｙ
ｈｅｖ　）に対し１９４４年１２月１２日付けで付与さ
れた米国特許第２゜３６４．８０３号、及びニー、ニー
、グリフイス（八、＾、　Ｇｒｉｆｆｉｔｈ）に対して
１９６２年１２月２５日付けで付与された米国特許第３
．０７０．３２６号の各々には１つの航空機が別の航空
機の頂部上の位置から発射される形態が開示されている
。

ニー、ジエイ、ジャービス（Ａ、　Ｊ、　Ｊａｒｖｉｓ
）その他に対し１９５９年４月２１日付けで付与された
米国特許第２．８８３，１２５号、ジエイ、デイベルナ
（Ｊ、　Ｄｉ　Ｐｃｒｎａ　）に対し１９６１年８月２
９日付けで付与された米国特許第２．９９８．２０８号
、及びイー、ニー、エリジャ（Ｅ、　Ａ。

［ｌ１ｊａｈ）に対し１９６１年１０月３１日イーＪ【
プでイ１与された米国特許第３，００６，５−７６Ｎの
各々には脱出用航空機が別の航空機の頂部に装架された
形態が１７ｉ１示されている。エフ。エル、クルツク（
Ｎ、　Ｌ、　Ｃｒｏｏｋ　）に付与された１９６６年６
月２８日付は米国特許第３，２５８．２２８号及び１９
７０年６月２３日付は米国特許第３，５１６゜６２４号
には別個のペイロード航空機が制御用航空機から吊り下
げられて担持された形態が開示されている。補助航空機
がメイン航空機の内部隔室内に担持されているとともに
その内部隔室から移動されるようになった形態は１９７
１年３月２日付けでディー、エル、バウアー（Ｄ、　Ｌ
、　Ｂａｕｅｒ　＞に付与された米国特許第３．５６７
．１５６号及び１９７２年１１月２８日付けでビー、エ
フ、ギラード（Ｐ、　Ｆ、　Ｇｉｒａｒｄ）に付与され
た米国特許第３　、　７０３　、９９８　号ニＩ；ｔｌ
示されテイル。ジエイ。

アール、クラーク（Ｊ、　Ｉｔ、　Ｃ１ａｒｋ）その他
に対し１９５９年３月１０日付けで付与された米国１４
許第２．８７６．６７７号及びジー、■ツガース（Ｇ。

ｌＥｇｇｅｒｓ　）その他に対し１９６１年９月１９日
付Ｇノで付与された米国特許第３．０００，５９３号の
各々にはミサイル又は無線操縦飛行義のごときものが航
空機の翼に取り付けられている形態がＩｆｉｌ示されて
いる。ニー、ジー、ボアリア（Ａ、　Ｇ。

Ｐｏ１ｒｉｅｒ　）に対し１９６８年１２月３１日付け
で付与された米国特許第３．４１９．２３４号には救助
用航空機が継手部材を降ろし、その継手部材を損傷した
航空機の頂部に係合させてその損傷した航空機から救助
用航空機に人員を移動させるシステムが開示されている
。アール、ビー、ジャニー二Ｉｉ！（Ｉｔ、　８．　Ｊ
ａｎｎｅｙ　　ＩＩ　）に対し１９６１年４月２５日付
６プで付与された米国特許第２，９８１゜４９９号及び
ダブリュ、アール、マクダネル（獣Ｒ，Ｈｃ口ｏｎｎｃ
ｌｌ　）に対し１９８１年５月１９日付１ノで付与され
た米国特許第４．２６７．９８７号の各々には１つの航
空機を用いて他の航空機の離陸を助番ブるシステムが開
示されている。上記ジャニー特許には発射されるべき運
搬手段の下側に係合するカタパルト式打ち上げ用運搬手
段が開示されている。また、上記マクダネル特許には空
中に浮かんだヘリコプタ−が航空機の頂部に係合してそ
の航空機を垂直にあるいは非常に短い滑走距離で離陸さ
せることができるシステムが開示されている。

ディー、ニス、ファーニー　（Ｄ、　Ｓ、　Ｆａｈｒｎ
ｅｙ　）に対し１９４６年４月３０日付けで付与された
米国特許第２，３９９．２１７号に開示されたシステム
では、小さい航空機を担持用のグライダ−の響又は胴体
の下部に取り付けて輸送するようになっている。そして
、航空機は命綱を操作するケーブル・プーリ構造によっ
て収納位置に吊り上げられ、その収納位置から降ろされ
るようになっている。アール、ニー、ロバート（Ｒ，Ａ
、　Ｒｏｂｅｒｔ）　Ｉ、：。

対し１９５２年１２月９日付けで付与された米国特許第
２．６２１．０００＠に開示されたシステムでは、高速
航空機を担持用航空機にリンク結合させ、その高速航空
機を担持用航空機から打ち上げるようになっている。そ
の打ち上げの際、担持用航空機のエンジン速度を高め、
同時に高速航空機の動力を調節し、次いで２つの航空機
を固定しているロック装置を解除して高速航空機をそれ
自体の動力で、担持用航空機の速度よりも低い速度でそ
の担持用航空機から切り離させている。そして、２つの
航空機は飛行中にリンク結合されて小さい方の高速航空
機に再給油することができるようになっている。ダブリ
ュ、アール、マーシャル（Ｉｆ、　Ｒ，Ｈａｒｓｈａｌ
ｌ）に対し１９８４年５月２９日ｆ４けで付与された米
国特許第４．４５１．０１１７号には３段式ロケット垂
直打ち上げ用運搬手段が開示されており、その運搬手段
では１つの段から他の段へ推進薬を送って運搬手段のエ
ンジン及び部品を各段に共通して用いることができるよ
うになっている。

ジー、エル、シュイラー（Ｇ、　Ｌ、　ｓｃｈｔｍｅｒ
）に対し１９４９年９月１３日付けで付与された米国特
許第２．４８１．５４２号には発射体が自由に落下し、
あるいは点火される前にその発射体を爆弾倉庫から安全
な距離だけ偏位させるための装置が開示されている。そ
の発射体は偏位用アームの二叉に分かれた外方端部に取
り付は用ピンによって取り付けられている。また、その
゛偏位用アームの内方端部は爆弾０内で胴体に回動可能
に取り付けられている。そして、発射体はケーブル機構
又は動力の作用によって下降位置に回動される。発射体
の降下に続き、ラッチピンを解除し、次いでその発射体
を点火するようになっている。

１９７４年８月１４日に公開され、イー、フオエル（Ｉ
Ｅ、　Ｆｏｅｌｌ）に対し付与された西ドイツ特許第２
．３０６．８１１号には複合航空機が開示されており、
その複合航空殿における担持用の航空機は担持される飛
行装置を収容するための自由空間を画成している剃体及
び翼を有している。飛行装置の外面は相持用航空機の形
状に対し補合関係をなす形状をしているとともにその担
持用航空機の揚力面を少なくとも部分的に高めるように
なっている。上記フオエル特許の第４図に示された実施
例では、飛行＠置の前方部分が相持用航空機の胴体に嵌
合し且つ握持している。担持用航空機は比較的短い胴体
とかなり後退した翼とを有している。そして、その飛行
装置によって担持用航空機の四が三角翼に完成されるよ
うになっている。

シャトル宇宙船を打ち上げるためのＩ］ち上げシステム
は、英国惑星協会（ＢｒｉｔｉｓｈＩｎｔｅｒｐｌａｎ
ｃｔｒｙ　５ｏｃｉｅｔｙ　）　Ｒ開法１９８３年４月
号第３６巻第４号のカーチス　ビープルス（Ｃｕｒｔｉ
ｓ　Ｐｅｅｂｌｅｓ）著「空中打ち上げされるシャトル
の構想（＾１ｒ−１ａｕｎｃｈｅｄ　５ｈｕｔｔｌｅ　
Ｃｏｎｃｅｐｔｓ　）　Ｊと題する文献に開示されてい
る。この文献に記載されているシャトル構想の各々には
在来の滑走路から離陸できる第１段航空機と、切り離し
後に軌道飛行に入る第２段とが備えられている。マツハ
６又は７程度の高速で切り離されるソ連のシステムも記
載されている。上記文献には米国空車による提案も記載
されており、それによれば、ボーイング７４７型機を改
造して打ち上げ用運搬手段として用い、比較的低い高度
と速度とで切り離しを行っている。切り離し速度に関し
ては、その切り離し速度が約マツハ０．８であるシステ
ムが上記ジャクソンその他による特許に記載されており
、また、マツハ数が２から３．５の範囲での切り離し速
度では高い開発コストが必要とされるが、繰り返し掛か
る運転コストは低くなることも上記ジャクソンその他に
よる特許に記載されていることに注意されたい。

上述した既知のシステム及び特許並びにそれら特許に引
用された従来技術を注意深く検問して従来技術に対する
本発明の評価をドすべきである。

本発明の目的は水平離陸式の大気ａ横断用打ら上げ装置
及び方法を提供することである。

（問題点を解決するための手段） 本発明の一態様によれば、その大気圏横断用′打つ上げ
装置は航空機と大気圏横断用運搬手段とをそれぞれ有す
る第１段及び第２段を備えている。

航空機は、その航空機の底部及び後部に開口する空所を
画定する外面部分を有している。この空所は大気圏横断
用運搬手段を受は入れてその大気圏横断用運搬手段を航
空機の下側に合体させるよう寸法決めされている。その
打ち上げ装置はまた。

離陸前に、大気圏横断用運搬手段が航空機の下側に合体
されている状態で２つの段を解除可能に一体に連結する
とともに、飛行中に２つの段を互いに１１１１２させて
各段がそれ自体の別個の飛行粁路を飛び続けるのを可能
にする連結及び離脱装置も有している。

本発明の特徴は２つの段の各々に着陸装置を備えて大気
圏横断用運搬手段を航空機の下側に速やかに且つ容易に
合体させるのを可能にするよう構成したことである。各
段の着陸装置はその段を地上で移動させるための複数個
の車輪を有している。

そして、２つの段の各々の着陸装置は、各段がそれの着
陸装置によって地上に支えられている時、第２段が航空
機の下側に実質上合体される空所内の所定の位置にその
第２段がそれの着砕装はの車輪によって移動することが
できるよう位置決めされ且つ寸法法めされている。この
構成により、打ち上げｌ！鱈の回転時間が大幅に短縮さ
れ、また、大気圏横断用運搬手段を短時聞で打ち上げる
ことが可能である。また、上記の構成により、大気圏横
断用運搬手段を持ら上げることなく、そして複雑な取り
付は設備を何等必要とすることなく大気圏横断用運搬手
段を航空機に合体させることが可能である。

本発明の別の特徴は、第１段及び第２段を解除可能に連
結するとともにそれら２つの段を離脱させる連結及び１
Ｉｌｌ脱装置が複数個の支柱を有していることである。

各支柱の第１の端部は航空機に回動可能に連結され、第
２の端部は大気圏横断用運搬手段に回動可能にＭＩｉ！
ｉされている。そして、その連結及び離脱装置は大気圏
横断用運搬手段が航空機に相対して回動しないようその
大気圏横断用運搬手段を解除可能に固定する装置も有し
ている。

好ましくは、第１段及び第２段の各々はロケットエンジ
ンを備えており、また、連結及び１Ｉｌｉ脱装置は第１
段のロケットエンジンと第２段のロケットエンジンとの
間の推力差に応答してそれら２つの段を互いに離れる方
向に自動的に回動させる装置を有している。連結及び離
脱装置が複数個の支柱を有している実施例においては、
好ましくはそれら支柱は上記のごとき推力差に応答して
２つの段を互いに離れる方向に自動的に回動させるよう
位置決めされている。

第１段及び第２段の各々がロケットエンジンを備えてい
る場合には、それらの段が切り離される際に第２段が最
大量の燃料を確実に担持しているよう第１段からその第
２段に燃料をクロス供給するためのクロス供給装置を備
えるのが好ましい。

この様なりロス供給装置を備えた打ち上げ装置は一般に
、２つの段が切り離される１舶にそのクロス供給装置を
連結解除させるための装置もイｉしている。

本発明の別の態様によれば、打ち上げ装置はそれぞれ航
空機及び大気圏横断用運搬手段を有する第１段及び第２
段を備えている。そして、各段はロケットエンジンを備
えている。打ち上げ装置は、離陸前にそれら第１段及び
第２段を解除可能に一体に連結するとともに飛行中にそ
れら第１段及び第２段を互いに離脱させて各段がそれ自
体の別個の飛行経路を単独で飛行し続けるのを可能にす
る連結及び１１１２装費を有している。この連結及び離
脱装置は複数個の支柱を有しており、これら支柱の各々
は航空機に回動可能に連結された第１の端部と大気圏横
断用運搬手段に回動可能に連結された第２の端部とを有
している。そして、それら支柱は、第１段のロケットエ
ンジンと第２段のロケットエンジンとの間の推力差に応
答してそれら第１段及び第２段を互いに離れる方向に自
動的に回動させるよう位置決めされている。

好ましくは、連結及び１ｉＩｉ脱装置は、航空機に対し
て大気圏横断用運搬手段が所定の最だけ回動した際に各
支柱の第２の端部を大気圏横断用運搬手段から自動的に
連結解除させるための装置を有している。好適実施例に
おいては、各支柱の第２の端部には開端を有する概ね長
手方向の溝孔が形成されている。そして、大気圏横断用
運搬手段には複数個のピンが取り付けられている。これ
らピンは溝孔に１つづつ受は入れられていて大気圏横断
用運搬手段を支柱に連結させている。ピン及び溝孔は、
大気圏横断用運搬手段が航空機に対して所定の舟だけ回
動した際にピンが溝孔の開端から自動的に滑り出て航空
機から大気圏横断用運搬手段を自動的に離脱させるよう
位置決めされ且つ寸法法めされている。この構成は、製
作が比較的簡単で安価であるとともに支柱からの大気圏
横断用運搬手段の離脱に対し実質上の７エールセーフを
与えているという利点を有している。

本発明の大気圏横断用運搬手段打ち上げ方法の態様によ
れば、その大気圏横断用運搬手段打ち上げ方法は空気吸
い込み式エンジンを有する形式の航空機を準備する段階
と、航空機の底部及び後部に開口する空所をその航空機
に備える段階とを有している。大気圏横断用運搬手段を
空所内に移動させることにより航空機の下側に大気圏横
断用運搬手段を合体させる。航空機と大気に１横断用運
搬手段とを解除可能に一体に連結する。大気圏横断用運
搬手段が航空機の下側に合体される空所内の所定の位置
に大気圏横断用運搬手段を解除可能に固定する。航空機
の空気吸い込み式エンジンを作動させて合体された航空
機及び大気圏横断用運搬手段の水平離陸を行う。合体さ
れた航空機及び大気圏横断用運搬手段を所定の速度及び
高度まで飛行させる。この所定の速度及び高度に達した
際、航空機及び大気圏横断用運搬手段を互いに１ｌｌｌ
ｉ脱させ、航空機及び大気圏横断用運搬手段を互いに独
立して飛行させる。

好ましくは、上記大気ｌＩ！横断用運搬手段打ち上げ方
法は、航空機及び大気圏横断用運搬手段の８各にロケッ
トエンジンを備えさせる段階を更に有しており、上記の
所定の速度及び高瓜まで飛行させることはこれらのロケ
ツエンジンを点火してこの様な所定の速度及び高度まで
上昇させることを含ｌυでいる。また、好ましくは、そ
の様な速度及び８　ｔＵまで飛行させつつ、且つロケッ
トエンジンを点火する前に、空気吸い込み式エンジンを
作動させるとともに大気圏横断用運搬手段が所望の軌道
傾きに軌道飛行するのに必要なだけ月つ大気圏横断用運
搬手段が所望の方位にずらされるのに必要なだけ航空機
を転向させる。空気吸い込み式エンジンの動力で航空機
を転向さゼるこの特徴により、本発明の主たる狙いであ
る時開又は中間についての不利益を被ることなく軌道選
択に融通性を与えることが可能である。

航空機及び大気圏横断用運搬手段を互いに離脱させる段
階は様々なやり方で行うことが可能である。好ましくは
、航空機のロケットエンジンの推力を減少させてその航
空機のロケットエンジンと大気圏横断用運搬手段のロケ
ットエンジンとの間に推力差を生じさせる。その推力差
によって航空機と大気圏横断用運搬手段とを互いに離れ
る方向に回動させる。大気圏横断用運搬手段を離脱させ
るこのやり方は、はぼ自動的に操作することができ、ま
た、ロケットエンジン以外の動力源を必要とすることな
く切り離しを行うことができるという利点を有している
。

大気圏横断用運搬手段が航空機から切り離される際にそ
の大気圏横断用運搬手段の燃料タンクを満タンあるいは
ほぼ満タンにしておくのが好ましいことは勿論である。

それ故、切り離し前に大気圏横断用運搬手段のロケット
エンジンを作動させる時には、航空機と大気圏横断用運
搬手段とが切り離される際に大気圏横断用運搬手段が最
大間のロケット燃料を確実に担持しているよう航空機か
らその大気圏横断用運搬手段にロケット燃料をクロス供
給する段階を上記打ち上げ方法が有していることが好ま
しい。これにより、大気圏横断用運搬手段の軌道を得る
能力が最大となり、また、所望の軌道に達した後にその
大気圏横断用運搬手段の任務を遂行する能力が最大とな
る。

本発明の別の態様によれば、大気圏横断用運搬手段打ち
上げ方法は、着陸装置及び空気吸い込み式エンジンを有
している形式の航空機を準備する段階と、航空機の底部
及び後部に開口する空所をその航空機に備えさゼる段階
とを有している。大気圏横断用運搬手段は着陸装置を備
えている。航空機及び大気ｒ６Ｊ横断用運搬手段の各々
をそれの着陸装置によって地上に支え、大気圏横断用運
搬手段が航空機の後方に離隔された状態でそれら航空機
及び大気圏横断用運搬手段を互いに整合させる。

航空機及び大気圏横断用運搬手段をその様に支え且つ整
合させたままで、大気圏横断用運搬手段を航空機に向か
って前進させ、空所内に移動させる。

航空機と大気圏横断用運搬手段とを解除可能に一体に連
結し、大気圏横断用運搬手段を空所内の所定の位置に解
除可能に固定し、大気圏横断用運搬手段を航空機の下側
に合体させる。空気吸い込み式エンジンを作動させて合
体された航空機及び大気圏横断用運搬手段の水平離陸を
行う。合体された航空機及び大気圏横断用運搬手段を所
定の速度及び高度まで飛行させる。この様な速度及び高
度に達したら、航空機及び大気圏横断用運搬手段を互い
に離脱させて互いに独立して飛行させる。

好ましくは地上車両で牽引することによって大気圏横断
用運搬手段を空所内に移動させる。このやり方は実施が
単純で容易であり、飛行場で通常見受けられるもの以外
の何等の設備も必要とされない。航空機と大気圏横断用
運搬手段とを一体に連結し、その大気圏横断用運搬手段
を所定の位置に固定した後、且つ合体された航空機及び
大気圏横断用運搬手段を離陸させる前に、大気圏横断用
運搬手段の着陸装置を引っ込める。これにより、合体さ
れた航空機及び大気圏横断用運搬手段をその航空機の着
陸装置だけで離陸させることが可能となる。即ら、大気
圏横断用運搬手段の着陸装置は、その人気Ｉ！１横所用
運搬手段が航空機から切り離されてその大気圏横断用運
搬手段を着陸させる時にだけ用いられるから、その大気
圏横断用運搬手段の着陸装置は切り離された状態での着
陸に必要とされる構造要求に合致させるだけでよい。

本発明の別の態様によれば、大気圏横断用運搬手段打ち
上げ方法は、空気吸い込み式エンジンを有する形式の航
空機を準ｍする段階と、航空機及び大気圏横断用運搬手
段を解除可能に一体に連結する段階とを有している。空
気吸い込み式エンジンを作動させて互いに連結された航
空機及び大気圏横断用運搬手段の水平離陸を行う。互い
に連結された航空機及び大気圏横断用運搬手段を約２．
５から約３．５のマツハ数まで、且つ大気圏横断用運搬
手段が所定の任務を遂行するのに充分な高度まで飛行さ
せる。この様なマツハ数及び高度に達したら、航空機と
大気圏横断用運搬手段とを互いに１１１１脱させ、互い
に独立して飛行させる。

約２．５から約３．５のマツハ数に対応した領域にステ
ージング速度を維持することにより、既知のシステムの
特徴である約マツハ１０という高ステージングマツハ数
を回避することができるとともに、その様な高ステージ
ングマツハ数に関連した高い加熱率に耐えることができ
る構造体を航空機に備える必要性を回避することができ
る。約３．５を越えないステージングマツハ数に耐える
ことができる航空機は既知の技術を用いて製作すること
が可能である。それ故、この様な航空機の設計コストを
最小にすることができる。また、その航空機を比較的近
い将来に運航させることができる。

本発明の、ロケットエンジンを有する形式の大気圏横断
用運搬手段を打ち上げる方法のＢ様によれば、その打ら
上げ方法は航空機を準備する段階と、その航空機にロケ
ットエンジンと複数個の支柱とを備えさせる段階とを有
している。これら支柱の各々は航空機に回動可能に連結
された第１の端部を有している。各支柱の第２の端部を
大気圏横断用運搬手段に回動可能に連結し、大気圏横断
用運搬手段を航空機に相対して回動しないよう解除可能
に固定する。航空機及びそれに固定された大気圏横断用
運搬手段を所定のマツハ数及び１５度まで飛行させる。

航空機及び大気［！ＭＩａ断用運搬用運搬手段させるこ
の段階は、航空機及び大気圏横断用運搬手段のロケット
エンジンを点火することを含んでいる。航空機のロケッ
トエンジンの推力を減少させて推力差を生じさせる。そ
の推力差により、航空機と大気圏横断用運搬手段とを互
いに離れる方向に回動させる。次いで、の各支柱の一端
を離脱させて航空機と大気圏横断用運搬手段とを互いに
切り離し、互いに独立して飛行させる。

本発明の打ち上げ方法及び装置により、垂直離陸システ
ム及び水平離陸システムの既知の諸提案にＩＩＱ連した
上述した問題点を解決することができる。即ち、本発明
の打ち上げ方法及び装置は垂直離陸システムを運航する
のに必要とされる複雑で重い、そして高価な地上支援設
備を必要としない。

本発明の打ち上げ方法及び装置に必要とされる地上支援
設備は比較的少なくて済み、また、多くの離陸場所即ち
飛行場で容易に入手可能であるので都合が良く、経済的
である。必要とされる地上支援設備の種類、大気圏横断
用運搬手段打ち上げ装置の２つの段の特性、及び離陸方
法により、米国及び他の国々の多くの主要飛行場の大部
分から本発明の打ち上げ装置を用いて打ち上げを行うこ
とが可能である。既知の打ち上げシステムに比べ、空気
吸い込み式のターボジェットエンジンを用いることによ
り飛行場及びそれの周囲での騒音及びソニックブーム作
用がかなり低減されるから、その様な飛行場から離陸さ
せる実用性が高められる。

多くの飛行場を用いることができることに加えて切り離
し前に航空機によって操縦することができることにより
、何首時間及び１最の不利益を被ることなく軌道選定の
実質上υ１限の無い融通性を打ち上げ装置に与えること
が可能である。即ち、成る与えられた場所から、大気圏
横断用運搬手段を任意の軌道傾きに、また、幅広い範囲
の方位に打ち上げることができる。所望の方位にずらす
能力は、単に互いに連結された航空機及び大気圏横断用
運搬手段を成る飛行場から別の飛行場に空輸し、そこで
再給油し、次いで打ち上げを開始することにより更に高
めることができる。

本発明の打ち上げ方法及び装置により、大気圏横断用運
搬手段を短期聞に打ち上げることが可能である。即ち、
操作が単純で間中であるので、打ち上げそれ自体には最
小の時間しか必要とされない。加えて、複雑な地上支援
設備が必要とされず、また、２つの段を命単に移動させ
ることができることにより、２つの段をいつでも打ち上
げ準ｍが整った状態にしてＪ３　＜ことができるととも
に必要に応じそれに２つの段を所望の飛行場まで簡単に
空輸することができる。本発明の打ら上げ方法及び装置
の速やかな打ち上げ能力は、回転時間を比較的短くする
ことにより更に高めることができる。

即ち、大気圏横断用運搬手段からの切り離し後、航空機
を飛行場に着陸させ、最小の時間で同じ又は異なる大気
圏横断用運搬手段の次の打ち上げのｔ￥備をすることが
できる。

また、本発明の打ら上げ方法及び装置により、打ら上げ
装置の維持コストをかなり軽減することができる。即ち
、本発明の打ち上げ装置は最小６１の保守、修理で両方
とも完全に回収可能で再使用可能な２つの段を有するよ
う設計されている。従つて、繰り返し掛かるコストが大
幅に低減される。

本発明の打ち上げ方法及び装置は第１段及び第２段の大
部分を現存する技術を用いて作ることができるようにも
設計されている。これにより、計画される開発コストが
低減されるばかりでなく、計画を比較的短期間で実現さ
せることが可能である。

本発明により、水平離陸システムで正のベイ０−ドを打
ち上げる能力を与えるという非常に重要な目的も達成さ
せることができる。この正のペイ［１−ドを打ち上げる
能力と、上述した本発明の打ち上げ方法及び装置の他の
利点との組合ゼにより、本発明の打ち上げ装置を幅広い
任務を遂行するのに非常に適したものとすることができ
る。この様な任務としては、充分前もって計画されてい
る通常の任務から速やかに遂行されねばならない緊急触
発任務までの商業上及び軍事上の任務が含まれる。

本発明の打ち上げ方法及び装置は好ましくは航空機及び
大気圏横断用運搬手段の各々にロケットエンジンを備え
るという特徴を有しているとじて説明したが、この特徴
は本発明の第１の実施例に含まれているものである。本
発明の他の実施例では別の構成及び形式のエンジンが備
えられていてもよい。例えば、本発明の第２の好適実施
例にＪ３いては、°大気圏横断用運搬手段のメインエン
ジンはロケットエンジンでなくスクラムジェットエンジ
ンである。

上記第２の好適実施例は上述した第１の実施例の特徴を
有していてもよく、従って上述したものと同じ利点を有
している。２つの実施例のどちらを選択するかは多くの
要因に依存している。第２の実施例を越える第１の実施
例の主要な利点は、ロケットエンジンに関する技術がス
クラムジェットエンジンに関する技術よりも？？ｉ１発
がかなり進んでおり、従って第１の実施例の開発コスト
を低くすることができるとともに第１の実施例をより早
く実現させることができることである。第１の実施例を
越える第２の実施例の利点の１つは、各形式のエンジン
に対し速度及び軌道を最適にすることができることであ
る。加えて、第２の好適実施例は打ち上げ装置のペイロ
ード容量を高める潜在可能性を有している。一般にスク
ラムジェットエンジンはロケットエンジンよりも重いけ
れども、スクラムジェットエンジンを用いた打ち上げ装
置全体はロケットエンジンを用いた打ち上げ装置よりも
軽い。その理由は、スクラムジェットエンジンは燃焼用
の酸素を周囲の大気から得るのに対し、液体酸素はロケ
ットエンジンの動力で飛行する運搬手段により運搬され
ねばならないからである。

各形式のエンジンに対し速度及び１１１　Ｍを最適にす
るために、本発明の大気＠横断用運搬手段打ち上げ方法
は好ましくは、空気吸い込み式エンジンを有する形式の
航空機を準備する段階と、その航空機にロケットエンジ
ンを備えさせる段階と、大気圏横断用運搬手段にスクラ
ムジェットエンジンを備えさせろ段階とを有している。

航空機及び大気圏横断用運搬手段を解除可能に連結し、
空気吸い込み式エンジンを作動させて互いに連結された
航空機及び大気圏横断用運搬手段の水平離陸を行わせる
。離陸後、ロケットエンジンを点火し、約３．３のマツ
ハ数まで加速し、大気圏横断用運搬手段が軌道を得て所
定の任務を遂行するのに充分な高度まで上昇させる。互
いに連結された航空機及び大気圏横断用運搬手段を加速
し且上昇させつつ、スクラムジェットエンジンを点火す
る。上記マツハ数及び高度に達したら、航空機と大気圏
横断用運搬手段とを互いに離脱させて互いに独立して飛
行させる。

上述した本発明の打ち上げ方法の態様は、大気圏横断用
運搬手段をそれの着陸装置で地上に支える段階と、その
大気圏横断用運搬手段を航空機に向けて前進させ、航空
機に備えられている空所内に移動させる段階とを有して
いる。本発明のこの打ち上げ方法の態様は好ましくは更
に、航空機と大気圏横断用運搬手段とを一体に連結して
その大気圏横断用運搬手段を所定の位置に固定した俊に
その大気圏横断用運搬手段の着陸装置を引っ込める段階
と、その大気圏横断用運搬手段の着陸装置を引っ込めた
後、航空機からその大気圏横断用運搬手段に燃料をクロ
ス供給することによってその大気圏横断用運搬手段に給
油する段階と、大気圏横断用運搬手段への給油後に空気
吸い込み式エンジンを作動させて離陸を行わせる段階と
を有している。これらの段階により、大気圏横断用運搬
手段の着陸装置に要求される構造要求を最小にするとい
う利点が一層高められる。この様な着陸装置は、大気圏
横断用運搬手段が燃料を積んでいない状態でその大気圏
横断用運搬手段を地上で移動させｎつその大気圏横断用
運搬手段を着陸させるだけの規模のものであればよい。

これにより、着陸装置に対する構造要求を最小にするこ
とができ、従ってその着陸装置のｆｌｕｆｆｉを最小に
することができる。この好適なやり方により打ち上げ準
備が一層簡単になり、従って回転時間を短縮することが
可能である。

本発明の上述した及び他の利点並びに特徴は、本発明を
実施するための最良の形態についての以下の詳細な説明
から明らかとなろう。

（実施例） 以下、本発明の実施例を添付図面に基づいて説明する。

図の全体を通し、同様の部材には同様の春照番号を付し
である。

図面には本発明に従って構成され且つ現時点で出願人の
知る限りにおいて最良の形態を構成している水平離陸式
大気圏横断用打ち上げ装置の２つの実施例が示されてい
る。本発明の装置を示していることに加えて、現時点で
出願人の知る限りにおいて本発明の打ち上げ方法の最良
の形態が図に示されている。本発明の打ち上げ装置は、
大気圏横断用軌道運搬手段（オービタ−）が水平離陸の
ためにブースター航空機に解除可能に連結されている２
段式打ち上げ装置である。離陸後、ブースター航空機は
はステージング高度及び速度まで大気圏横断用運搬手段
を運び、そのステージング高度及び速度でブースター航
空機及び大気Ｉ！Ｉ横断用運搬手段は互いに切り離され
る。切り離し後、ブースター航空機は在来の水平着陸を
行い、大気圏横断用運搬手段は飛行を続けてそれの大気
圏横断任務を遂行する。任務完了優、大気圏横断用運搬
手段は大気圏に再突入し、動力を用いない在来の水平着
陸をする。

好適実施例においては、打ち上げ装置の第１段即ちブー
スター航空機２は２人乗りに設計されている。航空′ｎ
２は三角Ｗ８を有しており、その三角Ｗ８は１１体の上
の方に取り付けられていて第２段即ち大気圏横断用運搬
手段５０のための逃げ即ち隙間を与えるようになってい
る。航空機２の各■端には垂直尾ｒＩＸ１０が取り付け
られていて方向安定性を与えている。航空機２の胴体に
はその胴体の底部および後部に開口する空所４が形成さ
れている。その空所４は航空機２の長手方向中心線に関
し実質上対称形をなしている。空所４は、衷８の下側を
含む航空ｖＸＭ２の外面と概ねＵ字形で概ね垂直な壁５
とによって画成されている。空所４は大気圏横断用運搬
手段５０を受は入れてその大気圏横断用運搬手段５０を
航空機２の下側に合体させるよう寸法決めされている。

翼８には大気圏横断用運搬手段５０の垂直尾Ｗ５２を収
容するための２つのスロット６が備えられている。

航空機２は８個の空気吸い込み式エンジン２０によって
動力を（りている。これらのエンジン２０は２つのボッ
ドに４個づつ装着されている。それらボッドは空所４の
両側でその空所４の翼端側に位置決めされている。エン
ジン２０は最新式のもので、増大された空気吸い込み力
を備えている。

航空機２に用いるのに適したエンジンの例としては、ゼ
ネラル　エレクトリック　コンパニー（Ｇｅｎｅｒａｌ
　Ｅｌｅｃｔｒｉｃ　Ｃｏｍｐａｎｙ）により製作され
たモデルＦＩＯＩ−ＧＥ−１０２のエンジンがある。

増大された動力はアフターバーナーによって供給され、
そのアフターバーナーにより増大された推力が供給され
るようになっている。空気吸い込み式燃料タンク２１（
第４図）は翼８の翼端側に位置していて本体側での全国
曲げモーメン１〜を低減するようになっている。

航空１１２にはロケットエンジン２２も備えられている
。このエンジン２２は空所４の後部上方に置かれている
。空気吸い込み式エンジン２０と同様、ロケットエンジ
ン２２も現在入手可能な形式のものであってよい。現時
点では、そのロケットエンジンとしてスペースシャトル
に現在用いられている現存するＳＳＭＥ　（スペースシ
Ｖトルメインエンジン）を予定している。このエンジン
はロックウェル　インターナショナル、ロカダインデイ
ヴイジョン（Ｒｏｃｋｗｅｌｌ　Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏ
ｎａｌ。

１ｔｏｃｋａｄｙｎｃ　Ｄｉｖｉｓｉｏｎ）によッテ製
作されティる。

ロケットエンジン２２は液体酸素／液体水素推進薬を用
いている。第４図に示されている通り、液体水素タンク
２４は乗員室後方の胴体のメイン部分内に置かれており
、航空機２の構造体の一体部分として作られている。液
体酸素タンク２６も液体水素タンク２４のすぐ後ろの胴
体内にｄかれている。

第７図に示されているごとく、航空１ｍ２は水平＃！ｉ
Ｓ陸のための着陸装置１２を有している。その着陸装置
１２は２つのメイン支柱１４を有しており、各メイン支
柱１４には８個の車輪１６でなる運搬車が担持されてい
る。着陸装置１２にはノーズ着陸装置１７も含まれてお
り、そのノーズ着陸装ｒ１１７には４個の車輪１８でな
る運搬車が担持されている。８個の車輪が付いたメイン
着陸装置ユニット１４．１６は空所４の翼端側に位置し
、その空所４の両側のナセルに一体にされているととも
にそのナセル内に前方に引っ込まされるようになってい
る。ノーズ着陸５Ａ置１７は液体水素タンク２４の前方
に装着されていて、その液体水素タンク２４の下の所定
の位置に後方に引っ込まされるようになっている。

一般に本発明の打ち上げ装置及び特に航空ｔＲ２は既知
の技術を用いてその航空機２を製作できるように設計さ
れている。航空機２の構造体の多くはグラファイト／エ
ポキシ及びグラファイト／ポリイミドのごとき複合材料
で作ることを予定してる。液体酸素タンク及び液体水素
タンクのごとぎ航空機２の部分は好ましくはアルミニウ
ムで作られている。ノーズの先端及び翼の前縁のごとき
航空機の表面は高いレベルの熱応力を受けるので、熱応
力軽減のためにチタニウムで作ってもよい。

大気圏横断用運搬手段（オービタ−）５０も２人乗りに
設計されている。好適実施例における大気圏横断用運搬
手段５ｏは三角翼５４を有しており、その三角翼５４は
大気圏横断用運搬手段５００本体の下の方に取り付けら
れていて航空機２どの合体を容易にしている。翼５４の
両側には航空機２と大気圏横断用運搬手段５０とが合体
する際にその航空機のメイン着陸重ｆｆ１１４．１６の
ための逃げを提供するために折れＭ５６（前縁の平面角
の変更部）が備えられている。大気ａ横断用運搬手段５
ｏは方向性安定化のための２つの垂直尾筒５２を有して
いる。これら垂直尾翼５２は本体の後端に装備されてい
る。

大気圏横断用運搬手段５０は、第２図及び第７図乃至第
９図に最も良く示されているごとく、本体の後端に取り
付けられたロケットエンジン６６によって動力を１０で
いる。航空機２のロケットエンジン２２と同様、このエ
ンジン６６はスペースシャトルに現在用いられている現
存するＳＳＭＥであってよい。大気圏横断用運搬手段５
０は４つの軌道操縦用ロケットエンジン６８を有してお
り、これらロケットエンジン６８はメインロケットエン
ジン６６の両側に２つづつ装備されている。軌道操縦用
ロケットエンジン６８として用いるのに適したエンジン
は現在使用中のもので、プラットホイツト二−オブ　ユ
ナイテッド　エアクラフト（Ｐｒａｔｔ　Ｗｈｉｔｎｅ
ｙ　ｏｆ　Ｕｎｉｔｅｄ　Ａｉｒｃｒａｆｔ）社によっ
て製造されているモデルＲＬ−１０エンジンである。大
気圏横断用運搬手段５０のエンジン６６゜６８は液体水
素／液体酸素推進薬を用いている。

第５図に示されているごとく、液体水素はノーズのすぐ
後ろの大気圏横断用運搬手段５０の本体内に置かれた前
方タンク７２内と、その前方タンク７２の後方に且つペ
イロードベイ７０の両側に置かれた２つのサドルタンク
７４内に担持されている。液体酸素タンク７６は三角翼
５４の２つの辺の一体部品として備えられている。

第７図に示されているごとく、大気圏横断用運搬手段５
０は水平着陸のための着陸装置　５８を備えている。そ
の着陸重置５８は２つのメイン支柱６０を有しており、
これらメイン支柱６０は翼構造体に取り付けられている
とともにそのＩＩ造体内に引っ込まされるようになって
いる。着陸装置５８には乗員室の下に位置しているノー
ズ着陸装置６２も含まれている。３つの着陸装置５８の
各々には２つの車輪６４が備えられている。そして、メ
イン着陸装置６０は着陸重量だけを支えるよう大きさが
定められている。

上述したごとく、好適実施例においては、大気圏横断用
運搬手段５ｏは航空機２の空所４に受は入れられ、その
航空機２の下側に合体されてステージング速度及び高度
まで運ばれるようになっている。大気圏横断用運搬手段
５０は吊り下げ式に航空機２に連結されていて、合体用
の地上束１１設備の必要性を回避しているとともに航空
機２からのその大気圏横断用運搬手段５０の切り離しを
容易にしている。大気Ｉ！！横所用運搬手段５０は複数
個の支柱３０．３２によって航空機２に解除可能に連結
されている。図示された好適実施例においては、２本の
前方支柱３０と２本の後方支柱３２との合計４本の支柱
３０．３２が備えられており、空所４の両側に前方支柱
３０が１本づつ、また、後方支柱３２が１本づつ備えら
れている。しかしながら、支柱の数は本発明の精神及び
範囲を逸脱することなく礎えることができることは勿論
である。第１３図及び第１５図に示されているごとく、
各支柱３０．３２の第１の端部３４は、翼８の中央部分
の下側とＵ字形の壁５との接合部近くの位置において空
所４の内側で航空機２に回動可能に連結されている。大
気圏横断用運搬手段５０が空所４内の所定の位置に移動
されると、各支柱３０゜３２の第２の端部３６は大気圏
横断用運搬手段５０に回動可能に且つ解除可能に連結さ
れる。解除可能なラッチ３８（第６図参照）は合体した
位置に支柱３０．３２を保持して、切り離しが行われる
まで、大気圏横断用運搬手段５０が航空機２に相対して
回動しないようその大気圏横断用運搬手段５０を固定さ
せている。これらのラッチ３８はコレットで規制される
ラッチのごとき様々な形式のものであってよい。第１３
図に示されているごとく、各支柱３０．３２にはアクチ
ュエータ４４が備えられており、そのアクチュエータ４
４は航空機２からの大気１！１１所用運搬手段５０の切
り離し後に支柱３０．３２を空所４内に引き戻すよう作
用するものである。そのアクチュエータ４４としては様
々な既知の形式の何れであっても格ねない。

切り離しの手順には大気圏横断用運搬手段５０を空所４
から外へ回動させることが含まれている。

大気圏横断用運搬手段５０は支柱３０．３２に対して回
動する。支柱３０．３２が大気圏横断用運搬手段５０及
び航空機２の両方の長手方向中心線に対し実質上直角を
なす位置までその大気圏横断用運搬手段５０が回動した
時、大気圏横断用運搬手段５０は支柱３０．３２から離
脱され、切り離しが完了する。好ましくは、支柱３０．
３２の第２の端部３６は大気圏横断用運搬手段５０から
自動的に連結解除される。この自動連結解除を行うため
の好適なＨ置は第１４図及び第１６図に示されている。

即ち、各支柱３０．３２の第２の端部３６には開端を有
する概ね長手方向の溝孔４０が備えられている。そして
、大気圏横断用運搬手段５０には各支柱３０．３２に１
つづつ複数個のピン４２が取り付けられている。大気圏
横断用運搬手段５０が航空機２に連結される際、各ピン
４２は対応した支柱３０．３２の溝孔４ｏに受は入れら
れている。ピン４２及び溝孔４０は、大気ａｍ所用運搬
手段５０が航空機２に対する回動を完了して空所４から
出た時にピン４２が溝孔４０の開端から自動的に滑り出
るよう位置決めされ且つ寸法法めされている。ピン４２
が溝孔４０から滑り出ると、大気圏横断用運搬手段５ｏ
は航空機２から自動的に離脱され、単独で自由に軌道飛
行に入って任務を遂行するようになっている。

航空１２と大気圏横断用運搬手段５０との間の、支柱３
０．３２による構造的連結に加えて、切り離し前には航
空機２の燃料システムと大気圏横断用運搬手段５０とは
互いに接続されていて航空機２から大気圏横断用運搬手
段５０にロケット燃料のクロス供給が行われるようにな
っている。このクロス供給により、大気圏横断用運搬手
段５０の燃料タンクは確実に満タンにされ、２つの段２
゜５０が切り離される際大気圏横断用運搬手段５０は確
実に最大量のロケット燃料を担持することができる。第
１７図には航空１２と大気圏横断用運搬手段５０とのロ
ケット燃料システム及びクロス供給装置が概略図示され
ている。第１７図から理解される通り、航空機２の液体
水素タンク２４ｈ１らの燃料管路２５は継手８８の導管
に連通していて燃料を大気圏横断用運搬手段５０に移送
するようになっている。この継手８８は空所４の外面に
置かれている。切り離しの手順が開始される際に管路２
５を′ａ所する遮断パルプ８６が備えられている。同様
に、液体酸素タンク２６からの燃料管路２８は継手８８
の別の導管に連通していて燃料を大気圏横断用運搬手段
５０に移送するようになっている。その管路２８には遮
断パルプ８２が備えられている。航空ｌ１１２に備えら
れた継手８８は大気圏横断用運搬手段５０の外面に備え
られた継手９０に結合するようになっている。継手８８
及び９０により、絞りを備えたポペットパルプ式結合体
のごとき様々な既知の形式のものであってよい解除可能
な結合体が形成されている。継手９０からの導管９６．
９８は燃料を大気圏横断用運搬手段５０のメインロケッ
トエンジン６６に供給する。これらの導管には遮断パル
プ９２．９４が備えられていて、大気圏横断用運搬手段
５０が航空ｔ１２から切り離される際に継手９０を閑じ
るようになっている。

次に作動に付いて説明する。先ず、航空Ｉａ２及び大気
圏横断用運搬手段５０を飛行場の発射位置のところのプ
ラットホーム上に牽引する。第７図に示されているごと
く、航空機２及び大気圏横断用運搬手段５０をそれぞれ
の着陸装置１２．５８で支え、大気圏横断用運搬手段５
０が航空機２の後方に離隔された状態でそれら大気圏横
断用運搬手段５０及び航空機２の長手方向中心線を整合
させる。第８図に示されているごとく、航空機２と大気
圏横断用運搬手段５ｏとを互いに整合させ、それぞれの
着陸装置１２．５８で支えたままで、地上牽引車両１０
０で大気圏横断用運搬手段５０を航空機２へ向けて前方
へ牽引して空所４内に移動させる。航空機２と大気圏横
断用運搬手段５０との合体を容易にするため、着陸装置
１Ｗ１２．５８は各段２．５０がそれぞれの着陸装置１
２．５８で地上に支えられている状態で、大気圏横断用
運搬手段５０が航空機２の下側に実質上合体される空所
４内の所定の位置にその大気圏横断用運搬手段５０がそ
れの着陸装置５８の車輪６４で運ばれ得るように位置決
めされ且つ寸法法めされている。

この様に、大気圏横断用運搬手段５０は甲に所定の位置
まで運ばれるだけでよく、その大気圏横断用運搬手段５
０を持ち上げるための地上支援段備は何首必要とされな
い。

人気５横断用運搬手段５０が空所４内に運ばれると、支
柱３０．３２の外端３６に設けられた溝孔４ｏにピン４
２を滑り入れることにより大気圏横断用運搬手段５０を
航空ｎ２に解除可能に連結する。上述したランチ３８に
よって大気圏横断用運搬手段５０を空所４内の所定の位
置に解除可能に固定させ、クロス供給用の継手８８．９
０を連結する。次いで、大気圏横断用運搬手段５０を航
空機２の下側に完全に合体させ、大気圏横断用運搬手段
５０の着陸装置５８を引っ込める。これに関しては第９
図を参照されたい。

大気圏横断用運搬手段５０の着陸装置５８を引っ込めた
状態で、合体された航空ｌ１１２及び大気圏横断用運搬
手ｇ２５０を、在来の水平離陸を行わせるために、その
航空機２の＠陵装置１２によって滑走路上に運ぶ。これ
に関しては第１１図を参照されたい。第１０図には、合
体された航空ｎ２及び大気圏横断用運搬手段５０の飛行
経路及び切り離し後の各独立した段２．５０の飛行経路
が概略図示されている。離陸後、航空機２は在来の航空
機のごとく運航される。空気吸い込み式エンジンの動力
により、大気［５１横所用運搬手段５０を所望の軌道傾
きに向は且つその大気圏横断用運搬手段５０を所望の方
位にずらすのに必要なだけ航空機２を転向させる。上述
したごとく、この操縦操作により、時間あるいは重量の
不利益を被ることなく軌道選定の融通性を持ち上げ装け
に持たせることができる。また、空気吸い込み動力によ
って操縦を行うのはロケットの動力で操縦を行うよりも
効率が良く、ロケット燃料を何首消費することなく所望
の軌道を得ることが可能である。

大気Ｐｊｌ横所横通用運搬手段が下側に合体されている
航空機２は空気吸い込み動力によって例えば９１４４ｍ
（３０，０００フイート）の高さ及び約０．８５のマツ
ハ数まで飛行する。局地水平線に対し約５°の角度に航
空１２を向けた状態で、航空機２及び及び大気圏横断用
運搬手段５０のロケットエンジン２２．６６を点火する
。ロケットエンジン２２．６６の点火の状態は第１２図
に示されている。ロケットエンジン２２．．６６が点火
されると、航空１１２は空気吸い込み動力及びロケット
動力で加速上昇に入る。航空機２は切り離し条件にまで
上昇する。この切り離し条件には航空機２の構造が耐え
ることができるマツハ数と大気圏横断用運搬手段５０が
それの大気圏横断任務を遂行するのに充分な高度とが含
まれている。好適実施例に適した条件の例としては、高
度が３１６４０ｍ（１０３，８００フイート）で、マツ
ハ数が３．３である。切り離し条件に達すると、航空機
２から大気圏横断用運搬手段５０を切り離す手順をＩＭ
始する。

切り離し手順を第１３図から第１６図に示す。

大気圏横断用運搬手段５ｏを最大推力に維持したままで
航空！１２のロケットエンジン２２を段階的に絞り、そ
のエンジン２２の推力を低減させる。

つまり、エンジン２２を徐々に停止させる。その停止は
瞬時に行うのではなく徐々に行って、その停止を滑らか
にするとともに瞬時の停止により生ずる不安定な力を航
空１２及び大気圏横断用運搬手段５０に受けさせないよ
うにする。ロケット燃料クロス供給システムに備えられ
ているパルプ８２．８６，９２．９４を閉じる。ラッチ
３８を解除し、収容されて合体された状態から回動しな
いよう拘束している一切の拘束力を支柱３０．３２及び
大気圏横断用運搬手段５ｏから解除させる。

大気圏横断用運搬手段５０が航空ｔＥ１２から離れる方
向に移動し始めると、継ｆ、８８．９０は引っ張られて
離され、自動的に連結解除される。

航空機２のロケットエンジン２２の推力を減少させるこ
とにより、そのエンジン２２と大気圏横断用運搬手段５
０のメインロケットエンジン６６との間に推力差を発生
させる。大気圏横断用運搬手段打ち上げ装置は、航空Ｉ
１２と大気圏横断用運搬手段５０とがこの推力差に応答
して互いに離れる方向に自動的に回動するよう設計され
ている。

支柱３０．３２並びにそれら支柱と航空機２及び大気圏
横断用運搬手段５０との連結部は、上記推力差に応答し
て大気圏横断用運搬手段５０が支柱３０．３２に対し自
助的に回動するよう位置決めされている。そして、それ
ら支柱３０．３２は航空ｇ１２に対する大気圏横断用運
搬手段５０の１１１制御された且つ安全な移動を確実に
している。第１３図には空所４から外に回動しつつある
大気圏横断用運搬手段５ｏが図示されている。操作のこ
の時点では、航空機２及び大気圏横断用運搬手段５０の
姿勢は局地水平線に対し約３３°の角度をなしている。

第１４図には第１３図に示された支柱３ｏ、３２のうち
の１つのものの第２の端部３６が詳細に示されている。

第１３図及び第１４図に示された位置では、ピン４２は
大気圏横断用運搬手段５０に相対する回動力、前向きの
力及び下向きの力を支柱３０．３２に作用させている。

第１５図には大気圏横断用運搬手段５０が支柱３０．３
２及び航空機２から切り離された直後のそれら航空機２
及び大気圏横断用運搬手段５０の位置が示されている。

切り離しの際、支柱３０゜３２が航空機２及び大気圏横
断用運搬手段５０の長手方向軸線に対し直角をなす状態
でそれら航空機２及び大気圏横断用運搬手段５０は実質
１互いに平行をなしており、切り離し速度は最大である
。

切り離し直後、航空１２及び大気圏横断用運搬手段５０
の各々の、局地水平線に対する傾き角度は約４０°であ
る。第１６図には第１５図に示された支柱３０．３２の
うちの１つのものの第２の端部３６及びそれに関連した
ピン４２の詳細が示されている。第１６図に示されてい
るごとく、支柱３０．３２及び大気圏横断用運搬手段５
０が切り離し位置に達すると、各ピン４２はそれに対応
した支柱端部３６から自動的に滑り出る。

切り離しに続き、航空機２は約３８７１０ｍ（１２７，
０００フイート）の高度まで慣性飛行し、次いでその航
空機２の空気吸い込み式エンジン２０をアイドル状態に
して滑空し、最適巡航高度まで降下する。次いで動力を
高め、空・気吸い込み動力で航空８１２を飛行させ、飛
行場に水平着陸させる。大気圏横断用運搬手段５０はそ
れのメインロケットエンジン６６で軌道飛行に進む。所
望の軌道に入り、軌道飛行しつつ操作を行い、大気圏に
再突入する手順は現在のスペースシャトルによって行わ
れている手順と実質上同じである。再突入後、これも現
在のスペースシャトルと同様に大気圏横断用運搬手段５
０は大気中を滑空し、動力を用いない水平着陸を行う。

着陸後、大気圏横断用運搬手段５０に対し別の打ち上げ
のための準備を行うことができる。

第１８図から第２３図には本発明の第２の好適実施例が
図示されている。上述した第１の好適実施例とその第２
の好適実施例との主な違いは、第２の好適実施例におい
ては、第１の実施例の大気圏横断用運搬手段５０のロケ
ットエンジン６６の代わりにスクラムジェットエンジン
１０１が用いられていることである。２つの実施例の効
果の違いは前述した通りである。両実施例共、重い着陸
装置、ターボジェットエンジン、及び離陸して軌道飛行
させるのに必要な大きさの開面積を担持する必要が無い
という利点を有している。

第１８図から第２０図に示されているごとく、第２の好
適実施例の航空ｖ１２′は第１の実施例の航空機２の形
態と同様の形態を有している。航空！１２′は三角ｍＢ
’及びその三角翼８′の翼端の各々に配備された垂直尾
翼１０′を有している。

また、第１の実施例と同様に、航空ＪＲ２’は２つのボ
ッドに４個づつ合計８個の空気吸い込み式エンジン２０
′が装備されている。好ましくはエンジン２０’　は第
１の実施例のエンジン２ｏと同じ形式のものである。航
空１１１２’　は、第１の実施例の１つのロケットエン
ジン２２と違って２つのロケットエンジ２２′を有して
いる。好ましくはこれらのエンジン２２′は第１の実施
例のロケットエンジン２２と同じ形式のものである。２
つのロケットエンジン２２′の間にはスロット６′が備
えられていて、大気圏横断用運搬手段５０’の１つの垂
直尾翼５２′を収容するようになっている。

第２の実施例の大気圏横断用運搬手段５０’　は三角１
１５４’　と、胴体１０２の後方部分の頂部に位置決め
された１つの垂直尾苫５２′とを有している。大気圏横
断用運搬手段５０′は、好ましくは第１の実施例の操縦
用ロケットエンジン６８と同じ形式の１つ以上の軌道操
縦用ロケットエンジン６８′を備えている。第１９図に
示された第２の好適実施例においては１つの操縦用ロケ
ットエンジン６８′が備えられている。大気圏横断用運
搬手段５０′により運ばれるべきペイロードが大きい場
合には、第２の操縦用ロケットエンジンを備えて°ｂよ
い。

大気圏横断用運搬手段５０′のメインエンジンは、スク
ラムジェットエンジン１０１としても知られている超音
速燃焼ラムジェットエンジンである。スクラムジェット
エンジンについての技術は、１９８６年４月ポピユラー
サイエンス（ＰｏｐｕｌａｒＳｃｉｅｎｃｅ　）発行、
ティー、ニー、ヘツベンハイマ−（ｒ、　Ａ、　Ｈｅｐ
ｐｅｎｈｅｉｍｃｒ）著、「マツハ２５に到′ｊ！１′
１ｊるスクラムジェット（Ｓｃｒａｍｊｅｔｓ　丁ｈａ
ｔ　ＷｉｌｌＲｅａｃｈ　Ｈａｃｈ２５　）　Ｊと題す
る文献の第９４頁〜第９７頁、第１３６頁及び第１３８
頁、並びにスペースマーケット（Ｓｐａｃｅ　Ｍａｒｋ
ｅｔｓ　）　？ガジンの１９８６年４月号第３１頁の「
技術は未来に挑む（Ｔｅｃｈｎｏｌｏａｙ　Ｃｈａｌｌ
ｅｎｕｓ　Ａｈｅａｄ　）　Ｊに記載されている。第２
の好適実施例のスクラムジェットエンジン１０１は基本
的には矩形の筒体であり、その筒体の上部は大気ｒｆｉ
１横断用運搬手段５０’の胴体１０２によって形成され
ている。

第２３図には第２の実施例に組み込まれて好適であると
現時点で考えられている形式のスクラムロケットエンジ
ンが単純化された断面で示されている。エンジン１０１
は上方板１０４と下方板１０６とを有して（Ｘる。エン
ジンに可変のジオメトリ−を与えてそのエンジンをマツ
ハ数領域に調節するために、上方板１０４は図示されて
いない適宜の機構によって長手方向及び垂直方向に移動
可能となっている。エンジン１０１を形成している筒体
の前方及び後方部分は開放されていて入口１０８及びノ
ズル１１６の出口を形成している。エンジン１０１のジ
オメトリ−は、流入空気の衝撃波が入口１０８の容部１
１０に当たるよう調節されている。流入空気はエンジン
１０１の喉部に移動する際低いＨ３＠速速度にまで減速
する。その喉部のところで、燃料ジェット１１２は空気
の流れの中に燃料を噴射し、その燃料は燃焼域１１４内
で燃焼される。

第２の好適実施例における大気圏横断用運搬手段５０′
は、第１の実施例の大気圏横断用運搬手段５０が航空機
２に合体されるのと同じやり方で航空１１２’の下側に
合体される。２つの実施例の打ち上げ準僅の手順は基本
的には同じである。何れの実施例においても、好ましく
は航空機２．２′及び大気圏横断用運搬手段５０．５０
’　は給油前に一体に結合され、固定される。大気圏横
断用運搬手段５０．５０’　が所定の位置に固定された
ら、大気圏横断用運搬手段５０．５０’の着陸装置を引
っ込め、次いで航空１１２．２’及び大気圏横断用運搬
手段５０．５０’の両方に給油する。

大気圏横断用運搬手段５０．５０’　の給油は航空機２
．２′から大気圏横断用運搬手段５０゜５０′へ燃料を
クロス給油することによって行われる。

航空機２，２′及び大気圏横断用運搬手段５０゜５０’
の給油に続く離陸及び打ち上げ手順は、ロケットエンジ
ンを点火する時点まで両実施例とも同じ□である。第２
の好適実施例においては、約０．８５のマツハ数で約９
１４０ｍ（３０，０００フイート）のｔｆ４瓜のところ
で、航空８１２′は第１の実施例でのロケット点火に関
連して上述した向きを占め、航空機２′　の２つのロケ
ットエンジン２２′を点火する。連結された航空機２′
及び大気圏横断用運搬手段５０’　は次いで約２．５の
マツハ数及び約２４３８０ｍ　（８０，０００フイート
）の高度まで加速し、上昇する。この時点でスクラムジ
ェットエンジン１０１を点火し、連結された航空機２′
及び大気ＰＩｌ横断用運搬手段５０′は上昇、加速し続
ける。航空ｇ１２′及び大気圏横断用運搬手段５０′が
約マツハ３．３の速度及び約２７４３０ｙｙｔ（９０，
０００フイート）の高度に達したら、上述した様にロケ
ットエンジン２２′を段階的に絞り、推力差を生じさせ
る。

この推力差により、大気圏横断用運搬手段５０′は前述
したごとく航空機２′から離れる方向に回動し、その航
空ｖＡ２’から切り離される。

切り離しに続いて大気圏横断用運搬手段５０’は約６４
１ＣＩＩ（４０マイル）の高度まで、また、軌道速度よ
りもやや速い速度まで上昇、加速し続ける。例えば、代
表的な軌道速度は１秒当り約７８３０ｍ（２５，７００
フイート）で、その場合大気圏横断用運搬手段５０’は
１秒当り約７９９０ｍ（２６，２００フイート）まで加
速される。約６４７ｍ（４０マイル）の高度よりも上で
は、スクラムジェットエンジン１０１を機能させるに充
分な大気が存在していない。それ故、スクラムジェット
エンジン１０１を約６４ｂ（４０マイル）の高度で停止
し、大気圏横断用運搬手段５０’　を約１６０ｂ（１０
０マイル）の軌道高度まで慣性飛行させる。大気圏横断
用運搬手段５０′が慣性飛行すると、その大気圏横断用
運搬手段５０′はある程麿速度を失う。大気圏横断用運
搬手段５０’がそれの軌道高度に達した後は、操縦用ロ
ケットエンジン６８′を点火してその大気圏横断用運搬
手段５０’を軌道飛行させる。軌道を得た後の手順は第
１及び第２の実施例とも同じである。

前述した通り、本発明の第２の実施例は各形式のエンジ
ンに対し速度及び軌道を最適化することができるという
利点を有している。ラムジェットエンジンは極超音速速
度で非常に効率よく作動するという利点を有している。

しかしながら、ラムジェットエンジンは亜Δ速速度で効
率よく作動することができず、低い超音速から亜音速ま
での幅広い速度範囲にｎつでの効率よい作動はかなりの
重囲不利益を犠牲にしなければ得ることができない。重
シを不利益にさせる原因は、エンジンに高度の可変ジオ
メトリ−を持たせなければならないためである。極超音
速速度でだ・プ作動するスクラムジェットエンジンは大
幅に可変のジオメトリ−を必要としないという重要な利
点を有しており、それ故超姦速及び極超音速速度の幅広
い範囲に適合するよう設計されたエンジンよりもｖ吊の
点でかなりの利点を有している。

本発明の第２の好適実施例の主要な利点は、エンジンの
各々が作動される速度を最適化することによって打ち上
げ［２の全推進効率を最大にすることができるというこ
とである。スクラムジェットエンジンは約マツハ３から
約マツハ２５の範囲で効率がよい。第２の実施例におい
ては、スクラムジェットエンジン１０１はそれの効率的
範囲に達する直前に点火され、そして大気圏横断用運搬
手段５０’の切り離し及び切り離された後の飛行はその
効率的範囲内で行われる。この様に、マツハ３よりも僅
かに高いステージング速度を選定することにより、スク
ラムジェット１０１を最大限効率良く用いることができ
るという利点、並びに燃料消費量を過度にすることなく
大気圏横断用運搬手段５０’　に軌道を得させるのに充
分な大ぎさの期用高度及び速度を与えることができると
いう利点、及び航空機２′に対する熱保護及びフライバ
ック要求を最小にするのに充分な低い速度を保つことが
できるという利点を得ることができる。

本願明ｔｉａ書及び前掲特許請求の範囲全体を通し、「
飛行」なる用語は、航空機の表面に対する空気の運動力
学的作用により支えられた空気中での通常の意味での航
行における移動、及び大気圏横断用運搬手段の大気圏を
越える運動の意味での移動を示すべく用いられている。

当業者には自明のごとく、本発明は様々な態様で有利に
用いることが可能である。従って、前掲特許請求の範囲
に記載された本発明の精神及び範囲を逸脱することなく
細部に対する様々な昨正、変更及び削除をなすことがで
きることも当業者には理解されたい。

【図面の簡単な説明】

第１図はブースター航空機がそれ自身で飛行している状
態を示す斜視図であり、 第２図は大気圏横断用運搬手段がそれ自体で飛行してい
る状態を示す斜視図であり、 第３図は大気圏横断用運搬手段が下側に合体されている
ブースター航空機が飛行している状態を示す斜視図であ
り、 第４図はブースター航空機の平面図であり、第５図は大
気圏横断用運搬手段の平面図であり、第６図は大気圏横
断用運搬手段が下側に合体されているブースター航空機
の側面図であり、第７図は地上にあって合体のために互
いに整合されたブースター航空機と大気圏横断用運搬手
段とを示す斜視図であり、 第８図は第７図と同様の図であるが、大気圏横断用運搬
手段をブースター航空機の空所内に牽引している状態を
示す斜視図であり、 第９図は第８図と同様の図であるが、空所内の所定の位
置に置かれた大気圏横断用運搬手段を示している斜視図
であり、 第１０図はブースター航空機と大気圏横断用運搬手段と
の飛行経路を示している概略図であり、第１１図は離陸
ｆｉｌ始状態にあるブースター航空機と大気圏横断用運
搬手段とを示す側面図であり、第１２図はブースター航
空機及び大気圏横断用運搬手段のロケットエンジンの点
火時のそれらブースター航空機及び大気圏横断用運搬手
段の側面図であり、 第１３図は、大気圏横断用運搬手段がブースター航空機
の空所から外へ回動しつつあるそれらブースター航空機
及び大気Ｐｑ横横用用運搬手段示す側面図であり、 第１４図は第１３図に示された支柱端部の１つを示す部
分詳細図であり、 第１５図は切り離し直後のブースター航空機及び大気圏
横断用運搬手段を示す側面図であり、第１６図は第１５
図に示された支柱端部の１つとそれに対応したピンとを
示す部分詳細図であり、第１７図はブースター航空機及
び大気ｌ！！１４１１１所用運搬手段の燃料システム及
びそれらブースター航空機及び大気圏横断用運搬手段の
接続状態を示す概略図であり、 第１８図は合体されたブースター航空機及び大気圏横断
用運搬手段の第２の好適実施例を示す側面図であり、 第１９図は第１８図に示されたブースター航空機及び大
気圏横断用運搬手段の後面図であり、第２０図は第１８
図及び第１９図に示されたブースター航空機及び大気圏
横断用運搬手段の平面図であり、 第２１図は第１８図及び第１９図に示された大気圏横断
用運搬手段の側面図であり、 第２２図は第２１図に示された大気圏横断用運搬手段の
平面図であり、そして 第２３図は第２１図及び第２２図に示された大気圏横断
用運搬手段の、スクラムジェットエンジンを含む部分の
垂直断面図である。 ２．２′・・・・・・ブースター航空機、４・・・・・
・空所、５・・・・・・壁、６．６’・・・・・・スロ
ット、８．８′・・・・・・三角翼、１０．１０’・・
・・・・垂直尾翼、１２・・・・・・着陸装置、１４・
・・・・・メイン支柱、２１・・・・・・空気吸い込み
式燃料タンク、２２．２２’・・・・・・ロケットエン
ジン、２４・・・・・・液体水素タンク、２５・・・・
・・燃料管路、２６・・・・・・液体酸素タンク、２８
・・・・・・燃料管路、３０．３２・・・・・・支柱、
３４・・・・・・第１の端部、３６・・・・・・第２の
端部、３８・・・・・・ラッチ、４０・・・・・・溝孔
、４２・・・・・・ピン、４４・・・・・・アクチュエ
ータ、５０．５０’・・・・・・大気圏横断用運搬手段
、５２゜５２′・・・・・・垂直尾翼、５４．５４’　
・・・・・・三角翼、５６・・・・・・折れ部、５８・
・・・・・着陸装置、６０・・・・・・メイン支柱、６
２・・・・・・ノーズ着陸装置、６４・・・・・・車輪
、６６・・・・・・ロケットエンジン、６８．６８’　
・・・・・・軌道操縦用ロケットエンジン、７１・・・
・・・ペイロードベイ、７２・・・・・・前方タンク、
７４・・・・・・サドルタンク、７６・・・・・・液体
酸素タンク、８２．８６・・・・・・遮断バルブ、８８
．９０・・・・・・継手、９２．９４・・・・・・遮断
バルブ、９６．９８・・・・・・導管、１００・・・・
・・地上牽引車両、１０１・・・・・・スクラムジェッ
トエンジン、１０２・・・・・・胴体、１０８・・・・
・・入口、１１０・・・・・・谷部、１１２・・・・・
・燃料ジェット、１１４・・・・・・燃焼域、１１６・
・・・・・ノズル。

Claims (29)

【特許請求の範囲】
1. （１）水平離陸式大気圏横断用打ち上げ装置にして、 航空機及び大気圏横断用運搬手段をそれぞれ有する第１
   段及び第２段を備え、該航空機は下向きの外面部分及び
   横方向内向きの外面部分を備えた頂部及び側部を有し、
   これら外面部分によつて前記航空機の底部及び後部に開
   口する空所が画成されており、該空所は、前記大気圏横
   断用運搬手段の上面のほぼ全体が前記外面部分に包囲さ
   れるような状態で該大気圏横断用運搬手段を収容して該
   大気圏横断用運搬手段を前記航空機の下側に合体させる
   よう寸法決めされており、 離陸前に、前記大気圏横断用運搬手段が前記航空機の下
   側に合体されている状態で前記第１段及び第２段を解除
   可能に一体に連結し、飛行中に該第１段及び第２段を互
   いに離脱させて各段がそれ自体の別個の飛行経路を単独
   で飛び続けるのを可能にするとともに前記大気圏横断用
   運搬手段が軌道に入るのを可能にする連結及び離脱装置
   が備えられており、 前記航空機の前記頂部及び側部は、該航空機の負荷並び
   にそれに連結された前記大気圏横断用運搬手段の重量を
   担持するための連続した負荷担持構造体を構成している
   水平離陸式大気圏横断用打ち上げ装置。
2. （２）前記第１段及び第２段の各々は着陸装置を有して
   おり、該着陸装置は各段を地上で移動させる複数個の車
   輪を有しており、前記第１段及び第２段の前記着陸装置
   は、各段がそれの着陸装置により地上に支えられている
   時、前記第２段が前記航空機の下側に実質上合体される
   前記空所内の所定の位置に該第２段がそれの着陸装置の
   車輪によつて移動することができるよう位置決めされ且
   つ寸法決めされている特許請求の範囲第１項記載の水平
   式大気圏横断用打ち上げ装置。
3. （３）前記第１段及び第２段を解除可能に連結するとと
   もに離脱させる前記連結及び離脱装置は複数個の支柱を
   有しており、該支柱の各々は前記航空機に回動可能に連
   結された第１の端部と前記大気圏横断用運搬手段に回動
   可能に連結された第２の端部とを有し、前記連結及び離
   脱装置はまた、前記航空機に相対して前記大気圏横断用
   運搬手段が回動しないよう該大気圏横断用運搬手段を解
   除可能に固定する固定装置を有している特許請求の範囲
   第１項又は第２項に記載の水平式大気圏横断用打ち上げ
   装置。
4. （４）前記連結及び離脱装置は、前記航空機に対して前
   記大気圏横断用運搬手段が所定の量だけ回動した時に各
   前記支柱の前記第２の端部を前記大気圏横断用運搬手段
   から自動的に連結解除するための装置も有している特許
   請求の範囲第１項から第３項までの何れか１つに記載の
   水平式大気圏横断用打ち上げ装置。
5. （５）各前記支柱の前記第２の端部には開端を有する概
   ね長手方向の溝孔が形成されており、前記大気圏横断用
   運搬手段には複数個のピンが取り付けられており、これ
   らピンは前記溝孔に１つづつ収容されていて前記大気圏
   横断用運搬手段をそれぞれの前記支柱に連結させており
   、前記ピン及び前記溝孔は、前記航空機に対して前記大
   気圏横断用運搬手段が所定の量だけ回動した時に前記ピ
   ンが前記溝孔の開端から自動的に滑り出て該大気圏横断
   用運搬手段を該航空機から自動的に離脱させるよう位置
   決めされ且つ寸法決めされている特許請求の範囲第３項
   記載の水平式大気圏横断用打ち上げ装置。
6. （６）前記第１段及び第２段の各々はエンジンを有して
   おり、また、それら第１段及び第２段が切り離される際
   該第２段が最大量の燃料を確実に担持しているよう該第
   １段から該第２段へ燃料をクロス供給するためのクロス
   供給装置、並びに前記第１段及び第２段が切り離される
   直前に前記クロス供給装置を連結解除するための装置が
   備えられている特許請求の範囲第１項から第５項までの
   何れか１つに記載の水平式大気圏横断用打ち上げ装置。
7. （７）前記第１段及び第２段の各々はエンジンを有して
   おり、前記連結及び離脱装置は、前記第２段のエンジン
   の推力を維持しつつ前記第１段のエンジンの推力を低減
   することによつて生ずる該第１段のエンジンと該第２段
   のエンジンとの推力差に応答して該第２段が該第１段か
   ら離れる方向に自動的に回動するのを可能にする装置を
   有している特許請求の範囲第１項から第６項までの何れ
   か１つに記載の水平式大気圏横断用打ち上げ装置。
8. （８）前記第１段及び第２段の各々はエンジンを有して
   おり、前記第２段のエンジンの推力を維持しつつ前記第
   １段のエンジンの推力を低減することによつて生ずる該
   第１段のエンジンと該第２段のエンジンとの推力差に応
   答して該第２段が該第１段から離れる方向に自動的に回
   動するのを可能にするよう前記支柱は位置決めされてい
   る特許請求の範囲第３項から第５項までの何れか１つに
   記載の水平式大気圏横断用打ち上げ装置。
9. （９）前記第１段及び第２段の各々は着陸装置を有して
   おり、該着陸装置はそれぞれの段を地上で移動させる複
   数個の車輪を有しており、前記第１段及び第２段のそれ
   ぞれの着陸装置は、各段がそれの着陸装置によつて地上
   に支えられている時に、該第２段が前記航空機の下側に
   実質上合体される前記空所内の所定の位置に該第２段が
   それの着陸装置によつて移動され得るよう位置決めされ
   且つ寸法決めされている特許請求の範囲第１項から第８
   項までの何れか１つに記載の水平式大気圏横断用打ち上
   げ装置。
10. （１０）前記第１段及び第２段が切り離される際該第２
    段が最大量の燃料を確実に担持しているよう該第１段か
    ら該第２段へ燃料をクロス供給するためのクロス供給装
    置と、前記第１段及び第２段が切り離される直前に前記
    クロス供給装置を連結解除させるための装置とが備えら
    れている特許請求の範囲第９項記載の水平式大気圏横断
    用打ち上げ装置。
11. （１１）大気圏横断用運搬手段を打ち上げる方法にして
    、 空気吸い込み式エンジンを有する形式の航空機を準備す
    ること、 前記航空機に後部及び側部を備えさせ、これら後部及び
    側部によつて下向きの外面部分及び横方向内向きの外面
    部分を有する連続した負荷担持構造体を形成し、これら
    外面部分によつて前記航空機の底部及び後部に開口した
    空所を画成すること、前記大気圏横断用運搬手段を前記
    空所内へ移動させることによつて該大気圏横断用運搬手
    段を前記航空機の下側に合体させ、該航空機と該大気圏
    横断用運搬手段とを解除可能に一体に連結し、前記大気
    圏横断用運搬手段が前記航空機の下側に合体され且つ該
    大気圏横断用運搬手段の上面のほぼ全体が前記外面部分
    によつて包囲される前記空所内の所定の位置に該大気圏
    横断用運搬手段を解除可能に固定すること、 前記航空機の負荷と該航空機に連結された前記大気圏横
    断用運搬手段の重量とを前記負荷担持構造体に担持させ
    ること、 前記エンジンを作動させて合体された前記航空機及び前
    記大気圏横断用運搬手段の水平離陸を行わせること、 合体された前記航空機及び前記大気圏横断用運搬手段を
    所定の速度及び高度まで飛行させること、及び 前記所定の速度及び高度に達した際前記航空機及び前記
    大気圏横断用運搬手段を互いに離脱させ、該航空機及び
    該大気圏横断用運搬手段を互いに独立して飛行させると
    ともに該大気圏横断用運搬手段を軌道飛行させること、 の諸段階を有している大気圏横断用運搬手段打ち上げ方
    法。
12. （１２）前記航空機及び前記大気圏横断用運搬手段の各
    々に高速エンジンを備えさせ、所定の速度及び高度まで
    飛行させる前記段階は前記高速エンジンを点火して該所
    定の速度及び高度まで上昇させることを含んでいる特許
    請求の範囲第１１項記載の大気圏横断用運搬手段打ち上
    げ方法。
13. （１３）所定の速度及び高度まで飛行させる前記段階は
    、前記高速エンジンを点火する前に、前記空気吸い込み
    式エンジンを作動させ、前記大気圏横断用運搬手段を所
    望の軌道傾きに向けさせ且つ該大気圏横断用運搬手段を
    所望の方位にずらすのに必要なだけ前記航空機を転向さ
    せることを含んでいる特許請求の範囲第１１項又は第１
    ２項記載の大気圏横断用運搬手段打ち上げ方法。
14. （１４）前記航空機及び前記大気圏横断用運搬手段を互
    いに離脱させる前記段階は、該大気圏横断用運搬手段の
    前記高速エンジンの推力を維持しつつ該航空機の前記高
    速エンジンの推力を低減させることによつてこれら航空
    機の高速エンジンと大気圏横断用運搬手段の高速エンジ
    ンとの間に推力差を生じさせ、その推力差によつて該航
    空機と該大気圏横断用運搬手段とを互いに離れる方向に
    回動させることを含んでいる特許請求の範囲第１１項か
    ら第１３項までの何れか１つに記載の大気圏横断用運搬
    手段打ち上げ方法。
15. （１５）前記航空機と前記大気圏横断用運搬手段とが切
    り離される際に該大気筒横断用運搬手段が最大量の燃料
    を確実に担持しているよう該航空機から該大気圏横断用
    運搬手段に燃料をクロス供給する特許請求の範囲１１項
    から第１４項までの何れか１つに記載の大気圏横断用運
    搬手段打ち上げ方法。
16. （１６）前記航空機及び前記大気圏横断用運搬手段を互
    いに離脱させる前記段階を、マツハ数が約２．５から約
    ３．５に達し且つ該大気圏横断用運搬手段が軌道を得て
    所定の任務を行うのに充分な高度に達した際に実行する
    特許請求の範囲第１１項から第１５項までの何れか１つ
    のに記載の大気圏横断用運搬手段打ち上げ方法。
17. （１７）大気圏横断用運搬手段を打ち上げる方法にして
    、 着陸装置及び空気吸い込み式エンジンを有する形式の航
    空機を準備すること、 前記航空機に頂部及び側部を備えさせ、これら頂部及び
    側部によつて下向きの外面部分及び横方向内向きの外面
    部分を有する連続した負荷担持構造体を形成し、これら
    外面部分によつて前記航空機の底部及び後部に開口する
    空所を画成すること、前記大気圏横断用運搬手段に着陸
    装置を備えさせること、 前記航空機及び前記大気圏横断用運搬手段の各各をそれ
    の着陸装置によつて地上に支え、該大気圏横断用運搬手
    段が該航空機の後方に離隔された状態をなしてこれら航
    空機及び大気圏横断用運搬手段を互いに整合させること
    、 前記航空機及び前記大気圏横断用運搬手段を上記のごと
    く支え且つ整合させたままに維持しつつ該大気横断用運
    搬手段を該航空機に近付く方向に前進させ、該大気圏横
    断用運搬手段を前記空所内に移動させること、 前記航空機及び前記大気圏横断用運搬手段を解除可能に
    一体に連結するとともに該大気圏横断用運搬手段を前記
    空所内の所定の位置に解除可能に固定して該大気圏横断
    用運搬手段を前記航空機の下側に合体させること、 前記航空機の負荷及び該航空機に連結された前記大気圏
    横断用運搬手段の重量を前記負荷担持構造体に担持させ
    ること、 前記航空機と前記大気圏横断用運搬手段とを一体に連結
    し、該大気圏横断用運搬手段を所定の位置に固定した後
    、該大気圏横断用運搬手段の着陸装置を引つ込めること
    、 前記大気圏横断用運搬手段の着陸装置を引つ込めた後、
    前記航空機から該大気圏横断用運搬手段に燃料をクロス
    供給することによつて該大気圏横断用運搬手段に給油す
    ること、 前記大気圏横断用運搬手段に給油した後、前記エンジン
    を作動させて合体された前記航空機及び前記大気圏横断
    用運搬手段の水平離陸を行わせること、 合体された前記航空機及び前記大気圏横断用運搬手段を
    所定の速度及び高度まで飛行させること、及び 前記所定の速度及び高度に達した際、前記航空機及び前
    記大気圏横断用運搬手段を互いに離脱させ、該航空機及
    び該大気圏横断用運搬手段を互いに独立して飛行させ、
    該大気圏横断用運搬手段を軌道飛行させること、 の諸段階を有している大気圏横断用運搬手段打ち上げ方
    法。
18. （１８）大気圏横断用運搬手段を打ち上げる方法にして
    、 空気吸い込み式エンジンを有する形式の航空機を準備す
    ること、 前記航空機にロケットエンジンを備えさせるとともに、
    前記大気圏横断用運搬手段にスクラムジエツトエンジン
    を備えさせること、 前記航空機と前記大気圏横断用運搬手段とを解除可能に
    一体に連結させること、 前記空気吸い込み式エンジンを作動させて互いに連結さ
    れた前記航空機及び前記大気圏横断用運搬手段の水平離
    陸を行わせること、 前記ロケットエンジンを点火し、次いで約３．３のマツ
    ハ数まで加速するとともに前記大気圏横断用運搬手段が
    軌道を得て所定の任務を行うのに充分な高度に上昇する
    よう互いに連結された前記航空機及び該大気圏横断用運
    搬手段を飛行させること、 上記のごとく加速し上昇させつつ前記スクラムジエツト
    エンジンを点火すること、及び 前記マツハ数及び高度に達した際、前記航空機及び前記
    大気圏横断用運搬手段を互いに離脱させて該航空機及び
    該大気圏横断用運搬手段を互いに独立して飛行させるこ
    と、 の諸段階を有している大気圏横断用運搬手段打ち上げ方
    法。
19. （１９）前記航空機及び前記大気圏横断用運搬手段を互
    いに離脱させる前記段階は、前記大気圏横断用運搬手段
    のスクラムジエツトエンジンの推力を維持しつつ前記航
    空機のロケットエンジンの推力を低減させ、それら航空
    機のロケットエンジンと大気圏横断用運搬手段のスクラ
    ムジエツトエンジンとの間に推力差を生じさせ、その推
    力差によつて該航空機及び該大気圏横断用運搬手段を互
    いに離れる方向に回動させることを含んでいる特許請求
    の範囲第１８項記載の大気圏横断用運搬手段打ち上げ方
    法。
20. （２０）前記航空機及び前記大気圏横断用運搬手段が切
    り離される際該大気圏横断用運搬手段が最大間の燃料を
    確実に担持しているよう該航空機から該大気圏横断用運
    搬手段に燃料をクロス供給させる特許請求の範囲第１８
    項又は第１９項記載の大気圏横断用運搬手段打ち上げ方
    法。
21. （２１）互いに連結された航空機及び大気圏横断用運搬
    手段を飛行させる前記段階は、前記ロケットエンジンを
    点火する前に、前記空気吸い込み式エンジンを作動させ
    、前記大気圏横断用運搬手段を所望の軌道傾きに向けさ
    せるとともに所望の方位に該大気圏横断用運搬手段をず
    らすのに必要なだけ前記航空機を転向させる特許請求の
    範囲第１８項から第２０項までの何れか１つに記載の大
    気圏横断用運搬手段打ち上げ方法。
22. （２２）エンジンを有している形式の大気圏横断用運搬
    手段を打ち上げる方法にして、 航空機を準備すること、 前記航空機にエンジンと複数個の支柱とを備えさせ、各
    支柱の第１の端部を該航空機に回動可能に連結すること
    、 各前記支柱の第２の端部を前記大気圏横断用運搬手段に
    回動可能に連結し、該大気圏横断用運搬手段が前記航空
    機に相対して回動しないよう該大気圏横断用運搬手段を
    解除可能に固定すること、前記航空機と前記大気圏横断
    用運搬手段とのそれぞれのエンジンを点火して推力を与
    え、所定のマツハ数及び高度まで該航空機及びそれに固
    定された該大気圏横断用運搬手段を飛行させること、前
    記大気圏横断用運搬手段のエンジンの推力を維持しつつ
    前記航空機のエンジンの推力を低減させて推力差を与え
    ること、 前記推力差により前記航空機及び前記大気圏横断用運搬
    手段を互いに離れる方向に回動させること、及び 次いで、各前記支柱の一端を離脱させて前記航空機及び
    前記大気圏横断用運搬手段を互いに切り離し、独立して
    飛行させること、 の諸段階を有している大気圏横断用運搬手段打ち上げ方
    法。
23. （２３）前記所定のマツハ数及び高度は、約２．５から
    約３．５のマツハ数及び前記大気圏横断用運搬手段が軌
    道を得て所定の任務を行うのに充分な高度にそれぞれ等
    しい特許請求の範囲第２２項記載の大気圏横断用運搬手
    段打ち上げ方法。
24. （２４）前記航空機及び前記大気圏横断用運搬手段が切
    り離される際該大気圏横断用運搬手段が最大量の燃料を
    確実に有しているよう該航空機から該大気圏横断用運搬
    手段に燃料をクロス供給する特許請求の範囲第２２項又
    は第２３項記載の大気圏横断用運搬手段打ち上げ方法。
25. （２５）各前記支柱の前記第２の端部に概ね長手方向の
    溝孔を備えさせ、複数個のピンを前記大気圏横断用運搬
    手段に取り付け、これらピンが前記溝孔に１つづつ収容
    されるようこれらピンを位置決めして該大気圏横断用運
    搬手段を前記支柱に連結し、各前記支柱の一端を離脱さ
    せる前記段階は、前記ピンを前記溝孔から自動的に滑り
    出させることを有している特許請求の範囲第２２項から
    第２４項までの何れか１つに記載の大気圏横断用運搬手
    段打ち上げ方法。
26. （２６）前記準備された航空機は空気吸い込み式エンジ
    ンを有しており、前記航空機及びそれに固定された前記
    大気圏横断用運搬手段を飛行させる前記段階は、前記エ
    ンジンを点火する前に、前記空気吸い込み式エンジンを
    作動させ、前記大気圏横断用運搬手段を所望の軌道傾き
    に向けさせるとともに該大気圏横断用運搬手段を所望の
    方位にずらすのに必要なだけ前記航空機を転向させるこ
    とを含んでいる特許請求の範囲第２２項から第２５項ま
    での何れか１つに記載の大気圏横断用運搬手段打ち上げ
    方法。
27. （２７）前記航空機のエンジンはロケットエンジンであ
    り、前記大気圏横断用運搬手段のエンジンはロケットエ
    ンジンである特許請求の範囲第２２項から第２６項まで
    の何れか１つに記載の大気圏横断用運搬手段打ち上げ方
    法。
28. （２８）前記航空機のエンジンはロケットエンジンであ
    り、前記大気圏横断用運搬手段のエンジンはスクラムジ
    エツトエンジンである特許請求の範囲第２２項から第２
    ７項までの何れか１つに記載の大気圏横断用運搬手段打
    ち上げ方法。
29. （２９）前記航空機及びそれに固定された前記大気圏横
    断用運搬手段を飛行させる前記段階は、前記ロケットエ
    ンジンを点火し、次いで前記マツハ数まで加速して前記
    高度まで上昇させ、その様に加速、上昇させつつ前記ス
    クラムジエツトエンジンを点火することを含んでいる特
    許請求の範囲第２８項記載の大気圏横断用運搬手段打ち
    上げ方法。