KR20210048508A - 발사 시스템 - Google Patents

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KR20210048508A
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vehicle
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propulsion
speed
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KR1020217007671A
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이얄 펠렉
토머 베일런시
일란 바르보이
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이스라엘 에어로스페이스 인더스트리즈 리미티드
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Abstract

적어도 일 실시 예에 따라 수송체(carrier vehicle) 및 적어도 하나의 탑재체(payload vehicle)를 포함하는 발사 시스템이 제공된다. 탑재체는 목적하는 고도에서 탑재체에 설계 아음속 순항 속도로의 공기 역학적 동력 비행을 제공하도록 설계된 탑재 추진 시스템(payload propulsion system) 및 공기 역학적 부상 표면들(aerodynamic lift surfaces)을 포함한다. 수송체는 적어도 하나의 탑재체를 적어도 목적하는 고도까지 수송하도록 구성되고, 발사 시스템을 목적하는 고도로 추진시키기 위한 고체 로켓 추진 시스템을 더 포함한다. 수송체는 목적하는 고도에서 설계 아음속 순항 속도와 상관 관계를 갖는 미리 결정된 전진 속도를 제공하도록 구성된다. 수송체는 목적하는 고도 및 미리 결정된 전진 속도에서 탑재체를 수송체에 대해 해제하도록 구성된다. 설계 아음속 순항 속도는 0.7 마하수 미만이고, 목적하는 고도는 3km보다 높다.

Description

발사 시스템
본 개시 주제는 비행체들, 특히 UAV들에 관한 것이다.
무인 항공기들(UAV, Unmanned Aerial Vehicle)은 다년간 사용되어져 왔고, 다양한 항공기 구성들 및 다양한 용도들을 커버하며, 원격 제어 또는 자율 제어될 수 있다. 이러한 UAV들은 고정 날개 및 회전 날개 구성들, 및 용도들을 포함하고, 특히, 정보, 감시 및 정찰 임무들(intelligence, surveillance and reconnaissance)을 포함할 수 있다.
일부 임무들은 선택 사항으로 배회를 포함하여, 아음속 순항 능력을, 그리고 일부 경우들에서 고고도에서 제공하는 항공기 구성들을 필요로 할 수 있다. 높은 양항비 항공기 구성들, 및 이러한 항공기 구성들에 대한 높은 스팬(span) 대 코드(chord) 비는 아음속 순항 및 고고도에서 성능을 최적화할 수 있다. 다른 한편, 이러한 항공기 구성들은 이러한 고고도로의 낮은 상승률과 연관된다.
본 개시 주제의 제1 양태에 따르면, 수송체 및 적어도 하나의 탑재체를 포함하는 발사 시스템이 제공되며:
상기 탑재체는 목적하는 고도에서 상기 탑재체에 설계 아음속 순항 속도로의 공기 역학적 동력 비행을 제공하도록 설계된 탑재 추진 시스템(payload propulsion system) 및 공기 역학적 부상 표면들(aerodynamic lift surfaces)을 포함하고;
상기 수송체는 상기 적어도 하나의 탑재체를 적어도 상기 목적하는 고도까지 수송하도록 구성되고, 상기 발사 시스템을 상기 목적하는 고도로 추진시키기 위한 고체 로켓 추진 시스템을 더 포함하고;
상기 수송체는 상기 목적하는 고도에서 미리 결정된 전진 속도를 제공하도록 구성되며, 상기 미리 결정된 전진 속도는 상기 설계 아음속 순항 속도와 상관 관계를 갖고;
상기 수송체는 상기 목적하는 고도 및 상기 미리 결정된 전진 속도에서 상기 탑재체를 상기 수송체에 대해 해제하도록 구성되되;
상기 설계 아음속 순항 속도는 0.7 마하수 미만이고;
상기 목적하는 고도는 3km보다 높다.
본 개시 주제의 제1 양태의 변형 예에 따르면, 수송체 및 적어도 하나의 탑재체를 포함하는 발사 시스템이 제공되며:
상기 탑재체는 목적하는 고도에서 상기 탑재체에 설계 아음속 순항 속도로의 공기 역학적 동력 비행을 제공하도록 설계된 탑재 추진 시스템 및 공기 역학적 부상 표면들을 포함하고;
상기 수송체는 상기 적어도 하나의 탑재체를 적어도 상기 목적하는 고도까지 수송하도록 구성되고, 상기 발사 시스템을 상기 목적하는 고도로 추진시키기 위한 고체 로켓 추진 시스템을 더 포함하고;
상기 수송체는 상기 목적하는 고도에서 미리 결정된 전진 속도를 제공하도록 구성되며, 상기 미리 결정된 전진 속도는 상기 설계 아음속 순항 속도와 상관 관계를 갖고;
상기 수송체는 상기 목적하는 고도 및 상기 미리 결정된 전진 속도에서 상기 탑재체를 상기 수송체에 대해 해제하도록 구성되되;
상기 설계 아음속 순항 속도는 0.7 마하수 미만이고;
상기 목적하는 고도는 다음: 2km; 1km 중 어느 하나보다 높다.
본 개시 주제의 제1 양태의 다른 변형 예에 따르면, 수송체 및 적어도 하나의 탑재체를 포함하는 발사 시스템이 제공되며:
상기 탑재체는 목적하는 고도에서 상기 탑재체에 설계 아음속 순항 속도로의 공기 역학적 동력 비행을 제공하도록 설계된 탑재 추진 시스템(payload propulsion system) 및 공기 역학적 부상 표면들(aerodynamic lift surfaces)을 포함하고;
상기 수송체는 상기 적어도 하나의 탑재체를 적어도 상기 목적하는 고도까지 수송하도록 구성되고, 상기 발사 시스템을 상기 목적하는 고도로 추진시키기 위한 고체 로켓 추진 시스템을 더 포함하고;
상기 수송체는 상기 목적하는 고도에서 미리 결정된 전진 속도를 제공하도록 구성되며, 상기 미리 결정된 전진 속도는 상기 설계 아음속 순항 속도와 상관 관계를 갖고;
상기 수송체는 상기 목적하는 고도 및 상기 미리 결정된 전진 속도에서 상기 탑재체를 상기 수송체에 대해 해제하도록 구성되되;
상기 설계 아음속 순항 속도는 0.7 마하수 미만이고;
상기 목적하는 고도는 다음: 4km; 5km, 6km; 7km; 8km, 10km, 11km, 12km 또는 12km 초과 중 어느 하나보다 높다.
본 개시 주제의 제1 양태의 다른 변형 예에 따르면, 수송체 및 적어도 하나의 탑재체를 포함하는 발사 시스템이 제공되며:
상기 탑재체는 목적하는 고도에서 상기 탑재체에 설계 아음속 순항 속도로의 벡터 동력 비행을 제공하도록 설계된 탑재 추진 시스템을 포함하고;
상기 수송체는 상기 적어도 하나의 탑재체를 적어도 상기 목적하는 고도까지 수송하도록 구성되고, 상기 발사 시스템을 상기 목적하는 고도로 추진시키기 위한 고체 로켓 추진 시스템을 더 포함하고;
상기 수송체는 상기 목적하는 고도에서 미리 결정된 전진 속도를 제공하도록 구성되며, 상기 미리 결정된 전진 속도는 상기 설계 아음속 순항 속도와 상관 관계를 갖고;
상기 수송체는 상기 목적하는 고도 및 상기 미리 결정된 전진 속도에서 상기 탑재체를 상기 수송체에 대해 해제하도록 구성된다.
예를 들어, 상기 설계 아음속 순항 속도는 다음: 0.7M; 0.65M; 0.6M; 0.5M; 0.45M; 0.4M; 0.35M; 0.3M; 0.25M; 0.2M 중 어느 하나 낮고/거나; 상기 목적하는 고도는 다음: 1km, 2km, 3km, 4km; 5km, 6km; 7km; 8km, 10km, 11km, 12km 또는 12km 초과 중 어느 하나보다 높다.
본 개시 주제의 상기한 제1 양태, 또는 제1 양태의 상기한 변형 예들 중 적어도 하나 이상에 따르면, 상기 발사 시스템은 다음 특징들 중 하나 이상을 임의의 조합으로 가질 수 있다: 예를 들어, 적어도 일부 예들에서, 상기 미리 결정된 전진 속도는 아음속이고, 상기 미리 결정된 전진 속도는 제로와 최대 상기 설계 아음속 순항 속도의 ±0.3 마하수 사이이다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 적어도 일부 예들에서, 상기 탑재체는 격납 구성(stowed configuration)과 전개 구성(deployed configuration) 사이에서 전개 가능하고, 상기 탑재체는 상기 수송체에 의해 수송될 때 상기 격납 구성으로 있으며, 상기 해제 후에 상기 탑재체는 상기 전개 구성으로 전개되되, 상기 탑재체는 상기 전개 구성으로 있을 때 상기 설계 아음속 순항 속도로의 상기 공기 역학적 동력 비행을 위해 설계된다. 예를 들어, 상기 탑재체는 상기 격납 구성과 상기 전개 구성 사이에서 가역적으로 전개 가능하다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 전개 구성의 탑재체의 양항비는 적어도 8이고, 또는 선택 사항으로 적어도 9이거나, 또는 추가 선택 사항으로 10이거나, 또는 추가 선택 사항으로 10보다 크다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 탑재체는 동체를 포함하고, 상기 격납 구성에서 상기 공기 역학적 부상 표면들은 상기 동체와 정렬된 각각의 스팬들을 가지며, 상기 전개 구성에서 상기 공기 역학적 부상 표면들은 상기 설계 아음속 순항 속도에서 공기 역학적 양력의 생성을 가능하게 하는 동체에 대한 각도 관계로 각각의 스팬들을 가진다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 탑재체는 상기 수송체 없이 자체적으로 상기 목적하는 고도에 도달할 수 없다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 탑재체에는 로켓 모터 시스템이 없거나, 상기 탑재 추진 시스템은 자체적으로 상기 탑재체가 상기 목적하는 고도에 도달할 수 있게 할 수 없거나, 상기 탑재 추진 시스템은 자체적으로 상기 탑재체가 60초 미만의 시간 기간 내에 상기 목적하는 고도에 도달할 수 있게 할 수 없거나; 또는 상기 탑재 추진 시스템은 자체적으로 상기 탑재체가 2분 미만의 시간 기간 내에 상기 목적하는 고도에 도달할 수 있게 할 수 없다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 로켓 추진 시스템은 상기 발사 시스템을 상기 목적하는 고도로 추진키시도록 구성된, 적어도 하나의 고체 로켓 모터 및 고체 추진체를 포함한다. 예를 들어, 상기 고체 로켓 모터는 약 180초 내지 약 250초 범위, 그리고 선택 사항으로 약 180초 내지 약 200초 범위, 그리고 추가 선택 사항으로 약 180초 내지 약 220초 범위 내의 ISP를 제공한다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 발사 시스템은 상기 목적하는 고도 아래에서 최대 속도에 도달하도록 설계되되, 상기 최대 속도는 상기 설계 아음속 순항 속도보다 높다. 예를 들어, 상기 탑재체는 상기 수송체 없이 자체적으로 상기 최대 속도에 이를 수 없다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 최대 속도는 상기 설계 아음속 순항 속도의 적어도 1.5 배, 상기 설계 아음속 순항 속도의 적어도 2 배, 상기 설계 아음속 순항 속도의 적어도 3 배, 상기 설계 아음속 순항 속도의 적어도 4 배, 상기 설계 아음속 순항 속도의 적어도 5 배, 또는 상기 설계 아음속 순항 속도의 5 배 초과이다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 탑재체는 상기 수송체가 없을 때 제1 평균 상승률(climb rate)을 제공하도록 구성되고, 상기 발사 시스템은 상기 목적하는 고도 아래에서 제2 평균 상승률에 도달하도록 설계되되, 상기 제2 평균 상승률은 상기 제1 평균 상승률보다 크다. 예를 들어, 상기 탑재체는 자체적으로 입증된 상기 제2 상승률에 이를 수 없다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 제2 상승률은 다음: 상기 제1 평균 상승률의 적어도 2 배; 상기 제1 평균 상승률의 적어도 5 배; 상기 제1 평균 상승률의 적어도 10 배 중 어느 하나이다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 목적하는 고도는 다음: 적어도 5km; 적어도 10km; 적어도 12km 중 어느 하나일 수 있다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 설계 아음속 순항 속도는 다음: 0.65M; 0.6M; 0.5M; 0.45M; 0.4M; 0.35M; 0.3M; 0.25M; 0.2M 중 어느 하나 미만이다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 탑재 추진 시스템은 회전자(rotor)에 작동 가능하게 결합된 연료 연소 엔진 및 전기 모터 중 적어도 하나를 포함하고, 선택 사항으로 상기 회전자는 프로펠러이다. 예를 들어, 상기 회전자는 프로펠러이고, 상기 프로펠러는 프로펠러 격납 구성(또는 접힌 구성)과 프로펠러 추진 구성(또는 펼쳐진 구성) 사이에서 가역적으로 피벗 가능한(또는 접힐 수 있는/펼쳐질 수 있는) 피벗되는 프로펠러 날개들을 포함한다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 수송체는 상기 고체 로켓 추진 시스템을 포함하는 추진 모듈, 및 상기 탑재체를 수송하도록 구성된 탑재 모듈을 포함하며, 상기 추진 모듈은 상기 탑재 모듈에 탈착 가능하게 체결되되, 상기 추진 모듈과 상기 탑재 모듈 간의 체결 해제는 상기 목적하는 고도 및 상기 미리 결정된 전진 속도에서 상기 탑재체를 상기 탑재 모듈로부터 해제할 수 있게 한다. 예를 들어, 상기 탑재 모듈은 상기 탑재체가 수송체에 의해 수송되는 동안 상기 탑재체를 수용하기 위한 탑재 베이를 포함하며, 상기 탑재체는 상기 목적하는 고도 및 상기 미리 결정된 전진 속도에서 상기 탑재 모듈로부터 해제 가능하다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 추진 모듈은 제1 미리 결정된 타겟 영역에서 회수하도록 구성된다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 탑재 모듈은 제2 미리 결정된 타겟 영역에서 회수하도록 구성된다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 수송체는 상기 탑재체를 수용하도록 구성된 탑재 베이를 포함하되, 상기 탑재 베이는 상기 목적하는 고도 및 상기 미리 결정된 전진 속도에서 상기 탑재체를 상기 탑재 베이로부터 해제할 수 있게 하도록 개방 가능하다. 예를 들어, 상기 수송체는 미리 결정된 제3 타겟 영역에서 회수하도록 구성된다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 수송체는 또한 상기 적어도 하나의 탑재체를 적어도 상기 목적하는 범위까지 수송하도록 구성되며, 상기 수송체는 상기 목적하는 고도, 상기 미리 결정된 전진 속도 및 상기 미리 결정된 범위에서 상기 탑재체를 상기 수송체에 대해 해제하도록 구성된다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 미리 결정된 전진 속도는 제로와 상기 설계 아음속 순항 속도 사이의 범위 내이다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 수송체의 중량은 상기 발사 시스템의 전체 중량의 20% 내지 50% 범위 내이다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 추진 모듈의 중량은 발사시 상기 수송 시스템(100)의 전체 중량의 20% 내지 50% 범위 내이다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 수송체는 상기 목적하는 고도 및 상기 미리 결정된 전진 속도에서 탑재체를 상기 수송체에 대해 해제할 때 상기 고체 로켓 추진 시스템을 상기 수송체로부터 해제하지 않도록 구성된다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 수송체에는 상기 탑재체를 상기 수송체에 대해 해제할 때 또는 해제한 후에 상기 탑재체에 대해 전개 가능한 낙하산이 없다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 적어도 하나의 탑재체는 (지평선에 대해) 양의 표고(positive elevation)를 갖는 조준선(LOS, a line of sight)을 갖는 적어도 하나의 센서를 포함한다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 양의 표고는 적어도 탑재체가 상기 미리 결정된 고도에서 설계 아음속 순항 속도로의 공기 역학적 동력 비행에 있을 때 지구로부터 멀어지는 방향에 있다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 표고는 0°와 90° 사이의 표고 범위 내이다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 적어도 하나의 센서는 상기 LOS에 대한 시야(FOV, a field of view)를 가지되, 상기 FOV는 5° 미만이다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 FOV는 객체를 검출, 식별 및 추적하는 것 중 적어도 하나를 가능하게 하도록 구성된다. 예를 들어, 상기 객체는 위성들, 항공기, 또는 대공 미사일들 중 어느 하나이다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 LOS는 상기 탑재체에 대한 방위각을 가지며, 상기 방위각은 상기 탑재체의 길이 방향 축에 대해 0°와 ±180° 사이이다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 방위각은 상기 탑재체의 상기 길이 방향 축에 대해 +90°와 +180° 사이이다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 방위각은 상기 탑재체의 상기 길이 방향 축에 대해 -90°와 -180° 사이이다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 적어도 하나의 센서는 적외선(IR) 파장, 자외선(UV) 파장, 또는 가시 스펙트럼 중 적어도 하나에서의 전자기 방사선을 수신하도록 구성된다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 발사 시스템은 관성 플랫폼(inertial platform)을 포함하되, 상기 관성 플랫폼에 상기 적어도 하나의 센서가 장착된다.
본 개시 주제의 제2 양태에 따르면, 탑재체를 목적하는 고도로 속도 발사하기 위한 방법이 제공되며:
(a) 상기 탑재체 및 수송체를 포함하는 발사 시스템을 제공하는 단계로서,
- 상기 탑재체는 목적하는 고도에서 설계 아음속 순항 속도로의 공기 역학적 동력 비행을 위해 설계된 탑재 추진 시스템 및 공기 역학적 부상 표면들을 포함하고;
- 상기 수송체는 상기 적어도 하나의 탑재체를 적어도 상기 목적하는 고도까지 수송하도록 구성되고, 상기 발사 시스템을 상기 목적하는 고도로 추진시키기 위한 고체 로켓 추진 시스템을 더 포함하고;
- 상기 수송체는 상기 목적하는 고도에서 미리 결정된 전진 속도를 제공하도록 구성되며, 상기 미리 결정된 전진 속도는 상기 설계 아음속 순항 속도와 상관 관계를 갖고;
- 상기 수송체는 상기 목적하는 고도 및 상기 미리 결정된 전진 속도에서 상기 탑재체를 상기 탑재 베이로부터 해제하도록 구성되되;
- 상기 설계 아음속 속도는 0.7 마하수 미만이고;
- 상기 목적하는 고도는 다음: 5km, 또는 4km 초과, 또는 3km 초과, 또는 2km 초과, 또는 1km 초과 중 어느 하나보다 높은, 상기 발사 시스템을 제공하는 단계;
(b) 상기 발사 시스템을 발사하고 상기 발사 시스템이 상기 목적하는 고도 및 상기 미리 결정된 전진 속도에 이르게 하는 단계;
(c) 상기 목적하는 고도 및 상기 미리 결정된 전진 속도에서 상기 탑재체를 상기 수송체로부터 해제하는 단계;
(d) 상기 탑재체가 적어도 상기 목적하는 고도에서 상기 설계 아음속 순항 속도로의 공기 역학적 동력 비행을 달성하게 하는 단계를 포함한다.
본 개시 주제의 제2 양태의 대안적인 변형 예들에 따르면, 상기 목적하는 고도는 대신 6km, 7km, 8km, 9km, 10km, 11km, 12, 15km 중 어느 하나보다 높다.
본 개시 주제의 상기한 제2 양태, 또는 제2 양태의 상기한 변형 예들에 따르면, 상기 방법은 다음 특징들 중 하나 이상을 임의의 조합으로 가질 수 있다:
예를 들어, 상기 미리 결정된 전진 속도는 아음속이고, 상기 미리 결정된 전진 속도는 제로와 최대 상기 설계 아음속 순항 속도의 ±0.3 마하수 사이이다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 탑재체는 격납 구성과 전개 구성 사이에서 전개 가능하고, 단계 (c)에서의 상기 해제 후에 상기 탑재체를 상기 격납 구성으로부터 상기 전개 위치로 전개하는 단계 (d)를 더 포함하되, 상기 탑재체는 상기 전개 구성으로 있을 때 상기 설계 아음속 순항 속도로의 상기 공기 역학적 동력 비행을 위해 설계된다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 탑재체는 동체를 포함하고, 상기 격납 구성에서 상기 공기 역학적 부상 표면들은 상기 동체와 정렬된 각각의 스팬들을 가지며, 상기 전개 구성에서 상기 공기 역학적 부상 표면들은 상기 설계 아음속 순항 속도에서 공기 역학적 양력의 생성을 가능하게 하는 동체에 대한 각도 관계로 각각의 스팬들을 가진다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 탑재체는 자체적으로 상기 수송체가 없이 상기 목적하는 고도에 도달할 수 없거나, 또는 상기 탑재체에는 로켓 모터 시스템이 없거나, 상기 탑재 추진 시스템은 자체적으로 상기 탑재체가 상기 목적하는 고도에 도달할 수 있게 할 수 없거나, 상기 탑재 추진 시스템은 자체적으로 상기 탑재체가 60초 미만의 시간 기간 내에 상기 목적하는 고도에 도달할 수 있게 할 수 없거나; 또는 상기 탑재 추진 시스템은 자체적으로 상기 탑재체가 2분 미만의 시간 기간 내에 상기 목적하는 고도에 도달할 수 있게 할 수 없거나, 또는 상기 로켓 추진 시스템은 상기 발사 시스템을 상기 목적하는 고도로 추진시키도록 구성된, 적어도 하나의 고체 로켓 모터 및 고체 추진체를 포함한다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 단계 (b)에서 상기 발사 시스템은 상기 목적하는 고도 아래에서 최대 속도에 도달하되, 상기 최대 속도는 상기 설계 아음속 순항 속도보다 높다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 탑재체는 상기 수송체 없이 자체적으로 상기 최대 속도에 이를 수 없다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 최대 속도는 다음: 상기 설계 아음속 순항 속도의 적어도 2 배; 상기 설계 아음속 순항 속도의 적어도 5 배; 상기 설계 아음속 순항 속도의 적어도 3 배, 상기 설계 아음속 순항 속도의 적어도 4 배 중 어느 하나이다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 탑재체는 상기 수송체가 없을 때 제1 평균 상승률을 제공하도록 구성되고, 상기 발사 시스템은 상기 목적하는 고도 아래에서 제2 평균 상승률에 도달하되, 상기 제2 평균 상승률은 상기 제1 평균 상승률보다 크다. 예를 들어, 상기 탑재체는 자체적으로 입증된 상기 제2 상승률에 이를 수 없다. 추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 제2 상승률은 다음: 상기 제1 평균 상승률의 적어도 2 배; 상기 제1 평균 상승률의 적어도 5 배; 상기 제1 평균 상승률의 적어도 10 배 중 어느 하나이다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 목적하는 고도는 다음: 적어도 5km; 적어도 10km; 적어도 12km 중 어느 하나일 수 있다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 설계 아음속 순항 속도는 다음: 0.65M; 0.6M; 0.5M; 0.45M; 0.4M; 0.35M; 0.3M; 0.25M; 0.2M 중 어느 하나 미만이다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 탑재 추진 시스템은 회전자에 작동 가능하게 결합된 연료 연소 엔진 및 전기 모터 중 적어도 하나를 포함하되, 상기 회전자는 프로펠러이고, 상기 프로펠러는 프로펠러 격납 구성(또는 접힌 구성)과 프로펠러 추진 구성(또는 펼쳐진 구성) 사이에서 가역적으로 피벗 가능한(또는 접힐 수 있는/펼쳐질 수 있는) 피벗되는 프로펠러 날개들을 포함하며, 상기 방법은 상기 탑재체가 상기 전개 구성으로 있을 때 상기 프로펠러 날개들을 상기 프로펠러 격납 구성으로부터 상기 프로펠러 추진 구성으로 피벗하는 단계 또는 펼치는 단계를 포함한다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 수송체는 상기 고체 로켓 추진 시스템을 포함하는 추진 모듈, 및 상기 탑재체를 수송하도록 구성된 탑재 모듈을 포함하며, 상기 추진 모듈은 상기 탑재 모듈에 탈착 가능하게 체결되고, 단계 (c)는 상기 추진 모듈을 상기 탑재 모듈에 대해 체결 해제하는 단계, 및 이후에 상기 목적하는 고도 및 상기 미리 결정된 전진 속도에서 상기 탑재체를 상기 탑재 모듈로부터 해제하는 단계를 포함한다. 예를 들어, 상기 방법은 (e) 제1 미리 결정된 타겟 영역에서 상기 추진 모듈을 회수하는 단계를 더 포함한다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 단계 (e)는 상기 추진 모듈이 상기 제1 미리 결정된 타겟 영역으로 제1 궤적을 따라가게 하는 단계를 포함한다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 방법은 (f) 미리 결정된 제2 타겟 영역에서 상기 탑재 모듈을 회수하는 단계를 더 포함한다. 예를 들어, 단계 (f)는 상기 탑재 모듈이 상기 제2 미리 결정된 타겟 영역으로 제2 궤적을 따라가게 하는 단계를 포함한다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 수송체는 상기 탑재체를 수용하도록 구성된 개방 가능한 탑재 베이를 포함하되, 단계 (c)는 상기 탑재 베이를 개방하는 단계 및 상기 목적하는 고도 및 상기 미리 결정된 전진 속도에서 상기 탑재체를 상기 탑재 베이로부터 해제하는 단계를 포함한다. 예를 들어, 상기 방법은 (g) 제3 미리 결정된 타겟 영역에서 상기 수송체를 회수하는 단계를 더 포함한다. 예를 들어, 단계 (g)는 상기 수송체가 상기 제3 미리 결정된 타겟 영역으로 제3 궤적을 따라가게 하는 단계를 포함한다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 단계 (b)는 상기 발사 시스템이 미리 결정된 범위에 이르게 하는 단계를 더 포함하고, 단계 (c)는 상기 목적하는 고도, 상기 미리 결정된 전진 속도 및 상기 미리 결정된 범위에서 상기 탑재체를 상기 수송체로부터 해제하는 단계를 포함한다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 미리 결정된 전진 속도는 제로와 상기 설계 아음속 순항 속도 사이이다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 방법은 단계 (h)를 더 포함하되, 단계 (h)는 다음:
- 상기 전개를 역전시키는 단계로서, 상기 탑재체는 상기 전개 구성으로부터 상기 격납 구성으로 환원되는, 상기 전개를 역전시키는 단계;
- 상기 공기 역학적 부상 표면들을 떨어뜨리는 단계 중 어느 하나를 포함한다.
예를 들어, 단계 (h)는 임무 종료시 지면 상에서 상기 탑재체의 강착 직전에 구현된다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 수송체는 상기 목적하는 고도 및 상기 미리 결정된 전진 속도에서 탑재체를 상기 수송체에 대해 해제할 때 상기 고체 로켓 추진 시스템을 상기 수송체로부터 해제하지 않는다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 탑재체를 상기 수송체에 대해 해제할 때 또는 해제한 후에 상기 탑재체에 대해 어떠한 낙하산도 전개되지 않는다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 적어도 하나의 탑재체는 조준선(LOS)을 갖는 적어도 하나의 센서를 포함하고, 상기 LOS를 (지평선에 대해) 양의 고도와 정렬시키는 단계를 더 포함한다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 양의 표고는 적어도 탑재체가 상기 미리 결정된 표고에서 설계 아음속 순항 속도로의 공기 역학적 동력 비행에 있을 때 지구로부터 멀어지는 방향에 있다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 표고는 0°와 90° 사이의 표고 범위 내이다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 적어도 하나의 센서는 상기 LOS에 대한 시야(FOV)를 가지되, 상기 FOV는 5° 미만이다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 방법은 객체를 검출, 식별 및 추적하는 것 중 적어도 하나를 위해 상기 적어도 하나의 센서를 사용하는 단계를 더 포함한다. 예를 들어, 상기 객체는 위성들, 항공기, 또는 대공 미사일들 중 어느 하나이다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 LOS는 상기 탑재체에 대한 방위각을 따라 정렬되며, 상기 방위각은 상기 탑재체의 길이 방향 축에 대해 0°와 ±180° 사이이다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 방위각은 상기 탑재체의 상기 길이 방향 축에 대해 +90°와 +180° 사이이다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 방위각은 상기 탑재체의 상기 길이 방향 축에 대해 -90°와 -180° 사이이다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 적어도 하나의 센서는 적외선(IR) 파장, 자외선(UV) 파장, 또는 가시 스펙트럼 중 적어도 하나에서의 전자기 방사선을 수신하도록 구성된다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 탑재체는 관성 플랫폼을 포함하되, 상기 관성 플랫폼에 상기 적어도 하나의 센서가 장착된다.
본 개시 주제의 제3 양태에 따르면, 수송체 및 적어도 하나의 탑재체를 포함하는 발사 시스템이 제공되며:
상기 탑재체는 목적하는 고도에서 상기 탑재체에 설계 아음속 순항 속도로의 공기 역학적 동력 비행을 제공하도록 설계된 탑재 추진 시스템 및 공기 역학적 부상 표면들을 포함하고;
상기 수송체는 상기 적어도 하나의 탑재체를 수송하도록 구성되고, 상기 적어도 하나의 탑재체를 수송하면서 상기 발사 시스템을 추진시키기 위한 고체 로켓 추진 시스템을 더 포함하고;
상기 수송체는 미리 결정된 고도에서 상기 탑재체를 상기 수송체에 대해 해제하도록 구성되되;
상기 적어도 하나의 탑재체는 (지평선에 대해) 양의 고도를 갖는 조준선(LOS)을 갖는 적어도 하나의 센서를 포함한다.
예를 들어, 상기 양의 표고는 적어도 탑재체가 상기 미리 결정된 표고에서 설계 아음속 순항 속도로의 공기 역학적 동력 비행에 있을 때 지구로부터 멀어지는 방향에 있다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 표고는 0°와 90° 사이의 표고 범위 내이다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 적어도 하나의 센서는 상기 LOS에 대한 시야(FOV)를 가지되, 상기 FOV는 5° 미만이다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 FOV는 객체를 검출, 식별 및 추적하는 것 중 적어도 하나를 가능하게 하도록 구성된다. 예를 들어, 상기 객체는 위성들, 항공기, 또는 대공 미사일들 중 어느 하나이다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 LOS는 상기 탑재체에 대한 방위각을 가지며, 상기 방위각은 상기 탑재체의 길이 방향 축에 대해 0°와 ±180° 사이이다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 방위각은 상기 탑재체의 상기 길이 방향 축에 대해 +90°와 +180° 사이이다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 방위각은 상기 탑재체의 상기 길이 방향 축에 대해 -90°와 -180° 사이이다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 적어도 하나의 센서는 적외선(IR) 파장, 자외선(UV) 파장, 또는 가시 스펙트럼 중 적어도 하나에서의 전자기 방사선을 수신하도록 구성된다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 발사 시스템은 관성 플랫폼을 포함하되, 상기 관성 플랫폼에 상기 적어도 하나의 센서가 장착된다.
본 개시 주제의 제4 양태에 따르면, 탑재체를 목적하는 고도로 속도 발사하기 위한 방법이 제공되며:
(a) 상기 탑재체 및 수송체를 포함하는 발사 시스템을 제공하는 단계로서,
- 상기 탑재체는 목적하는 고도에서 상기 탑재체에 설계 아음속 순항 속도로의 공기 역학적 동력 비행을 제공하도록 설계된 탑재 추진 시스템 및 공기 역학적 부상 표면들을 포함하고;
- 상기 수송체는 상기 적어도 하나의 탑재체를 수송하도록 구성되고, 상기 적어도 하나의 탑재체를 수송하면서 상기 발사 시스템을 추진시키기 위한 고체 로켓 추진 시스템을 더 포함하고;
- 상기 수송체는 미리 결정된 고도에서 상기 탑재체를 상기 수송체에 대해 해제하도록 구성되되;
- 상기 적어도 하나의 탑재체는 조준선(LOS)을 갖는 적어도 하나의 센서를 포함하는 것인, 상기 발사 시스템을 제공하는 단계;
(b) 상기 발사 시스템을 발사하고 상기 발사 시스템이 상기 목적하는 고도에 이르게 하는 단계;
(c) 상기 목적하는 고도에서 상기 탑재체를 상기 수송체로부터 해제하는 단계;
(d) 상기 탑재체가 상기 설계 아음속 순항 속도로의 공기 역학적 동력 비행을 달성하게 하는 단계;
(e) 상기 LOS를 (지평선에 대해) 양의 고도와 정렬시키는 단계를 포함한다.
예를 들어, 상기 양의 표고는 적어도 탑재체가 상기 미리 결정된 표고에서 설계 아음속 순항 속도로의 공기 역학적 동력 비행에 있을 때 지구로부터 멀어지는 방향에 있다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 표고는 0°와 90° 사이의 표고 범위 내이다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 적어도 하나의 센서는 상기 LOS에 대한 시야(FOV)를 가지되, 상기 FOV는 5° 미만이다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 방법은 객체를 검출, 식별 및 추적하는 것 중 적어도 하나를 위해 상기 적어도 하나의 센서를 사용하는 단계를 더 포함한다. 예를 들어, 상기 객체는 위성들, 항공기, 또는 대공 미사일들 중 어느 하나이다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 LOS는 상기 탑재체에 대한 방위각을 따라 정렬되며, 상기 방위각은 상기 탑재체의 길이 방향 축에 대해 0°와 ±180° 사이이다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 방위각은 상기 탑재체의 상기 길이 방향 축에 대해 +90°와 +180° 사이이다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 방위각은 상기 탑재체의 상기 길이 방향 축에 대해 -90°와 -180° 사이이다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 적어도 하나의 센서는 적외선(IR) 파장, 자외선(UV) 파장, 또는 가시 스펙트럼 중 적어도 하나에서의 전자기 방사선을 수신하도록 구성된다.
추가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 상기 탑재체는 관성 플랫폼을 포함하되, 상기 관성 플랫폼에 상기 적어도 하나의 센서가 장착된다.
본 개시 주제의 적어도 일례의 특징은 발사 시스템이 각각의 탑재체가 임의의 기존 시스템보다 훨씬 더 빠르게 목적하는 고자세로 전개될 수 있게 하고, 탑재체 자체가 아음속 순항을 위해 설계되면서, 탑재체가 자체적으로 실현할 수 있는 것보다 훨씬 더 빠르다는 것이다. 예를 들어, 이는 긴급 상황들에서 고고도로 빠르게 전개할 수 있게 한다.
본 개시 주제의 적어도 일례의 또 다른 특징은 발사 시스템이 전기 추진 시스템(즉, 추진 시스템이 전력에 의해서만 구동됨)을 갖는 탑재체가 탑재체 자체는 아음속 순항을 위해 설계되면서 전기 추진 시스템이 자체적으로 실현할 수 있는 것보다 훨씬 더 빠르게 목적하는 고자세로 전개될 수 있게 하고, 이에 따라 또한 전기 추진 시스템의 배터리들에 저장된 총 전기 에너지가 목적하는 고도에서 동력 비행에 사용될 수 있게 한다는 것이다. 예를 들어, 이는 긴급 상황들에서 고고도로 빠르게 전개할 수 있게 한다.
본 명세서에 개시된 주제를 더 잘 이해하고 이것이 실제로 어떻게 수행될 수 있는지를 예시하기 위해, 이제 첨부 도면들을 참조하여 단지 비 제한적인 예시의 방식으로 예들이 설명될 것이며, 여기서:
도 1은 본 개시 주제의 제1 예에 따른 발사 시스템의 측면도이다.
도 2는 도 1의 예의 종측단면도이다.
도 3은 A-A를 따라 취해진 도 2의 예의 횡측단면도이다.
도 4는 격납 구성에서, 도 2의 예의 탑재체의 등각 정면/측면/상면도이다.
도 5는 전개 구성에서, 도 2의 예의 탑재체의 등각 정면/측면/상면도이다.
도 6은 본 개시 주제의 일 양태에 따라 도 1의 예를 동작시키기 위한 방법을 개략적으로 도시한다.
도 7a는 도 1 및 도 6의 예의 구현에 대한 시간 경과에 따른 추력의 변화를 개략적으로 도시한다; 도 7b는 도 1 및 도 6의 예의 구현에 대한 시간 경과에 따른 가속도의 변화를 개략적으로 도시한다; 도 7c는 도 1 및 도 6의 예의 구현에 대한 시간 경과에 따른 질량의 변화를 개략적으로 도시한다; 도 7d는 도 1 및 도 6의 예의 구현에 대한 시간 경과에 따른 높이의 변화를 개략적으로 도시한다.
도 8은 도 1 및 도 6의 예들의 구현에 대한 범위에 따른 높이의 변화를 개략적으로 도시한다.
도 9는 도 1의 예의 센서의 조준선(LOS)의 고각(angle of elevation)을 개략적으로 도시한다.
도 10은 도 9의 예의 센서의 LOS의 방위각을 개략적으로 도시한다.
도 1 및 도 2를 참조하면, 100으로 총칭된 본 개시 주제의 제1 예에 따른 발사 시스템은 수송체(200) 및 탑재체(300)을 포함한다. 이 예의 대안적인 변형 예들에서, 발사 시스템은 수송체 및 수송체에 의해 수송되는 복수의 탑재체들을 포함할 수 있다.
발사 시스템(100)은 특히 수송체(200)를 통해, 목적하는 고도(H)로, 그리고 선택 사항으로 또한 미리 결정된 범위를 따라 탑재체(300) 의 빠른 전개를 가능하게 하도록 구성된다.
본 명세서에서 더 명확해질 바와 같이, 이러한 예 및 다른 예들에서 탑재체(300)는 목적하는 고도에서 탑재체(300)에 설계 아음속 순항 속도로의 공기 역학적 동력 비행을 제공할 뿐만 아니라, 이보다 낮은 고도에서 탑재체(300)에 대해 아음속 속도로의 공기 역학적 동력 비행을 가능하게 하도록 설계된 탑재 추진 시스템 및 공기 역학적 부상 표면들을 포함한다.
또한, 본 명세서에서 더 명확해질 바와 같이, 수송체(200)는 탑재체(300)를 적어도 목적하는 고도(H)까지 수송하도록 구성되고, 발사 시스템(100)을 목적하는 고도로 추진시키기 위한 고체 로켓 추진 시스템을 더 포함한다. 또한, 수송체(200)는 목적하는 고도(H)에서 미리 결정된 전진 속도를 제공하도록 구성되며, 리 결정된 전진 속도는 탑재체(300)의 아음속 순항 속도와 상관 관계를 가진다. 예를 들어, 미리 결정된 전진 속도는 미리 결정된 전진 속도가 제로와 탑재체(300)의 설계 아음속 순항 속도 사이의 범위 내인 방식에 의해, 탑재체(300)의 아음속 순항 속도와 상관 관계를 가진다.
발사 시스템(100)을 나타낼 때, "전진 속도(forward speed)"라는 용어는 본 명세서에서 발사 시스템(100)의 길이 방향 축(LA, longitudinal axis)에 대체로 평행한 방향에 따른 발사 시스템(100)의 속도를 나타내며; 대안적으로, 발사 시스템(100)을 나타낼 때, "전진 속도"라는 용어는 본 명세서에서 발사 시스템(100)의 궤적 방향에 따른 발사 시스템(100)의 속도를 나타낸다.
수송체(200)를 언급할 때, "전진 속도"라는 용어는 본 명세서에서 수송체(200)의 길이 방향 축(LA2)에 대체로 평행한 방향에 따른 수송체(200)의 속도를 나타내며; 대안적으로, 수송체(200)를 언급할 때, "전진 속도"라는 용어는 본 명세서에서 수송체(200)의 궤적 방향에 따른 수송체(200)의 속도를 나타낸다.
탑재체(300)를 언급할 때, "전진 속도"라는 용어는 본 명세서에서 탑재체(300)의 길이 방향 축(LA3)에 대체로 평행한 방향에 따른 탑재체(300)의 속도를 나타내며; 대안적으로, 탑재체(300)를 언급할 때, "전진 속도"라는 용어는 본 명세서에서 탑재체(300)의 궤적 방향에 따른 탑재체(300)의 속도를 나타낸다.
또한, 수송체(200)는 목적하는 고도 및 상기 미리 결정된 전진 속도에서 탑재체(300)를 수송체(200)에 대해 해제하도록 구성된다.
적어도 일부 예들에서, 목적하는 고도는 구름 층 위에 있을 수 있고/있거나 임의의 다른 적절한 고도, 예를 들어: 적어도 1km, 또는 적어도 2km, 또는 적어도 3km, 또는 적어도 4km, 또는 적어도 5km , 또는 적어도 6km, 또는 적어도 7km, 또는 적어도 8km, 또는 적어도 9km, 또는 적어도 10km; 또는 적어도 12km, 또는 적어도 15km일 수 있다.
선택 사항으로, 미리 결정된 범위는 발사 기지로부터 1km 미만, 예를 들어 0km 내지 1km에 있을 수 있거나, 대안적으로 범위는 예를 들어, 바람 영향을 고려하지 않을 때 발사 기지로부터 1km 내지 5km 내에 있을 수 있다. 목적하는 고도
적어도 이러한 예에서, 그리고 아래에서 더 상세히 개시될 바와 같이, 발사 시스템(100)은 목적하는 고도로의 전이 시간을 최소화하기 위해, 전형적으로 수직으로, 또는 수직에 대해 작은 각도로 발사된다. 예를 들어, 이러한 각도는 이를테면 탑재체(300)의 전개 후에 수송체(200)의 궤적이 발사 기지 자체에 수송체가 착륙하게 하지 않도록 선택될 수 있다.
적어도 이러한 예에서, 수송체(200)는 일단 로켓으로서 구성되고, 탑재 모듈(210)및 추진 모듈(250)을 포함한다. 그러나, 이러한 예의 대안적인 변형 예들에서, 수송체는 대신 다단 로켓, 또는 짧은 시간 기간 내에 목적하는 고도 및/또는 미리 결정된 범위에 도달하고, 이에 의해 그렇게 하는 데 필요한 가속도를 제공할 수 있는 일단 또는 다단 혼합 추진 시스템 매체로서 구성될 수 있다. "혼합 추진 시스템 매체(mixed propulsion system vehicle)"는 고체 로켓 추진 시스템에 더해, 고체 로켓 추진 시스템과 상이한 적어도 하나의 추가 추진 시스템을 포함하는 추진 시스템을 갖는 매체를 의미한다.
적어도 이러한 예에서, 탑재 모듈(210)은 탑재 베이(240)(본 명세서에서 탑재 캐니스터라고도 함)를 포함하고, 예를 들어 길이 방향 길이(L)의 약 70%일 수 있는 길이 방향 길이(L1)를 가지며, 추진 모듈(250)은 예를 들어, 길이 방향 길이(L)의 약 30%일 수 있는 길이 방향 길이(L2)를 가진다.
적어도 이러한 예에서, 탑재체(300)를 함께 포함하는 탑재 모듈(210)은 추진 모듈(250)과 대략 동일한 중량/질량을 가진다. 또한, 적어도 이러한 예 또는 다른 예들에서, 탑재체(300)의 중량/질량은 예를 들어, 탑재체(300)와 함께 조합된 탑재 모듈(210)의 중량/질량의 약 85%이다.
적어도 이러한 예에서, 수송체(200)는 제어된 방식으로 짧은 시간 기간 내에 목적하는 고도 및/또는 미리 결정된 범위에 도달할 수 있는 제어 또는 유도 미사일로서 구성된다.
그러나, 이러한 예의 대안적인 변형 예들에서, 수송체는 대신 짧은 시간 기간 내에 목적하는 고도 및/또는 미리 결정된 범위에 도달할 수 있는 탄도 로켓으로서 구성될 수 있다. 예를 들어, 수송체에 대한 이러한 구성은 선택 사항으로 예를 들어, 공기 역학적 안정기들을 통해 공기 역학적 안정성을 제공하는 것 외에는, 조향을 위한 임의의 제어 시스템을 생략할 수 있다.
적어도 이러한 예에서, 수송체(200)는 길이 방향 길이(L) 의 몸체(205)를 가지며, 몸체는 기수(208)및 후미 둔단(207)을 가진다. 또한, 적어도 이러한 예에서, 몸체(205)는 길이(L)를 따라 외경(DE)을 갖는 공칭 원형 단면을 가진다. 대안적으로, 몸체(205)는 길이(L)를 따라 비 원형 단면을 갖고 외경(DE)의 원통형 내에 적합하다.
수송체(200)의 길이 방향 축(LA2)은 기수(208)와 후미 종단(207) 사이에서 연장되고 발사 시스템(100)의 길이 방향 축(LA)과 동축이다.
이러한 예에서, 수송체(200)는 스핀 안정화될 수 있고/ 있거나, 복수의, 전형적으로 네 개의, 후미 핀들(fins)(215)을 포함한다. 이러한 예에서, 핀들(215)은 추진 모듈(250)에 피벗 가능하게 또는 그 외 접어 넣어질 수 있게 장착되고 발사 전에 접어 넣어지거나 접힌 구성을 가진다.
예를 들어, 핀들(215)은 처음에 접힌 구성에서 몸체(205)를 중심으로 이에 매우 근접하여 피벗되는, 끝 부분이 휘어진(wrap-around) 핀들 또는 평평한 핀들로서 구성되고, 안정성을 제공하기 위해 (예를 들어, 길이 방향 축(LA2)에 평행한 피벗 축을 따라) 펼쳐진 구성으로 피벗되며; 선택 사항으로 이러한 끝 부분이 휘어진 핀들 또는 평평한 핀들은 수송체(200)에 이의 조향을 가능하게 하기 위한 제어 모멘트를 제공하기 위해 적절한 축을 중심으로 피벗하도록 작동된다. 다른 예에서, 핀들(215)은 처음에 접힌 구성에서 몸체(205)를 중심으로 이에 매우 근접하여 피벗되는, 그리드 핀들의 형태이고, 안정성을 제공하기 위해 (예를 들어, 길이 방향 축(LA2)에 직교하는 피벗 축을 따라) 펼쳐진 구성으로 피벗되며; 선택 사항으로 이러한 그리드 핀들은 수송체(200)에 이의 조향을 가능하게 하기 위한 제어 모멘트를 제공하기 위해 적절한 축을 중심으로 피벗하도록 작동된다.
이러한 예들의 또 다른 변형 예들에서, 핀들(215)의 일부 또는 전부는 몸체(205)에 고정적으로 부착된다.
이러한 예 및 다른 예들에서, 발사 시스템(100)은 적절한 발사 튜브 또는 적절한 발사 레일(미도시)을 통해 발사될 수 있다.
발사 시스템(100), 또는 수송체(200)의 발사 직후에, 핀들(215)은 도 1 및 도 2에 도시된 바와 같이, 방사상으로 연장된 전개 구성(deployed configuration)으로 전개되게 된다. 이러한 예 및 다른 예들의 대안적인 변형 예들에서, 핀들은 수송체(200)에 대해 고정된 공간적 관계에 있을 수 있다.
탑재 모듈(210)의 전방 종단은 기수(208)를 포함하고, 탑재 모듈(210)의 후미 종단(212)은 추진 모듈(250)의 전방 종단에서의 상보적인 계면(255)과 짝을 이루기 위한 계면(215)을 포함한다. 적어도 이러한 예에서, 계면(215)및 계면(255)은 각각 본 명세서에서 더 명확해질 바와 같이, 추진 모듈(250)에 대한 탑재 모듈(210)의 선택적인 분리를 가능하게 하는 적절한 방식으로 함께 홀딩되는 플랜지들의 형태이다. 예를 들어, 계면(215)및 계면(255)은 각각 폭발 볼트들(미도시)이 활성화될 때 추진 모듈(250)에 대한 탑재 모듈(210)의 선택적인 체결 해제를 가능하게 하기 위해 폭발 볼트들과 함께 홀딩되는 플랜지들의 형태이다. 이후에, 탑재 모듈(210)은 임의의 적절한 방식으로 추진 모듈(250)로부터 분리될 수 있다. 예를 들어, 탑재 모듈(210)및 추진 모듈(250) 중 하나 또는 다른 하나에 제공되는 피스톤들 또는 스프링들은 탑재 모듈(210) 및 추진 모듈(250)을 서로 밀어 내도록 구성될 수 있다. 추가적으로 또는 대안적으로, 탑재 모듈(210)을 추진 모듈(250)에 대해 분리하는 데 공기 역학적 힘이 사용될 수 있다. 예를 들어, 이러한 공기 역학적 힘은 탑재 모듈(250)과 추진 모듈(250) 간의 항력 차이를 포함할 수 있고, 이에 의해 탑재 모듈(210)에 대한 추진 모듈(250)의 분리를 가능하게 할 수 있다. 이러한 공기 역학적 힘을 추가로 지원하기 위해, 탑재 모듈(250) 및 추진 모듈(250) 중 하나 또는 둘 모두는 이에 작용하는 항력에 추가로 차등을 두기 위해 체결 해제 이후에 선택적으로 전개될 수 있는 공기 브레이크들을 포함할 수 있다.
이러한 예의 대안적인 변형 예들에서, 또는 다른 예들에서, 계면(215) 및 계(255)은 탑재 모듈(210) 및 추진 모듈(250)이 적어도 목적하는 높이까지 그리고/또는 미리 결정된 범위에 도달될 때까지 함께 홀딩될 수 있게 하는, 그리고 탑재 모듈을 추진 모듈에 대해 선택적으로 분리할 수 있게 하기 위한 임의의 다른 적절한 배열체를 포함할 수 있다. 예를 들어, 계면(215) 및 계면(255)은 폭발성 벨트를 통해 함께 홀딩될 수 있다. 이러한 또는 다른 예들에서, 탑재 모듈(210)은 선택 사항으로 추진 모듈(250)에 여전히 부착되어 있는 동안 서로 떼어지는 복수의 세그먼트들로서 형성된 외각을 가져, 이에 의해 탑재체(300)가 탑재 모듈(210)로부터 해제되게 될 수 있게 한다.
적어도 이러한 예에서, 탑재체(300)는 격납 구성(stowed configuration)과 전개 구성 사이에서 전개 가능하다. 각각의 격납 구성에서, 그리고 도 4를 참조하면, 탑재체(300)는 탑재체(300)가 수송체(200)의 탑재 베이(240) 내에 적합되고 그렇지 않으면 수송체에 의해 수송될 수 있게 하는 콤팩트한 구성을 가진다. 특히, 탑재 베이가 공칭 원통형 형상을 갖는 이러한 예에서, 탑재체(300)는 또한, 이러한 공칭 원통형 형상 내에 콤팩트하게 적합한 각각의 격납 구성을 가진다. 각각의 전개 구성에서, 그리고 도 5를 참조하면, 탑재체(300)는 탑재체(300)가 수송체(200)로부터 해제될 때 공기 역학적 비행 모드로 동작될 수 있게 하는 공기 역학적 구성을 가진다. 공기 역학적 비행 모드에서, 탑재체(300)는 상기 전개 구성으로 있을 때, 설계 아음속 순항 속도로의 전술된 공기 역학적 동력 비행을 위해 설계된다.
적어도 이러한 예에서, 탑재체는 격납 구성과 전개 구성 사이에서 가역적으로 전개 가능하다.
적어도 이러한 예에서, 탑재 모듈(210)은 내부에 탑재체(300)를 이의 격납 구성으로 수용하도록 구성되고, 탑재 모듈(210)은 내부에 탑재 베이(240)를 획정하는 외측 쉘(215)을 포함한다. 적어도 이러한 예에서, 그리고 특히 도 2 및 도 3을 참조하면, 탑재 베이(240)는 탑재체(300)가 이의 격납 구성으로 적합한 엔벨로프(E)를 획정한다. 탑재 베이(240)는 또한, 탑재체(300)를 격납 구성으로 탑재 모듈, 특히 외측 쉘(215)에 대해 가역적으로 고정할 수 있게 하도록, 발사 시스템(100)의 발사로부터 비행의 가속 및 감속 단계들 동안 탑재체(300)를 지지하도록, 그리고 추진 모듈(250)로부터 탑재 모듈(210)의 분리 후에, 탑재체(300)가 탑재 모듈(210), 특히 탑재 베이(215)로부터 선택적으로 해제될 수 있게 하도록 구성된다.
적어도 이러한 예에서, 기수(208)는 오자이브(ogive) 또는 원추형의 뾰족한 형상이 아니라, 반구형 프로파일을 가져 둥글다. 기수(208)에 대한 둥근 형상은 오자이브 또는 원추형의 뾰족한 형상과 비교할 때 탑재 베이(240)에 추가 내부 공간을 제공하고(탑재 모듈(210)에 대해 동일한 길이 방향 길이(L1)에 대해), 또한, 아래에서 더 명백해질 바와 같이, 엔진 차단 후에 발사 시스템이 감속하기 시작할 때 더 높은 항력을 제공한다. 그러나, 이러한 예 및 다른 예들의 대안적인 변형 예들에서, 기수(208)는 오자이브 또는 원추형의 뾰족한 형상을 가질 수도 있다. 이러한 예 및 다른 예들의 또 다른 대안적인 변형 예들에서, 기수(208)는 예를 들어, 둥근 기수 또는 오자이브 기수 또는 뾰족한 기수와 비교할 때, 향상된 항력 특성들을 제공할 수 있는 둔탁한 형상을 가질 수 있으며, 이는 탑재체(300)의 해제 전에 발사 시스템(100)의 감속을 용이하게 할 수 있다.
이러한 예에서, 엔벨로프(E)는 기수(208)의 내부 반구형 기하학적 구조에 상보적인 공칭 반구형 부분(E2)에 접하는, 쉘(215)의 내경(DSI) 보다 작은, 직경(D1)의 공칭 원통형 부분(E1)을 포함한다.
적어도 이러한 예에서, 추진 모듈(250)은 발사 시스템(100), 특히 수송체(200)가 미리 결정된 시간 기간(T) 내에 목적하는 고도(H) 및 선택 사항으로 또한 미리 결정된 범위에, 그리고 미리 결정된 전진 속도에 도달할 수 있게 하기 위해, 발사 시스템(100), 특히 수송체(200)에 원동력을 제공하도록 구성된 고체 로켓 추진 시스템(260)을 포함한다. 적어도 이러한 예에서, 추진 시스템(260)은 고체 로켓 모터(265) 및 고체 연료 추진체(268), 제어기(270), 뿐만 아니라 발사 시스템(100)의 발사 후에 목적하는 고도 및/또는 미리 결정된 범위 및/또는 시간 기간(T)에 이르렀는지 여부를 결정하도록 구성된 적절한 센서 시스템(269)을 포함한다. 예를 들어, 고체 로켓 모터(265)는 180초 내지 250초 범위의 ISP, 예를 들어 최대 약 200초 또는 최대 약 220초의 ISP를 제공한다.
적어도 이러한 예 및 다른 예들에서, 추진 모듈(250)은 탑재 모듈(210)이 추진 모듈(250)로부터 해제된 후, 그리고 또한 탑재체(300)가 탑재 모듈(210)로부터 전개된 후 고체 로켓 추진 시스템(260)을 유지한다.
적어도 이러한 예 및 다른 예들에서, 고체 연료 추진체(268)의, 또는 추진 모듈(250)의, 또는 수송체(200)의 각각의 중량은 발사 시스템(100)의 전체 중량의 20% 내지 50%일 수 있다.
추진 모듈(250)은 예를 들어, 추력 벡터 제어(TVC, thrust vector control) 디바이스들, 및/또는 핀들(215)을 통한 공기 역학적 조향을 포함하는, 적절한 조향 시스템을 더 포함한다.
센서 시스템(269)은 제어기(270)에 결합되고, 발사 시스템(100)의 발사 후에 목적하는 고도 및/또는 미리 결정된 범위 및/또는 시간 기간(T)에 이르렀을 때 제어기(270)에 경보하도록 구성된다. 예를 들어, 센서 시스템(269)은 제어기(270)가 언제 발사 시스템(100)이 감속하고/하거나 정점(apogee)에 도달했는지를 결정할 수 있게 하기 위한 가속도계를 포함한다.
선택 사항으로, 수송체(200), 특히 추진 모듈(250)은 발사 시스템(100)이 감속과 가속 사이에서 전이할 때 제어기(270)에 경보하도록 구성된, 제어기(270)에 결합된 적절한 가속도계(272)를 포함한다.
선택 사항으로, 수송체(200), 특히 추진 모듈(250)은 제어기(270)에 결합된 통신 모듈(275)을 포함한다. 통신 모듈(275)은 예를 들어, 직접 무선 링크 또는 위성 링크에 의해 지상국과 수송체(200) 간의 통신을 가능하게 하도록 구성된다. 예를 들어, 이러한 통신은 원격 측정 통신 및/또는 탑재체(200)에 의해 수송체(200)로부터 지상국으로수송되는 센서들에 의해 제공되는 임의의 다른 센서 정보를 포함할 수 있고/거나 발사시 그리고 이에 후속한 이의 비행 동안 수송체(200)가 다양한 동작들을 수행하게 하기 위한 지상국으로부터 수송체(200)로의 커맨드 신호들을 포함할 수 있다.
특히 도 2, 도 3 및 도 4를 참조하면, 적어도 이러한 예에서, 탑재체(300)는 이의 격납 구성에서, 탑재체(300)가 엔벨로프(E) 내에 수용될 수 있게 하는 외부 격납 기하학적 엔벨로프(ES)를 가진다. 다시 말해, (격납 구성으로 있을 때) 탑재체(300)의 모든 부분들은 엔벨로프(E) 내에 수용되고, 이러한 엔벨로프(E)를 가로지르지 않을 것이다. 격납 구성의 탑재체(300)의 외측 기하학적 엔벨로프(ES)는 엔벨로프(E)의 직경(D1) 및 길이(LE)를 초과하지 않는 직경 및 길이를 가진다.
특히, 도 5를 참조하면, 탑재체(300)는 이의 전개 구성에서, 탑재체(300)가 엔벨로프(E) 내에 수용될 수 있게 하지 않는 외부 전개 기하학적 엔벨로프(ED)를 가진다. 다시 말해, (전개 구성에 있을 때) 탑재체(300)의 적어도 일부 부분들은 이러한 엔벨로프(E)를 가로지를 것이다.
적어도 이러한 예에서, 탑재체(300)는 UAV이다.
적어도 이러한 예에서 탑재체(300)는 고정 날개 비행체로서 구성되지만, 이러한 예 및 다른 예들의 대안적인 변형 예들에서 탑재체는 패러글라이더 또는 임의의 전동 글라이더의 형태일 수 있다. 이러한 예 및 다른 예들의 또 다른 대안적인 변형 예들에서, 탑재체는 회전자 비행체, 예를 들어 헬리콥터, 오토자이로, 오니콥터, 쿼드콥터 등이거나 이의 형태일 수 있고, 각각의 탑재 추진 시스템은 목적하는 고도에서 탑재체에 설계 아음속 순항 속도로의 벡터 동력 비행을 제공하도록 설계된다.
이미 언급된 바와 같이, 적어도 이러한 예에서, 탑재체(300)는 적어도 각각의 전개 구성에서, 탑재체(300)가 수송체(200)으로부터 해제될 때 공기 역학적 비행 모드로 동작될 수 있게 하는 공기 역학적 구성을 가진다. 본 명세서에서 "공기 역학적 비행 모드(aerodynamic flight mode)"라는 용어는 탑재체가 지속적인 비행, 예를 들어 특히 아음속 순항 조건들에서, 탑재체(300)에 의해, 예를 들어 공기 역학적 부상 표면들을 통해 공기 역학적 방식으로 부상이 제공되는, 공기 역학적 동력 비행을 할 수 있는 탑재체(300)의 동작 모드들을 포함한다.
적어도 이러한 예 및 다른 예들들에서, 전개 구성의 탑재체(300)의 양항비는 적어도 8이고, 9, 10, 11, 12, 13, 14, 15 또는 15보다 클 수 있다.
적어도 이러한 예에서, 탑재체(300)는 동체(320) 및 격납 가능한 날개 시스템(340) 형태의 공기 역학적 부상 표면들을 포함한다.
적어도 이러한 예에서, 격납 가능한 날개 시스템(340)은 또한, 전방 날개 세트(360) 및 후미 날개 세트(380)를 갖는, 탠덤 날개 구성으로 있다.
전방 날개 세트(360)는 전방 좌현 날개(362) 및 전방 우현 날개(364)을 포함하며, 각각은 각각의 힌지들(미도시)에서 동체(320)에 힌지식으로 장착되어 각 날개가, 각각의 날개의 스팬(span)이 동체(320)의 길이 방향 축(LA3)에 공칭 평행한 격납 위치로부터, 각각의 날개의 길이가 동체(320)의 길이 방향 축(LA3)에 상당히 비 평행하고 각각의 스윕각으로 셋팅된 전개 구성으로 각각의 피벗 축들을 중심으로 전방으로 가역적으로 스윙할 수 있게 한다.
이러한 예에서, 스윕각은 공칭 0°이거나 또는 이에 가깝다.
이러한 예 및 다른 예들의 대안적인 변형 예들에서, 전방 날개 세트의 날개들은 후미 스윕된다; 예를 들어, 스윕각이 0° 보다 크지만 45°보다는 작다. 이러한 예 및 다른 예들의 또 다른 대안적인 변형 예들에서, 전방 날개 세트의 날개들은 전방 스윕된다.
적어도 이러한 예에서, 전방 좌현 날개(362) 및 전방 우현 날개(364)는 동체(320)의 상측 부분 상에 위치되고, 동체(320)는 전방 좌현 날개(362) 및 전방 우현 날개(364)를 각각의 격납 위치에 수용하기 위한 파킹 공간을 제공하는 상측 절개 부분(322)을 포함한다. 또한, 적어도 이러한 예에서, 전방 좌현 날개(362) 및 전방 우현 날개(364)는 동체(320)의 상측 부분 상의 상이한 높이들에 위치되어, 격납 위치에서, 도 3 및 도 4에서 가장 잘 보이는 바와 같이, 날개들 중 하나(이러한 예에서는 좌현 날개(362))가 다른 날개(이러한 예에서는 우현 날개(364))와 위에 놓이는 관계에 있게 된다.
후미 날개 세트(380)는 후미 좌현 날개(382) 및 후미 우현 날개(384)을 포함하며, 각각은 각각의 힌지들(미도시)에서 동체(320)에 힌지식으로 장착되어 각 날개가, 각각의 날개의 스팬이 동체(320)의 길이 방향 축(LA3)에 공칭 평행한 격납 위치로부터, 각각의 날개의 스팬이 동체(320)의 길이 방향 축(LA3)에 상당히 비 평행한 전개 구성으로 각각의 피벗 축들을 중심으로 후미 방향으로 가역적으로 스윙할 수 있게 하고, 각각의 스윕각으로 셋팅될 수 있게 한다. 이러한 예에서, 스윕각은 공칭 0°이다. 이러한 예 및 다른 예들의 대안적인 변형 예들에서, 후미 날개 세트의 날개들은 후미 스윕된다; 예를 들어, 스윕각이 0° 보다 크지만 45°보다는 작다. 이러한 예 및 다른 예들의 또 다른 대안적인 변형 예들에서, 후미 날개 세트의 날개들은 전방 스윕된다.
적어도 이러한 예에서, 후미 좌현 날개(362) 및 후미 우현 날개(364)는 또한, 동체(320)의 상측 절개 부분(322) 위, 상측 부분 상에 위치되어, 후미 날개 세트(380)가 이들의 각각의 격납 위치들에서 전방 좌현 날개(362) 및 전방 우현 날개(364)와 위에 놓이는 관계로 수용될 수 있게 한다. 또한, 적어도 이러한 예에서, 후미 좌현 날개(364) 및 후미 우현 날개(384)는 동체(320)의 상측 부분 상의 상이한 높이들에 위치되어, 격납 위치에서, 도 3 및 도 4에서 가장 잘 보이는 바와 같이, 날개들 중 하나(이러한 예에서는 좌현 날개(382))가 다른 날개(이러한 예에서는 우현 날개(384))와 위에 놓이는 관계에 있게 된다.
이러한 예 및 또는 다른 예들의 대안적인 변형 예들에서, 후미 날개 세트(380)는 대신 예를 들어, 다양한 스윕 날개들 또는 기울어진 날개들을 포함할 수 있다.
이러한 예에서, 후미 날개 세트(380)의 날개들(382, 384)은 전방 날개 세트(360)의 날개들(362, 364)보다 더 긴 스팬들을 가진다.
적어도 이러한 예에서, 후미 날개 세트(380)의 날개들(382, 384) 및 전방 날개 세트(360)의 날개들(362, 364)은 임무가 종료된 후, 예를 들어 탑재체(300)가 착륙한 후에 다시 원래 격납 위치로 다시 스윙할 수 있다. 이러한 예 또는 다른 예들에서, 후미 날개 세트(380)의 날개들(382, 384), 및 전방 날개 세트(360)의 날개들(362, 364)은 탑재체(300)가 착륙하기 직전에, 예를 들어 지면으로부터 수 미터의 높이, 예를 들어 1m와 10m 사이에서 다시 원래 격납 위치로 다시 스윙할 수 있다.
적어도 이러한 예에서, 전방 날개 세트(360) 및 후미 날개 세트(380) 각각은 탑재체(300)의 주요 양력 생성 날개들로서 구성된다. 예를 들어, 전방 날개 세트(360)에 의해 생성되는 양력 대 후방 날개 세트(380)에 의해 생성되는 양력의 비율은 50:50, 또는 대안적으로 40:60, 또는 대안적으로 30:70, 또는 대안적으로 60:40, 또는 대안적으로 70:30일 수 있다.
이러한 예 및 다른 예들의 대안적인 변형 예들에서, 격납 가능한 날개 시스템(340)을 위한 대안적인 구성이 제공될 수도 있다. 예를 들어, 전방 날개 세트(360)는 대신 카나드들(canards)로서 구성될 수 있고, 후방 날개 세트(380)는 탑재체(300)의 주요 양력 생성 날개들로서 구성될 수 있다.
이러한 예 및 다른 예들의 또 다른 대안적인 변형 예들에서, 전방 날개 세트(360)는 대신 탑재체(300)의 주요 양력 생성 날개들로서 구성될 수 있고, 후방 날개 세트(380)는 꼬리 날개로서 구성된다.
어느 경우든, 적어도 이러한 예에서, 탑재체(300)는 측면 안정성 및 제어를 위해 좌현 및 우현 꼬리 핀들(390)을 더 포함한다. 이러한 예에서, 꼬리 핀들(390)은 특히 도 3에서 볼 수 있는 바와 같이, 꼬리 콤팩트화를 위해 동체(320)의 중간 높이로부터 아래로 돌출되어 있다. 적어도 이러한 예에서, 각 꼬리 핀(390)은 각각의 힌지들(미도시)에서 동체(320)에 힌지식으로 장착되어 각 꼬리 핀이, 각각의 핀의 스팬이 동체(320)의 길이 방향 축(LA3)에 공칭 평행한 격납 위치(도 4)로부터, 각각의 핀의 스팬이 동체(320)의 길이 방향 축(LA3)에 상당히 비 평행하고 길이 방향 축(LA3)에 대해 각각의 스윕각으로, 예를 들어 90°로 셋팅되는 전개 구성(도 5)으로 각각의 피벗 축들을 중심으로 후미 방향으로 가역적으로 스윙할 수 있게 한다.
적어도 이러한 예에서, 탑재체(300)는 동력 항공기이고 추진 시스템(330)을 포함한다. 이러한 예에서, 추진 시스템(330)은 동체(320)의 전단에 장착되고 적절한 배터리들에 결합되는, 하나 이상의 전기 모터에 의해 구동되는 트랙터 프로펠러(332)를 포함한다. 이러한 예 및 다른 예들의 대안적인 변형 예들에서, 추진 시스템(330)은 추가적으로 또는 대안적으로 하나 이상의 전기 모터에 의해 구동되는 푸셔 프로펠러를 포함할 수도 있다. 이러한 예 및 다른 예들의 또 다른 대안적인 변형 예들에서, 추진 시스템은 하나 이상의 회전자를 구동하기 위해, 전기 모터들에 추가적으로 또는 대안적으로, 연료 연소 엔진들, 예를 들어 하나 이상의 내연 기관 또는 하나 이상의 가스 터빈 엔진을 포함할 수 있다. 이러한 회전자(들)는 프로펠러(332)를 포함할 수 있고/있거나, 하나보다 많은 트랙터 프로펠러 및/또는 하나보다 많은 푸셔 프로펠러를 포함할 수 있다. 이러한 예 및 다른 예들의 또 다른 대안적인 변형 예들에서, 추진 시스템은 프로펠러(들)를 다른 추력 생성 구성들, 예를 들어 터보 제트 엔진들, 터보 팬 엔진들, 덕트 팬 구성들 등으로 대체할 수 있다.
추진 시스템이 하나 이상의 내연 기관을 포함하는 예들에서, 각각의 이러한 내연 기관은 예를 들어, 고고도, 예를 들어 5km 이상의 고도에서 동작을 가능하게 하기 위해, 수퍼차저 또는 터보차저에 결합될 수 있다.
추진 시스템(330)이 단지 하나의 전기 모터 또는 하나보다 많은 전기 모터들을 포함하는 적어도 일부 예들에서, 이러한 추진 시스템은 수송체(200)가 없을 때 탑재체(300)가 목적하는 고도(H), 또는 적어도 충분히 높은 상승률에 이를 수 있게 할 수 없음을 유념해야 한다. 예를 들어, 이러한 경우의 추진 시스템(330)은 목적하는 고도(H)에서 순항하기 위한 전력을 제공하는 데에는 적합하지만, 수송체(200)가 없을 때 탑재체(300)를 목적하는 고도로 추진시키는 데 사용되는 경우 이러한 고도에 이르기 전에 고갈될 수 있는 일반 배터리들을 포함할 수 있다. 대안적으로, 예를 들어, 추진 시스템(330)은 목적하는 고도(H)에 도달하는 데에는 적절하지만, 배터리의 중량으로 인해 수송체(200)가 없을 때, 추진 시스템(100)의 상승률과 비교할 때 상당히 낮은 상승률로;- 이러한 경우 배터리가 상당히 고갈되게 되어 상당한 기간 동안 순항을 위한 전력을 제공하지 못할 수 있다 -, 탑재체(300)를 목적하는 고도로 추진시킬 수 있는 고하중 배터리들을 포함할 수 있다.
적어도 이러한 예에서, 프로펠러(332)는 도 3 및 도 4에 도시된 바와 같이, 탑재체(300)의 격납 구성에서, 콤팩트함을 향상시키기 위해 동체(320)에 가까운 위치에서 후미로 피벗되는 피벗되는 프로펠러 날개들을 포함한다. 예를 들어, 그리고 특히 탑재체(300)의 전개 구성에서, 프로펠러(332)가 엔진에 의해 회전될 때 프로펠러 날개들은 원심력을 받아 추진 구성(예를 들어, 도 5에 보이는 바와 같은)으로 전방으로 피벗되고, 프로펠러 날개들은 적어도 탑재체(300)가 착륙할 때까지 추진 구성으로 있다.
이러한 예 및 다른 예들의 대안적인 변형 예들에서, 탑재체(300)는 무동력 비행체이고 추진 시스템을 포함하지 않으며 기본적으로 글라이더로서 동작한다.
적어도 이러한 예에서, 탑재체(300)는 적절한 비행 제어기, 내비게이션 시스템 및 다른 적절한 센서들(미도시)을 포함한다.
이러한 예의 대안적인 변형 예들에서, 그리고 다른 예들에서, 탑재체는 각각의 탑재체가 각각의 격납 구성으로부터 각각의 전개 구성으로 가역적으로 또는 비 가역적으로 전개될 수 있게 하는 다른 구성들을 포함할 수 있음을 유념해야 한다.
선택 사항으로, 탑재체(300)는 비행 제어기에 결합되는 탑재체 통신 모듈(미도시)을 포함한다. 탑재체 통신 모듈은 예를 들어 직접 무선 링크 또는 위성 링크에 의해, 지상국과 탑재체(300) 간의 단방향 또는 양방향 통신을 가능하게 하도록 구성된다. 예를 들어, 이러한 통신은 원격 측정 통신 및/또는 탑재체(300)로부터 지상국으로의 센서 정보를 포함할 수 있고/거나 발사시 그리고 이에 후속한 이의 비행 동안 탑재체(300)가 다양한 동작들을 수행하게 하기 위한, 예를 들어 탑재체(300)의 비행을 능동적으로 제어하게 하기 위한 지상국으로부터 탑재체(300)로의 커맨드 신호들을 포함할 수 있다.
선택 사항으로, 탑재체(300), 특히 비행 제어기는 탑재체(300)의 자율 제어를 가능하게 하여, 예를 들어 임무 파라미터들에 따라 미리 결정된 임무를 수행할 수 있게 하도록 구성된다.
적어도 이러한 예에서, 탑재체(300)는 적어도 일부 예들에서 임무에 민감할 수 있고, 이에 따라 특히 탑재체에 의해 목적하는 임무를 수행하도록 적응되는 탑재물(미도시)을 더 포함한다.
특히 도 5를 참조하면, 적어도 이러한 예에서, 그리고 다른 예들에서, 그리고 본 개시 주제의 또 다른 양태에 따르면, 탑재물은 하나 이상의 센서(810)를 포함하는 센서 시스템(800)을 포함할 수 있으며, 각 센서(810)는 조준선(LOS, a line of sight)을 따라 미리 결정된 파장 범위 에서의 전자기 방사선을 검출 및/또는 수신하도록 구성된다. 예를 들어, 이러한 센서 중 적어도 하나는 다음과 같을 수 있다:
- 적외선(IR) 센서, 그리고 미리 결정된 파장 범위는 전자기 스펙트럼의 IR 파장 범위의 부분들 또는 전부를 포함한다; 그리고/또는
- 자외선(UV) 센서, 그리고 미리 결정된 파장 범위는 전자기 스펙트럼의 UV 파장 범위의 부분들 또는 전부를 포함한다; 그리고/또는
- 광학 센서(예를 들어, 전기 광학 센서), 그리고 미리 결정된 파장 범위는 전자기 스펙트럼의 가시 파장 범위의 부분들 또는 전부를 포함한다.
또한, 도 9 및 도 10에 도시된 바와 같이, 각 센서(810)는 적어도 탑재체(300)가 특히 미리 결정된 고도에서 그리고 설계 아음속 순항 속도에서 공기 역학적 동력 비행에 있을 때, 지구로부터 멀어지는 방향을 가리키는 각각의 LOS를 가진다(각각의 애퍼처를 통해). 다시 말해, LOS는 지평선에 대하여 양의 표고(g)를 가진다. LOS의 표고(g)는 0°(수평, 즉 지평선에 평행함) 내지 90° (수직, 즉 지평선에 직교함)의 범위 내일 수 있으며, 적어도 일부 적용 예들에서, LOS의 표고(g)는 수직이거나 이에 가깝다, 예를 들어 다음 범위들: 30° 내지 90°; 35° 내지 90°; 40° 내지 90°; 45° 내지 90°; 50° 내지 90°; 55° 내지 90°; 60° 내지 90°; 65° 내지 90°; 70° 내지 90°; 75° 내지 90°; 80° 내지 90°; 85° 내지 90°; 88° 내지 90° 중 어느 하나의 범위 내이다.
또한, 90° 이외의 표고(g)에 대해, 각 LOS는 방위각(η)을 가진다. 적어도 이러한 예에서, 그리고 다른 예들에서, 방위각(η)은 탑재체(300)에 대해 정의되지만, 다른 예들에서 방위각(η)은 대신 지구에 대해 정의될 수 있다. 특히, 방위각(η)은 길이 방향 축(LA3)이 수평, 즉 지구에 대해 수평일 때, 탑재체(300)의 길이 방향 축(LA3)에 대해 정의될 수 있다. 이에 따라: 0°의 방위각(η)은 길이 방향 축(LA3)에 평행한 전방에 있고; +180° 또는 -180°의 방위각(η)은 길이 방향 축(LA3)에 평행한 후미 방향에 있으며; +90°의 방위각(η)은 길이 방향 축(LA3)에 직교하는 좌현 방향에 있고; -90°의 방위각(η)은 길이 방향 축(LA3)에 직교하는 우현 방향에 있다.
적어도 이러한 예에서, 그리고 다른 예들에서, 방위각(η)은 탑재체(300)의 길이 방향 축(LA3)에 대해 0° 와 ±180° 사이의 범위 내이다. 일부 예들에서, 방위각(η)은 탑재체(300)의 길이 방향 축(LA3)에 대해 +90°와 +180° 사이의 범위 내이고/거나, 방위각(η)은 탑재체(300)의 길이 방향 축(LA3)에 대해 -90°와 -180° 사이의 범위 내이다.
각 센서(810)는 각각의 LOS가 목적하는 표고(g) 및 방위각(η)을 가리 킬 수 있게 하는 방식으로 탑재체(300)에 장착된다. 다시 도 5를 참조하면, 예를 들어, 적어도 이러한 예 및 다른 예들에서, 하나 이상의 센서(810)는 센서들(810)의 각각의 애퍼처들이 대체로 상방을 향하고 있도록, 동체(320)의 상측 부분, 예를 들어 상측 절개 부분(322) 상에 위치된다. 하나 이상의 센서(810)는 동체(320)의 상측 부분에 고정적으로 장착되고, 이에 따라 표고(g) 및/또는 LOS의 방위각(η)은 탑재체(300)를 조종함으로써, 예를 들어, 동체의 받음각(angle of attack), 횡활각, 요잉각, 피치각 또는 롤각 중 하나 이상을 조정함으로써, 변화될 수 있다. 대안적으로, 하나 이상의 센서(810)는 예를 들어 LOS가 1, 2 또는 3 자유도로 동체에 대해 각도 변위될 수 있게 하는 적절한 짐벌 메커니즘을 통해, 동체에 이동 가능하게 장착될 수 있다.
대안적으로, 하나 이상의 센서(810)는 센서들(810)의 각각의 애퍼처들이 대체로 상방을 향하고 있도록 하면서, 고정적 또는 이동 가능한 방식으로, 동체(320)에 대한 타처, 예를 들어 상측 절개 부분(322)에 위치될 수 있다.
각각의 센서들(810)은 각각 상기 LOS에 대한 시야각(FOV, a field of view)을 가진다. FOV는 LOS가 원뿔의 꼭짓점과 교차하고 원뿔의 원형 단면에 직교하는 가상의 원뿔에 대해, 그리고 반각(θ)을 갖는 것으로 개념화될 수 있으며; FOV는 이러한 반각(θ)과 동의어로 간주될 수 있다.
적어도 이러한 예에서, 그리고 다른 예들에서 FOV는 예를 들어, 5° 미만이다.
어느 경우들, FOV는 예를 들어 LOS를 따라, 객체를 검출 및/또는 식별 및/또는 추적할 수 있게 하도록 최적화되도록 구성된다.
이러한 객체는 일반적으로 탑재체(300)의 위치 위에 수직 방향으로 있을 수 있고, 또한 탑재체(300)에 대해 수평 방향으로 변위될 수 있다.
이러한 객체는 예를 들어, 궤도 위성들, 항공기, 또는 대공 미사일들일 수 있다.
본 개시 주제의 이러한 양태에 따르면, 지평선에 대해 양의 표고(g)를 갖는 LOS를 갖는 적어도 하나의 센서를 포함하는 탑재체는, 임의의 적절한 발사 시스템들, 예를 들어 몇몇 유형들의 기존 발사 시스템들을 사용하여 빠르게 발사되고 목적하는 고도에서 해제될 수 있다. 어느 경우든, 발사 시스템의 또 다른 예는 탑재체 및 수송체를 포함하며, 여기서:
- 탑재체는 목적하는 고도에서 탑재체에 설계 아음속 순항 속도로의 공기 역학적 동력 비행을 제공하도록 설계된 탑재 추진 시스템 및 공기 역학적 부상 표면들을 포함하고;
- 수송체는 적어도 하나의 탑재체를 수송하도록 구성되고, 적어도 하나의 탑재체를 수송하면서 발사 시스템을 추진시키기 위한 고체 로켓 추진 시스템을 더 포함하고;
- 수송체는 미리 결정된 고도에서 탑재체를 수송체에 대해 해제하도록 구성되되;
- 적어도 하나의 탑재체는 조준선(LOS)을 갖는 적어도 하나의 센서를 포함한다.
적어도 이러한 예에서, 탑재체(300)는 임무가 종료된 후에 차량을 회수하기 위한 차량 회수 시스템(미도시)을 포함한다. 예를 들어, 차량 회수 시스템은 임무가 종료된 후에 탑재체가 연착륙할 수 있게 하는 낙하산을 포함할 수 있으며; 선택 사항으로, 낙하산이 전개될 때 날개 또는 날개들의 부분은 다시 격납 구성 또는 부분적으로 격납 구성으로 접힐 수 있거나, 대안적으로 날개들이 나올 수 있다. 대안적으로, 차량 회수 시스템은 탑재체가 활주로 또는 다른 적절한 지면 상에서 제어된 수평 착륙을 수행할 수 있게 하는 적절한 하부 주행체를 포함할 수 있다.
본 개시 주제의 일 양태에 따르면, 발사 시스템(100), 특히 제어기(269)는 탑재체(300)가 낮은 아음속 순항 조건들에서 공기 역학적 비행을 달성할 수 있게 하는 미리 결정된 조건들에서 발사 시스템(100)으로부터(특히 수송체(200)로부터, 특히 추진 모듈(250)로부터) 탑재체(300)를 해제하도록 구성된다. 예를 들어, 이러한 조건들은 50m/s와 150m/s 사이, 및/또는 0.65M 미만, 또는 0.6M 미만, 또는 0.55M 미만, 또는 0.5M 미만, 또는 0.45M 미만, 또는 0.4M 미만, 또는 0.35M 미만, 또는 0.35M 미만, 또는 0.25M 미만, 또는 0.2M 미만의 마하수(M)의 전진 아음속 순항 속도를 포함할 수 있다.
본 개시 주제의 이러한 양태에 따르면, 발사 시스템(100), 특히 제어기(269)는 탑재체(300)가 각각의 아음속 순항 속도와 상관 관계를 갖는 미리 결정된 전진 속도에서 발사 시스템(100)으로부터(특히 수송체(200)로부터, 특히 추진 모듈(250)로부터) 탑재체(300)를 해제하도록 구성된다. 본 개시 주제의 이러한 양태에 따르면, 미리 결정된 전진 속도는 아음속이고, 상기 설계 아음속 순항 속도의 제로 내지 최대 ±0.3 마하수의 범위 내일 수 있다. 이에 따라, 예를 들어, 0.6M의 아음속 순항 속도의 경우, 미리 결정된 전진 속도는 0 내지 0.3M의 범위에서 최대 0 내지 0.9M의 범위 내일 수 있다.
도 1 내지 도 5에 도시된 예의 제1 구현 예에서, 발사 시스템(100)은 약 1, 000Kg의 질량을 갖고, 추진 모듈(250)은 약 500Kg의 질량을, 그리고 탑재 모듈(210)은 약 500kg의 질량을 가진다. 도 1을 참조하면, 이는 적어도 일례에서 발사 시스템(100)의 무게 중심(CG)을 기수(208)보다 후미 종단(207)에 길이 방향으로 더 가깝게 둔다.
적어도 이러한 예 및 다른 예들에서, 탑재체(300)는 수송체(200) 없이는 자체적으로 목적하는 고도(H)에 도달할 수 없다는 점을 유념해야 한다. 예를 들어, 탑재체(300)에는 탑재 모듈(300)을 목적하는 고도 또는 이에 가깝게 추진할 수 있는 추진 시스템이 없고(즉 수송체(200) 및 그 추진 시스템을 배제함), 예를 들어 탑재체(300) 자체에는 추진을 위한 추력을 제공할 수 있는 로켓 모터 시스템이 없거나, 또는 실제로 탑재체(300) 자체에는 어떠한 로켓 모터 시스템도 없다.
예를 들어, 적어도 이러한 예에서, 탑재 추진 시스템은 자체적으로 탑재체(300)가 상기 목적하는 고도에 도달할 수 있게 할 수 없다.
예를 들어, 적어도 이러한 예에서, 탑재 추진 시스템은 자체적으로는 탑재체(300)가 발사 지점(LP, launch point)으로부터 임계 시간 기간 미만의 시간 기간 내에 목적하는 고도(H)에 도달할 수 있게 할 수 없거나, 탑재 추진 시스템은 자체적으로는 탑재체(300)가 발사 지점(LP)으로부터 임계 시간 기간 미만의 시간 기간 내에 목적하는 고도(H)에 도달할 수 있게, 그리고 또한 탑재체(300)의 어떠한 순항 또는 배회도 연장되게 할 수 없다. 이에 반해, 발사 시스템(100)과 관련하여 수송체에 의해 수송될 때, 탑재체(300)는 임계 시간 기간 미만의 시간 기간 내에 목적하는 고도(H)에 도달할 수 있다. 다시 말해, 적어도 이러한 예에서, 로켓 추진 시스템은 탑재체(300)를 포함하는 발사 시스템(100)을 목적하는 고도(H)로 추진시키도록 구성된 적어도 하나의 고체 로켓 모터 및 고체 추진체를 포함한다.
예를 들어, 임계 시간 기간은 다음: 1 내지 2분, 또는 2분, 또는 5분, 또는 10분, 또는 60초, 또는 50초, 또는 40초, 또는 30초 중 어느 하나 내일 수 있다.
또한, 적어도 이러한 예에서, 발사 시스템(100)은 수송체(200)에 의해 생성된 추력을 통해, 목적하는 고도(H) 아래의 고도에서 최대 속도에 도달하도록 설계되며, 이때 이러한 최대 속도는 탑재체(300)의 설계 아음속 순항 속도보다 높다. 또한, 적어도 이러한 예에서, , 탑재체(300)는 수송체(200) 없이 자체적으로 이러한 최대 속도에 이를 수 없다. 예를 들어, 이러한 최대 속도는 적어도 설계 아음속 순항 속도의 1.5 배, 또는 설계 아음속 순항 속도의 2 배, 또는 설계 아음속 순항 속도의 3 배, 또는 설계 아음속 순항 속도의 4 배, 또는 설계 아음속 순항 속도의 5 배, 또는 설계 아음속 순항 속도의 5 배 초과이다.
또한, 적어도 이러한 예에서, 탑재체(300)는 수송체(200)가 없을 때 , 즉 자체적으로 그리고 탑재체 추진 시스템만을 사용하여 제1 평균 상승률을 제공하도록 구성됨을 유념해야 한다. 한편, 발사 시스템(100)은 목적하는 고도 아래의 고도에서 제2 평균 상승률에 도달하도록 설계되며, 이때 제2 평균 상승률은 제1 평균 상승률보다 크다. 이러한 평균 상승률들은 각각의 평균 상승률들을 포함할 수 있다. 적어도 이러한 예에서, 탑재체(300)는 자체적으로 제2 입증된 상승률에 이를 수 없다. 예를 들어, 제1 상승률에 대한 제2 상승률의 비율은 다음: 1.5, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10 또는 10 초과 중 어느 하나일 수 있다.
본 개시 주제의 일 양태에 따르면, 그리고 도 6을 참조하면, 참조 부호 1000으로 총칭된 발사 시스템(100)을 동작시키기 위한 방법의 제1 예가 제공되며, 여기서 탑재체(300)는 발사 시스템(100)을 통해 목적하는 고도(H)로 속도 발사된다.
방법(1000)의 단계 1100에 따르면, 발사 시스템(100)은 추진 모듈(250)의 로켓 모터(265)를 동작시킴으로써, 수직에 대해 최대 ±15° 내의 각도로, 발사 지점(LP)(도 8)으로부터 목적하는 고도(H)로 공칭 수직 방향으로 발사된다. 발사 시스템(100)은 로켓 모터가 추력(TH)을 생성하고, 발사 시스템(100)이 가속되며, 연료가 소모됨에 따라 발사 시스템(100)의 질량이 동시에 감소하는 시간 기간(ΔT )동안 부양 단계(BP, boost phase)를 거친다. 적어도 이러한 예에서, 부양 단계(BP) 동안 발사 시스템에 의해 도달된 속도는 탑재체(300)의 순항 속도 또는 탑재체(300)의 최대 속도를 상당히 초과할 수 있다. 로켓 모터(265)에 의한 추력의 종료는 부양 단계(BP)를 종료시킨다. 부양 단계에서, 발사 시스템(100)은 고도(HB)에 도달한다.
예를 들어, 이러한 발사 지점(LP)은 영구적인 발사 시설(예를 들어, 육상 또는 수상, 예를 들어 해상)이거나, 또는 발사 지점의 위치가 이동할 수 있게 하는 전동 발사 플랫폼(예를 들어, 육상 및/또는 수상)을 포함할 수 있다.
로켓 모터가 추력 생성을 중단하는 기간(ΔT )직후인 단계 1120에서 , 발사 시스템(100) 상에 작용하는 중력 및 항력으로 인해 발사 시스템(100)이 감속하는 감속 단계(DC, deceleration phase)가 있다.
예로서, 발사 시스템(100)은 약 1, 000Kg의 질량을 갖고, 추진 모듈(250)은 약 500Kg의 질량을, 그리고 탑재 모듈(210)은 약 500kg의 질량을 가지며, 이 중 약 425Kg는 탑재체(300)의 질량이다. 로켓 모터(265)는 약 200초의 ISP를 가져, 25초의 기간(ΔT )동안 34KN의 추력(TH)을 제공한다. 이러한 예에서: 시간에 따른 추력의 변화는 도 7a에 도시되어 있고; 시간에 따른 가속도의 변화는 도 7b에 도시되어 있고; 시간에 따른 질량의 변화는 도 7c에 도시되어 있으며; 시간에 따른 높이의 변화는 도 7d에 도시되어 있다.
감속 단계(DP) 동안, 발사 시스템(100)이 고도(HB)를 지나 계속해서 높이(DH)를 올리는 것이 가능하다.
특히 도 8을 참조하면, 부양 단계(BP)및 감속 단계(DP)동안, 발사 시스템(100)은 계속된다면 발사 시스템(100)을 정점의 최대 고도(MA)까지 가져갈 탄도 또는 의사 탄도 궤적(TJ)을 따른 다음, 중력으로 인해 발사 시스템(100)의 지면(G)을 향한 가속이 뒤따른다. 최대 고도(MA)에서 발사 시스템(100)의 속도는 (최대 고도(MA)에서) 탑재체(300)의 순항 속도와 제로 사이의 범위 내이다.
고도(BH)이거나, 또는 또는 최대 속도(MA)이거나 이에 가까울 수 있는 고도(BH)를 지난 높이(DH) 내일 수 있는 목적하는 고도(H)에서, 수송체(200)로부터 탑재체(300)의 분리가 시작된다.
이러한 예에서, 이러한 분리는 단계 1130의 체결 해제 스테이지(NP)에서 추진 모듈(250)로부터 탑재 모듈(210)을 먼저 체결 해제함으로써 수행된다. 예를 들어, 이러한 분리는 예를 들어 제어기, 예를 들어 제어기(270)를 통한 적절한 커맨에 응답하여, 계면들(215 및 255)을 함께 홀딩하는 폭발 볼트들의 폭발을 통해 수행될 수 있다.
본 개시 주제의 이러한 양태에 따르면, 단계 1130의 체결 해제 스테이지(NP)는 탑재체(300)의 각각의 아음속 순항 속도와 상관 관계를 갖는 미리 결정된 전진 속도에서 발생한다. 본 개시 주제의 이러한 양태에 따르면, 미리 결정된 전진 속도는 아음속이고, 상기 설계 아음속 순항 속도의 제로 내지 최대 ±0.3 마하수의 범위 내일 수 있다. 이에 따라, 예를 들어, 0.6M의 아음속 순항 속도의 경우, 미리 결정된 전진 속도는 0 내지 0.3M의 범위에서 최대 0 내지 0.9M의 범위 내일 수 있다.
단계 1130 이후에, 탑재 모듈(210)은 단계 1135로 계속되면서, 동시에 추진 모듈(250)은 단계 1138에서 회수된다. 단계 1138에서, 추진 모듈(250)은 타겟 영역(GT2)을 향해 일반적인 또는 공칭 탄도 궤적(TJ2)을 따라 간다. 타겟 영역(GT2)은 인구 및/또는 재산이 없는 것으로 지정될 수 있고, 이에 따라 예를 들어 중력 불시착 또는 연착륙(예를 들어 낙하산 전개에 의한)을 통한 추진 모듈(250)의 회수는 사람 또는 재산을 위험에 빠뜨리지 않는 것으로 고려될 것이다. 이러한 타겟 영역(GT2)은 예를 들어, 바다 또는 사막의 미리 결정된 위치들, 또는 다른 무인 지역들을 포함할 수 있거나, 예를 들어 이러한 목적을 위해 따로 마련된 울타리가 있는 "폐기장(graveyard)" 구역을 포함할 수 있다.
단계 1130의 체결 해제 스테이지(NP)에서, 로켓 추진 시스템을 포함하는 수송체(200)의 부분, 즉 추진 모듈(250)은 아음속인, 그리고 탑재체(300)의 상기 설계 아음속 순항 속도의 제로 내지 최대 ±0.3 마하수의 범위 내일 수 있는 전진 속도에서 탑재체(300)로부터 분리된다(그리고 이에 따라 탑재체(300)는 탑재 모듈(210)에 결합된다)는 점을 유념해야 한다.
궤적(TJ)에서의 목적하는 고도(DH)는 발사 시스템(100)의 전진 속도(S)가 목적하는 속도 범위 내에 있고/있거나 발사 시스템(100)의 동적 압력이 목적하는 동적 압력 범위 내에 있도록 선택되며, 이는 설계 순항 속도에서 또는 이 이하에서 탑재체(300)가 아음속 공기 역학적 비행에 이를 수 있게 할 것이다. 적어도 일례에서, 목적하는 고도는 또한 구름 밑면 위에 있다. 예를 들어, 이러한 전진 속도(S)는 100m/s 이하이다. 예를 들어, 목적하는 고도는 약 10km일 수 있고, 이러한 고도에는 적어도 상기한 예에서 발사 시스템(100)을 통해 약 40초 내에 도달될 수 있다. 이러한 전진 속도는 아음속이고, 상기 설계 아음속 순항 속도의 제로 내지 최대 ±0.3 마하수의 범위 내일 수 있다. 이에 따라, 예를 들어, 0.6M의 아음속 순항 속도의 경우, 미리 결정된 전진 속도는 0 내지 0.3M의 범위에서 최대 0 내지 0.9M의 범위 내일 수 있다.
단계 1135에서, 탑재체(300)는 탑재 모듈(210)로부터 분리된다: 탑재체(300)는 단계 1140으로 계속되면서, 동시에 빈 탑재 모듈(210)은 단계 1148에서 회수된다. 단계 1148에서, 빈 탑재 모듈(210)은 타겟 영역(GT3)을 향해 일반적인 또는 공칭 탄도 궤적(TJ3)을 따라 간다. 타겟 영역(GT3)은 인구 또는 재산이 없는 것으로 지정될 수 있고, 이에 따라 예를 들어 중력 불시착 또는 연착륙(예를 들어 착륙 낙하산 전개에 의한)을 통한 빈 탑재 모듈(210)의 회수는 사람 또는 재산을 위험에 빠뜨리지 않는 것으로 고려될 것이다. 이러한 타겟 영역(GT3)은 예를 들어, 바다 또는 사막의 미리 결정된 위치들, 또는 다른 무인 지역들을 포함할 수 있거나, 예를 들어 이러한 목적을 위해 따로 마련된 울타리가 있는 "폐기장(graveyard)" 구역을 포함할 수 있다.
타겟 영역(GT3)는 타겟 영역(GT2)과 동일할 수 있거나, 대안적으로 타겟 영역(GT3)와 타겟 영역(GT2)은 서로 상이할 수 있다.
단계 1140, 전개 단계(PP)에서, 현재 해제된 탑재체(300)는 전개 구성에 이르도록 동작된다. 도 1 내지 도 5에 도시된 예에서, 전방 날개 세트(360)의 전방 좌현 날개(362) 및 전방 우현 날개(364)는 전방에서 외측으로 피벗되고, 후미 날개 세트(360)의 후미 좌현 날개(382) 및 후미 우현 날개(384)는 후미 방향에서 외측으로 피벗되며, 꼬리 핀들(390)은 하향에서 외측으로 피벗된다. 프로펠러(332)는 엔진에 의해 방사되고, 프로펠러(332)의 프로펠러 날개들은 원심력을 받아 전방에서 추진 구성으로 피벗된다.
전개 구성에서, 그리고 전술한 속도 범위 내의 초기 전진 속도(S)를 갖는, 탑재체(300)는 동력 낮은 아음속 공기 역학적 비행에 이른다. 적어도 이러한 예에서, 상기 동력 낮은 아음속 공기 역학적 비행은 50m/s와 150m/s 사이, 및/또는 0.65M 미만, 또는 0.6M 미만, 또는 0.55M 미만, 또는 0.5M 미만, 또는 0.45M 미만, 또는 0.4M 미만, 또는 0.35M 미만, 또는 0.35M 미만, 또는 0.25M 미만, 또는 0.2M 미만의 마하수의 대기 속도에서 진행된다.
단계 1150에서, 탑재체(300)는 임무 단계(MP)에서 임무를 진행하며, 임무는 미리 설정될 수 있거나 지상국과의 통신을 통해 대화식으로 설정될 수 있는 임무 목표들을 가진다. 임무 목표들을 수행함에 있어서, 탑재체(300)는 목적하는 고도(H)에서 배회 또는 순항할 수 있거나, 이러한 고도를 비행 제어기에 의해 제공되는 제어 신호들에 응답하여 변경할 수 있으며, 이는 사전 프로그래밍될 수 있거나 탑재체 통신 모듈을 통해 지상국에 의해 제공되는 제어 신호들을 포함할 수 있다.
선택 사항으로, 그리고 임무 및 임무 목표들의 특성에 따라, 탑재체(300)는 임무 목표들과 관련되고 임무 중에 획득된 임무 데이터를 탑재체 통신 모듈을 통해 지상 기지에 제공할 수 있다. 예를 들어, 이러한 임무 데이터는 탑재체(300)에 포함된 센서들을 통해 획득된 센서 정보를 포함할 수 있다.
임무 데이터는 예를 들어, 각각의 조준선(LOS)을 따라, 하나 이상의 센서(810)를 통해 획득된 전자기 데이터와 관련될 수 있다.
단계 1160에서, 임무가 종료되고, 탑재체(300)가 회수된다. 단계 1160는 임무 목표들이 실현된 후에 발생할 수 있으며, 여기서 탑재체(300)는 제어된 착륙을 위해 지정된 타겟 영역(GT)으로 비행될 수 있다(추진 또는 무동력 상태에서).
적어도 일부 예들에서, 단계 1160은 탑재체(300)의 전술한 전개를 역전시키는 것을 포함할 수 있으며 , 여기서 탑재체(300)는 전개 구성으로부터 격납 구성으로 환원되고, 이는 탑재체(300)의 착륙 또는 강착 직전에, 예를 들어 착륙 표면으로부터 2 내지 10 미터 내에 실행될 수 있다.
적어도 일부 예들에서, 단계 1160은 탑재체(300)의 공기 역학적 부상 표면들의 전부 또는 일 부분을 떨어뜨리는 것을 포함할 수 있고, 이는 탑재체(300)의 착륙 또는 강착 직전에, 예를 들어 착륙 표면으로부터 2 내지 10 미터 내에 실행될 수 있다. 이러한 경우들에서, 탑재체(300)는 이의 공기 역학적 부상 표면들 - 이는 이러한 예에서 후미 날개 세트(380)의 날개들(382, 384), 및 전방 날개 세트(360)의 날개들(362, 364)을 포함한다 - 의 전부 또는 일부를 선택적으로 떨어뜨리도록 구성된다. 예를 들어, 후미 날개 세트(380)의 날개들(382, 384) 및 전방 날개 세트(360)의 날개들(362, 364)의 일부 또는 전부는 폭발성 볼트들을 통해 동체(320)에 연결되며, 이는 선택적으로 각각의 날개들이 동체(320)로부터 떨어뜨릴 수 있게 하도록 활성화될 수 있다.
선택 사항으로, 탑재체(300)는 특정 상황들에서 탑재체(300)를 폭파시키기 위한 자폭 시스템(미도시)을 포함할 수 있고, 이러한 상황들에서 자폭 시스템의 작동은 단계 1160을 구성할 수 있다. 이러한 상황들은 예를 들어 탑재체가 부분적으로 손상거나 연료 또는 추진 에너지가 부족하고 원치 않는 영토에 착륙할 것으로 예상되는 경우를 포함할 수 있으며, 이 경우 탑재체는 원하지 않는 장중에 떨어지지 않는 것이 바람직하다. 이러한 상황들은 또한, 예를 들어 탑재체(300)가 탑재체의 자폭을 통해 손상 또는 폭파되는 것이 바람직한 타겟을 향해 조향되는 경우를 포함할 수 있다.
이러한 자폭 시스템은 다양한 형태들을 취할 수 있다. 예를 들어, 자폭 시스템은 비행 경로를 따라 최대 운동량으로 지면 또는 타겟과 충돌할 수 있게 하기 위한 비행 제어기로의 커맨드들의 형태일 수 있다. 대안적으로, 자폭 시스템은 폭약을 포함할 수 있으며, 이의 폭발로 인해 탑재체(300)가 폭파되거나 심각하게 손상될 수 있다.
다음 방법 청구항들에서, 청구 단계들을 지정하는 데 사용되는 영숫자 문자들 및 로마 숫자들은 편의를 위해서만 제공되고 단계들을 수행하는 임의의 특정 순서를 의미하지 않는다.
마지막으로, 첨부된 청구항들 전체에 사용된 "포함하는(comprising)"이라는 단어는 "포함하지만 이에 제한되지 않는"을 의미하는 것으로 해석되어야 한다는 점을 유념해야 한다.
본 개시 주제에 따라 제시 및 개시된 예들이 있었지만, 본 개시 주제의 사상에서 벗어나지 않고 많은 변경이 이루어질 수 있다는 것을 이해할 것이다.

Claims (50)

  1. 수송체(carrier vehicle) 및 적어도 하나의 탑재체(payload vehicle)를 포함하는 발사 시스템(launch system)으로서,
    상기 탑재체는 목적하는 고도에서 상기 탑재체에 설계 아음속 순항 속도로의 공기 역학적 동력 비행을 제공하도록 설계된 탑재 추진 시스템(payload propulsion system) 및 공기 역학적 부상 표면들(aerodynamic lift surfaces)을 포함하고;
    상기 수송체는 상기 적어도 하나의 탑재체를 적어도 상기 목적하는 고도까지 수송하도록 구성되고, 상기 발사 시스템을 상기 목적하는 고도로 추진시키기 위한 고체 로켓 추진 시스템을 더 포함하고;
    상기 수송체는 상기 목적하는 고도에서 미리 결정된 전진 속도를 제공하도록 구성되며, 상기 미리 결정된 전진 속도는 상기 설계 아음속 순항 속도와 상관 관계를 갖고;
    상기 수송체는 상기 목적하는 고도 및 상기 미리 결정된 전진 속도에서 상기 탑재체를 상기 수송체에 대해 해제하도록 구성되되;
    상기 설계 아음속 순항 속도는 0.7 마하수 미만이고;
    상기 목적하는 고도는 3km보다 높은 것인, 발사 시스템.
  2. 제1항에 있어서, 상기 미리 결정된 전진 속도는 아음속이고, 상기 미리 결정된 전진 속도는 제로와 최대 상기 설계 아음속 순항 속도의 ±0.3 마하수 사이인 것인, 발사 시스템.
  3. 제1항 또는 제2항에 있어서, 상기 탑재체는 격납 구성(stowed configuration)과 전개 구성(deployed configuration) 사이에서 전개 가능하고, 상기 탑재체는 상기 수송체에 의해 수송될 때 상기 격납 구성으로 있으며, 상기 해제 후에 상기 탑재체는 상기 전개 구성으로 전개되되, 상기 탑재체는 상기 전개 구성으로 있을 때 상기 설계 아음속 순항 속도로의 상기 공기 역학적 동력 비행을 위해 설계되는 것인, 발사 시스템.
  4. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 탑재체에 로켓 모터 시스템이 없거나, 상기 탑재 추진 시스템이 자체적으로 상기 탑재체가 상기 목적하는 고도에 도달할 수 있게 할 수 없거나, 또는 상기 탑재 추진 시스템이 자체적으로 상기 탑재체가 60초 미만의 시간 기간 내에 상기 목적하는 고도에 도달할 수 있게 할 수 없거나; 또는 상기 탑재 추진 시스템이 자체적으로 상기 탑재체가 2분 미만의 시간 기간 내에 상기 목적하는 고도에 도달할 수 있게 할 수 없는 것인, 발사 시스템.
  5. 제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 발사 시스템은 상기 목적하는 고도 아래에서 최대 속도에 도달하도록 설계되되, 상기 최대 속도는 상기 설계 아음속 순항 속도보다 높은 것인, 발사 시스템.
  6. 제1항 내지 제5항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 탑재체는 상기 수송체가 없을 때 제1 평균 상승률(climb rate)을 제공하도록 구성되고, 상기 발사 시스템은 상기 목적하는 고도 아래에서 제2 평균 상승률에 도달하도록 설계되되, 상기 제2 평균 상승률은 상기 제1 평균 상승률보다 큰 것인, 발사 시스템.
  7. 제6항에 있어서, 상기 탑재체는 자체적으로 상기 제2 평균 상승률에 이를 수 없으며, 및/또는, 상기 제2 평균 상승률은 다음: 상기 제1 평균 상승률의 적어도 2 배; 상기 제1 평균 상승률의 적어도 5 배; 상기 제1 평균 상승률의 적어도 10 배; 상기 제1 평균 상승률의 적어도 20 배 중 어느 하나인 것인, 발사 시스템.
  8. 제1항 내지 제7항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 목적하는 고도는 다음: 적어도 5km; 적어도 10km; 적어도 12km 중 어느 하나일 수 있는 것인, 발사 시스템.
  9. 제1항 내지 제8항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 설계 아음속 순항 속도는 다음: 0.65M; 0.6M; 0.55M; 0.5M; 0.45M; 0.4M; 0.35M, 0.3M, 0.25M, 0.2M 중 어느 하나 미만인 것인, 발사 시스템.
  10. 제1항 내지 제9항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 탑재 추진 시스템은 회전자(rotor)에 작동 가능하게 결합된 연료 연소 엔진 및 전기 모터 중 적어도 하나를 포함하고, 선택 사항으로 상기 회전자는 프로펠러인 것인, 발사 시스템.
  11. 제10항에 있어서, 상기 회전자는 프로펠러이고, 상기 프로펠러는 프로펠러 격납 구성과 프로펠러 추진 구성 사이에서 가역적으로 피벗 가능한 피벗되는 프로펠러 날개들을 포함하는 것인, 발사 시스템.
  12. 제1항 내지 제11항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 수송체는 상기 고체 로켓 추진 시스템을 포함하는 추진 모듈, 및 상기 탑재체를 수송하도록 구성된 탑재 모듈을 포함하며, 상기 추진 모듈은 상기 탑재 모듈에 탈착 가능하게 체결되되, 상기 추진 모듈과 상기 탑재 모듈 간의 체결 해제는 상기 목적하는 고도 및 상기 미리 결정된 전진 속도에서 상기 탑재체를 상기 탑재 모듈로부터 해제할 수 있게 하는 것인, 발사 시스템.
  13. 제12항에 있어서, 상기 추진 모듈은 제1 미리 결정된 타겟 영역에서 회수하도록 구성되며, 및/또는 상기 탑재 모듈은 제2 미리 결정된 타겟 영역에서 회수하도록 구성되는 것인, 발사 시스템.
  14. 제1항 내지 제13항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 수송체는 상기 탑재체를 수용하도록 구성된 탑재 베이를 포함하되, 상기 탑재 베이는 상기 목적하는 고도 및 상기 미리 결정된 전진 속도에서 상기 탑재체를 상기 탑재 베이로부터 해제할 수 있게 하도록 개방 가능한 것인, 발사 시스템.
  15. 제14항에 있어서, 상기 수송체는 미리 결정된 제3 타겟 영역에서 회수하도록 구성되는 것인, 발사 시스템.
  16. 제1항 내지 제15항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 미리 결정된 전진 속도는 제로와 상기 설계 아음속 순항 속도 사이의 범위 내인 것인, 발사 시스템.
  17. 제1항 내지 제16항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 수송체는 상기 목적하는 고도 및 상기 미리 결정된 전진 속도에서 상기 탑재체를 상기 수송체에 대해 해제할 때 상기 고체 로켓 추진 시스템을 상기 수송체로부터 해제하지 않도록 구성되는 것인, 발사 시스템.
  18. 제1항 내지 제17항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 적어도 하나의 탑재체는 지평선에 대해 양의 표고(positive elevation)를 갖는 조준선(LOS, a line of sight)을 갖는 적어도 하나의 센서를 포함하는 것인, 발사 시스템.
  19. 제18항에 있어서, 상기 적어도 하나의 센서는 상기 LOS에 대한 시야(FOV, a field of view)를 가지되, 상기 FOV는 5° 미만인 것인, 발사 시스템.
  20. 제19항에 있어서, 상기 FOV는 객체를 검출, 식별 및 추적하는 것 중 적어도 하나를 가능하게 하도록 구성되는 것인, 발사 시스템.
  21. 제20항에 있어서, 상기 객체는 위성들, 항공기, 또는 대공 미사일들 중 어느 하나인 것인, 발사 시스템.
  22. 제18항 내지 제21항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 적어도 하나의 센서는 적외선(IR) 파장, 자외선(UV) 파장, 또는 가시 스펙트럼 중 적어도 하나에서의 전자기 방사선을 수신하도록 구성되는 것인, 발사 시스템.
  23. 제18항 내지 제22항 중 어느 한 항에 있어서, 관성 플랫폼(inertial platform)을 포함하되, 상기 관성 플랫폼에 상기 적어도 하나의 센서가 장착되는것인, 발사 시스템.
  24. 수송체 및 적어도 하나의 탑재체를 포함하는 발사 시스템으로서,
    상기 탑재체는 목적하는 고도에서 상기 탑재체에 설계 아음속 순항 속도로의 공기 역학적 동력 비행을 제공하도록 설계된 탑재 추진 시스템 및 공기 역학적 부상 표면들을 포함하고;
    상기 수송체는 상기 적어도 하나의 탑재체를 수송하도록 구성되고, 상기 적어도 하나의 탑재체를 수송하면서 상기 발사 시스템을 추진시키기 위한 고체 로켓 추진 시스템을 더 포함하고;
    상기 수송체는 미리 결정된 고도에서 상기 탑재체를 상기 수송체에 대해 해제하도록 구성되되;
    상기 적어도 하나의 탑재체는 양의 표고를 갖는 조준선(LOS)을 갖는 적어도 하나의 센서를 포함하는 것인, 발사 시스템.
  25. 제24항에 있어서, 상기 적어도 하나의 센서는 상기 LOS에 대한 시야(FOV)를 가지되, 상기 FOV는 5° 미만인 것인, 발사 시스템.
  26. 제25항에 있어서, 상기 FOV는 객체를 검출, 식별 및 추적하는 것 중 적어도 하나를 가능하게 하도록 구성되는 것인, 발사 시스템.
  27. 제26항에 있어서, 상기 객체는 위성들, 항공기, 또는 대공 미사일들 중 어느 하나인 것인, 발사 시스템.
  28. 제24항 내지 제27항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 적어도 하나의 센서는 적외선(IR) 파장, 자외선(UV) 파장, 또는 가시 스펙트럼 중 적어도 하나에서의 전자기 방사선을 수신하도록 구성되는 것인, 발사 시스템.
  29. 제24항 내지 제28항 중 어느 한 항에 있어서, 관성 플랫폼을 포함하되, 상기 관성 플랫폼에 상기 적어도 하나의 센서가 장착되는것인, 발사 시스템.
  30. 탑재체를 목적하는 고도로 속도 발사하기 위한 방법으로서,
    (a) 상기 탑재체 및 수송체를 포함하는 발사 시스템을 제공하는 단계로서,
    - 상기 탑재체는 목적하는 고도에서 설계 아음속 순항 속도로의 공기 역학적 동력 비행을 위해 설계된 탑재 추진 시스템 및 공기 역학적 부상 표면들을 포함하고;
    - 상기 수송체는 상기 적어도 하나의 탑재체를 적어도 상기 목적하는 고도까지 수송하도록 구성되고, 상기 발사 시스템을 상기 목적하는 고도로 추진시키기 위한 고체 로켓 추진 시스템을 더 포함하고;
    - 상기 수송체는 상기 목적하는 고도에서 미리 결정된 전진 속도를 제공하도록 구성되며, 상기 미리 결정된 전진 속도는 상기 설계 아음속 순항 속도와 상관 관계를 갖고;
    - 상기 수송체는 상기 목적하는 고도 및 상기 미리 결정된 전진 속도에서 상기 탑재체를 상기 탑재 베이로부터 해제하도록 구성되되;
    - 상기 설계 아음속 속도는 0.7 마하수 미만이고;
    - 상기 목적하는 고도는 3km보다 높은 것인, 상기 발사 시스템을 제공하는 단계;
    (b) 상기 발사 시스템을 발사하고 상기 발사 시스템이 상기 목적하는 고도 및 상기 미리 결정된 전진 속도에 이르게 하는 단계;
    (c) 상기 목적하는 고도 및 상기 미리 결정된 전진 속도에서 상기 탑재체를 상기 수송체로부터 해제하는 단계;
    (d) 상기 탑재체가 적어도 상기 목적하는 고도에서 상기 설계 아음속 순항 속도로의 공기 역학적 동력 비행을 달성하게 하는 단계를 포함하는, 방법.
  31. 제30항에 있어서, 상기 미리 결정된 전진 속도는 아음속이고, 상기 미리 결정된 전진 속도는 제로와 최대 상기 설계 아음속 순항 속도의 ±0.3 마하수 사이인 것인, 방법.
  32. 제30항 또는 제31항에 있어서, 상기 탑재체는 격납 구성과 전개 구성 사이에서 전개 가능하고, 단계 (c)에서의 상기 해제 후에 상기 탑재체를 상기 격납 구성으로부터 상기 전개 위치로 전개하는 단계 (d)를 더 포함하되, 상기 탑재체는 상기 전개 구성으로 있을 때 상기 설계 아음속 순항 속도로의 상기 공기 역학적 동력 비행을 위해 설계되는 것인, 방법.
  33. 제30항 내지 제32항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 목적하는 고도는 다음: 적어도 5km; 적어도 10 km; 적어도 12km 중 어느 하나일 수 있는 것인, 발사 시스템.
  34. 제30항 내지 제33항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 설계 아음속 순항 속도는 다음: 0.65M; 0.6M; 0.55M; 0.5M; 0.45M; 0.4M; 0.35M, 0.3M, 0.25M, 0.2M 중 어느 하나 미만인 것인, 발사 시스템.
  35. 제30항 내지 제34항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 탑재 추진 시스템은 회전자에 작동 가능하게 결합된 연료 연소 엔진 및 전기 모터 중 적어도 하나를 포함하되, 상기 회전자는 프로펠러이고, 상기 프로펠러는 프로펠러 격납 구성과 프로펠러 추진 구성 사이에서 가역적으로 피벗 가능한 피벗되는 프로펠러 날개들을 포함하며, 상기 방법은 상기 탑재체가 상기 전개 구성으로 있을 때 상기 프로펠러 날개들을 상기 프로펠러 격납 구성으로부터 상기 프로펠러 추진 구성으로 피벗하는 단계를 포함하는 것인, 방법.
  36. 제30항 내지 제35항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 수송체는 상기 고체 로켓 추진 시스템을 포함하는 추진 모듈, 및 상기 탑재체를 수송하도록 구성된 탑재 모듈을 포함하며, 상기 추진 모듈은 상기 탑재 모듈에 탈착 가능하게 체결되고, 단계 (c)는 상기 추진 모듈을 상기 탑재 모듈에 대해 체결 해제하는 단계, 및 이후에 상기 목적하는 고도 및 상기 미리 결정된 전진 속도에서 상기 탑재체를 상기 탑재 모듈로부터 해제하는 단계를 포함하는 것인, 방법.
  37. 제30항 내지 제36항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 수송체는 상기 탑재체를 수용하도록 구성된 개방 가능한 탑재 베이를 포함하되, 단계 (c)는 상기 탑재 베이를 개방하는 단계 및 상기 목적하는 고도 및 상기 미리 결정된 전진 속도에서 상기 탑재체를 상기 탑재 베이로부터 해제하는 단계를 포함하는 것인, 방법.
  38. 제30항 내지 제37항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 미리 결정된 전진 속도는 제로와 상기 설계 아음속 순항 속도 사이인 것인, 방법.
  39. 제30항 내지 제38항 중 어느 한 항에 있어서, 단계 (h)를 더 포함하되, 단계 (h)는 다음:
    - 상기 전개를 역전시키는 단계로서, 상기 탑재체가 상기 전개 구성으로부터 상기 격납 구성으로 환원되는, 상기 전개를 역전시키는 단계;
    - 상기 공기 역학적 부상 표면들을 떨어뜨리는 단계 중 어느 하나를 포함하는 것인, 방법.
  40. 제39항에 있어서, 단계 (h)는 임무 종료시 지면 상에서 상기 탑재체의 강착 직전에 구현되는 것인, 방법.
  41. 제30항 내지 제40항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 탑재체를 상기 수송체에 대해 해제할 때 또는 해제한 후에 상기 탑재체에 대해 어떠한 낙하산도 전개되지 않는 것인, 방법.
  42. 제30항 내지 제41항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 적어도 하나의 탑재체는 조준선(LOS)을 갖는 적어도 하나의 센서를 포함하고, 상기 LOS를 양의 표고와 정렬시키는 단계를 더 포함하는, 방법.
  43. 제42항에 있어서, 객체를 검출, 식별 및 추적하는 것 중 적어도 하나를 위해 상기 적어도 하나의 센서를 사용하는 단계를 더 포함하는, 방법.
  44. 제43항에 있어서, 상기 객체는 위성들, 항공기, 또는 대공 미사일들 중 어느 하나인 것인, 방법.
  45. 제42항 내지 제44항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 적어도 하나의 센서는 적외선(IR) 파장, 자외선(UV) 파장, 또는 가시 스펙트럼 중 적어도 하나에서의 전자기 방사선을 수신하도록 구성되는 것인, 방법.
  46. 탑재체를 미리 결정된 고도로 발사하기 위한 방법으로서,
    (a) 상기 탑재체 및 수송체를 포함하는 발사 시스템을 제공하는 단계로서,
    - 상기 탑재체는 목적하는 고도에서 상기 탑재체에 설계 아음속 순항 속도로의 공기 역학적 동력 비행을 제공하도록 설계된 탑재 추진 시스템 및 공기 역학적 부상 표면들을 포함하고;
    - 상기 수송체는 상기 적어도 하나의 탑재체를 수송하도록 구성되고, 상기 적어도 하나의 탑재체를 수송하면서 상기 발사 시스템을 추진시키기 위한 고체 로켓 추진 시스템을 더 포함하고;
    - 상기 수송체는 미리 결정된 고도에서 상기 탑재체를 상기 수송체에 대해 해제하도록 구성되되;
    - 상기 적어도 하나의 탑재체는 조준선(LOS)을 갖는 적어도 하나의 센서를 포함하는 것인, 상기 발사 시스템을 제공하는 단계;
    (b) 상기 발사 시스템을 발사하고 상기 발사 시스템이 상기 목적하는 고도에 이르게 하는 단계;
    (c) 상기 목적하는 고도에서 상기 탑재체를 상기 수송체로부터 해제하는 단계;
    (d) 상기 탑재체가 상기 설계 아음속 순항 속도로의 공기 역학적 동력 비행을 달성하게 하는 단계;
    (e) 상기 LOS를 양의 표고와 정렬시키는 단계를 포함하는, 방법.
  47. 제46항에 있어서, 상기 적어도 하나의 센서는 상기 LOS에 대한 시야(FOV)를 가지되, 상기 FOV는 5° 미만인 것인, 방법.
  48. 제47항에 있어서, 객체를 검출, 식별 및 추적하는 것 중 적어도 하나를 위해 상기 적어도 하나의 센서를 사용하는 단계를 더 포함하는, 방법.
  49. 제48항에 있어서, 상기 객체는 위성들, 항공기, 또는 대공 미사일들 중 어느 하나인 것인, 방법.
  50. 제46항 내지 제49항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 적어도 하나의 센서는 적외선(IR) 파장, 자외선(UV) 파장, 또는 가시 스펙트럼 중 적어도 하나에서의 전자기 방사선을 수신하도록 구성되는 것인, 방법.
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