专利名称：形状像滑翔机并由普通飞机拖航到发射高度的航天器运载工具的制作方法
技术领域：
本发明一般地涉及将航天器送入地球轨道的运载工具，更具体地说，涉及的运载工具具有升力形成面，足以使运载工具像滑翔机一样拖航在普通飞机的后面。这样形状的运载工具可以被认为是用普通飞机进行“空中发射”的，换一种说法，可以看成是由作为“零级”的普通飞机作补充的运载工具。
目前可以利用的将航天器送上地球轨道的各类运载工具，其数目是有限的。实际上，它们都是从固定的发射场以火箭发动机为动力发射的。这就限制了完成发射的速度。它要求发射场做好准备工作，把运载火箭固定到发射台，将航天器放进运载工具中，加注推进剂，测试系统的工作是否正常，然后才能进行发射。当要把把航天器投放到相对于恒星的特定轨道平面时，发射的时机就局限在该轨道平面越过发射场这样一个很短暂的时间。这一时刻叫做最有利发射时间，如果要求的轨道平面与赤道的倾角很大而发射场的纬度又低，则可能只有几秒钟时间。
如果发射被耽误了，则最有利发射时间错过了，于是发射不得不推迟到下一次机会的来临。发射作业的复杂性往往使运载火箭在作好另一次发射准备之前，下一次希望的轨道平面就已经出现了，保持一支现场发射队伍并反复训练发射前操作，使航天器发射作业的费用可观。
发射合发射的运载工具由于发射台地理位置的缘故只能把航天器送到一定的轨道倾角。飞行器从已知发射台发射的方向受以飞过住人的地区的安全问题的制约。因此飞行器能够达到的最大轨道倾角也受到限制。从固定的发射台发射所能实现的最小倾角由发射台所在的地理位置决定并且就等于其地理纬度。虽然当航天器进入轨道开始动力推进机动飞行可以改变轨道的倾向，但这样做需要增加推进剂重量，因而倾角变化不能超过5°左右。发射台的建设费用是十分昂贵的，它的维护和发射后的清理工作也很费钱。这些费用反映在发射成本上。地球的地形特征使得只能在赤道上很少几处可以发射任意倾角的轨道。对于不能接近这几个位置的提供发射服务的单位必须在各地建造多个发射场才能把航天器送到任意倾角的轨道。多个发射场的造价过高，因此能够射入任意倾角轨道的发射场是负担不起的。但这样所能承担的任务也受到限制。
新近航天器发射有了手段上的改进，运载工具携带在普通飞机上，飞机可以飞到任意地理位置上空，在那里将运载工具释放，再使有效载荷(航天器)推入轨道。这一操作叫做“空中发射”，而运载工具则叫“空中发射的”运载工具。
空中发射的方法用能从地面起飞的运载火箭的观点来看，可将运载飞机当作“零级”。这种说法通常用在加到现有运载火箭上的推进系统，其目的是在运载火箭本身的推进系统点火之前先把运载火箭升到一定高度、达到一定速度，以提高其性能。这样做，能减少现有运载火箭加给有效载荷所需的总能量，这部分能量或者可运送更大的有效载荷，或者可将同样的有效载荷送到更高的轨道。把运载飞机看作“零级”的既可应用到运载火箭本身能用自已动力从地面起飞的，也可用到运载火箭本身并未专门设计成在空中发射的。
空中发射比地面发射有不少优点。发射位置可以选择在不会对住人地区有危险的地方，航天器可以投放到任意倾角的轨道上。用这种飞机作为发射平台所能完成的任务比从固定发射台发射时要多得多。况且，只需购买一架飞机并在一个允许进行这一作业的普通机场上起飞。这就相当于有了一个“发射台”(飞机)，它能容易地飞到任何希望的地理位置。这种具有飞机作为零级的运载火箭系统相当于以上述常规机场设施在世界各地有多个发射台。
而且，当要发射到大倾角的特定轨道时，飞机发射的飞行器，其最有利发射时机的持续时间只受飞机能待在空中时间的限制。要实施这一目的，可令飞机在一个纬度上向西飞，其飞行速度要跟得上在地球上方的轨道的步调。最有利发射时机错过的可能性大大降低了。
如上所述，运载工具只需供给航天器较少的位能，因为运载工具开始动力飞行的高度比从地面发射台发射要高。飞机的速度也加到运载工具的速度上，因此运载工具不必提供为达到轨道所需的全部速度。如果运载工具是火箭推进的，这时的火箭发动机性能也比在地面发射时高，因为在发射高度上喷管的背压较低的缘故。
最后，对给定的轨道倾角，运载工具可以从等于要求的轨道倾角的纬度向正东方向发射。这样可将地球的自转速度加到运载工具的初始速度上，使之尽可能高。这些因素都对运载工具有帮助。对给定的发射重量，它能比从地面发射时发送较重的航天器，若是相同的有效载荷则可送入更高的轨道。
运载工具上装机翼可以获得更好的性能。利用其空气动力可补充运载工具推进系统产生的推力，有效地弥补了推进系统在实际提供加速度之前首先必须抵消飞行器重量而带来的性能损失。
目前唯一的飞机发射系统(轨道科学公司Orbital SciencesCorporation的PegasusTM)的机翼表面积在运载飞机飞行速度下只能部分补偿运载工具的重量。当运载工具加速，这时由于推进剂的消耗使运载工具变轻，机翼才最终能克服运载工具的重量。因此机翼可能加以利用的性能增益是有限的。
PegasusTM由其运载飞机携带，直接附着在翼下外挂梁上或者附着在机身下特制的装置上。其他推荐的由飞机发射的运载工具都设计成用同样方式由飞机携带，或装在飞机顶部或在机翼下或在货舱内。有的采用机翼，有的没有，但在任何情况下也没有一种设计，其运载工具在运载飞机的指示空速下飞行时的空气动力升力大于或等于运载工具的重量。
这些运载工具都因同样的问题而受损。第一，运载工具的最大重量限制在母机能安全地升到要求高度所携带的重量。这同样给用这种运载工具发射的航天器的尺寸和重量加上绝对上限。这一重量限制未必等于母机的载货重量。如果运载工具装在飞机外面，则由此带给飞机的干扰阻力需要额外的功率来克服。此外，加到飞机上的结构载荷也比运载工具的重量大。运载工具上的阻力和惯性载荷因素大大增加作用到母机上的载荷。远在飞机载重能力达到之前就已到达结构上的限制。
第二，携带运载火箭有着相关的危险。运载火箭含有大量会爆炸的推进剂。装到了载人的运载飞机上。从跑道到发射点中间的飞行时爆炸危险性不大。爆炸最大潜在因素是在运载火箭推进系统点火时或点火后不久。部分是由于此原因，大多数空中发射要求运载火箭在其推进系统点火前就从母机上自由落体，但这样多少降低了可靠度，因为在运载火箭推进系统被确定正确运转之前它已与母机不可换回地脱离了。如果运载工具无机翼而又要求在自由下落时速度足够大，则就会比地面发射时有净的性能损失。
第三，运载火箭与飞机分离可能把动载荷作用到运载火箭上，这样又会传给航天器。这一载荷可能很大，因而使航天器的结构变重。
第四，外部携带的运载火箭如果突出在自由气流中就会受到母机发动机产生的噪音和运载火箭周围复升的气流产生的噪音的干扰。这样会使随机推动作用到航天器上。振动强度比从地面发射台发射时航天器所受到的要大，振动的持续时间长几百倍。再有，航天器结构做得较重，其精密仪器也须重新设计才能经受得住。
第五，母机要作很化钱的修改才能携带运载火箭。随着运载工具尺寸加大而修改得更多。事实上，这种修改比建一座发射台还要复升而费钱，从而降低了利用飞机发射的热情。
最后，飞机的机务人员在运载火箭与飞机分离时可能出现许多故障而有危险。作为一个例子，运载火箭控制系统可能因与母机的碰撞而两败俱伤。
虽然从飞机发射航天器运载工具比从地面发射有很大优点，但现行设计有很大缺点。最重要的是对现行技术给航天器的尺寸和重量作限制。为了更充分认识航天器运载工具飞机发射的优点，并降低成本、减少危险及其他缺点，需要一种新的探索。
本发明通过把滑翔机技术应用到运载工具而克服了现行飞机发射的航天器运载工具技术上的弱点。简单地讲，它包括在运载工具上装机翼，使之在飞机速度小于等于普通飞机起飞速度时就能克服运载工具的发射重量。于是，在普通飞机后面用一根软缆绳将运载工具拖航。拖航中的运载工具完全和携带在飞机上或飞机内一样的姿态飞行到任何希望到达的地理位置。在发射点，拖航绳松开，运载工具的推进系统安全稳定地开始工作，并将有效载荷送入轨道。
本发明可以是一内装一级或多级推进级的滑翔机，也可以是附有合适机翼的由一级或几级推进级组成的运载工具。运载工具根据特定的运载要求可以是完全消耗型的，或是部分消耗型的，也可以是完全可重复使用的。它可以装上起落架，以便在万一不能发射时回收。在任何实施例中，它都有安装点和拖航绳的分离机构，还有一控制系统选择自主飞行还是遥控飞行。
地面等待与起飞的完成是把运载工具装在有轮子的车架上。车架有一刹车系统，万一中止起飞就能将运载工具安全刹住、车架留在地面上以节省重量，当运载工具已起飞时车架利用固定刹车系统能自动刹车。
拖航飞机对运载火箭只提供推力，不提供升力、商用宽体运输机的发动机总推力远远超过飞机的阻力，因此发动机推力和飞机阻力的差值可直接作用的运载工具上，运载工具以其自身阻力反作用到牵引绳上。滑翔机的最大重量只受自己的升阻比(L/D)的限制，大致等于施加的牵引力乘以L/D。为了给出专用例子，牵引时波音747-200B在36000英尺的巡航高度下其总的可用推力为67,500磅力，波音747重500,000磅，其L/D等于12，平衡巡航时的阻力为41,667磅，剩余25,900磅的净力作用在牵引缆绳上。如果运载火箭的L/D为10，那么其最大重量可以达到259,000磅。相形之下，飞机机构上可用的承力点(用于搬运备用发动机)所能推带的最大重量只有50,000磅。
上面的结论是，只需对飞机略作改动就可使它拖航重的负荷，这要比携带轻的负荷所作改动少得多。在上述例子中，259,000磅的运载火箭拖在飞机后面，而对飞机的作用力只有25,900磅、现有飞机承力点已能依用50,000磅的力。
从运载工具观点，拖航减少对携带重的推进系统的需要，也可使从跑道到动力加速爬升所带燃料减少，这样使运载火箭得到简化，并且以和在飞机上携带运载工具相同的方式有效地把从起飞点到动力上升初始阶段的负担移交给拖航飞机。
由于运载工具上有能在飞机速度下起飞的机翼，因此，它在自己的动力下显然也能起飞，但其性能下降了，因为它要克服较大的阻力、重力和背压损失。这是一个将“零级”这个术语用于拖航飞机的适当例子。将运载工具通过软缆绳与零级绑在一起的方法能够实现靠的是运载工具的空气动力升力，这种方法也为运载工具提供了技术水平的大进展。
应用上每所述那种高的空气动力升力可以得到另外好处。在运载工具上应用高升力装置使它能完成在诸如PegasusTM那样的低升力飞行器中不可能完成的任务。低升力飞行器必须有高推力才能把因克服重力造成的性能损失减到最小。对于给定的推进剂量，推力持续时间和推力大小成反比。高推力意味着燃烧时间短，这样就使飞行器在相对低的高度上达到相对高的速度，造成性能损失，这种损失不然是不会有的。
高升力飞行器能以较小角度爬升较长时间，因为它完全靠空气动力支承。使升力飞行器需要有足够好额外推力去平衡掉飞行器的重量，而高升力飞行器却不同，其推力只要维持速度不变。燃烧同样数量的推进剂，高升力飞行器在获得够高的速度之前其爬高比低升力飞行器高，因此阻力损失小。提出需要时就有这样大的力可利用对于形成轨道以减少重力损失，甚至对已经获得足够速度后改变飞行航向都有助力，而不会有额外的性能损失。
在飞行结束时，若要收回滑翔机，则高升力可降低飞行器上的热负荷，延长其航程。一旦第一级推进剂用完，飞行器的翼载荷与它起飞时比是如此的低以致热负荷及机动载荷比低升力飞行器的小得多。
拖航滑翔机式运载工具所固有的高升力平面形状使它脱离了所有其他空中发射或空气动力辅助概念。它与低升力飞行器在各自不同的飞行区工作。各有一些优点。还有许多由拖航滑翔式运载工具带来的实际好处，如上面已提过的飞机修改简单。
图1-A至1-D示出在此描述的那种运载工具的一个实施例。图1-A是其平面图，图1-是侧视图，图1-C和1-D是说明铰接头部舱盖操作的侧视图。
图2A至2D是本实施例的运载工具推进系统的示意图。
图3-A至3-D说明运载工具及拖航机的起飞程序。
图4A至4-C说明本实施例的运载工具上面级与第一级分离的方法。
图1示出本发明的一个实施例的滑翔机，机体1上有机翼2和舵3，火箭推进系统装在机体内，喷管4从其后端伸出。图1-A是平面图，显示出倒海鸥式三角机翼。选择这种翼型是为了在亚音速升阻比和高超音速阻力之间获得最佳平衡，允许拖在普通飞机后面的重量最大，同时高速下阻力最小、其它图形，包括可变后掠翼和X型翼也可适用。
图1-B示出飞行器的侧视图，上面清楚指明方向舵3。图1-C和1-D示出采用铰接头部舱盖5装卸上面级和航天器的一种可能方法。这种结构类似于前部上货的普通货机货舱门，为波音747-100F和C-5A运输机。图1-C所示是舱门半开的情况，图1-D是全开情况。
图2-A示出飞行器剖面图。图上指明综合式推进系统6～9，上面级及航天器的隔舱10，上面级及有效载荷的连接结构11。本实施例中，机头中的贮箱6和后面的贮箱8一样都装液氧(LOX)，中间贮箱7中装煤油。选择这种布置可使推进剂沿飞行器长度方向输送，使整个飞行状态保持飞行器的重心在其压力中心的前面。在从亚音速向超音速飞行的过渡期中，压力中心明显地前移，如果重力不与压力中心保持一定关系，飞行器会变得不稳定。当推进剂消耗时先用掉贮箱8中的液氧，重心即向前。在飞行中止的情况下，发动机熄火，飞行器随即减速。压力中心的位置相应地后移，这可通过把剩下的液氧从前箱6向后箱8输送得到弥补，使压力中心和重心的重量保持着稳定的关系。
图2-B示出上面级和航天器组合件的部件。大的固体推进剂火箭发动机12用作运载火箭的第二级，小的固体推进剂火箭发动机13用作第三级，即末级。这两台发动机用一机架或其它结构件14结合起来，航天器15再与第三级连接，于是形成图2-C所示的航天器-上面级整体组合件16。该组合件装进第一级内，见图2-D。在地面操作时，上面级一航天器整体组合件通过打开的头部舱门水平地装入运载火箭中，就不需要吊车或其它通常发射台发射的和运载火箭有关的大型起重设备，因而大大节省了设备成本和飞行前检查装置所费时间，消除了复杂手续。由于运载火箭的液体推进剂直到起飞前才加注，所示的头部贮箱6在安装航天器和上面级组件16时是空的，因此铰接结构和打开机构不需有大的强度和重量。
全部地面操作和运载火箭放在搬运发射车17上一起完成，见图3-A至3-D。飞行器1与搬运车17的机械连接用爆炸螺栓或能使二者牢牢固定在一起的其它机构，它们可根据指令松开。运载火箭用软缆连接到拖航机上。此缆绳在运载火箭1处有合适的连接机构和分离机构，它还通过装在拖航机重心处或其附近部位结构20上的绞盘机构连接到拖航机19上，这样使拖绳作用到飞机上的倾覆力矩最小。
图3-A示出起飞滑跑时的系统。两架飞行器均在地面上，这一状态一直保持到拖航机超过其抬起前轮的速度，这是起飞所需的速度。超过此速度，喷气式飞机起飞所需的飞行准备已经达到，纵然飞机带着严重的机械故障。这时，如图3-B所示，搬运车上的液压作动筒21伸长，将运载火箭的头部抬高到发射角。于是，搬运车和运载火箭之间的机械连接开始分离，运载火箭按图3-C所示起飞。当运载火箭飞到适当高度，拖航飞机开始转入起飞，如图3-D所示。
这种起飞步骤的安排是有二个原因。第一，一旦运载火箭升空，拖航机也必须起飞，即使它有了不能使它继续完成任务的故障。在这种情况下，迅速将推进剂从运载火箭排泄，以减轻其重量为了接着好回收。拖航飞机以在空中绕一周，带着运载火箭回到跑道作紧急着落。这两架飞行器于是平安回收，供以后使用。
第二个理由，即让运载火箭先在空中，这是为了确保它脱离巨型飞机起飞时或者在大攻角下飞行时会发生强的翼梢涡流。当上升到发射点时，运载火箭继续在拖航机的上面飞行，以避免这些漩涡。
运载火箭被拖到要求的发射位置，在这段运输期间，通过拖航机发射控制台进行遥测，完成必要的飞行前检查。再由运载飞机上的飞行员采用标准的遥控飞行器(RPV)控制技术，对运载火箭进行遥控驾驶。一当达到要求的发射位置，第一级火箭发动机便点火，当证实操作无误后，拖绳便与运载火箭脱离。
运载火箭爬升到适当高度和达到一定速度后，便进入惯性飞行。在所示的实施例中，飞到350,000英尺左右的高空，速度达到每秒14,000英尺时，第一级推进剂用完了。第一级熄火时，航迹倾角使它作惯性飞行到600,000英尺以上。飞行器惯性飞行到400,000英尺以上便脱离可感大气层，空气动力和自由分子加热就不用再关心了。随着铰接头部舱盖的打开，航天器及上面级组合件便运载发射。
图4-A至4-C显示了第一级与航天器及一上面级组合件在飞行中的分离情况。在图4-A中，飞行器处于惯性飞行状态。在图4-B中，头部舱盖处于打开位置。在图4-C中，航天器一上面级组合件从第一级中弹射出去，这可以采用合适的弹簧分离机构、液压作动筒或其他合适的致动器完成。
分离后，航天器一上面级组合件作惯性飞行，离开第一级一定距离以防止第一级受到喷气射流的冲击而损坏、然后第二级和第三级火箭发动机顺序点火，将航天器送入轨道、滑翔机舱盖盖紧，并重返大气层作后续的滑翔飞行，回到回收机场降落。
以上是初期研制的推荐实施例，它代表了根据建设费和操作费的最经济有效的答案。商业上可买到的不可回收上面级可以采用，因而毋需开发费。可回收的火箭推进的滑翔机容易利用现有机身和推进技术加以研制，制导和导航系统在商业上可以买到，可控制整个飞行阶段中飞行器的工作，包括第一级自动着落和第三级的射入轨道。
液体推进系统最好是可回收的火箭，因为与固体或固液火箭系统相比，它比较容易清洗和燃料的再加注。系统的安全性也得到加强，因为在中止飞行状态，液体推进剂可从飞行器中放掉，使之着落时减轻重量，并减少爆炸危险，固体推进剂火箭发动机就做不到，固液发动机也只能部分这样做。但本发明并不依靠任何专用的推进技术，它所具有的优点与采用推进系统类别无关，选用何种系统只是根据给定的要求。在本优选实施例中，主要目的是降低航天发射成本，选用推进系统应反映这一基本要求。
液体或固液推进系统的优点是能随意改变推力大小，因而能充分利用这种能力尽量减少由于长时间在小角度下爬升而带来的重力损失，其办法是减慢发动机中推进剂的流动，双组元液体推进系统与固液发动机相比危险性大些，因为它有两种液体。但液体推进系统的贮箱容积在运载火箭中的布置可充分地利用有效容积并可控制飞行器重心位置。
运载火箭在拖航时和拖航飞机的距离可用绞盘机构调节。由于拖航机和运载火箭拉开距离，飞机发动机噪音带给航天器的随机振动和拖航机尾迹带来的空气动力抖振均可降低。这和其他外部携带的空中发射飞行器形成明显对照，后一种情况中发动机及空气动力噪音加到航天器上的振动比运载火箭从地面发射台起飞时不良的火箭噪音造成的还要严重。
运载火箭在拖航飞机后上方离得足够远，故运载火箭推进系统点火时牵引绳还连接的情况下不会危及拖航飞机上的机务人员。这样也提高了运载系统的可靠性，因为在牵引绳不可收回地分离之前就已核实运载火箭发动机工作是否正常。如果运载火箭推进系统正常起动失败，它就关闭，拖航机及运载火箭于是安全返回发射场。甚至在推进系统点火时运载火箭发生灾难性破坏，拖航机也能离开足够远而防止由爆炸的过压或碎片的弹着而损坏。迎面风从拖航机吹向运载火箭的风速为每小时几百英里，也增强了拖航机的安全。
另一方面，利用不可重复使用的上面级也使本实施例研制工作简单了，把推进重担的一半放在火箭发动机上，这又是商业上可以买得到的，因而不需对上面级作研制。但更重要的是它使飞行器可回收的第一级在爬升时，特别是再入时保护不受气动热影响的任务简单化了。
火箭动力的滑翔机升高时在可感大气层中未达到足够大的速度，从而不会使气动热成为难解决的问题。第一级推进系统应用节流使问题进一步简化，因为在长时间内保持低速不会有不良后果，它使飞行器爬升到足够高度让它在相对短时间内加快“飞奔”穿过高超音速飞行区。
这种滑翔机再入加热比飞行器从轨道进入大气层要低得多，其原因有两首先，第一级最大速度不需超过进入轨道所需值的一半。这又意味着飞行器消耗的能量不到轨道运行体所具有能量的25％，从而可减慢到亚音速飞行。另外，滑翔机起飞重量必须是它在推进剂用完后重量的3至5倍。滑翔机的风力负载又是它起飞时的1/3至1/4。这样便把热能在较大区域中消散，结构的传热率也就比较低。用简单耐用的隔热材料即可使大部分结构适应热负荷，滞止区则用耐热材料。
总之，本实施例代表了主要目的是降低成本和减少危险的近期系统的开发费和危险，操作费和危险的最佳平衡。也可以采用其他形式的推进系统，如滑翔机用冲压系统和可回收的上面级。在此所述的实施例主要地并且采用飞机或运载火箭的最新技术，而是把二者以简单方式结合起来却产生了技术水平的重大进步。
权利要求
1.航天器运载工具的组成部分-下面级它是由装上空气动力机翼的机身和火箭发动机或其它合适的推进系统所组成；下面级的空气动力面当其速度小于等于普通飞机的起飞速度时所提供的升力足以使飞行器升在空中；如有必要中在其中装上一个或一个以上的推进上面级以便把有效载荷送入轨道；装上使拖航软缆绳接上或松开的机构；利用由下面级的空气动力面产生的升力来支承飞行器并沿着最佳小角度飞行路线爬升，使运载工具动力上升时的重力、空气动力阻力和发动机背压性能损失的总和为最小。
2.在权利要求1中提出的将飞行器送到合适的高度、位置、和合适的飞行速度的方法是用牵引软缆绳将运载工具与合适的普通飞机连接起来；使作为滑翔机的飞行器拖在普通飞机后面，从普通跑道起拖到要求的地理位置、高度和具有要求的速度和航向，准备发射；松开牵引缆绳，点燃运载火箭上的推进系统；此后，运载火箭开始其主动上升。
3.航天器运载工具的组成部分-一个或几个推进级它能将航天器送入轨道；飞行器已经附上空气动力机翼；空气动力面在小于等于普通飞机起飞时的速度下所提供的升力足以使飞行器升在空中；装上使牵引软缆绳连接和松开的机构；利用飞行器的空气动力面产生的升力来支承飞行器并沿最佳小角度飞行路线上升，使运载工具主动上升时的重力、空气动力阻力和发动机背压性能损失的总和为最小值。
4.在权利要求3中提出的提高飞行器性能的方法利用飞机作为零级，且由以下几步组成用牵引软缆绳将运载工具和合适的普通飞机连起来；把作为滑翔机的飞行器拖在普通飞机后面，从跑道拖到要求的地理位置、高度和要求的速度和航向，准备发射；松开牵引软缆绳，点燃运载工具上的推进系统；此后，运载工具开始它的动力上升。
5.权利要求1中提出的作为运送运载工具的普通飞机，即提高飞行器性能的零级，其修改方法包括在飞机升力中心附近的适当结构位置上挂一根绞盘缆绳到飞机上用以拖航滑翔的航天器运载工具。
全文摘要
轨道发射飞行器(1)上有空气动力机翼(2),并作为滑翔机拖在普通飞机(19)的后面。该运载工具的拖航方法是用一根软缆绳(18)把它与普通飞机(19)连接起来。这样使航天器(15)送入低地轨道的成本比目前的轨道发射系统要便宜得多。从空气动力机翼(2)产生的升力能够使运载工具(1)用软缆绳(18)以现有飞机从普通跑道上拖航。和“普通空中发射”的情况一样,它使航天器可以符合公众安全地从普通跑道出发而发射到轨道,而不必在能射到各种轨道倾角的地理位置上兴建专用的发射台。
文档编号B64D5/00GK1173157SQ95197371
公开日1998年2月11日 申请日期1995年11月13日 优先权日1994年11月21日
发明者迈克尔·S·凯利 申请人:凯利太空及技术公司