Stand der Technik Anforderungen an ein Transportsystem An ein System zum Transport von Nutzlast in den Welt- raum werden folgende Anforderungen gestellt : (A) Um die Komplexität zu vermindern, soll das System aus möglichst wenigen Komponenten bzw. Stufen beste- hen.

(B) Das in dem System verwendete Fluggerät soll wieder verwendbar sein.

* (C) Das Fluggerät soll bei vorgegebener Nutzlast mit einer möglichst geringen Menge an Treibstoff auskom- men.

* (D) Alle Komponenten des Fluggeräts (z. B. Antrieb, Fahrwerk usw.) sollen möglichst leicht sein.

(E) Das System soll sicher und zuverlässig arbeiten.

Rakete Die derzeit übliche Methode für den Transport einer Nutzlast in den Weltraum ist der Einsatz einer Rakete, die aus mehreren Stufen oder Komponenten zusammengesetzt ist. Ein Beispiel für eine moderne Rakete ist die Ariane 5. Diese Technologie hat eine Reihe von Nachteilen : Zum einen ist der Treibstoffverbrauch sehr hoch. So benötigt die Ariane 5 z. B. 626 Tonnen Treibstoff, um eine Nutzlast von 20 Tonnen in eine niedrige Umlauf- bahn zu bringen.

* Zum anderen stellt die Ariane 5 ein technisch sehr komplexes Gebilde dar. Die Kosten für den Bau einer Rakete übertreffen die Treibstoffkosten bei weitem.

Zudem ist für jeden Start ein neues Exemplar der Rake- te zu bauen. Um mit einer Rakete in den Weltraum zu gelangen, muß das Startgewichtsverhältnis unbetankt zu betankt bei einem sehr niederen Wert liegen. Da es sehr schwierig ist, die Wände einer Einstufenrakete hinreichend dünn und trotzdem stabil zu gestalten, zerlegte man bei der Ariane 5 das System in üblicher Weise in mehrere Stufen. Dies führt aber zu einer grö- ßeren Komplexität des Systems und treibt damit die Ko- sten in die Höhe.

* Weiter weist die Konstruktion große inhärente Risiken auf. Besonders kritisch ist die Startphase. In Sekun- denbruchteilen muß die Antriebsleistung von 0 auf 12.000 kN hochgefahren werden. Eine diffizile Lagere- gelung muß dafür sorgen, daß die Rakete nicht umkippt. Die geringsten technischen Störungen führen zu einem Fehlstart und zum Verlust der wertvollen Ladung.

Das Startgewichtsverhältnis unbetankt/betankt hängt vom spezifischen Treibstoffverbrauch ab. Ein moderner Ra- ketenantrieb, der mit flüssigem Sauerstoff und flüssigem Wasserstoff arbeitet, hat einen spezifischen Treibstoff- verbrauch von 0,22 kg/kNs. Eine Einstufenrakete mit solch einem Antrieb darf maximal ein Startgewichtsverhältnis von 0,1 aufweisen, wenn sie eine niedere Umlaufbahn er- reichen soll.

Die NASA plant den Bau einer solchen Einstufenrakete unter der Bezeichnung VentureStar. Mit dem Einsatz neuar- tiger Verbundwerkstoffe hofft man ein System konstruieren zu können, bei dem das Startgewichtsverhältnis unterhalb von 0,1 bleibt.

Zusammenfassend kann gesagt werden, daß eine herkömm- liche Rakete die oben erwähnten Anforderungen eines Transportsystems gar nicht oder nur teilweise erfüllt.

Flugzeug Wenn man eine Rakete mit einem Flugzeug vergleicht, so fällt auf, daß das Flugzeug wesentlich ökonomischer mit Treibstoff umgeht. Dies wird an folgendem Rechenbei- spiel deutlich : Airbus A320 Ariane 5 Höhe 12 km 8 km Geschwindigkeit 260 m/s 400 m/s potentielle + kinetische Energie 0,16 km2/sz 0, 16 kmz/sz verbrauchter Treib- stoff/Startgewicht 1,3 % 23 % Man sieht, daß ein Flugzeug viel ökonomischer mit Treibstoff umgeht als eine Rakete. Der Vorteil kommt zum

einen dadurch zustande, daß das Flugzeug den Auftrieb der Luft benutzt, während die Rakete gewissermaßen auf ihrem Strahl reitet. Weiter kommt hinzu, daß das Verkehrsflug- zeug den Sauerstoff der Luft zur Verbrennung verwendet, während die Rakete das Oxydationsmittel mitführen muß.

Die typischen Werte für den spezifischen Treibstoffver- brauch liegen bei Flugzeugtriebwerken viel niedriger als bei der Rakete : Rakete 0,22 kg/kNs typisches Flugzeugtriebwerk (0-1 Mach) 0,02 kg/kNs * Concorde-Triebwerk (0-2 Mach) 0,03 kg/kNs 'Staustrahltriebwerk (2-8 Mach) 0,04-0,07 kg/kNs In Anbetracht dieser Eigenschaften eines Flugzeugs, die den oben erwähnten Anforderungen eines Transportsy- stems im wesentlichen gerecht werden, soll im folgenden eine bekannte Möglichkeit dargestellt werden, ein Trans- portsystem ins All unter Verwendung eines Flugzeug zu schaffen.

Sängersystem Vor einigen Jahrzehnten hat Herr Sänger vorgeschla- gen, ein Transportsystem ins All aus einem Flugzeug als untere Stufe und einer Rakete als obere Stufe zusammenzu- setzen. In der Offenlegungsschrift DE 3740645A1 wird die- se Idee wieder aufgegriffen. In neueren Patentschriften wie z. B. EP0362053A1 wird auch der Bau eines einstufigen Systems für möglich gehalten.

Rechnungen zeigen, daß der Einsatz eines luftatmenden Antriebs nur interessant ist, wenn dieser bis Machzahlen von 6-8 und bis zu einer Höhe von 25 km noch eine akzep- table Leistung liefert. Als Flugzeugtriebwerke kommen in Frage :

Gasturbinentriebwerk Betriebsbereich : 0-3 Mach Staustrahltriebwerk zufriedenstellender Betrieb nur im Bereich 2-8 Mach Eigentlich müßte man also in ein Raumtransportsystem drei Triebwerke für die verschiedenen Geschwindigkeitsbe- reiche einbauen. Um Gewicht und Kosten zu sparen, möchte man aber möglichst nur mit einem Triebwerk auskommen. Ei- ne Reihe von Patentschriften wie z. B. DE3447991C2, DE3909050C1, EP0362053A1 und DE3617757C1 befassen sich deshalb mit der Frage, wie man diese drei Prinzipien zu einem Kombinationsantrieb zusammenfassen kann.

Zwar werden mit diesem Sänger-Konzept die oben er- wähnten Anforderungen (B) bis (D) eines Transportsystems ins All im wesentlichen erfüllt, jedoch ist der vorrich- tungstechnische und verfahrenstechnische Aufwand zur Rea- lisierung eines derart komplexen Systems sehr hoch, und damit auch entsprechend kostenintensiv.

Hopper Die DASA setzt bei dem Konzeptvorschlag für ein hori- zontal startendes System"Hopper"auf klassische Raketen- technologie. Der Hopper besteht aus einem horizontal startenden Fluggerät mit einem Gesamtstartgewicht von et- wa 400 Tonnen. Für den Horizontalstart reicht eine An- triebsleistung von nur 3000 kN. Damit kann das Antriebs- system deutlich leichter gebaut werden als das eines senkrecht startenden Systems.

Auch das Fahrwerk, das für den Start eines so schwe- ren Fluggeräts ausgelegt ist, hat ein erhebliches Ge- wicht. Um dieses einzusparen, soll es nach dem Start ab- gesprengt werden und ist nicht wieder verwendbar. Die

Landung erfolgt mit Hilfe eines zweiten schwächer ausge- legten Fahrwerks. Da das Startfahrwerk nicht wieder ver- wendbar ist, denkt man an eine Schlittenkonstruktion, mit der man hofft, Kosten zu sparen.

Der Hopper erreicht eine Höhe von 200 km, bleibt aber deutlich unterhalb der Orbitalgeschwindigkeit. Eine Luke wird geöffnet und eine zweite Stufe mit der Nutzlast wird herausbefördert. Diese zweite Stufe beschleunigt eine Nutzlast von 7 Tonnen auf die Orbitalgeschwindigkeit oder bringt eine Nutzlast von 5 Tonnen in eine höhere Umlauf- bahn. Der Hopper kehrt in einer ballistischen Bahn zur Erde zurück und landet horizontal auf einem Flugplatz.

Magnetschwebebahn In der Presse (Welt am Sonntag, 11.10.98) wurde ein Vorschlag beschrieben, nach dem der Start eines Trans- portsystems ins All mit Hilfe einer Magnetschwebebahn er- folgen soll. Die Magnetschwebebahn bringt ein Fluggerät auf eine Startgeschwindigkeit von etwa 280 m/s. Durch diese Maßnahme könnte gegenüber dem Hopperkonzept eine große Menge Treibstoff eingespart werden.

Solch eine Starthilfe würde die oben beschriebenen Anforderungen an einen horizontal startenden Raumtrans- porter deutlich vermindern. Bei dieser Idee ergeben sich aber folgende Probleme : Die Entwicklung und der Bau einer Magnetschwebebahn ist sehr teuer.

Die Phase, in der das Flugzeug von der Magnetschwebe- bahn abhebt, ist kritisch und gefährlich. Wenn die bei Tempo 280 m/s auftretenden Kräfte nicht perfekt ausge- glichen werden, kommt es zu einer Katastrophe.

Es kann also gesagt werden, daß die obenerwähnten An- forderungen (B) bis (E) erfüllt sind, daß aufgrund des großen vorrichtungstechnischen und verfahrenstechnischen Aufwands vor allem des Startsystems in Form der Magnet- schwebebahn die Anforderung (A) nicht erfüllt ist. Außer- dem ist es schwierig, wie oben beschrieben, gerade in der Startphase die Anforderung (E) bezüglich Sicherheit und Zuverlässigkeit zu erfüllen.

Ballon Eine Ballonmission ist eine sehr kostengünstige Mög- lichkeit, eine Nutzlast in große Höhen zu bringen. Ballo- ne erlauben Forschungsgruppen mit beschränktem Etat Pro- jekte durchzuführen, die mit Raketentechnik nicht finan- zierbar wären. Es stellt sich nun die Frage, wie diese kostengünstige Methode mit der aufwendigen Raketentechno- logie verknüpft werden könnte.

In den fünfziger Jahren wurden Forschungshöhenraketen mit Namen Deacon von Ballonen aus gestartet. Der Ballon hob die Rakete auf 24 km Höhe. Die Deacon-Rakete trans- portierte anschließend eine Nutzlast von 10 kg auf eine ballistische Bahn bis auf 103 km Höhe.

Eine weitere bekannte Methode besteht darin, Test- flugzeuge mit Ballonen in große Höhen zu bringen, um bei sogenannten Droptests die Flugeigenschaften dieser Test- flugzeuge zu untersuchen.

Darstellunq der Erfindung Es ist nun die Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Verfahren zum Transport einer möglichst großen Nutz- last in den Weltraum zu schaffen, mit dem bei minimalem

verfahrens-und vorrichtungstechnischem Aufwand die An- forderungen eines Systems zum Transport von Nutzlast in den Weltraum im wesentlichen erfüllt werden können.

Diese Aufgabe wird durch ein Verfahren zum Transport einer Nutzlast in den Weltraum gemäß Anspruch 1, sowie eine Verbindungseinrichtung nach Anspruch 19, einen Bal- lon nach Anspruch 22 und ein Fluggerät nach Anspruch 24 zum Durchführen des Verfahrens gelöst. Vorteilhafte Aus- gestaltungen sind Gegenstand der Unteransprüche.

Das erfindungsgemäße Verfahren zum Transport einer Nutzlast (von Gütern und/oder Menschen) in den Weltraum, umfaßt dabei ein Bereitstellen einer Transportvorrichtung mit einem Ballon und einem Fluggerät, das die Nutzlast beinhaltet und Antriebsaggregate aufweist ; ein Transpor- tieren des Fluggeräts mit Hilfe des Ballons vom Boden in eine vorbestimmte Zielflughöhe ; ein Trennen des Ballons und des Fluggeräts, wobei das Fluggerät daraufhin den Weitertransport der Nutzlast in den Weltraum durchführt.

Erfindungsgemäß ist dabei das Fluggerät aerodynamisch ge- formt und hat aerodynamische Auftriebsmittel, die insbe- sondere Flügel aufweisen, wodurch es nach dem Trennen vom Ballon und einer Phase des freien Falls mit einer im we- sentlichen nach unten gerichteten Flugbahn in eine hori- zontale Flugphase bzw. Gleitphase mit einer horizontalen Flugbahnkomponente übergeht. Ferner erfolgt ein Starten der Antriebsaggregate des Fluggeräts.

Das Starten der Antriebsaggregate des Fluggeräts kann direkt bei dem Trennen vom Ballon, bei Erreichen der ho- rizontalen Flugphase bzw. Gleitphase oder bei Erreichen einer Aggregat spezifischen Bedingung erfolgen. Bahnbe- rechnungen zeigen, daß es besonders günstig ist, den An-

trieb kurz vor Erreichen der horizontalen Fluglage einzu- schalten.

Zur leichteren Steuerung weist der Bug des Fluggeräts während des Trennens vom Ballon in der Zielhöhe bzw. beim Übergang in die Phase des freien Falls eine bezüglich des Hecks nach unten geneigte Position auf, um während der Phase des freien Falls, der horizontalen Flugphase bzw.

Gleitphase und des Startens der Antriebsaggregate in eine horizontale und ferner nach oben geneigte Position über- zugehen. Es ist ferner denkbar, daß das Fluggerät über eine Aufhängeeinrichtung mit dem Ballon verbunden ist, wobei der Bug des Fluggeräts während des Trennens vom Ballon in der Zielhöhe eine bezüglich des Hecks nach un- ten geneigte Position einnimmt, indem ein Heckabschnitt der Aufhängeeinrichtung zeitlich verzögert nach einem Bu- gabschnitt der Aufhängeeinrichtung von dem Fluggerät ge- trennt wird, um während der Phase des freien Falls, der horizontalen Flugphase und des Startens der Antriebsag- gregate in eine horizontale und ferner nach oben geneigte Position überzugehen. Außerdem ist es möglich, daß das Fluggerät während des Trennens vom Ballon eine horizonta- le Position einnimmt, wobei das Fluggerät nach dem Tren- nen vom Ballon durch eine geeignete Einstellung einer Hö- heneinstelleinrichtung (z. B. Steuerklappen zur Höhenein- stellung) in eine mit dem Bug nach unten gerichtete Fluglage gebracht wird, um während der Phase des freien Falls, der horizontalen Flugphase und des Startens der Antriebsaggregate in eine horizontale und ferner nach oben geneigte Position überzugehen.

Gemäß einer vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung umfaßt das Verfahren ferner den Schritt eines Abtrennens eines nicht mehr benötigten Ballasts, insbesondere leeren Treibstofftanks, von dem Fluggerät zu einem bestimmten

Zeitpunkt der Flugphase nach dem Starten des Antriebsag- gregats.

Gemäß einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung um- faßt das Verfahren ferner den Schritt eines Abtrennens einer aus zumindest einer Stufe bestehenden Transportein- richtung von dem Fluggerät zu einem bestimmten Zeitpunkt der Flugphase nach dem Starten der Antriebsaggregate, wo- bei die Transporteinrichtung die Nutzlast in eine ge- wünschte Umlaufbahn bringt, wohingegen das Fluggerät zum Boden zurückkehrt.

Der Ballon zur Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens kann ein, insbesondere mit Helium gefüllter, Gasballon oder ein Heißluftballon sein, der vorteilhaf- terweise eine Einrichtung, insbesondere ein Flugzeug, aufweist, die den Ballon nach dem Trennen von dem Flugge- rät an ein Ziel am Boden, insbesondere den Ausgangspunkt, bringt. Des weiteren ist es möglich, den Ballon mit einer Einrichtung zum Ablassen von Gas zu versehen, um nach dem Trennen von dem Fluggerät ein Sinken des Ballons zu be- schleunigen und ein Platzen des Ballons zu verhindern.

Das in dem Fluggerät zur Durchführung des erfindungs- gemäßen Verfahrens verwendete Antriebsaggregat kann einen Raketenantrieb, einen luftatmenden Antrieb, wie bei- spielsweise ein Gasturbinentriebwerk oder ein Staustrahl- triebwerk, oder eine Kombination aus Raketenantrieb und luftatmendem Antrieb aufweisen.

Um die Wiederverwendbarkeit des Flugggeräts sicherzu- stellen, weist das Fluggerät vorteilhafterweise eine Ein- richtung zum Schutz vor der beim Wiedereintritt auftre- tenden Hitze auf. Das Fluggerät ist dafür ausgelegt, so- wohl im Normalfall als auch bei einem Notfall und Abbruch der Mission auf einem herkömmlichen Flugplatz zu landen.

Das erfindungsgemäße Verfahren kann nicht nur auf der Erde, sondern allgemein auf Planeten, insbesondere der Venus, oder Monden mit dichter Atmosphäre verwendet wer- den.

Im Rahmen des Sturzfluges erreicht das Flugzeug eine sehr hohe Geschwindigkeit. Der Treibstoff zum Erreichen dieser Geschwindigkeit kann eingespart werden und erlaubt deshalb eine massive Erhöhung der Nutzlast.

Das hier offengelegte Verfahren soll nun in seinen technischen Daten mit 3 anderen bekannten Verfahren im Detail verglichen werden. Es wird bei allen betrachteten Verfahren von einem Startgewicht von 400 Tonnen ausgegan- gen. Das Fluggerät soll auf etwa 200 km Höhe gebracht werden. Dann soll eine kleine zweite Stufe mit der Nutz- last abgetrennt werden.

Beim Hopper werden etwa 325 Tonnen flüssiger Wasser- stoff und Sauerstoff hierfür benötigt. Es bleiben also noch 75 Tonnen für die Struktur des Fluggeräts, für die zweite Stufe und die Nutzlast übrig. Es wird angenommen, daß dies sich etwa folgendermaßen aufteilt : 54 Tonnen Fluggerät 14 Tonnen obere Raketenstufe 7 Tonnen Nutzlast Jede Tonne, die bei der Struktur des Fluggeräts ein- gespart werden kann, erlaubt es also die Nutzlast um 333 kg anzuheben. Das gleiche gilt für den Treibstoff. Eine Einsparung von 1 Tonne bringt denselben Vorteil.

Nimmt man an, daß ein Fahrwerk 3 % des Gewichts eines Fluggerätes benötigt, so ergeben sich 12 Tonnen für ein

Startfahrwerk und 3 Tonnen für ein nur zur Landung geeig- netes Fahrwerk.

Für die Magnetschwebebahn wurde die in der Presse ge- nannte Startgeschwindigkeit von 280 m/s angesetzt.

Mit Hilfe dieser Informationen kann man die folgende technischen Daten abschätzen : Konzept Einsparung an Treib-Nutzlast in nie- stoff und an derer Umlaufbahn Strukturgewicht Horizontalstart 0 Tonnen 4 Tonnen Horizontalstart + 9 Tonnen 7 Tonnen Fahrwerkabtrennung Magnetschwebebahn 18 Tonnen 10 Tonnen als Starthilfe Start von Ballon 21 Tonnen 11 Tonnen Das heißt mit dem hier offengelegten Konzept ist es möglich bei unverändertem Startgewicht und gleicher me- chanischer Konstruktion die Nutzlast von 7 Tonnen auf 11 Tonnen zu steigern. Die Magnetschwebebahn liefert auch eine deutliche Erhöhung der Nutzlast. Dieses Verfahren ist aber wegen des hohen verfahrenstechnischen Aufwands sehr problematisch.

Statt die Nutzlast von 7 Tonnen auf 11 Tonnen zu er- höhen, könnte man die 7 Tonnen Nutzlast auch auf eine we- sentlich höhere Umlaufbahn bringen. Eine weitere Alterna- tive besteht darin, die Nutzlast und die Flugbahn auf den Werten des Hopperkonzepts zu belassen, aber das Startge- wicht von 400 Tonnen auf 265 Tonnen abzusenken.

Ein weiterer Aspekt ist die Sicherheit und Zuverläs- sigkeit des Systems. Die zu transportierende Nutzlast ist

in der Regel sehr wertvoll. Ein Fehlstart bedeutet einen sehr hohen finanziellen Schaden. Die Versicherung von Ra- ketenstarts ist eine teure Angelegenheit. Auch für den Transport von Menschen wird ein hoher Sicherheits-und Zuverlässigkeitsstandard erwartet. Um die Sicherheit zu erhöhen, werden Systeme redundant gebaut. So sind beim Hopperkonzept mindestens 3 Triebwerke vorgesehen, um auch beim Ausfall eines Triebwerks das Fluggerät nicht zu ge- fährden.

Der Ballon sollte aus einem dünnen aber sehr reißfe- sten Material hergestellt werden. Eine wichtige Frage ist die Vorgehensweise, falls es dennoch zu einer Beschädi- gung der Ballonhülle kommen sollte. Aus Sicherheitsgrün- den sollte der Ballon aus mehreren (vorzugsweise 6) Kam- mern aufgebaut sein. Der Ballon wird so dimensioniert, daß er auch mit weniger (beispielsweise 5) intakten Kam- mern das Fluggerät noch in der Schwebe halten kann. D. h., ein großes Loch in einer Kammer führt nicht zum Ab- sturz. Kleinere Löcher in mehreren Kammern können durch rasches Ablassen von Treibstoff beherrscht werden. Die Kammern können dabei von einzelnen separaten Ballonen ge- bildet werden, oder sie sind alle in einem großen umfas- senden Ballonkörper ausgebildet, was insbesondere Ballon- material und somit Gewicht spart.

Im Falle eines Abbruchs der Mission wegen einer Bal- lonbeschädigung wird soviel flüssiger Sauerstoff und Was- serstoff abgelassen, daß das Gewicht des Fluggeräts auf die Hälfte sinkt. Das Fluggerät wird nun in einer steil nach oben gerichteten Fluglage vom Ballon abgetrennt. We- gen des niederen Gewichts ist es nun möglich, das Flugge- rät wie eine konventionelle Rakete nach oben zu beschleu- nigen. Dabei ist auch der mögliche Ausfall eines Trieb- werke mit berücksichtigt. Das Fluggerät geht vom vertika-

len Steigflug in einen Horizontalflug über und fliegt ei- nen Zielflugplatz an.

Während des Ballonflugs verdunstet eine gewisse Menge an flüssigem Wasserstoff und Sauerstoff. Es ist deshalb vorteilhaft, beispielsweise an der Oberseite des Flugge- räts, kleine Zusatztanks anzubringen, die diesen Verlust ausgleichen. Diese Zusatztank sollten aber nicht in den Orbit mitgenommen werden, weil sie nur unnötigen Ballast darstellen. Vielmehr sollten sie nach der Trennung des Fluggeräts am Ballon hängenbleiben.

Die oben als vorteilhaft vorgeschlagene Überdimensio- nierung des Ballons um 1/6 (zu 5 zum Auftrieb benötigten Kammern kommt eine"Sicherheitskammer") hilft zudem die Ballonflugzeit zu verkürzen. Abschätzungen zeigen, daß sich damit die Ballonflugzeit auf etwa 10 Minuten redu- zieren läßt.

Weitere Einzelheiten, Merkmale und Vorteile der Er- findung ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung bevorzugter Ausführungsformen anhand der Zeichnung : Es zeigen : Fig. 1 eine schematische Darstellung einer Trans- portvorrichtung zur Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens vor dem Start ; Fig. 2 eine schematische Darstellung der Trans- portvorrichtung zur Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens in der Zielflughöhe der ersten Flugphase bzw.

Ballonflugphase ; Figuren 3 einen schematischen Ablauf des erfindungs- gemäßen Verfahrens ;

Fig. 4 ein cL-cD-Diagramm, wie es sich bei Wind- kanalmessungen ergibt, wobei als Parameter der Anstell- winkel an die Kurve angetragen ist ; Figuren 5 die auftretenden aerodynamischen Kräfte beim Übergang vom freien Fall in den Gleitflug ; und Figuren 6 beispielhafte Diagramme, die die Abhängig- keit der Höhe gegenüber der Zeit (Fig. 6a), die Abhängig- keit der Geschwindigkeit gegenüber der Zeit (Fig. 6b) und die Abhängigkeit der Masse gegenüber der Zeit (Fig. 6c) des Fluggeräts 2 beim Durchführen des erfindungsgemäßen Verfahrens. Es wird der Start von einem Ballon mit einem Horizontalstart + Fahrwerkabwerfung verglichen.

Erste bevorzugte Ausführungsform Bevor das erfindungsgemäße Verfahren einer ersten be- vorzugten Ausführungsform anhand der Zeichnung detail- liert erläutert wird, soll eine kurze Erläuterung der Fi- guren gegeben werden. Hier, wie in den folgenden Figuren, werden gleiche Teile mit gleichen Bezugszeichen bezeich- net.

Figuren Fig. 1 zeigt eine Transportsystem bzw. die Transport- vorrichtung zum Durchführen des erfindungsgemäßen Verfah- rens vor dem Start. Das Bezugszeichen 1 stellt einen mit Helium gefüllten Ballon dar. In Bodennähe ist der Ballon noch nicht prall gefüllt, wie es von Wetterballonen be- kannt ist. Das Bezugszeichen 2 stellt ein Fluggerät dar,

das eine Nutzlast beinhaltet und Antriebsaggregate bzw.

Triebwerke aufweist. Das Bezugszeichen 3 bezeichnet eine Verbindungsvorrichtung bzw. Halterung, die den Ballon mit dem Flugkörper verbindet. Diese Halterung, die in der Fi- gur nicht detailliert dargestellt ist, hat einen ballon- seitigen Kopplungsabschnitt der mit einem Kopplungsab- schnitt des Ballons 1 verbindbar ist, und einen flugge- rätseitigen Kopplungsabschnitt, der lösbar mit einem Kopplungsabschnitt des Fluggeräts 2 verbindbar ist. Fer- ner hat die Halterung 3 eine Steuereinrichtung zum Steu- ern des Lösens der fluggerätseitigen Kopplungseinrichtung in einer vorbestimmten Höhe. Die fluggerätseitige Kopp- lungseinrichtung, die beispielsweise Seile aufweist, wie in der Figur dargestellt, kann eine vordere und hintere Kopplungseinrichtungen aufweisen, die jeweils mit einer vorderen und hinteren Seite des Fluggeräts verbunden sind und getrennt voneinander über die Steuerungseinrichtung steuerbar bzw. lösbar sind. Insbesondere, wenn das Flug- gerät in einer geneigten Position in die Phase des freien Falls eintreten soll, wobei gleich lange vordere und hin- tere Kopplungseinrichtungen verwendet werden, kann beim Abtrennen des Fluggeräts 2 vom Ballon 1 die Steuerungs- einrichtung die vordere Kopplungseinrichtung zeitlich vor der hinteren Kopplungseinrichtung lösen.

Das Bezugszeichen 4 stellt eine Vorrichtung dar, mit dessen Hilfe der Ballon nach Erfüllung seiner Mission ak- tiv den Ausgangspunkt wieder anfliegen kann. Diese Aufga- be kann z. B. durch ein kleines Flugzeug gelöst werden, das den Ballon zieht. Dieses Flugzeug kann eine Bauform haben, wie beispielsweise langsam fliegende Flugzeuge, die für landwirtschaftliche Zwecke eingesetzt werden. Mit dem Bezugszeichen 5 ist eine Haltevorrichtung bezeichnet, die den Ballon vor dem Start beispielsweise gegenüber dem Wind festhält.

In Fig. 2 ist das Transportsystem bzw. die Transport- vorrichtung in einer vorbestimmten Zielflughöhe des Bal- lons zu sehen. Der Ballon 1 hat sich nun aufgrund der dünneren Atmosphäre voll auf die Kugelform ausgedehnt.

Das Fahrwerk von Fluggerät 2 ist eingefahren. Es sollte vorteilhaft für die Steuerung des Fluggeräts sein, wenn es sich bereits bei der Trennung in der korrekten nach unten geneigten Fluglage befindet. Flugbahnberechnungen zeigen, daß eine Ballonflughöhe von 18 km ein Optimum zwischen Aufwand und Nutzen darstellt. Um in diese Höhe zu gelangen, benötigt man folgende BallongröBen : Startgewicht Nutzlast Ballonradius Fall a 400 t 11 t 105 m Fall b 265 t 7 t 91,5 m Dabei ist eine Überdimensionierung um 1/6 berücksichtigt.

In den Figuren 3 ist ein schematischer Ablauf des er- findungsgemäßen Verfahrens zum Transport einer Nutzlast (von Gütern und/oder Menschen) in den Weltraum darge- stellt. In Fig. 3a ist die Transportvorrichtung vor dem Start dargestellt, wie es detaillierter in Fig. 1 gezeigt ist. In Fig. 3b ist die Zielflughöhe in diesem Fall bei etwa 18 km Höhe der Transportvorrichtung mit Ballon 1 und Fluggerät 2 erreicht, wie es detaillierter in Fig. 2 ge- zeigt ist. Fig. 3c zeigt den Ballon 1 nach der Abtrennung des Fluggerätes 2, wobei das Flugzeug 4 aus Fig. 3a nicht dargestellt ist. Fig. 3d symbolisiert den freien Fall des Fluggerätes 2 um beispielsweise 16 km in die Tiefe. In Fig. 3e erfolgt die horizontale Flugphase bzw. Gleitpha- se, bei der das Fluggerät 2 eine horizontale Fluglage eingenommen hat. Bei Bahnberechnungen wurde der Zeitpunkt des Einschaltens der Triebwerke variiert. Dabei zeigte es sich, daß es besonders günstig ist, die Triebwerke kurz

vor Erreichen der horizontalen Fluglage einzuschalten.

Mit diesem Schritt beginnt nun die zweite Transportphase, bei der das Fluggerät 2 von sich aus bzw. aus eigener Kraft den Transport nach oben übernimmt. Nach Starten des Triebwerks des Fluggeräts 2 folgt die Steigphase, wie es in Fig. 3f gezeigt ist, bei der der Bug des Fluggeräts bezüglich des Hecks nach oben geneigt ist. Während nun das Fluggerät nach oben steigt, wird aus dem Ballon 1 das meiste Helium abgelassen. Darauf beginnt der Ballon 1 wieder zu sinken. In Figur 3g befindet sich der Ballon 1 bereits wieder in niedriger Höhe und wird von dem kleinen Flugzeug 4 zu einem Landeplatz zurück geschleppt.

Fig. 4 zeigt ein cL-cD-Diagramm, wie es sich bei Windkanalmessungen ergibt. Als Parameter ist der Anstell- winkel alpha an die Kurve angetragen. Der Anstellwinkel alpha beschreibt die Lage des Flugzeugs gegenüber der Luftströmung. Wenn man mit einem großen Anstellwinkel al- pha fliegt (z. B. 12 Grad in Fig. 4), so erhält man eine hohe Auftriebskraft proportional zu cL. Die Luftreibung, beschrieben durch cD, ist aber auch sehr hoch. Ein großer Anstellwinkel erlaubt es, einen engen Bogen zu fliegen.

Der Winkel darf aber nicht zu groß gewählt werden, da sonst keine stabile Fluglage mehr gewährleistet ist (z. B.

Fig 4 Grenzwert : 15 Grad).

Die Figuren 5 zeigen die auftretenden aerodynamischen Kräfte am Fluggerät 2 beim Übergang vom freien Fall in die horizontale Flugphase bzw. Gleitphase, mit * W Erdanziehung, Gewicht des Fluggeräts 2 * L aerodynamischer Auftrieb * D Luftreibung * R resultierende Kraft auf das Fluggerät 2 alpha (a) Anstellwinkel

* v Bewegungsrichtung des Fluggeräts 2 Kurz nach der Trennung vom Ballon, d. h. im freien Fall, dominiert die Erdanziehung W, die das Fluggerät 2 nach unten beschleunigt, wie es in Fig. 5a gezeigt ist.

In Fig. 5b hat das Fluggerät 2 bereits eine gewisse Ge- schwindigkeit. Die resultierende Kraft setzt sich aus der Erdanziehung W und Auftrieb L zusammen und erhöht die Ho- rizontalgeschwindigkeit. In Fig. 5c heben sich die Kräfte gegenseitig auf. Das Fluggerät befindet sich im Gleit- flug. Mit kleinerem Anstellwinkel alpha (a) nimmt auch die Luftreibung D erheblich ab.

Die Figuren 6 zeigen Diagramme, die die Abhängigkeit der Höhe gegenüber der Zeit (Fig. 6a), die Abhängigkeit der Geschwindigkeit (sowohl horizontal als auch vertikal) gegenüber der Zeit (Fig. 6b) und die Abhängigkeit der Masse gegenüber der Zeit (Fig. 6c) des Fluggeräts 2 beim Durchführen des erfindungsgemäßen Verfahrens und bei ei- nem horizontalen Start. Hierbei wurden für das Fluggerät 2 folgende Annahmen getroffen : * Startgewicht von 400 t, * Aerodynamische Eigenschaften wie bei einer Concor- de (jedoch mit einer doppelten Startmasse wie bei der Concorde), * Triebwerksleistung : 3000 kN * Spezifischer Treibstoffverbrauch des Raketenan- trieb von 0,220 kg/kNs.

In den Figuren 6 wird davon ausgegangen, daß ein mit Helium gefüllter Ballon das Fluggerät vor dem Zeitpunkt 0 Sekunden bereits in eine Höhe von 18 km gebracht hat. Zur Zeit 0 Sekunden erfolgt das Trennen des Fluggeräts vom Ballon, wobei das Fluggerät zwar an Höhe verliert (dicke durchgezogene Linie), jedoch an Geschwindigkeit gewinnt.

In der ersten Sturzflugphase wird ein möglichst großer

Anstellwinkel alpha benutzt, um einen möglichst engen Bo- gen zu fliegen. Mit zunehmender Dichte der Luft und zu- nehmender Geschwindigkeit steigen die aerodynamischen Kräfte an. Nach 36 Sekunden werden in 12 km Höhe diese Kräfte so groß, daß der Anstellwinkel alpha allmählich reduziert werden muß. Der Anstellwinkel alpha wird nun so eingestellt, daß die mechanische Belastung des Fluggeräts 1,5 g nicht übersteigt. Nach 71 Sekunden ist das Flugge- rät auf 3,5 km Höhe gefallen und hat eine Geschwindigkeit von 457 m/s. Die Flugbahn ist noch um 18 Grad nach unten geneigt. Es werden nun die Triebwerke eingeschaltet. Nach 109 s wird der tiefste Punkt mit 1,2 km Höhe erreicht.

Das Fluggerät hat dann bereits eine Geschwindigkeit von 680 m/s. Es erfolgt nun der Flug in die Höhe. Nach 376 Sekunden muß bei 90 km Höhe die Antriebsleistung allmäh- lich zurückgenommen werden, damit die Beschleunigung des inzwischen leichter gewordenen Fluggeräts unterhalb von 1,5 g bleibt. Der Antrieb wird in einer Höhe von grob 200 km ausgeschaltet, sobald die Zielenergie/Masse von 13,9 km2/sZ erreicht ist. Die zweite Raketenstufe mit der Nutzlast kann nun heraus befördert werden. Das Fluggerät 2 kehrt zur Erde zurück, weil die gewählte Zielener- gie/Masse nicht für den Verbleib im Orbit ausreicht.

In den Abbildungen 6a-c ist ein horizontaler Start zum Vergleich gestrichelt dargestellt. Der Startzeitpunkt ist bei t=30 s eingezeichnet. 21 Sekunden nach dem Start hebt das Fluggerät ab. Das Startfahrwerk wird abgesprengt und das Fluggerät steigt ebenfalls auf grob 200 km Höhe.

Auch hier wird bei Erreichen der Zielenergie/Masse von 13,9 km2/s 2 der Antrieb ausgeschaltet. Abbildung 6c zeigt, daß beim Brennschluß die verbleibende Masse beim Ballonkonzept mit 86,8 Tonnen deutlich höher ist als beim horizontalen Start mit nur 74,8 Tonnen.

WO 00/34122

Verfahren Nach der kurzen Erläuterung der Figuren soll nun auf das erfindungsgemäße Verfahren eingegangen werden.

Für die Transportvorrichtung zum Durchführen des Ver- fahrens wird ein mit Helium gefüllter Ballons 1 in Kombi- nation mit dem Flugkörper bzw. Fluggerät 2 (vgl. Fig. 1) verwendet. Dieser Flugkörper 2 hat Flügel, die auf nied- rige Luftreibung im Hyperschallbereich optimiert sind.

Der Transport der Nutzlast in den Weltraum umfaßt dabei die folgenden Schritte : Vor dem Start steht das Fluggerät 2 in horizontaler Lage (Fig. 1, Fig. 3a).

Der Ballon 1 wird mit soviel Heliumgas gefüllt, daß er das Fluggerät 2 in die vorbestimmte Zielhöhe tragen kann. Der Start erfolgt nach Lösung von Haltebolzen (nicht dargestellt).

"Das System steigt in die Höhe. Wegen des abnehmenden Luftdrucks nimmt der Ballon allmählich eine pralle Form an. Bei einer aus sicherheitstechnischen Gründen, wie unten noch näher erläutert werden wird, leicht überdimensionierten Ausgestaltung des Ballons ergibt sich als Dauer für die Steigflugphase ein Zeitraum von etwa 10 Minuten.

Sobald der Ballon 1 mit dem Fluggerät 2 die Zielflug- höhe bei 18 km Höhe erreicht hat (Fig. 2, Fig. 3b), wird das Fluggerät 2 vom Ballon 1 getrennt (Fig.

3c, 3d). Die Steuerung des Fluggeräts wird erleichtert, wenn beim Abtrennen das Fluggerät bereits steil mit dem Bug nach unten geneigt ist. Es ist jedoch auch möglich, daß das Fluggerät 2 beim Trennen ebenso wie

beim Start vom Boden horizontal hängt, wobei dann nach der Trennung vom Ballon das Fluggerät durch eine ge- eignete Einstellung des Höhenruders (und/oder anderer aerodynamischer Steuerklappen) in die mit Bug nach un- ten gerichtete Fluglage gebracht wird. Als weitere Möglichkeit stellt sich dar, daß das Fluggerät 2 bis zum Trennen ebenso wie beim Start vom Boden horizontal hängt, jedoch die Tragseile in der Zielflughöhe nicht gleichzeitig gelöst werden. Vielmehr werden bei dieser Variante die Bugtragseile zuerst und die Hecktragseile mit einer zeitlichen Verzögerung (beispielsweise von 1 Sekunde) gelöst. Hierdurch wird erreicht, daß das Fluggerät 2 mit dem Bug nach unten kippt und die ge- wünschte Fluglage einnimmt.

In der Phase des Sturzfluges bzw. freien Falls nimmt die Geschwindigkeit des Fluggeräts 2 stark zu. Die da- bei auftretenden aerodynamischen Kräfte sind in Fig. 5 dargestellt. Mit zunehmender Geschwindigkeit wächst die Auftriebskraft L an. Diese Auftriebskraft ermög- licht es, daß der Sturzflug in einen Horizontalflug bzw. eine horizontale Flugphase in östlicher Richtung übergeht. Die durch den Sturzflug aufgenommene kineti- sche Energie stellt einen ersten Anteil zur angestreb- ten Umlaufbahngeschwindigkeit dar.

Als Antrieb für das Fluggerät 2 kommen Raketenantriebe in Frage. Der optimale Zeitpunkt für das Einschalten des Antriebs liegt kurz vor Erreichen der horizontalen Fluglage (Fig. 3).

Es ist ferner denkbar, einen Staustrahl-Raketen- Kombinationsantrieb als Alternative zu verwenden. Da- bei wird dieser Antrieb anfangs, d. h. in niedriger At- mosphäre, in der noch genügend Luft bzw. Sauerstoff vorhanden ist, in der Betriebsart"Staustrahl"betrie- ben. Hierbei ist zu berücksichtigen, daß ein Stau-

strahltriebwerk erst nach Erreichen einer gewissen Mindestgeschwindigkeit eingeschaltet werden kann (siehe beispielsweise Fig. 3e). Es wird also in dieser ersten Flugphase ein luftatmender Antrieb verwendet, so daß zu diesem Zeitpunkt noch kein speziell mitge- führtes Oxidationsmittel (Sauerstoff) verwendet werden muß. Wenn die Luft dünn wird, etwa in 25-30 km Höhe muß von Staustrahl-auf Raketenantrieb umgeschaltet werden.

Der Wiederanstieg erfolgt anfangs mit einem etwas steileren Winkel (Fig. 3f), da in niederer Höhe die Luft dichter ist und mehr Auftrieb liefert. In großer Höhe ist die Bahn flacher. In 25-30 km Höhe sollte ei- ne Geschwindigkeit von über 8 Mach erreicht werden.

Bei Verwendung eines Staustrahl-Raketen- Kombinationsantriebs wird, wie oben bereits erwähnt, in ungefähr dieser Höhe auf die Betriebsart"Rakete" umgeschaltet und die Erdumlaufbahn angeflogen. In die- ser Phase wird zur Verbrennung ein mitgeführter flüs- siger Sauerstoff verwendet.

* Das Fluggerät 2 bringt in einer ballistischen Bahn ei- ne kleine zweite Stufe mit der Nutzlast in große Höhe, wobei die zweite Stufe ihrerseits den Transport der Nutzlast in die gewünschte Umlaufbahn durchführt.

* Die Rückkehr zur Erde erfolgt ähnlich wie bei einem Space Shuttle. Dabei ist der Wiedereintritt eine kri- tische Phase, bei der das Fluggerät, wie das Space Shuttle, einen Hitzeschild aufweist, um nicht zu ver- glühen. Das Fluggerät landet schließlich horizontal auf einem Flugplatz.

Zum Verbleib des Ballons 1 sei folgendes bemerkt : Wenn man beispielsweise eine mittlere Windgeschwindigkeit

von 100 km/Std. annimmt, so ergibt sich bei 10 Minuten Ballonsteigflug eine Verblasung um eine horizontale Strecke von 17 km. Ein geplatzter Ballon stürzt in 2-3 Minuten aus 18 km Höhe zu Boden. Hierbei ergibt sich eine zusätzliche Verblasung um 4 km. Um sicherzustel- len, daß dabei niemand zu Schaden kommt, ergeben sich folgende drei Möglichkeiten : a) Aus mehreren möglichen Ballonstartplätzen wird ab- hängig von den Windverhältnissen ein Startplatz ausge- wählt, der so gelegen ist, daß der Ballon 1 nach der Abtrennung des Fluggeräts 2 und nach dem unkontrol- lierten Platzen in ein Sperrgebiet fällt. b) Das unkontrollierte Platzen des Ballons 1 nach der Abtrennung vom Flugkörper 2 wird verhindert, indem dieser druckfest ausgelegt wird oder mit Überdruckven- tilen versehen wird. Man läßt den Ballon 1 solange treiben, bis er einen geeigneten Landeplatz über- fliegt. Dann wird er gezielt zum Platzen gebracht. c) Eine weitere Möglichkeit ist der aktive Transport des Ballons 1 zu einem Landeplatz, wie in Figur 3g dargestellt, beispielsweise durch ein Flugzeug 4.

Eigenschaften des Ballons 1 Wenn man als Zielflughöhe 18 km ansetzt, so ergeben sich etwa folgende Ballonradien : 400 Tonnen Startgewicht 105 m Radius 265 Tonnen Startgewicht 91,5 m Radius Wenn die Ballonhülle schwarz eingefärbt ist, so wird das Gas von der Sonnenstrahlung erwärmt. Diese Maßnahme hilft Heliumgas zu sparen.

Von Raven Industries werden Stratosphärenballone mit Radius 65 m angeboten für eine Nutzlast von 2,5 Tonnen

und einer Zielflughöhe von 40 km. Für die hier beschrie- bene Aufgabe ist solch ein Ballon 1 folgendermaßen zu mo- difizieren : Der Ballon 1 ist beim Start mit mehr Heliumgas zu fül- len, da die Nutzlast zwar größer und die Zielflughöhe dafür aber niedriger ist.

Der Ballonradius ist etwas zu vergrößern.

Die Ballonhülle muß eventuell aus etwas stärkerem Ma- terial hergestellt werden, da die Traglast höher ist.

Bei den derzeit üblichen Stratosphärenballonmissionen läßt man nach Abtrennung der Nutzlast den Ballon unkon- trolliert platzen und zur Erde stürzen. Es ist jedoch in der vorliegenden Erfindung vorteilhaft, den Ballon mit Ventilen auszustatten, um das unkontrollierte Platzen zu verhindern und um auf den Ballonlandeort Einfluß zu neh- men. Auch Hilfsmittel (Fluggerät 4) für einen aktiven Transport zu einem Landeplatz sind vorstellbar.

Um die Sicherheit des Ballons zu erhöhen, sollte man im Inneren mehrere (vorzugsweise 6) getrennte Kammern vorsehen. Zudem sollte der Ballon so überdimensioniert sein, daß der Ausfall einer Kammer toleriert werden kann.

Auch ein Cluster von (separaten) Ballonen ist vorstell- bar.

Eigenschaften des Fluggeräts 2 Das Fluggerät 2 soll Flügel besitzen. Diese müssen so ausgebildet sein, daß das Fluggerät bei hohen Ge- schwindigkeiten voll beladen mit Treibstoff wie ein Flugzeug fliegen kann. Die Flügel sind auf niederen Luftwiderstand im Hyperschallbereich zu optimieren.

'Als Antrieb kommen ein Raketenantriebe oder die Kombi- nation von Staustrahl-und Raketenantrieben in Frage.

Die Fähigkeit, von einem Flugplatz aus zu starten, wird nicht verlangt.

Die absolute Triebwerksleistung kann deutlich kleiner dimensioniert sein, als der Antrieb einer senkrecht startenden Weltraumrakete.

Zweite bevorzugte Ausführungsform Abweichend von der ersten Ausführungsform wird hier anstelle des mit Helium gefüllten Ballons (oder der Bal- lonkammern) 1 ein Heißluftballon für die erste Transport- phase verwendet.

Dritte bevorzugte Ausführungsform Abweichend von der ersten Ausführungsform erreicht das Fluggerät 2 in der zweiten Transportphase direkt die endgültige Umlaufbahn. Nach Zündung von Bremsraketen er- folgt der Wiedereintritt in die Erdatmosphäre.

Vierte bevorzugte Ausführungsform Abweichend von der ersten Ausführungsform wird das Transportsystem bestehend aus der Transportvorrichtung und dem erfindungsgemäßen Verfahren auf anderen Planeten oder Monden mit Atmosphäre verwendet. Im Rahmen einer Ve- nusmission könnte das hier beschriebene System genutzt werden, um Gesteinsproben in eine Venusumlaufbahn und dann zur Erde zu bringen.

Offenbart ist ein Verfahren zum Transport einer Nutz- last in den Weltraum. Eine dafür ausgelegte Vorrichtung besteht aus mindestens zwei Modulen. Das erste Modul stellt einen Helium gefüllten Ballon 1 dar. Das zweite Modul ist ein aerodynamisch geformtes Fluggerät 2, das bei hohen Geschwindigkeiten die Flugeigenschaften eines

Flugzeugs aufweist. Mit Hilfe des Ballons wird das System in eine Höhe von etwa 18 km gehoben. Anschließend wird das Modul 2 abgetrennt. Nach einem freien Fall von etwa 16 km hat das Modul 2 soviel Geschwindigkeit aufgenommen, daß die aerodynamischen Eigenschaften wirksam werden.

Hierdurch kann das Fluggerät in eine horizontale Fluglage übergehen. Die Triebwerke werden eingeschaltet und es er- folgt eine Beschleunigungs-und Steigphase in der oberen Atmosphäre und anschließend in den Weltraum. Das Flugge- rät ist hierzu vorteilhafterweise Raketenantrieben ausge- stattet. Das Verfahren erlaubt es, bei gleichem Startge- wicht die Nutzlast gegenüber einem horizontal startenden System um etwa 50 % zu steigern.