【発明の詳細な説明】 【０００１】 【発明の属する技術分野】 本発明は、ロケット宇宙工学の分野に関し、有人並びに無人宇宙機、また異なった目的のための他の物体を、近地球軌道（near-earth orbit）に乗せるように機能するロケット宇宙システムの発展に適用され得る。 【０００２】 【従来の技術】 近代の宇宙工学の発展により、異なった目的及び大きさの宇宙ロケットを高度が１８０乃至３４０００ｋｍの近地球軌道へ届け得る打ち上げロケット(launch
vehicle)の製造が求められている。 多様な職務があるため、これらの職務を果たす基本もしくは他の配置が可能な多機能打ち上げロケットの必要性が、増している。 多ユニット下ステージ(multiunit lower stage)を有する結合式構造の打ち上げロケットは、最良の方法でこの必要性に応える。 下ステージのロケットユニットを適当に選択することで、全体として、打ち上げロケットの特性を幅広い範囲に渡って変化させることが可能であり、打ち上げプログラムに最適な対応を果たす。 結合式構造(combined scheme)の打ち上げロケットの利点は、多ユニット下ステージの、複数のロケットユニットの内の主に中央にある１つが他のユニットより長い時間機能する際に、最も顕著に表われる。 結合式構造の打ち上げロケットは、宇宙ロケットの近地球軌道への上昇を最適化する。 【０００３】 【発明が解決しようとする課題】 ペイロードを近地球軌道に乗せるための、多ユニット下ステージの使用の典型的な例は、“Ariane”プロジェクト、特に“Ariane-５”である（例えば“Aviat
ion Week and Space Technology”の１９９９年のＮｏ１３、ｐｐ６１、６４、
６５を参照）。 打ち上げロケット“Ariane-５”は、巡航ＬＲＥＳを備えた中央ロケットユニットと巡航液体推進剤ロケットエンジン（ＳＰＲＥ）を備えた２つの側ロケットユニットとを有するロケットユニットの下多ユニットアセンブリ(l
ower multiunit assembly)を備えている。 このプロジェクトは、中央ロケットユニットの２つの別の使用例と、巡航エンジンの操作時間とスラストレベルが異なる側ロケットユニットの複数の異なった使用例とを提供している。 加速ロケットユニットとペイロード(payload)を備えたヘッドユニットとが、中央ロケットユニットにタンデム連結されている。 発射時に、中央ロケットユニットのＳＰＲＥ
とＬＲＥＳとの両方が点火される。 ＳＰＲＥの作動を中止すると、側ロケットユニットは投下され、中央ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳにより、打ち上げロケットは加速し続ける。 大きくされた中央ロケットユニットを備えた打ち上げロケット“Ariane-５”が使用されるとき、これは、質量８トン乃至１２トンのペイロードをＫＵＲＵ宇宙センターから近地球軌道に乗せることを可能にする。 例えば質量が６トンの比較的小さいペイロードを上昇させるためには、他の巡航ＬＲ
ＥＳを有する他の中央ユニットが必要になる。 かくして、結合式構造の打ち上げロケットの典型的な構造が使用されるとき、中央ロケットユニットを変化させることなく、軌道に乗せられるペイロードの質量を１．５倍だけ大きくすることが可能である。 この１．５倍というのは、近代の結合式構造の打ち上げロケットのためのペイロードの質量の変化の典型的な範囲である。 この打ち上げロケットを製造する際、全ての変形例において中央ロケットユニットと側ロケットユニットとを別々に製造することと、打ち上げロケットの別のアセンブリのテストとが必要である。 打ち上げロケットのアセンブリではロケットユニットの別の変形例が使用されるので、打ち上げロケットの製造は、全体として、莫大な時間と支出を必要とする。 更に、中央ロケットユニットと２つの側ロケットユニットから成る少なくとも１つのアセンブリが製造された後にのみ、打ち上げロケットの作動は可能である。 ＳＰＲＥを備えた側ロケットユニットを使用する全ての結合式構造の打ち上げロケットの実質的な欠点は、塩素化合物による大気の環境汚染が増すことである。 塩素化合物は、固形推進剤(solid propellant)の燃焼物に大量に含まれている。 固形推進剤のエネルギー特性を増すことによって、固形推進剤の燃焼毒性物により、更なる大気汚染が生じる。 【０００４】 また、近地球軌道へのペイロード上昇のための結合式構造の打ち上げロケットの使用の他の変形例を示す。 結合式構造の多機能打ち上げロケットによりペイロードを軌道に乗せる方法は、公知であり、米国特許Ｎｏ.４，９６４，３４０、クラス１０２／３７７、Ｂ
６４Ｇ１／４０、１９９０年１０月２３日、に開示されている。 この特許に係われば、加速ロケットユニットとペイロードを備えたヘッドユニットとは、ＳＰＲ
Ｅを有する中央ロケットユニットに設けられている。 ロケットユニットから成る下多ユニットアセンブリは、打ち上げプログラムに従って、ＳＰＲＥを備えた２
乃至６つの側ロケットユニットを中央ロケットユニットに接続することによって形成されている。 ６つの側ロケットユニットを有する打ち上げロケットの発射時に、４つの発射される側ロケットユニットのＳＰＲＥが点火され、打ち上げロケットの加速が開始される。 上述されたロケットユニットの分離前に、残りの２つの側ロケットユニットのＳＰＲＥが点火され、この後に、４つの消費しつくされたロケットユニットが投下され、打ち上げロケットの加速が２つのＳＰＲＥを用いて継続される。 これらが分離される前に、中央ロケットユニットのＳＰＲＥは点火され、２つの消費しつくされた側ロケットユニットが投下される。 中央ロケットユニットのＳＰＲＥの作動終了後に、加速ユニットのロケットエンジンが点火される。 上述された方法は、中央ロケットユニットとこれに結合された側ロケットユニットと、中央ユニットにタンデム連結された変化区画(transition comp
artment)と、加速ロケットユニットと、ペイロードを備えたヘッドユニットと、
側ロケットユニットのヘッドドームと側ロケットユニットを中央ユニットに取着するためのシステムとを有するとともに巡航ＳＰＲＥを備えたロケットユニットの下多ユニットアセンブリから成る、結合式構造の打ち上げロケットにおいて果される。 ２つの側ロケットユニットは、ピッチ面（pitch plane）で中央ロケットユニットに接続され、下多ユニットアセンブリに３つのロケットユニットを有する結合式構造の打ち上げロケットの最小限のアセンブリを形成している。 この方法を実現し得る打ち上げロケットの２つの他の変形例は、ピッチ面に位置された２つの側ユニット両方から成る最小限のアセンブリもしくは、ピッチ面に対し左右対称に位置された４つの側ロケットユニットを打ち上げロケットの中央ロケットユニットに付加的に接続することによって、形成される。 公知の技術的な解法は、下多ユニットアセンブリの全てのロケットユニットのために単一形式のＳ
ＰＲＥの使用を可能にし、結果、ペイロードを軌道に乗せるのにかかる支出を明らかに減じることができる。 しかしながら、この解法において、ロケットユニットの下多ユニットアセンブリのエネルギーの可能性が、充分に使用されない。 なぜなら、打ち上げロケット作動の第１ステージの間、６つの側ロケットユニットを有する変形例に対し７分の３（４０％以上）にあたる、ロケットユニットの一部は、スラスト製造手順には関係せず、ペイロードを軌道に乗せる第１のステージの間、受動的(passive mass)であり、これは、打ち上げロケットのエンジンの質量効率性を減じ、近地球軌道に乗せられるペイロードの質量の低下につながる。 ペイロードを近地球軌道に乗せるためのこの方法を実施する間、側ロケットユニットのＳＰＲＥが点火され、例えば発射されるロケットユニットのＳＰＲＥの作動終了前に作動開始されると、比較的大きい負荷が、打ち上げロケット全体に、よってペイロードに働く。 これは、付加的なＳＰＲＥが点火されるとき、２つ以上の側ロケットユニットのＳＰＲＥのスラストと発射時のＳＰＲＥからのスラストの両方が、打ち上げロケットに働くからである。 単一形式のＳＰＲＥがロケットユニットに使用されているという事実に関わらず、打ち上げロケットのこの構造において、標準的なロケットユニットは、使用不可能である。 なぜなら、打ち上げロケットの別のアセンブリの場合、中央ロケットユニットは、側ロケットユニットを取着するためにユニットにおいて異なった配置をされなくてはならないからである。 打ち上げロケットの製造中、ＳＰＲＥを有するロケットユニットの地上で点火するための改善に加え、打ち上げロケットの別のアセンブリを用いてペイロードを軌道に乗せる間ロケットユニットのＳＰＲＥに点火することにより推定されるような異なった高度状況下でこれらユニットを点火するための改善が必要になる。 また、この打ち上げロケットは、上述されたような欠点を有するＳＰＲＥを使用していることから、環境の観点で見ても安全ではない。 【０００５】 また、結合式構造の打ち上げロケットを用いてペイロードを軌道に乗せる方法は、公知であり、英国特許Ｎｏ.１、１１４、４１４、クラスＢ７Ｗ２、図面４
―８、１９６８年５月２２日、に開示されている。 この特許に関われば、打ち上げプログラムに従って選択された、ペイロードを備えた加速ロケットユニットが、下ステージに設けられている。 下ステージのロケットユニットの多ユニットアセンブリは、ピラミッド状アセンブリの構造において互いに巡航ＬＲＥＳを備えた単一形式かつ平面においてデルタ状の(delta-like in plan)複数のモジュールによって形成されている。 ピラミッド状アセンブリにおけるモジュールの数は、
打ち上げプログラムに応じて、４乃至６まで変化し得る。 打ち上げロケットの発射時、ピラミッドを形成する全モジュールの巡航ＬＲＥＳが点火される。 全モジュールの巡航ＬＲＥＳは同じスラストによって作動し、下多ユニットのステージの全モジュールの推進剤が消費しつくされたときに同時に分離される。 下多ユニットステージの全モジュールは、加速ユニットの巡航ＬＲＥＳが点火される前に同時に投下される。 望ましい方法は、巡航ＬＲＥＳを備えたロケットユニットの下多ユニットアセンブリとこれにタンデム連結された加速ロケットユニットとを有する結合式構造の打ち上げロケットにおいて実現される。 下多ユニットステージは、三角形の断面を有する、平面においてデルタ状で単一形式のモジュールから形成されている。 三角形の断面の大きなアングルを有するモジュールは、接続されるアセンブリモジュールの数に応じて、ピラミッド状のアセンブリの夫々において使用され得る。 モジュールは、隣り合った面に沿って互いに接続されている。 公知の技術的な解法は、下多ユニットアセンブリの全ロケットユニットにおいて単一形式のＬＲＥＳの使用を可能にする。 このことにより、ペイロードを軌道に乗せるのにかかる支出を有意に減じ得る。 下多ユニットアセンブリのロケットユニットにおける単一形式のＬＲＥＳの使用に関わらず、打ち上げロケットのこの構造において、標準的なロケットユニットの使用は不可能である。 なぜなら、三角形の断面のスプレッドの異なったアングルを有するモジュールロケットユニットが、打ち上げロケットの異なったアセンブリのために必要になるからである。 この特許に述べられた方法を利用して、ロケットユニットの下多ユニットアセンブリの全巡航ＬＲＥＳの同時分離によりペイロードを軌道に乗せる上で、結合式構造の打ち上げロケットの主要な効果である、中央ロケットユニットを比較的長く作動できる可能性が消え、結合式構造打ち上げロケットに、比較的重い下ステージを備えた従来のタンデム状の配置がもたらされる。 この打ち上げロケットの改善中、ロケットユニットの下多ユニットアセンブリに含まれるモジュールロケットユニットの夫々の改善も必要である。 これは、打ち上げロケットの発展のための支出と、ペイロードを近地球軌道に乗せるための費用とを有意に増加させる。 【０００６】 結合式構造の打ち上げロケットによりペイロードを軌道に乗せる方法は、公知で、米国特許Ｎｏ.５、１４１、１８１、クラス２４４／１７２、１９９２年８
月２５日、に開示されている。 この特許に係われば、打ち上げプログラムに応じた巡航ＬＲＥＳを備えた結合式構造の多機能打ち上げロケットによりペイロードが軌道に乗せられるとき、タンデム連結されたロケットユニットとペイロードを備えたヘッドユニットとは、中央ロケットユニットに接続され、ロケットユニットの下多ユニットアセンブリは、２つもしくは３つの側ロケットユニットを中央ロケットユニットに接続することによって、形成されている。 発射時に、側ロケットユニット及び中央ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳは点火され、これらは、
基準スラストモードにされる。 緊急でない状況では、側ロケットユニットと中央ロケットユニットとの巡航ＬＲＥＳは、側ロケットユニットが中央ロケットユニットから分離されるまで基準スラストモードで協働し、中央ロケットユニットのＬＲＥＳは、側ロケットユニットのタンクから供給される推進剤で働く。 側ロケットユニットからの推進剤が消費しつくされると、後者ユニットは投下され、中央ロケットユニットのＬＲＥＳは、中央ロケットユニットの推進剤によって作動を継続する。 打ち上げロケットは、多エンジン巡航ＬＲＥＳを備えたロケットユニットの下多ユニットアセンブリを有し、このアセンブリは、中央ロケットユニットと、これに接続された側ロケットユニットと、中央ロケットユニットにタンデム連結された、加速ロケットユニットと、ペイロードを備えたヘッドユニットとを有する。 打ち上げロケットには、中央ロケットユニットと側ロケットユニットとの間に推進剤をポンプ注入するためのシステムが設けられている。 複数のエンジンの内１つ、中央ロケットユニットの全ＬＲＥＳもしくは側ロケットユニットの１つが不足したとしても、作業キャパシティーを保持している巡航ＬＲＥＳ
エンジンの、中央ロケットユニット及び側ロケットユニットの推進剤の予備を合理的に使用することで、前記特許で説明された打ち上げロケットの構造と、近地球軌道へペイロードを載せる方法とが、多エンジン巡航ＬＲＥＳが使用されるときペイロードの軌道へ乗せるのを確実にすると推定される。 本発明において、中央ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳの作動時間の増加は、側ロケットユニットにより供給された推進剤で第１のステージの間これが作動されることによってもたらされる。 これは、特に、ロケットユニットの間のパイプラインの着脱可能な接続において推進剤ポンプシステムの欠点を表出する可能性が高いので、ペイロードを軌道に乗せることの信頼性を減じる。 本発明の他の欠点は、側ロケットユニットと中央ユニットとは、各アセンブリのユニットは別々に改善される必要があるため比較的複雑な打ち上げロケットの生成を行うために異なった数のポンプ装置を有する必要があるので、標準化されるのが不可能である点である。 【０００７】 材料の特性の組合せに関し、請求されている方法とほぼ同じ方法が、巡航ＬＲ
ＥＳを備えた結合式構造の多機能打ち上げロケットによりペイロードを軌道に乗せる方法である。 これは、最大５トンまでの質量を有する有人もしくは無人の宇宙船を近地球軌道に乗せるために使用される打ち上げロケット“Ｖｏｓｔｏｋ”
を用いて旧ソ連で実現されていた（例えば、打ち上げロケットＶ．Ａ．Ａｌｅｋ
ｓａｎｄｒｏｖ、Ｖ． Ｖ． Ｖｌａｄｉｍｉｒｏｖ、Ｒ． Ｄ． Ｄｍｉｔｒｉｅｖ、
Ｓ． Ｏ． Ｏｓｉｐｏｖ、Ｓｅｎｉｏｒ Ｅｄｉｔｏｒ Ｐｒｏｆ.Ｓ． Ｏ． Ｏｓ
ｉｐｏｖ、Ｍｏｓｃｏｗ，Ｖｏｅｎｉｚｄａｔ，１９８１年、ｐｐ１９乃至２２
、図面１，２を参照）。 公知の方法は、打ち上げプログラムに従ってタンデム状に位置された加速ロケットユニットと、ペイロードを備えたヘッドユニットとを中央ロケットユニットに接続することと、側ロケットユニットを中央ロケットユニットに接続することによりロケットユニットの下多ユニットアセンブリを形成することと、側ロケットユニットと中央ロケットユニットとの全巡航ＬＲＥＳを発射時に点火することと、側ロケットユニットの推進剤が消費しつくされるまで中央ロケットユニットと側ロケットユニットとの巡航ＬＲＥＳを一緒に作動させることと、側ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳを分離し、中央ロケットユニットから側ロケットユニットを分離し、この間、中央ロケットユニットの巡航ＬＲＥ
Ｓの作動を、これの推進剤が消費しつくされるまで継続することと、中央ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳを分離することと、タンデム状に位置された加速ロケットユニットとヘッドユニットとを中央ロケットユニットから分離し、続いて、
軌道に乗せてしまうまでヘッドユニットを加速することとを具備する。 【０００８】 打ち上げロケット“Ｖｏｓｔｏｋ”は、巡航ＬＲＥＳを備えたロケットユニットの下多ユニットアセンブリを有し、灯油及び液体酸素で作動し、有意なことに、“Ariane-５”プロジェクトで使用されるＳＰＲＥと比較すると環境に与える影響が少ない。 ロケットユニットの下多ユニットアセンブリは、中央ロケットユニットと、これに接続された４つの側ロケットユニットとを有する。 変化区画、
加速ロケットユニット、ペイロードを備えたヘッドユニットは、中央ロケットにタンデム連結されている。 打ち上げロケットには、側ロケットユニットを中央ロケットユニットに取着させるシステムが設けられている。 側ロケットユニットには、ヘッドドームが設けられている。 中央ロケットユニットは、側ロケットユニットと比較して、サイズ及び質量が大きく、タンクにより多くの推進剤を有しており、よって、これの巡航ＬＲＥＳのより長時間の作動を確実にしている。 中央ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳは、移動不可能なように取り付けられた４−チャンバ主ロケットエンジンと４つの操縦ロケットエンジンとを有する。 各側ロケットユニットのＬＲＥＳは、移動不可能なように取り付けられた４−チャンバ主ロケットエンジンと、２つの操縦ロケットエンジンとを有する。 かくして、打ち上げロケット“Ｖｏｓｔｏｋ”のロケットユニットの下多ユニットアセンブリは、異なったロケットユニットで組み立てられている。 打ち上げロケット“Ｖｏｓ
ｔｏｋ”の改善は、中央ロケットユニット、側ロケットユニット、加速ロケットユニットの大きさ−質量特性(size-mass characteristics)及びこれらの巡航Ｌ
ＲＥＳのスラスト特性を選択することと、上述されたロケットユニットのデザイン及び製造を行うことと、これらからロケットユニットの下多ユニットアセンブリを形成することと、分かれたロケットユニット(separate rocket unit)と打ち上げロケット全体との両方の信頼性を確認するための地上及び飛行構造テスト(g
round-based and flight-structural test)を行うこととが含まれていた。 打ち上げロケット“Ariane-５”に関するのと同様に、打ち上げロケット“Ｖｏｓｔ
ｏｋ”の改善中、中央ロケットユニットと側ロケットユニットとの分けられた改善が、アセンブリのこれに続くテストとともに必須であり、多くの時間を占め、
多額の支出を必要とする。 更に、打ち上げロケット“Ｖｏｓｔｏｋ”の作動は、
中央ロケットユニットと側ロケットユニットとの配置の改善後にのみ可能である。 【０００９】 ペイロードを軌道に乗せる方法と、交換可能なアセンブリを備えた消耗品の(e
xpendable)打ち上げロケットとを改善する必要があることが、前述の説明から明らかである。 ペイロードを軌道に乗せるための費用と打ち上げロケットを発展させるのに必要な時間とを同時に減じるという異なった目的と異なった質量とを有する装置の、異なった近地球軌道への配置を確実にする。 【００１０】 本発明により果される目的は、打ち上げロケットのアセンブリが有する最小限の種類（形式）のロケットユニットにより軌道に乗せられるペイロードは幅広い範囲で質量を変更可能に確実にされる、巡航ＬＲＥＳを備えた結合式構造の多機能打ち上げロケットによりペイロードを軌道に乗せる方法と、この打ち上げロケットとを提供することである。 本発明により果される他の目的は、異なった質量と目的とを有する装置が近地球軌道に乗せられた際の、消費しつくされた側ロケットユニットの投下調整の最小限の変化と、これに応じて消費しつくされたロケットユニットの投下領域(the field of fall)のために閉じられた区域(closed z
one)のディメンションの縮小を確実にする、巡航ＬＲＥＳを備えた結合式構造の多機能打ち上げロケットによりペイロードを軌道に乗せる方法とこの打ち上げロケットとを提供することである。 【００１１】 本発明の付加的な目的は、飛行中に打ち上げロケットにかかる慣性負荷(inert
ial load)及び空気力学負荷(aerodynamic load)の両方を確実に減じる、巡航Ｌ
ＲＥＳを備えた結合式構造の多機能打ち上げロケットによりペイロードを軌道に乗せる方法を提供することである。 本発明の他の目的は、打ち上げロケットアセンブリが有するロケットユニットを最小限の種類（形式）で使用することにより、この発展と製造にかかる支出を確実に減じ、質量を確実に増加させる、巡航ＬＲＥＳを備えた結合式構造の打ち上げロケットを提供することである。 本発明の更なる目的は、巡航ＬＲＥＳを備えた結合式構造の打ち上げロケットと、これを改善するための方法とを提供することである。 この方法は、打ち上げロケットを発展させるのにかかる支出を減じ、この向上の最初のステージにおいて比較的軽いバージョンで作動を開始させる可能性を提供する。 【００１２】 【課題を解決するための手段】 上述された技術的な目的は、打ち上げプログラムに従ってタンデム状に位置された加速ロケットユニットと、ペイロードを備えたヘッドユニットとを中央ロケットユニットに接続すること及び、側ロケットユニットを中央ロケットユニットに接続することによりロケットユニットの下多ユニットアセンブリを形成することと、側ロケットユニットと中央ロケットユニットとの全巡航ＬＲＥＳを発射時に点火することと、側ロケットユニットの推進剤が消費しつくされるまで中央ロケットユニットと側ロケットユニットとの巡航ＬＲＥＳを一緒に作動させることと、側ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳを分離し、中央ロケットユニットから側ロケットユニットを分離し、この間、中央ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳの作動を、これの推進剤が消費しつくされるまで継続することと、中央ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳを分離することと、タンデム状に位置された加速ロケットユニットとヘッドユニットとを中央ロケットユニットから分離し、続いて、軌道に乗るまでヘッドユニットを加速することとを具備する、巡航液体ロケットエンジンシステム（ＬＲＥＳ）を備えた結合式構造の多機能打ち上げロケットによりペイロードを軌道に乗せるための公知の方法において、本発明に従って、同じスラストを有し、調節可能な巡航ＬＲＥＳを備えた同じロケットユニットが、ロケットユニットの下多ユニットアセンブリを形成するように使用され、打ち上げロケットは、側ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳにより基準スラストで発射時に上昇するようにされ、中央ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳは、打ち上げロケットが長軸方向の加速１２．７乃至１６．７ｍ／ｓｅｃ ^２ （１．３乃至１．７ｇ）に到達するまで、基準値の９０％乃至１００％に等しいスラストに保持され、続いて、中央ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳのスラストは、基準スラストの０．３乃至０．５まで減じられ、側ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳが分離された後、中央ユニットの巡航ＬＲＥＳのスラストは、基準値まで増加されることで、果される。 【００１３】 更に、中央ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳのスラストレベルが低い打ち上げロケットを作動する間、これが長軸方向の加速の３９乃至４４ｍ／ｓｅｃ ^２ （４
乃至４．５ｇ）に到達すると、側ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳのスラストは、円滑に減じられ、側ロケットユニットのＬＲＥＳの作動を終了するまで上述された長軸方向の加速を維持する。 【００１４】 更に、通路の雰囲気の部分の間、打ち上げロケットの飛行高度とこの速度とは、測定され、これに基づいて、飛行高度における標準的な雰囲気密度での接近してくる大気の流れの力学圧力（dynamic pressure）は、割り出され、また、打ち上げロケットが、接近してくる大気の流れの力学圧力からの空気力学の力が打ち上げロケットの構造のための最大許容値に到達するような速度に到達すると、打ち上げロケットの更なる速度の上昇が、側ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳのスラストを、最大許容力学圧力が以下の関係式を上回らずに維持するような状況において基準スラスト０．３乃至１．０の制限範囲内で調節することにより実行される。 【００１５】 【数２】

ここで、Ｖ

_ｉは、打ち上げロケットの現行の速度（current velocity）、 ｋは、０．９５乃至１．０５に等しい力学係数(dynamic coefficient)、 Ｖ

_ｌは、最大許容力学圧力が到達する打ち上げロケットの速度、 ρ

_１は、最大許容力学圧力が到達する標準的な雰囲気の速度、 ρ

_１は、飛行高度における標準的な雰囲気の現行の速度である。 ここで、側ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳのスラストの調節は、最大許容力学圧力が１２０００乃至１７０００Ｐａに等しく、これを上回らない状況下で果される。 【００１６】 巡航ＬＲＥＳを備えた結合式構造の多機能打ち上げロケットに適合されるとき、上述された目的は、中央ロケットユニット、これに結合された側ロケットユニット、中央ロケットでタンデム連結された変化区画、加速ロケットユニット、ペイロードが設けられたヘッドユニット、側ロケットユニットのヘッドドーム、側ロケットユニットを中央ユニットに取着するためのシステムから成り、巡航ＬＲ

ＥＳを備えたロケットユニットの下多ユニットアセンブリを有する打ち上げロケットにおいて果される。 また、本発明に係わり、下多ユニットアセンブリは、同じ推進剤タンクと調節可能なスラストを有しジンバルサスペンションで取着された同じ巡航ＬＲＥＳを備えた、同じロケットユニットから構成されている。 側ロケットユニットは、中央ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳの回動面により形成されたセクタで長軸に対して左右対称に、中央ロケットユニットに設けられている。 かくして、各側ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳの回動面は、中央ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳの対応する回動面に対して平行である。 打ち上げロケットには、中央ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳの回動面の１つに対して４５°の角度が付けられるように中央ロケットユニットの１つの面に設けられた２つの側ロケットユニット、もしくは中央ロケットユニットの巡航ＬＲ

ＥＳの回動面に対して４５°の角度をつけるように中央ロケットユニットの２つの互いに直交した面に設けられた４つの側ロケットユニットを有し得る。 【００１７】 中央ロケットユニット、側ロケットユニット、加速ロケットユニットの大きさ−質量特性及びこれらの巡航ＬＲＥＳのスラスト特性を選択することと、上述されたロケットユニットのデザイン及び製造を行うことと、これらからロケットユニットの下多ユニットアセンブリを形成することと、分かれたロケットユニットと打ち上げロケット全体との両方の信頼性を確認するための地上及び飛行構造テストを行うこととを有する、最適化のための方法において、本発明に係われば、

巡航ＬＲＥＳのスラストと同じ大きさ−質量特性とが中央ロケットユニットのために設定され、これは、単一下ステージを備えたタンデム構造の打ち上げロケットの形成時の中央ロケットユニットの使用を確実にし、上述されたロケットユニットは製造され、これの地上及び飛行構造テストが行われ、タンデム構造の打ち上げロケットの形成時も含めて中央ロケットユニットの信頼性が確認され、側ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳと比較して中央ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳ

の作動時間が長くなるようにされた飛行構造テストの実行を伴って結合式構造の打ち合げロケットのロケットユニットの下多ユニットアセンブリを形成する際に、タンデム構造の打ち上げロケットに改善される中央ロケットユニットは使用されるように、巡航ＬＲＥＳを備えた結合式構造の多機能打ち上げロケットを改善する方法に適合されたとき、上述された目的は果される。 【００１８】 本発明の要点は、結合式構造の打ち上げロケットに同じ燃料タンクと同じ巡航ＬＲＥＳを備えた同じロケットユニットから成る下多ユニットアセンブリを形成することであり、中央ロケットユニットに接続された側ロケットユニットを単に増やすことにより、近地球軌道に乗せられるペイロードの質量の変更可能な範囲を拡大することが可能である。 ここで、結合式構造の打ち上げロケットによりペイロードを乗せるための公知の構造と比較すると、本発明では、単一形式の標準化された構造を用いることによって、ペイロードを軌道に乗せるのにかかる費用を有意に減じることが可能である。 上述されたロケットユニットに調節可能な巡航ＬＲＥＳを用いることによって、ロケットユニットの下多ユニットアセンブリのエネルギーの可能性を発射時に充分に顕現させ、これに続き、中央ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳのスラストを、基準スラスト（nominal thrust）０．３乃至０．５の範囲に減少させることが可能になり、このことにより、側ロケットユニットの分離後も中央ロケットユニットにおいてこの巡航ＬＲＥＳのための推進剤の予備が残るように補償される。 １２．７乃至１６．７ｍ／ｓｅｃ

^２ （１．３

乃至１．７ｇ）の長軸方向の加速が打ち上げロケットにより果された後に、中央ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳのスラストの減少が始まる。 前記加速は、通路内の打ち上げロケットに安定した位置を確実に与える。 側ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳが分離された後に中央ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳのスラストを基準値まで増加させることにより、中央ロケットユニットのエネルギーの可能性を充分に使用することが可能になる。 【００１９】 側ロケットユニットの作動終了までこの長軸方向の加速を維持することにより打ち上げロケットが長軸方向の加速３９乃至４４ｍ／ｓｅｃ

^２ （４乃至４．５ｇ

）に到達した際に、側ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳのスラストを円滑に減少することが、軌道に乗せられるペイロードの質量の範囲を確実に拡大する。 なぜなら、これは、質量が軽いペイロードが軌道に乗せられるときに余分な負荷を回避する可能性を提供するからである。 ここで、また、側ロケットユニットの投下調節の変化、かくして閉じられた地域の減少を最少限に抑えることが可能である。 【００２０】 この方法は、接近してくる大気の流れの力学圧力からの空気力学の力の、打ち上げロケット上への働きを制限することが可能である。 これを行うために、打ち上げロケットにおける力学圧力が最大許容値に到達すると、力学圧力の最大虚用地を超えないような状況下で側ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳのスラストを基準スラスト０．３乃至１．０の範囲内で調節することによって、速度の更なる加速が果され、示された関係（Ｉ）を維持する。 【００２１】 １２０００乃至１７０００Ｐａを超えない、接近してくる大気の流れの力学圧力は、結合式打ち上げロケットの構造のために最適な力学圧力である。 ジンバルサスペンションで中央ロケットユニットと側ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳを取着し、中央ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳの回動面により形成されたセクタ内で中央ロケットユニットでこの長軸に対し左右対称に側ロケットユニットを取り付けることによって、各側ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳの回動面は、中央ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳの対応する回動面に対し平行になり、各側ロケットユニットとこれの巡航ＬＲＥＳとを、打ち上げロケットユニットアセンブリに含まれる側ロケットユニットの数とは関係なく、中央ロケットユニットとこれの巡航ＬＲＥＳに対して同じように確実に位置付けする。 よって、各側ロケットユニットの制御のための標準化されたシステムを備えた打ち上げロケットの形成時に同じロケットユニットを使用することが可能になる。 【００２２】 平面において中央ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳの回動面に対して４５°の角度をつけて、２もしくは４の側ロケットユニットが中央ロケットユニットに取り付けられると、下多ユニットアセンブリにおける側ロケットユニットの数葉関係なく、これらの作動状況が確実に等しくされる。 巡航ＬＲＥＳを備えた結合式構造の多機能打ち上げロケットによりペイロードを軌道に乗せるためのこの方法と、打ち上げロケットの構造とは、打ち上げロケットを発展させるための費用を減少させ、発展の最初のステージにおいてこの作動を開始させる可能性を提供する。 この改善方法において、中央ロケットユニット、側ロケットユニット、加速ロケットユニットの大きさ−質量特性とこれらの巡航ＬＲＥＳのスラスト特性との選択は、中央ロケットユニットと側ロケットユニットとのために規定されるためである。 これは、単一下ステージを有するタンデム構造の打ち上げロケット形成時に中央ロケットユニットを使用する可能性を提供し、よって、中央ロケットユニットが製造された後、タンデム構造の打ち上げロケット形成時にこれを使用開始するために、地上及び飛行構造テストが実行されることが可能になる。 このように中央ロケットユニットの信頼性を確認した後、結合式構造の打ち上げロケットのロケットユニットの下多ユニットアセンブリが形成され、飛行構造テストが、側ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳに対して中央ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳの方が長時間作動するように、行われる。 【００２３】 本発明を利用することによる技術的な効果は、近地球軌道に乗せられるペイロードの質量の変更範囲の拡大である。 特に、 “Ａｎｇａｒａ”プロジェクト内で発展される結合式構造の打ち上げロケットは、１４トン乃至２８．５トンのペイロードを打ち上げる可能性を提供する。 また、近地球軌道に２トンないし３．

７トンの質量のペイロードを乗せるためのタンデム構造の打ち上げロケットの下多ユニットアセンブリに、“Ａｎｇａｒａ”プロジェクトで発展される中央ロケットユニットの使用は、可能である。 【００２４】 【発明の実施の形態】 重いクラスの打ち上げロケットは、中央ロケットユニット２とこれに接続された４つの側ロケットユニット３とを備えた、ロケットユニットの下多ユニットアセンブリ１を有する。 この下多ユニットアセンブリは、同一の推進剤タンク４，

５を備えた同一のロケットユニットから構成されている。 各ロケットユニット２

，３の推進剤タンク４は、容量が４６ｍ

^３であり、炭化水素燃料が３６．５トンまで収容できる。 各ロケットユニット２、３の推進剤タンク５は、容量が９０ｍ

^３であり、液体酸素が９６トンまで収容できる。 中央ロケットユニット２には、

基準スラストが１９６トン（１９２０ｋＮ）、最小限のスラストが５８トンの調節可能な巡航ＬＲＥＳ６が設けられている。 側ロケットユニット３には、複数の調節可能な巡航ＬＲＥＳ７が設けられている。 これら巡航ＬＲＥＳ７は、中央ロケットユニット２のＬＲＥＳ６と全く同じであり、これらのスラストは、５８トンから１９６トンまでの範囲内で調節され得る。 中央ロケットユニットと側ロケットユニットとには、横揺れリアクティブシステム(reactive system for roll

control)が設けられている（図示されず）。 中央ロケットユニットの巡航ＬＲＥ

Ｓ６は、２つの互いに直交した旋回軸を有するジンバルサスペンション８に取着され、ＬＲＥＳ６が、２つの平面Ｉ−Ｉ及びＩＩ−ＩＩ中で回動するのを可能にする。 回動面は、中央ユニット２を４つの垂直セクタに分割する。 側ロケットユニット３は、中央ロケットユニット２に、上述された垂直セクタの、２つの互いに対し直交した平面ＩＩＩ−ＩＩＩ及びＩＶ‐ＩＶ中で、この長軸に対して左右対称に、この中央ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳ６の回動面に対し４５°の角度を付けて、設けられている。 【００２５】 側ロケットユニットの複数の巡航ＬＲＥＳ７は、２つの互いに直交した旋回軸を有するジンバルサスペンション９に取着され、複数のＬＲＥＳ７が２つの平面中で回動するのを可能にする。 このＬＲＥＳ７は、中央ロケットユニットのＬＲ

ＥＳ６と同一である。 側ロケットユニットの複数の巡航ＬＲＥＳ７の回動する平面は、中央ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳ６の対応する回動面に対し平行である。 ジンバルサスペンション８，９は、図４に概略的に示されているが、これらの構造は、この出願に係わる本発明の物体ではないので、ロケット工学で公知のＬＲＥＳジンバルサスペンションの構造が使用できる。 【００２６】 側ロケットユニットを取着するシステムは、側ロケットユニットを中央ロケットユニットに固定するためのヒンジ力ジョイントを有する。 このジョイントは、

下はり１０、上はり１１に位置されている。 固定ユニットの構造は、この出願では考慮されていない。 側ロケットユニットには、ヘッドドーム１２が設けられている。 変化区画（compartment）１３、加速ロケットユニット１４、近地球軌道に乗せられる質量２４．５乃至２８．５トンのペイロードが設けられたヘッドユニット１５は、中央ロケットユニットにタンデム連結されている。 【００２７】 本発明は、規格化された中央ロケットユニットを用いて、図５及び図６に示されたような結合式構造の中くらいのクラスの打ち上げロケットの組み立てを可能にする。 中くらいのクラスの打ち上げロケットは、ロケットユニットの下多ユニットアセンブリ１を有する。 このアセンブリは、中央ロケットユニット２とこれに接続された２つの側ロケットユニット３とを有する。 このロケットの中央ロケットユニットと側ロケットユニットとは、構造及びディメンションに関し、重いクラスの打ち上げロケットのロケットユニットと完全に同一であり、５８トンから１９６トンまでスラストが変化し得る同一の調節可能な巡航ＬＲＥＳを使用している。 側ロケットユニット３は、中央ロケットユニットに、この長軸に対し左右対照に設けられ、中央ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳの回動面に対し４５°

の角度を付けて、１平面中に位置されている。 【００２８】 方法を具現化した例として、重いクラスの打ち上げロケットを用いて、質量が２６乃至２８トンであるペイロードを近地球軌道に乗せることが、考えられる。

図７に示されたような結合式構造の打ち上げロケットを用いてペイロードを軌道に乗せることは、 中央ロケットユニットと側ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳを同時に操作して、打ち上げロケットを打ち上げることと（位置Ｅ）、 消費しつくされた側ロケットユニットを中央ロケットユニットから分離することと（位置Ｆ）、 中央ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳを用いて打ち上げロケットを加速すること（位置Ｇ）とを具備し、ここで、ヘッドユニットのドームは離され、 加速ユニットの巡航ＬＲＥＳに点火し、これを、中央ロケットユニットから分離することと（位置Ｈ）、 ヘッドユニットのＬＲＥＳを用いてペイロードを軌道に乗せること（位置Ｊ）

とを具備する。 【００２９】 打ち上げプログラムに係われば、ロケットユニットの下多ユニットアセンブリ１が、４つの側ロケットユニット３を中央ロケットユニット２に接続し、形成される。 また、３０トン（２９４ｋＮ）のスラストを有する巡航ＬＲＥＳを備えた加速ロケットユニット１４とペイロードが設けられたヘッドユニット１５とは、

中央ロケットユニットに接続される。 発射時に、中央ロケットユニット、側ロケットユニットの複数の巡航ＬＲＥＳ

６，７は、点火され、これらには、夫々に、基準スラスト１９６トンがもたらされ、発射時には総計９８０トンのスラストを得る。 打ち上げロケットは、垂直位置で、この後は垂直な平面で、軌道において打ち上げロケットが安定位置に到着するまで加速される。 長軸方向の加速が、１４．７ｍ／ｓｅｃ

^２ （１．５ｇ）に到達すると、中央ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳ６のスラストは、減少し始め、５８トン（５７０ｋＮ）まで減じられる。 打ち上げロケットの更なる加速は、

側ロケットユニットのタンクからの推進剤がちょうど燃焼終了し、これらの巡航ＬＲＥＳ７が分離されるまで、中央ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳ６の一定のスラスト、５８トンで果たされる。 これは、ペイロードを近地球軌道に運ぶのに充分な量である、１８トンまでの炭化水素燃料と４９トンまでの液体酸素とを中央ロケットユニットのタンクで保持するように、側ロケットユニットの巡航ＬＲ

ＥＳ７が分離される瞬間の可能性を提供している。 側ロケットユニットの巡航Ｌ

ＲＥＳ７が分離された後、中央ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳ６のスラストは、基準値１９６トンまで増加される。 消費しつくされた側ロケットユニットは、

中央ロケットユニットから分離される。 打ち上げロケットの加速は、基準スラストで、中央ロケットユニットのタンクからの推進剤が燃焼を終えるまで、中央ロケットユニットのＬＲＥＳが操作されている間は継続される。 中央ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳのスラストＲｔの変化の典型的なグラフが、図８に示されている。 この図８では、打ち上げロケットの長軸方向の加速Ｎｘの推移もまた示されている。 中央ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳ６の分離後、中央ロケットユニットは捨てられ、加速ロケットユニット１４のＬＲＥＳが点火される。 更に、ペイロードの軌道への配置が、加速ユニットのＬＲＥＳによって、必要であればヘッドユニット１５のロケットエンジン自体によって果たされる。 【００３０】 重いクラスの打ち上げロケットにより質量２３乃至２４トンのペイロードを近地球軌道に乗せる間、打ち上げロケットの構造とペイロードの両方において慣性飛行負荷を減じるために、側ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳを制御する必要性が生じる。 中央ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳが５８トンに等しいスラストレベルを有する打ち上げロケットの作動中の、このような問題を解決するために、

これが３９乃至４４ｍ／ｓｅｃ

^２ （４乃至４．５ｇ）の長軸方向の加速に達すると、側ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳ７のスラストは、均等に減じられ、側ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳの操作が終わるまで上述された長軸方向の加速を維持する。 側ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳ７は、中央ロケットユニットの同様の巡航ＬＲＥＳ６の基準値の３０乃至１００％の範囲内でこのスラストを調節するのを可能にする。 長軸方向の加速Ｎ

_ｘの最大許容値に到達したときの側ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳ７のスラストＲ

_ｔの推移を示す典型的なグラフが、

図９に示されている。 【００３１】 また、中央ロケットユニット及び側ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳのスラストの調節は、消費しつくされた側ロケットユニット及び中央ロケットユニットの落下（分離）領域の選択を確実にする可能性を提供する。 これは、スラストの調節により、これらユニットの巡航ＬＲＥＳのスラストを、側ロケットユニット及び中央ロケットユニットの分離時の打ち上げロケットの運動学パラメーターの幅広い変化に対して制御することが可能になるからである。 【００３２】 打ち上げロケットの構造で働く空気力学負荷を調節する必要性が、軌道の大気圏で生じ得る。 これを果すために、打ち上げロケットの飛行高度と速度とが、測定される。 これに関連して、前記飛行高度の標準的な大気密度における接近してくる大気の流れの力学的な圧力Ｑ

_ｔが、割り出される。 打ち上げロケットが、接近してくる大気の流れの力学的な圧力からの空気力学の力が打ち上げロケットの構造のために最大許容値に到達する速度に達すると、打ち上げロケットの速度の更なる加速が、最大許容力学圧力は超えられていない状況下での基準スラストが０．３乃至１．０の範囲内の、側ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳのスラストの調節によって果たされ、関係（１）を維持する。 打ち上げロケットが例として考えられている場合、最大許容力学圧力は、１３０００乃至１５０００Ｐａを超えてはならない。 打ち上げロケットの構造に働く空気力学負荷の調節がなされているときの側ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳ７のスラストＲ

_ｔの推移を示す典型的なグラフが、図１０に示されている。 この図１０には、打ち上げロケットの速度の調節を行っていない場合の、接近してくる大気の流れの力学的な圧力の推移が、破線で示されている。 打ち上げロケットの構造に働く接近してくる大気の流れの力学的圧力を制限することにより、近地球軌道に乗せられるペイロードの質量を増加させる可能性を提供される。 【００３３】 打ち上げロケットの製造は、以下の方法で果たされる。 中央ロケットユニット、側ロケットユニット、加速ロケットユニットの大きさ及び質量の特性と、これらの巡航ＬＲＥＳのスラストの特性とが、選択される。 ここで、巡航ＬＲＥＳのスラスト並びに同一の大きさ及び質量の特性は、単一ユニットの下ステージを有するタンデム構造の打ち上げロケットの形成に際し中央ロケットユニットの使用を確実にし、中央ロケットユニット及び側ロケットユニットのために規定される。 前述された重いクラス及び中くらいのクラスの結合形式の打ち上げロケットの変形例において、以下のパラメーターが、中央ロケットユニットのために利用され得る。 【００３４】 巡航ＬＲＥＳのスラストは１９６トン、 直径は、２．９ｍ、 長さ（酸化剤タンクの上ボトムからノズル出口セクションまで）は２５ｍ、 酸化剤と燃料で満たされたタンクを有する出発時の質量は、１４２トンである。 これらのパラメーターは、２トン乃至３．７トンの質量を有するペイロードを近地球軌道に乗せる際の、この下ステージのようなタンデム構造の打ち上げロケットにおける中央ロケットユニットの使用を可能にする。 【００３５】 同様の特性が、側ロケットユニットのために設けられている。 加速ロケットユニと及びヘッドロケットユニットの特性は、ペイロードの質量に基づいている。 【００３６】 上述されたロケットユニットは、デザインされ、製造され、地上に配設され、

飛行構造テストが行われる。 中央ロケットユニットは、タンデム構造の打ち上げロケットの形成時にテストされて、２トン乃至３．７トンのペイロードを近地球軌道に乗せるように、軽いクラスのタンデム構造を有する打ち上げロケットで使用を開始される（図１１）。 これは、実験時及び作動時両方の打ち上げロケットユニットが統計の際に考慮されるので、製造されたロケットユニットの信頼性を確証し、結合形式の打ち上げロケット製造の支出を減じるために、統計量データを迅速に得ることを可能にする。 タンデム構造の打ち上げロケットで製造されたロケットユニットは、結合式構造の打ち上げロケットのロケットユニットアセンブリの下多ユニットの形成中に、使用される。 この変形例が、図１と図５とに示されている。 飛行構造テストは、中央ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳの作動時間を、側ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳに比べ、増やすように果たされる。 これは、結合式構造の打ち上げロケットの信頼性を確証する。 【図面の簡単な説明】 【図１】 図１は、重いクラスの、提案されている打ち上げロケットの全体図を示している。 【図２】 図２は、図１のＡ方向から見た図を示している。 【図３】 図３は、図２のＢ−Ｂ断面を示している。 【図４】 図４は、図３のＣ−Ｃ断面を示している。 【図５】 図５は、中くらいのクラスの、提案されている打ち上げロケットの全体図を示している。 【図６】 図６は、図５のＤ方向から見た図を示している。 【図７】 図７は、ペイロードを軌道に乗せるための構造を示している。 【図８】 図８は、中央ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳのスラストの変化を図で示している。 【図９】 図９は、慣性飛行積荷の制御部を有する側ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳのスラストの変化を図で示している。 【図１０】 図１０は、空気力学積荷の制御部を有する側ロケットユニットの巡航ＬＲＥＳ

のスラストの変化を図で示している。 【図１１】 図１１は、中央ロケットユニットが第１のステージとして使用されている、タンデム構造の打ち上げロケットを示している。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (71)出願人 ＦＥＤＥＲＡＬＮＯＥ ＧＯＳＵＤＡＲＳ ＴＶＥＮＮＯＥ ＵＮＩＴＡＲＮＯＥ Ｐ ＲＥＤＰＲＩＹＡＴＩＥ “ＧＯＳＵＤＡ ＲＳＴＶＥＮＮＹ ＫＯＳＭＩＣＨＥＳＫ Ｙ ＮＡＵＣＨＮＯ−ＰＲＯＩＺＶＯＤＳ ＴＶＥＮＮＹ ＴＳＥＮＴＲ ＩＭ．Ｍ． Ｖ．ＫＨＲＵＮＩＣＨＥＶＡ" (72)発明者 キセレフ、アナトリー・イワノビッチ ロシア国、121433 モスコー、ユーエル・ ボルシャヤ・フィレフスカヤ、ディー・ 57、ケーブイ・71 (72)発明者 メドウェデフ、アレクサンドル・アレクセ ービッチ ロシア国、121248 モスコー、クツーゾフ スキー・プロスペクト、ディー・４、コー プ・２、ケーブイ・472 (72)発明者 カラスク、ウラジミール・コンスタンチノ ビッチ ロシア国、121069 モスコー、ノビンスキ ー・ブルワー、ディー・18、ケーブイ・ 142 (72)発明者 デルミチェフ、ゲナディ・ドミトリービッ チ ロシア国、121309 モスコー、ユーエル・ ボルシャヤ・フィレフスカヤ、ディー・ 17、ケーブイ・24 (72)発明者 ラズーギン、イゴール・セルゲービッチ ロシア国、129164 モスコー、ユーエル・ マラヤ、モスコフスカヤ、ディー・２、ケ ーブイ・211 (72)発明者 ペトロコフスキー、セルゲイ・アレクサン ドロビッチ ロシア国、113162 モスコー、ユーエル・ ミトナーヤ、ディー・23、コープ・12、ケ ーブイ・523 (72)発明者 モトルニー、エフゲニー・イワノビッチ ロシア国、127490 モスコー、セウェルニ ー・ブルワー、ディー・８、ケーブイ・45 (72)発明者 ユリエフ、ワジリー・ユリエビッチ ロシア国、121609 モスコー、ルブレフス コー・ショッセ、ディー・52、ケーブイ・ 123 (54)【発明の名称】 巡航液体ロケットエンジンシステム（ＬＲＥＳ）を有する結合式構造の多機能打ち上げロケット によりペイロードを軌道に乗せる方法と、巡航ＬＲＥＳを有する結合式構造の多機能打ち上げロ ケットと、これを改善する方法