JP2003222500A

JP2003222500A - 分離型ロケット、及び、分離型ロケットの分離方法

Info

Publication number: JP2003222500A
Application number: JP2002020745A
Authority: JP
Inventors: Nobuyasu Sakata; 展康坂田; Seiichi Iwai; 誠一岩井
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2002-01-29
Filing date: 2002-01-29
Publication date: 2003-08-08

Abstract

(57)【要約】【課題】ロケットモータと飛翔本体の追突の恐れを十分
に払拭する技術を確立すること。【解決手段】飛翔本体３と、飛翔本体３に接続するロケ
ットモータ１とから構成され、ロケットモータ１は、燃
焼ガスを逆噴射する逆噴射ユニット２を備えている。逆
噴射ユニット２は、燃焼機能を持つ必要はない。ロケッ
トモータ１の燃料は必ず残存しているから、飛翔本体
（３）の偏向を防止するために、その残存燃料を有効に
活用することができる。逆噴射ユニット２が燃焼機能を
持たない場合、持燃焼ガスは飛翔本体３を推進していた
燃焼ガスであり、分離直後の燃焼ガスである（ロケット
モータは、その分離後に燃焼を停止することはない）。
残存燃料又は残存燃焼ガスを活用して、飛翔本体の偏向
を有効に防止することができる。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、分離型ロケット、
及び、分離型ロケットの分離方法に関し、特に、飛翔本
体の急旋回機能を改善する分離型ロケット、及び、分離
型ロケットの分離方法に関する。

【０００２】

【従来の技術】原点から遠隔の目標座標点に物体を短時
間的に移送するために、燃焼ガス噴射式の飛翔体（いわ
ゆるロケット）が用いられる。そのような飛翔体は、図
１４に示されるように、原点１０１である出発点から目
標座標点１０２に誘導されて飛翔する。高速移送のため
には、飛翔体は、原点１０１から目標座標点１０２に到
達する飛翔経路の途中で高い高度の中間点１０３を経過
することが望ましい。そのような中間点１０３で、高速
移送のために、飛翔体１０４を軽量化することが重要で
ある。飛翔体１０４は、飛翔本体１０５とロケットモー
タ１０６とから構成され、中間点１０３でロケットモー
タ１０６は、飛翔体１０５から分離される。このように
軽量化された飛翔本体は、円滑に目標座標点１０２に到
達する。

【０００３】完全に大気圏外にない飛翔体は空気抵抗を
受けて、後方側のロケットモータが前方側の飛翔本体に
追突することを完全に防止することができる可能性は１
００％ではない。１００％の確率で飛翔本体を目標座標
点に移送するためには、ロケットモータ１０６が飛翔本
体１０５に追突する恐れを完全に払拭しておくことが重
要である。分離型飛翔体の追突防止技術は、実開平５−
６１６９４号、実開平５−６１６９５号、実開平５−６
１６９６号、実開平５−６１６９７号、特開平１０−１
１１１００号で知られている。

【０００４】ロケットモータと飛翔本体の追突の恐れを
十分に払拭する技術の確立が望まれる。更に、その追突
を防止する確率を１００％に近づけることが望まれる。

【０００５】

【発明が解決しようとする課題】本発明の課題は、ロケ
ットモータと飛翔本体の追突の恐れを十分に払拭する技
術を確立することができる分離型ロケット、及び、分離
型ロケットの分離方法を提供することにある。本発明の
他の課題は、その追突を防止する確率を１００％に近づ
けることができる分離型ロケット、及び、分離型ロケッ
トの分離方法を提供することにある。

【０００６】

【課題を解決するための手段】その課題を解決するため
の手段が、下記のように表現される。その表現中に現れ
る技術的事項には、括弧（）つきで、番号、記号等が添
記されている。その番号、記号等は、本発明の実施の複
数の形態又は複数の実施例のうちの少なくとも１つの実
施の形態又は複数の実施例を構成する技術的事項、特
に、その実施の形態又は実施例に対応する図面に表現さ
れている技術的事項に付せられている参照番号、参照記
号等に一致している。このような参照番号、参照記号
は、請求項記載の技術的事項と実施の形態又は実施例の
技術的事項との対応・橋渡しを明確にしている。このよ
うな対応・橋渡しは、請求項記載の技術的事項が実施の
形態又は実施例の技術的事項に限定されて解釈されるこ
とを意味しない。

【０００７】本発明による分離型ロケットは、飛翔本体
（３）と、飛翔本体（３）に接続するロケットモータ
（１）とから構成され、ロケットモータ（１）は、燃焼
ガスを逆噴射する逆噴射ユニット（２）を備えている。
逆噴射ユニット（２）は、燃焼機能を持つ必要はない。
ロケットモータの燃料は必ず残存しているとは限らない
が、それが残存している場合、飛翔本体の偏向を防止す
るためにその残存燃料を有効に活用することができる。
但し、それが残存していない場合は、一旦何らかの手段
で分離すれば、ロケットモータ（１）の方が抵抗が大き
いため追突の可能性は低い。逆噴射ユニット（２）が燃
焼機能を持たない場合、持燃焼ガスは飛翔本体（３）を
推進していた燃焼ガスであり、分離直後の燃焼ガスであ
る（ロケットモータは、その分離後に燃焼を停止するこ
とはない）。飛翔本体（３）とロケットモータ（１）と
の間に介設され飛翔本体（３）とロケットモータ（１）
とを軸連結する結合ユニット（２）が追加される。飛翔
本体（３）とロケットモータ（１）との分離時に結合ユ
ニット（２）は燃焼ガスの逆噴射口を形成する。結合ユ
ニット（２）は分離時に噴射口として利用され、分離前
には逆噴射は起きない。

【０００８】飛翔本体（３）とロケットモータ（１）と
を分離するときに、燃焼ガスの流れは飛翔本体とロケッ
トモータの共通中心線に対して対称化されていること
は、飛翔本体（３）の偏向を防止することができる点で
効果的である。飛翔本体（３）の後端面が共通中心線に
対して対称化されることは更に効果的である。燃焼ガス
の流れが細分化されることは、燃焼ガスの軸方向性を平
均的に安定化することができる点で、更に効果的であ
る。

【０００９】燃焼ガスの流れが共通中心線に対して拡径
化されることは、ガスの流れの全体の平均流の軸心線を
その共通中心線に一致させる確率を高くする。燃焼ガス
の流れが複数化され、燃焼ガスの複数の流れは互いに遠
ざかることは、既述の平均化を更に有効化する。燃焼ガ
スの流れは、共通中心線に対して拡径化され、燃焼ガス
の流れは単一であることも、既述の平均化を更に有効化
する。

【００１０】飛翔本体（３）は、飛翔本体（３）とロケ
ットモータ（１）とを分離するときに飛翔本体（３）と
ロケットモータ（１）との間に放出する遮断物体（２
Ａ，１２，１３）を備え、遮断物体（２Ａ，１２，１
３）は燃焼ガスの流れを遮断する。燃焼ガスが飛翔本体
（３）に届かず、又は、飛翔本体（３）に届く燃焼ガス
の量が少なく、飛翔本体（３）の偏向の度合いを低くす
ることができる。

【００１１】ロケットモータ（１）は、飛翔本体（３）
とロケットモータ（１）とを分離するときにロケットモ
ータ（１）に空気抵抗を与える抵抗体（９，１１）を備
えることが更に効果的である。空気抵抗によるロケット
モータ（１）の減速により飛翔本体（３）とロケットモ
ータ（１）の間隔が拡大すれば、燃焼ガスが飛翔本体
（３）に影響を与える度合いが飛躍的に小さくなる。燃
焼ガスビームの長さが長くなればその影響が弱くなり、
燃焼ガスビームの飛翔本体（３）に対する推進力が減少
する。

【００１２】飛翔本体（３）とロケットモータ（１）と
を分離するときに、燃焼ガスの流れが飛翔本体（３）と
ロケットモータ（１）の共通中心線に対して非対称化さ
れることは、その非対称化の度合いがある程度に大きく
なれば、燃焼ガスは飛翔本体に推進力を与えなくなる。
このような意味で、パラシュートが片側にのみ設けられ
ることは有効である。

【００１３】本発明による分離型ロケットの分離方法
は、ロケットモータ（１）を飛翔本体（３）から分離す
るステップと、そのステップの後に、ロケットモータ
（１）から燃焼ガスを逆噴射するステップとから構成さ
れている。燃焼ガスは、飛翔本体（３）とロケットモー
タ（１）の共通中心線に対して対称化され、又は、極端
に非対称化されることは有効である。燃焼ガスが分離の
直後に共通中心線に対して対称化され更にその後に極端
に非対称化され、又は、燃焼ガスが分離の直後に共通中
心線に対して極端に非対称化され更にその後に対称化さ
れることは、ともに追突防止がより確実になる点でより
効果的である。

【００１４】本発明による分離型ロケットは、目標物が
近い場合に、ロケットモータ燃焼終了前に分離する必要
があり、このような場合に特に有効である。

【００１５】

【発明の実施の形態】図に対応して、本発明による分離
型ロケットの実施の形態は、飛翔本体に接続してロケッ
トモータが設けられている。そのロケットモータ１は、
図１に示されるように、接続ユニット２を介して飛翔本
体３に接続して連結している。分離前の飛翔本体３は、
ロケットモータ１の燃焼ガスの順方向噴射により推進さ
れる。分離時には、飛翔本体３に搭載されている分離シ
ーケンス制御ユニット（図示されず）の指令により接続
ユニットの接続が解除される。ロケットモータ１は、燃
焼室４と主噴射機構５と逆噴射機構６を備えている。飛
翔本体３は、独立したロケットとしての飛翔性能を有し
ている。

【００１６】既述の分離シーケンス制御ユニットが動作
して、ロケットモータ１は飛翔本体３から分離される。
接続ユニット２の飛翔本体側接続ユニット部分２Ａは、
図２に示されるように、後方側に突出している。飛翔本
体側接続ユニット部分２Ａは、ロケットモータ前蓋とい
われ、逆噴射機構６のロケットモータ側接続ユニット部
分２Ｂの蓋として機能している。ロケットモータ側接続
ユニット部分２Ｂは、逆噴射機構６のノズルを兼用する
ことができる。

【００１７】飛翔本体側接続ユニット部分２Ａは、図２
に示されるように、飛翔本体３の前方側中心線ＬＦに対
して対称に細く形成されている。ロケットモータ側接続
ユニット部分２Ｂは、ロケットモータ１の後方側中心線
ＬＲに対して対称に細く形成されている。分離後に、前
方側中心線ＬＦが後方側中心線ＬＲに一致するように分
離シーケンス制御が実行されている。分離後に燃料が残
存している場合は、燃料が燃え尽きるまで燃焼を継続す
る。この場合、分離前も分離後も燃焼しつづける主噴射
機構５で生成される燃焼ガスを、ノズル２Ｂから逆噴射
ブラスト（逆噴射炎）７として逆噴射的に放出する。

【００１８】逆噴射ブラスト７の噴射の反作用力で、ロ
ケットモータ１は飛翔本体３に対して相対的に後退す
る。このような逆噴射は、ロケットモータ１を飛翔本体
３から離隔させるから、ロケットモータ１が飛翔本体３
に再び接触することはない。

【００１９】逆噴射ブラスト７が後方側中心線ＬＲに対
して線対称になるように、ロケットモータ側接続ユニッ
ト部分２Ｂは設計されている。飛翔本体側接続ユニット
部分２Ａと逆噴射ブラスト７は、同一中心線に対して線
対称であるから、飛翔本体３とロケットモータ１との間
に零でない迎角が生じることは原則的・設計的にはな
い。しかし、飛翔本体３又はロケットモータ１に原因不
明の振動的揺動が生じて、図３に示されるように、逆噴
射ブラスト７が飛翔本体側接続ユニット部分２Ａに非対
称に当たって、飛翔本体３とロケットモータ１との間に
零でない迎角が生じることの可能性を１００％に否定す
ることはできない。飛翔本体３の経路角と飛翔経路に影
響を及ぼすそのような原因として、逆噴射ブラスト７の
噴流の非対称性、飛翔本体側接続ユニット部分２Ａの形
状が考えられる。しかし、完全に除去することは不可能
であり、他の対策が必要である。

【００２０】図４は、本発明による分離型ロケットの実
施の他の形態を示している。飛翔本体側接続ユニット部
分２Ａは、飛翔本体側接続要素群として形成されてい
る。複数要素群２Ａが、中心線対称に配置されている。
複数要素群２Ａに位置対応して、ロケットモータ側接続
ユニット部分２Ｂはロケットモータ側接続要素群として
配置されている。ロケットモータ側接続要素群の各要素
ノズルの口径は、図２に示されるノズル２Ｂの口径より
十分に小さい。複数の逆噴射ブラスト７は、後方側中心
線ＬＲにそれぞれに平行になるように設計されている
が、その設計許容誤差範囲内で、各逆噴射ブラスト７は
後方側中心線ＬＲに平行ではない。複数の逆噴射ブラス
ト７のそれぞれの平行性誤差は互いに打ち消しあって、
全体としてその平行性誤差は許容範囲内に入っている。
逆噴射ブラスト７のそれぞれの小口径噴流は、距離が長
くなれば、飛翔本体３に与える影響は十分に小さくなっ
ている。

【００２１】図５は、本発明による分離型ロケットの実
施の更に他の形態を示している。実施の本形態の飛翔本
体側接続ユニット部分２Ａは、単一であり、その単一の
飛翔本体側接続ユニット部分２Ａの後端部位は後方側中
心線ＬＲに対して対称に流線形状に形成されている。こ
のような流線形状化は、逆噴射ブラスト７が飛翔本体側
接続ユニット部分２Ａに与える偏り力を大幅に減少させ
ることができる。

【００２２】図６は、本発明による分離型ロケットの実
施の更に他の形態を示している。実施の本形態の飛翔本
体側接続ユニット部分２Ａは単一である。飛翔本体３の
後端面は、部分凹球面８に形成されている。部分凹球面
８に代えられて、部分楕円面、部分放物面が効果的に用
いられる。部分凹球面８の面に沿って流れる噴流９は、
後方側中心線ＬＲに対して非対称になろうとする部分凹
球面８を対称化する自己整流作用を有し、部分凹球面８
は自己制御的に後方側中心線ＬＲに対する対称性を保存
する。

【００２３】図７は、本発明による分離型ロケットの実
施の更に他の形態を示している。実施の本形態の飛翔本
体側接続ユニット部分２Ａは単一であり、ノズル２Ｂの
内面が拡開的に形成されている。逆噴射ブラスト７は、
拡開的に飛翔本体３の後端面に向かって拡径的に拡大
し、飛翔本体３の後端面に当たる噴流の圧力が前方側中
心線ＬＦに対して対称化されている。

【００２４】図８は、本発明による分離型ロケットの実
施の更に他の形態を示している。実施の本形態の飛翔本
体側接続ユニット部分２Ａは単一であり、飛翔本体側接
続ユニット部分２Ａは、分離に際して放擲され飛翔本体
３から切り離される。逆噴射ブラスト７は飛翔本体側接
続ユニット部分２Ａに当たるが、飛翔本体側接続ユニッ
ト部分２Ａは飛翔本体３に影響しない。

【００２５】図９は、本発明による分離型ロケットの実
施の更に他の形態を示している。実施の本形態では飛翔
本体側接続ユニット部分２Ａは存在しない。ノズル２Ｂ
が後方側中心線ＬＲに対して対称に２体又は数体が配置
され、逆噴射ブラスト７の向きは、互いに拡開する方向
に向けられている。ロケットモータ１の逆方向推力の向
きは後方側中心線ＬＲに一致しているが、逆噴射ブラス
ト７は飛翔本体３に力学的影響を与えない。

【００２６】図１０は、本発明による分離型ロケットの
実施の更に他の形態を示している。実施の本形態では、
ロケットモータ１に抵抗体９が取り付けられている。抵
抗体９は、半径方向外側に（後方側中心線ＬＲに直交す
る放射方向に）ロケットモータ１から張り出している。
抵抗体９が飛翔動圧を受けてロケットモータ１が飛翔本
体３に対して後退し、逆噴射ブラスト７の噴流速度が飛
翔本体３に対して相対的に低減し、飛翔本体３が逆噴射
ブラスト７から受ける推力は小さくなる。抵抗体９に代
えられて、図１１に示されるように、パラシュート１１
がロケットモータ１に取り付けられることは、大気が存
在していれば効果的である。

【００２７】図１２は、本発明による分離型ロケットの
実施の更に他の形態を示している。実施の本形態では、
複数のノズル２Ｂが後方側中心線ＬＲに対称に配置さ
れ、偏向板１２がノズルロケットモータ側接続ユニット
部分２Ｂに位置対応して後方側中心線ＬＲに対称にロケ
ットモータ１に取り付けられている。逆噴射ブラスト７
の噴流方向が拡径方向に偏向され、逆噴射ブラスト７は
飛翔本体３に影響を与えない。偏向板１２は、分離と同
時的に開く。

【００２８】図１３は、本発明による分離型ロケットの
実施の更に他の形態を示している。実施の本形態では、
複数のノズル２Ｂは単一であり、偏向板１３が後方側中
心線ＬＲに対して非対称にロケットモータ１に取り付け
られている。逆噴射ブラスト７の噴流方向が拡径方向に
非対称に偏向され、逆噴射ブラスト７は飛翔本体３に影
響を与えず、且つ、ロケットモータ１が飛翔本体３に対
して急激に偏向し、逆噴射ブラスト７は更にロケットモ
ータ１に対して偏向し、逆噴射ブラスト７は飛翔本体３
に影響を更に与えない。

【００２９】分離後に逆噴射ガス流は対称化され、ロケ
ットモータと飛翔本体が適正距離離隔した後にそのガス
流を極端に非対称化することは、追突防止のためにより
効果的である。又は、分離の直後に逆噴射ガス流が極端
に非対称化され、ロケットモータと飛翔本体が適正距離
離隔した後にそのガス流を対称化することも、追突防止
のためにより効果的である。

【００３０】

【発明の効果】本発明による分離型ロケット、及び、分
離型ロケットの分離方法は、ロケットモータに残存する
燃料又は燃焼ガスを用いて、飛翔本体とロケットモータ
の分離後の追突又は飛翔本体の偏向を防止することがで
きる。特に、ロケットモータは分離後も燃焼ガスを生成
しているので、その燃焼ガスをそのままに使用すれば、
逆噴射用燃焼器を新設する必要がない。

【図面の簡単な説明】

【図１】図１は、本発明による分離型ロケットの実施の
形態を示す正面図である。

【図２】図２は、図１の状態と異なる分離状態を示す正
面図である。

【図３】図３は、図１の状態と更に異なる分離状態を示
す正面図である。

【図４】図４は、本発明による分離型ロケットの他の実
施の形態を示す正面図である。

【図５】図５は、本発明による分離型ロケットの更に他
の実施の形態を示す正面図である。

【図６】図６は、本発明による分離型ロケットの更に他
の実施の形態を示す正面図である。

【図７】図７は、本発明による分離型ロケットの更に他
の実施の形態を示す正面図である。

【図８】図８は、本発明による分離型ロケットの更に他
の実施の形態を示す正面図である。

【図９】図９は、本発明による分離型ロケットの更に他
の実施の形態を示す正面図である。

【図１０】図１０は、本発明による分離型ロケットの更
に他の実施の形態を示す正面図である。

【図１１】図１１は、本発明による分離型ロケットの更
に他の実施の形態を示す正面図である。

【図１２】図１２は、本発明による分離型ロケットの更
に他の実施の形態を示す正面図である。

【図１３】図１３は、本発明による分離型ロケットの更
に他の実施の形態を示す正面図である。

【図１４】図１４は、公知の分離型ロケットの飛翔経路
を示す正面図である。

【符号の説明】

１…ロケットモータ２…逆噴射ユニット２Ａ，１２，１３…遮断物体３…飛翔本体９，１１…抵抗体

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】飛翔本体と、前記飛翔本体に接続するロケットモータとを含み、前記ロケットモータは、燃焼ガスを逆噴射する逆噴射ユ
ニットを備える分離型ロケット。
【請求項２】前記飛翔本体と前記ロケットモータとの間
に介設され前記飛翔本体と前記ロケットモータとを軸連
結する結合ユニットを更に含み、前記飛翔本体と前記ロケットモータとの分離時に前記結
合ユニットは前記燃焼ガスの逆噴射口を形成する請求項
１の分離型ロケット。
【請求項３】前記燃焼ガスは前記飛翔本体を推進する燃
焼ガスである請求項２の分離型ロケット。
【請求項４】前記飛翔本体と前記ロケットモータとを分
離するときに、前記燃焼ガスの流れは前記飛翔本体と前
記ロケットモータの共通中心線に対して対称化される請
求項１の分離型ロケット。
【請求項５】前記飛翔本体の後端面が前記共通中心線に
対して対称化される請求項４の分離型ロケット。
【請求項６】前記燃焼ガスの流れが細分化される請求項
４又は５の分離型ロケット。
【請求項７】前記燃焼ガスの流れが前記共通中心線に対
して拡径化される請求項６の分離型ロケット。
【請求項８】前記燃焼ガスの流れが複数化され、前記燃
焼ガスの複数の流れは互いに遠ざかる請求項７の分離型
ロケット。
【請求項９】前記燃焼ガスの流れは前記共通中心線に対
して拡径化され、前記燃焼ガスの流れは単一である請求
項５の分離型ロケット。
【請求項１０】前記飛翔本体は、前記飛翔本体と前記ロケットモータとを分離するときに
前記飛翔本体と前記ロケットモータとの間に放出する遮
断物体を備え、前記遮断物体は前記燃焼ガスの流れを遮
断する請求項１の分離型ロケット。
【請求項１１】前記ロケットモータは、前記飛翔本体と前記ロケットモータとを分離するときに
前記ロケットモータに空気抵抗を与える抵抗体を備える
請求項１の分離型ロケット。
【請求項１２】前記飛翔本体と前記ロケットモータとを
分離するときに、前記燃焼ガスの流れは前記飛翔本体と
前記ロケットモータの共通中心線に対して非対称化され
る請求項１の分離型ロケット。
【請求項１３】ロケットモータを飛翔本体から分離する
ステップと、前記ステップの後に、前記ロケットモータから燃焼ガス
を逆噴射するステップとを含む分離型ロケットの分離方
法。
【請求項１４】前記燃焼ガスは前記飛翔本体と前記ロケ
ットモータの共通中心線に対して対称化される請求項１
３の分離型ロケットの分離方法。
【請求項１５】前記燃焼ガスは前記飛翔本体と前記ロケ
ットモータの共通中心線に対して極端に非対称化される
請求項１４の分離型ロケットの分離方法。
【請求項１６】前記燃焼ガスは分離の直後に前記飛翔本
体と前記ロケットモータの共通中心線に対して対称化さ
れ更にその後に極端に非対称化される請求項１３の分離
型ロケットの分離方法。
【請求項１７】前記燃焼ガスは分離の直後に前記飛翔本
体と前記ロケットモータの共通中心線に対して極端に非
対称化され更にその後に対称化される請求項１３の分離
型ロケットの分離方法。