JP2007083837A

JP2007083837A - ロケット及び航空機を用いたロケット発射方法

Info

Publication number: JP2007083837A
Application number: JP2005274050A
Authority: JP
Inventors: Satohide Kimura; 聡秀木村
Original assignee: IHI Aerospace Co Ltd
Current assignee: IHI Aerospace Co Ltd
Priority date: 2005-09-21
Filing date: 2005-09-21
Publication date: 2007-04-05

Abstract

【課題】重量を航空機の搭載重量と同程度としたとしても、投下時において航空機にピッチアップが生じるのを回避することができ、軌道に大型の宇宙航行体を投入することが可能である、又は、宇宙航行体をより高い軌道に投入することが可能であるロケット及び航空機を用いたロケット発射方法を提供する。
【解決手段】宇宙航行体を搭載して航空機で高空に輸送され、所定高度で空中発射されるロケット１であって、宇宙航行体を搭載する主ロケット部３と、主ロケット部３に推進力を付与する補助ロケット部４と、補助ロケット部４に連結したパラシュート５と、主ロケット部３及び補助ロケット部４を連結する索６を備え、所定高度における補助ロケット部４のパラシュート５による後方カーゴドア１３からの引き出しが完了した段階で主ロケット部３の後方カーゴドア１３からの引き出しが開始されるべく、索６の長さを設定した。
【選択図】図１

Description

本発明は、人工衛星などの宇宙航行体を搭載して航空機で高空に輸送され、所定高度において空中発射されるロケット及び航空機を用いたロケット発射方法に関するものである。

従来、上記した人工衛星などの宇宙航行体を搭載したロケットを所定高度において空中発射する場合には、例えば、ロケットを航空機の胴体下や翼下に吊り下げて所定高度まで運び、投下後にロケットに点火して発射する方法や、滑走滑空可能なグライダタイプのロケットを地上から所定高度まで航空機で曳航し、切り離し後にロケットに点火して発射する方法が採用されている。

上記したロケット発射方法において、ロケットを機外に搭載する前者のロケット発射方法の場合には、宇宙航行体に悪影響を及ぼす音響振動を生じさせないようにするために、宇宙航行体を覆うフェアリングの径を大きくすることができないなどといった搭載上の制限があり、一方、航空機でロケットを曳航する後者のロケット発射方法の場合には、ロケットを曳航するが故に航空機に課せられる運動上の制限が多々ある。

そこで、上記した短所を有するロケット発射方法に代わる他のロケット発射方法として、人工衛星などの宇宙航行体を搭載したロケットを航空機の内部に搭載して高空まで運び、所定高度に達した時点でロケットを航空機の尾部からパラシュートで引き出して投下した後に、このパラシュートを用いて降下するロケットに点火して発射する方法が試みられている。
特表２００１−５１５４２５号特表平１０−５０９１１３号「ＴＨＥＬＯＡＤＥＲ」Ｖｏｌｕｍｅ３Ｉｓｓｕｅ３ＮＯＶ１５，２０００ＰｒｏｆｅｓｓｉｏｎａｌＬｏａｄｍａｓｔｅｒＡｓｓｏｃｉａｔｉｏｎ，Ｐ．Ｏ．Ｂｏｘ４３５１，ＴａｃｏｍａＷＡ９８４３８

しかしながら、ロケットを航空機の内部に搭載する従来のロケット発射方法において、航空機の搭載重量が、例えば、２０ｔである場合に、投下物であるロケットの重量を航空機の搭載重量と同程度の２０ｔにすると、このロケットを航空機からパラシュートで引き出して投下する際の重心移動によってピッチアップが生じてしまうことから、これを回避するために、ロケットの重量、すなわち、投下物の重量を航空機の搭載重量と同程度にすることができないという問題を有しており、この問題を解決することが従来の課題となっていた。

本発明は、上記した従来の課題に着目してなされたもので、重量を航空機の搭載重量と同程度としたとしても、投下時において航空機にピッチアップが生じるのを回避することができ、その結果、従来のロケット発射方法で投入可能であった軌道に対してより大型の宇宙航行体を投入することが可能である、又は、従来のロケット発射方法で打ち上げ可能であった宇宙航行体をより高い軌道に投入することが可能であるロケット及び航空機を用いたロケット発射方法を提供することを目的としている。

本発明は、人工衛星などの宇宙航行体を搭載して航空機で高空に輸送され、所定高度において空中発射される打ち上げ用のロケットであって、宇宙航行体を搭載する主ロケット部と、この主ロケット部に推進力を付与する補助ロケット部と、補助ロケット部に連結したパラシュートと、主ロケット部及び補助ロケット部を連結する索を備え、所定高度における補助ロケット部のパラシュートによる航空機尾部からの引き出しが完了した段階で主ロケット部の航空機尾部からの引き出しが開始されるべく、索の長さを設定してある構成としたことを特徴としており、このロケットの構成を前述した従来の課題を解決するための手段としている。

また、本発明の航空機を用いたロケット発射方法は、上記打ち上げ用のロケットを航空機で高空に輸送し、所定高度においてロケットに点火して空中発射する航空機を用いたロケット発射方法であって、ロケットの主ロケット部及び補助ロケット部を航空機の内部に搭載して高空まで運び、所定高度に達した時点で補助ロケット部を航空機の尾部からパラシュートで引き出し、この補助ロケット部の引き出しが完了した後に、索によって主ロケット部を航空機の尾部から引き出して、パラシュートを用いて降下する主ロケット部及び補助ロケット部のうちの補助ロケット部に点火し、主ロケット部及び補助ロケット部が降下から上昇に転じた時点で主ロケット部に点火して空中発射する構成としたことを特徴としており、この航空機を用いたロケット発射方法の構成を前述した従来の課題を解決するための手段としている。

本発明のロケットを空中発射するに際して、所定高度に達した時点で補助ロケット部が航空機の尾部からパラシュートで引き出されるのに続いて、主ロケット部が航空機の尾部から引き出されるが、主ロケット部と補助ロケット部とを連結する索の長さが、補助ロケット部の航空機尾部からの引き出しが完了した段階で主ロケット部の航空機尾部からの引き出しが開始される長さに設定してあるので、主ロケット部及び補助ロケット部が同時に引き出されることがない。

したがって、主ロケット部及び補助ロケット部が時間差をもって引き出されることから、ロケット全体の重量が航空機の搭載重量と同程度であったとしても、主ロケット部の重量が航空機の引き出し重量制限を越えなければ、このロケットの主ロケット部及び補助ロケット部を航空機からパラシュートで引き出して投下する際には、重心移動によるピッチアップを回避し得ることとなる。

また、補助ロケット部の分だけ主ロケット部に搭載すべき燃料を減らせば、主ロケット部の搭載スペースが広がることとなって、より大型の宇宙航行体を搭載し得ることとなり、一方、主ロケット部側に搭載すべき燃料を減らさなければ、補助ロケット部の分だけ多くの推力が得られることとなって、搭載した宇宙航行体をより高い軌道に投入し得ることとなる。

本発明によれば、上記した構成としているので、ロケットの重量を航空機の搭載重量と同程度としたとしても、投下時における航空機のピッチアップを回避することができ、したがって、打ち上げ可能な宇宙航行体の大型化を実現できる、又は、宇宙航行体をより高い軌道に投入することが可能であるという非常に優れた効果がもたらされる。

本発明において、主ロケット部及び補助ロケット部に用いる燃料はとくに限定しないが、即時発射が可能な固体燃料を用いることが望ましい。また、補助ロケット部は、主ロケット部の点火後に主ロケット部から切り離し、パラシュートを用いて降下させることが望ましい。

以下、本発明を実施例により更に詳細に説明するが、本発明は以下の実施例に限定されるものではない。

図１〜図５は、本発明のロケットの一実施例を示している。

図１に示すように、このロケット１は、頭部側に宇宙航行体を搭載すると共に尾部にノズル２を配置した主ロケット部３と、この主ロケット部３に対して主ロケット部３自らが発生する推進力とは別に推進力を付与する補助ロケット部４と、この補助ロケット部４に連結したパラシュート５と、主ロケット部３及び補助ロケット部４を連結する索６を備えている。

このロケット１の主ロケット部３は、航空機１０のカーゴ室１１に機軸方向に移動可能に配置したパレット１２上に載置してあり、一方、補助ロケット部４及びパッキングしたパラシュート５は、カーゴ室１１の後方カーゴドア１３付近に放出可能に収容してあって、このロケット１は航空機１０で高空に輸送され、所定高度において開放したカーゴ室１１の後方カーゴドア１３から、パラシュート５，補助ロケット部４及び主ロケット部３の順に投下されるようになっている。

この場合、主ロケット部３及び補助ロケット部４を連結する索６の長さは、図２に示すように、所定高度におけるパラシュート５による補助ロケット部４の後方カーゴドア１３からの引き出しが完了した段階で主ロケット部３の後方カーゴドア１３からの引き出しが開始されような長さに設定してある。

上記したロケット１を空中発射するに際しては、まず、図１に示すように、ロケット１を構成する主ロケット部３，補助ロケット部４，パラシュート５及び索６を航空機１０のカーゴ室１１の内部に搭載して高空まで運び、図２に示すように、所定高度に達した時点で後方カーゴドア１３からパラシュート５を放出して開傘させることで、補助ロケット部４を航空機１０の後方カーゴドア１３から引き出す。

これに続いて、補助ロケット部４の引き出しが完了したことで伸びきった状態の索６によって、図３に示すように、主ロケット部３を機軸方向に移動可能なパレット１２とともに後方カーゴドア１３から引き出す。

そして、図４に示すように、パラシュート５を用いて降下する主ロケット部３及び補助ロケット部４のうちの補助ロケット部４に点火し、図５に示すように、主ロケット部３及び補助ロケット部４が降下から上昇に転じた時点で主ロケット部３に点火して空中発射すると共に、補助ロケット部４及びパラシュート５を主ロケット部３から切り離す。

上記したように、このロケット１では、空中発射するに際して、所定高度に達した時点で補助ロケット部４が航空機１０の後方カーゴドア１３からパラシュート５で引き出されるのに続いて、主ロケット部３が航空機１０の後方カーゴドア１３から引き出されるが、主ロケット部３と補助ロケット部４とを連結する索６の長さが、補助ロケット部４の引き出しが完了した時点で主ロケット部３の引き出しが開始される長さに設定してあるので、主ロケット部３及び補助ロケット部４が同時に引き出されることがない。

つまり、主ロケット部３及び補助ロケット部４が時間差をもって引き出されるので、ロケット１全体の重量が航空機１０の搭載重量と同程度であったとしても、主ロケット部３の重量が航空機１０の引き出し重量制限を越えなければ、このロケット１の主ロケット部３及び補助ロケット部４を航空機１０から投下する際には、重心移動によるピッチアップを回避し得ることとなる。

また、補助ロケット部４の分だけ主ロケット部３に搭載すべき燃料を減らせば、主ロケット部３の搭載スペースが広がることとなって、より大型の宇宙航行体を搭載し得ることとなり、一方、主ロケット部３側に搭載すべき燃料を減らさなければ、補助ロケット部４の分だけ多くの推力が得られることとなって、搭載した宇宙航行体をより高い軌道に投入し得ることとなる。

本発明の一実施例によるロケットを高空に運ぶ状況を簡略的に示す航空機の断面説明図である。（実施例１）図１のロケットを航空機から投下する状況を簡略的に示す航空機の断面説明図である。（実施例１）図１のロケットが航空機から投下された直後の側面説明図である。（実施例１）図３の投下されたロケットの補助ロケット部に点火して主ロケット部及び補助ロケット部が降下から上昇に転じる状況を示す側面説明図である。（実施例１）図４のロケットの主ロケット部に点火して空中発射する状況を示す側面説明図である。（実施例１）

符号の説明

１ロケット
３主ロケット部
４補助ロケット部
５パラシュート
６索
１０航空機
１３後方カーゴドア（航空機尾部）

Claims

人工衛星などの宇宙航行体を搭載して航空機で高空に輸送され、所定高度において空中発射される打ち上げ用のロケットであって、宇宙航行体を搭載する主ロケット部と、この主ロケット部に推進力を付与する補助ロケット部と、補助ロケット部に連結したパラシュートと、主ロケット部及び補助ロケット部を連結する索を備え、所定高度における補助ロケット部のパラシュートによる航空機尾部からの引き出しが完了した段階で主ロケット部の航空機尾部からの引き出しが開始されるべく、索の長さを設定してあることを特徴とするロケット。
請求項１に記載の打ち上げ用のロケットを航空機で高空に輸送し、所定高度においてロケットに点火して空中発射する航空機を用いたロケット発射方法であって、ロケットの主ロケット部及び補助ロケット部を航空機の内部に搭載して高空まで運び、所定高度に達した時点で補助ロケット部を航空機の尾部からパラシュートで引き出し、この補助ロケット部の引き出しが完了した後に、索によって主ロケット部を航空機の尾部から引き出して、パラシュートを用いて降下する主ロケット部及び補助ロケット部のうちの補助ロケット部に点火し、主ロケット部及び補助ロケット部が降下から上昇に転じた時点で主ロケット部に点火して空中発射することを特徴とする航空機を用いたロケット発射方法。