JP2012030701A - 飛翔体 - Google Patents

Abstract

【課題】ロケット分離時の信頼性が高く且つ低コストの飛翔体を提供する。
【解決手段】複数のロケットを組み合わせて成る飛翔体であって、機軸Ｌ上に位置するコアロケット２と、機軸Ｌ周りに配置される複数のブースタロケット３を備えた飛翔体１において、複数のブースタロケット３同士を結合する結合プラットフォーム４が設けられ、結合プラットフォーム４は、複数のブースタロケット３からコアロケット２に対して推力を伝達し、且つ、複数のブースタロケット３の推力がコアロケット２の推力を下回った段階でコアロケット２の複数のブースタロケット３からの自由な離間を許容する。
【選択図】図１

Description

本発明は、複数のロケットを組み合わせて成る飛翔体に関するものである。

従来、上記したような複数のロケットを組み合わせて成る飛翔体は、機軸上にロケットを並べて結合するタンデム多段結合方式の飛翔体と、機軸上に位置するコアロケットの側部にストラット及びブレースを介して複数のブースタロケットを結合するブースタストラット結合方式の飛翔体との２つに大別される。

タンデム多段結合方式の飛翔体では、例えば、非特許文献１に記載されているように、上段ロケット及び下段ロケットの段間に、導爆線継手や分離ボルトやボルトカッタなどの火工品を用いた結合分離機構を設けることで、分離時において上段ロケット及び下段ロケットを確実に分離させるようにしている。

また、このタンデム多段結合方式の飛翔体では、上段ロケット及び下段ロケットの段間に、分離力を発生させるためのばねやアクチュエータを配置したり、上段ロケットの燃焼ガスで下段ロケットを押しやったりすることで、分離後において、下段ロケットの残留推力で生じる上下段のロケット間の相対加速度によって両者が衝突するのを回避するようにしている。

一方、ブースタストラット結合方式の飛翔体では、例えば、特許文献１に記載されているように、コアロケットと複数のブースタロケットとを結合するストラットやブレースの部分の全てに、火工品を用いた分離機構を設けており、分離時に両者を確実に分離させるようにしている。

また、このブースタストラット結合方式の飛翔体において、例えば、特許文献２に記載されているように、コアロケットには、複数のブースタロケットで生じる推力を受ける伝達構造が採用され、上記ストラットやブレースには、ブースタロケットの機軸方向の伸びを吸収する機構が採用されている。

特許第3656083号 特許第3963287号

Ｍ−Ｖロケットの構造・機構、宇宙科学研究所報告 特集 第47号 (2003)

ところが、上記した従来のタンデム多段結合方式の飛翔体は、上段ロケット及び下段ロケットの段間に、分離するための機構や分離力を発生させるための手段を講じる必要があり、段間部の構造が複雑になったり、段間部に耐熱構造を採用したりしなければならず、その結果、機体コストの上昇を招いてしまうという問題があった。

一方、ブースタストラット結合方式の飛翔体では、コアロケットと複数のブースタロケットとを多数のストラットやブレースで結合しているので、部品点数が多くなるのに加えて、これらのストラットやブレースの部分の全てに信頼性の高い分離機構を設けたり、ブースタロケットの機軸方向の伸びを吸収する機構を設けたり、コアロケットに複数のブースタロケットからの推力を受ける伝達構造を採用したりする必要があり、その結果、このブースタストラット結合方式の飛翔体でも、機体コストの上昇を招いてしまう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、従来と同様のミッションないしはそれ以上のミッションを遂行することができるのは勿論のこと、ロケット同士の分離時における信頼性が高く且つ低機体コストの飛翔体を提供することを目的としている。

本発明の請求項１に係る発明は、複数のロケットを組み合わせて成る飛翔体であって、機軸上に位置する機軸ロケットと、前記機軸周りに配置される複数の脇ロケットを備えた飛翔体において、前記複数の脇ロケット同士を結合する脇ロケット結合手段が設けられ、該脇ロケット結合手段は、前記複数の脇ロケットから前記機軸ロケットに対して推力を伝達し、且つ、前記複数の脇ロケットの推力が前記機軸ロケットの推力を下回った段階で該機軸ロケットの前記複数の脇ロケットからの自由な離間を許容する構成としたことを特徴としており、この構成の飛翔体を前述の従来の課題を解決するための手段としている。

本発明の請求項２に係る発明は、複数のロケットを組み合わせて成る飛翔体であって、機軸上に位置する機軸ロケットと、前記機軸周りに配置される複数の脇ロケットを備えた飛翔体において、前記複数の脇ロケット同士を結合する脇ロケット結合手段が設けられ、該脇ロケット結合手段は、前記機軸ロケットから前記複数の脇ロケットに対して推力を伝達し、且つ、前記機軸ロケットの推力が前記複数の脇ロケットの推力を下回った段階で該複数の脇ロケットの前記機軸ロケットからの自由な離間を許容する構成としている。

本発明の請求項３に係る飛翔体において、前記ロケット結合手段は、前記複数の脇ロケットの各尾部同士を結合する結合プラットフォームであって、前記機軸ロケットは前記結合プラットフォームの中心に載置される構成としている。

本発明の請求項４に係る飛翔体において、前記ロケット結合手段は、前記複数の脇ロケットの各頭部同士を結合する結合部材であって、該結合部材の中心に前記機軸ロケットの頭部が当接する構成としている。

本発明の請求項５に係る飛翔体は、前記複数の脇ロケット同士を結合すると共に、前記機軸ロケットに生じる横荷重を支える脇ロケット補助結合手段が設けられている構成としている。

本発明の請求項６に係る飛翔体において、前記脇ロケット補助結合手段と前記機軸ロケットとの間には、該機軸ロケット及び前記複数の脇ロケットの相互の離間を案内するガイド機構が設けられている構成としている。

本発明に係る飛翔体において、機軸ロケットは、少なくとも１本以上のロケットから成るいわゆるコアロケットであり、この機軸ロケットを構成するロケットの数量や段数は特に限定しない。一方、機軸周りに配置されるブースタロケット等の脇ロケットの各数量も特に限定しない。

また、機軸ロケット及び脇ロケットには、固体ロケットモータ及び液体ロケットエンジンのいずれをも採用することができ、モータケースの材料や製造方法は特に限定しない。

本発明に係る飛翔体において、機軸ロケットがコアロケットであり、複数の脇ロケットがブースタロケットである場合、脇ロケット結合手段は、複数のブースタロケットからコアロケットに対して推力を伝達し、そして、複数のブースタロケットの推力総和がコアロケットの推力を下回った段階で、このコアロケットの複数のブースタロケットからの自由な離間を許容する。

このコアロケットと複数のブースタロケットとの結合には、多数のストラットやブレースといった部品を必要としないので、特に、請求項３に係る飛翔体では、複数のブースタロケットを束ねるロケット結合手段としての結合プラットフォームの中心に、コアロケットを載置させているだけなので、結合に係る部品点数の削減が図られることとなる。

加えて、結合に係るストラットやブレースの全てに信頼性の高い分離機構を設けたり、ブースタロケットの機軸方向の伸びを吸収する機構を設けたり、コアロケットに複数のブースタロケットからの推力を受ける伝達構造を採用したりする必要がないので、結合分離に係る構造の簡略化が図られることとなる。

一方、本発明に係る飛翔体において、機軸ロケットが下段のコアロケットであり、複数の脇ロケットが上段ロケットである場合、脇ロケット結合手段は、下段のコアロケットから上段ロケットに対して推力を伝達し、そして、下段のコアロケットの推力が上段の複数の脇ロケットの推力総和を下回った段階で、この上段ロケットの下段ロケットからの自由な離間を許容する。

この下段のコアロケットと上段ロケットである複数の脇ロケットとの間には、分離するための火工品を用いた結合分離機構や、分離力を発生させるための手段を講じる必要がないので、特に、請求項４に係る飛翔体では、複数の脇ロケットを束ねるロケット結合手段としての結合部材の中心に、下段ロケットである機軸ロケットの頭部を当接させているだけなので、段間部の構造が簡単になる。

ここで、本発明の請求項５に係る飛翔体のように、複数の脇ロケット同士を結合しつつ、機軸ロケットに生じる横荷重を支える脇ロケット補助結合手段を設けると、複数の脇ロケットに対して機軸ロケットが傾くことが回避され、また、本発明の請求項６に係る飛翔体のように、脇ロケット補助結合手段と機軸ロケットとの間にガイド機構を設けると、機軸ロケット及び複数の脇ロケットの相互の離間が円滑になされることとなる。

本発明の請求項１及び２に係る飛翔体では、上記した構成としているので、従来と同様のミッションないしはそれ以上のミッションを行うことができるうえ、ロケット同士の分離時における信頼性が高く且つ低コストなものになるという非常に優れた効果がもたらされる。

また、本発明の請求項３及び４に係る飛翔体では、上記した構成としているので、ロケット同士の結合分離構造がより一層簡単なものになるという非常に優れた効果がもたらされる。

さらに、本発明の請求項５に係る飛翔体では、上記した構成としているので、機軸ロケットが複数の脇ロケットに対して傾くのを阻止することができ、本発明の請求項６に係る飛翔体では、上記した構成としているので、機軸ロケット及び複数の脇ロケットの相互の離間をより円滑に行わせることが可能である。

本発明の一実施例による飛翔体のコアロケットとブースタロケットとを分離して示した側面説明図（ａ）、脇ロケット結合手段である結合プラットフォームの全体斜視説明図（ｂ）及び脇ロケット補助結合手段であるアッパージョイントの平面説明図（ｃ）である。 図１の飛翔体の飛翔時における分離動作説明図（ａ）〜（ｅ）である。

以下、本発明に係る飛翔体を図面に基づいて説明する。
図１及び図２は、本発明に係る飛翔体の一実施例を示している。

図１（ａ）に示すように、この飛翔体１は、機軸Ｌ上に位置する１段目のコアロケット（機軸ロケット）２と、このコアロケット２の側部に９０°の間隔をおいて配置される４本のブースタロケット（脇ロケット）３を備えている。

この場合、４本のブースタロケット３は、各々の下端部同士が脇ロケット結合手段である結合プラットフォーム４により互いに結合されていると共に、各々の上端部同士が脇ロケット補助結合手段であるアッパージョイント５によって互いに結合されている。

結合プラットフォーム４は、図１（ｂ）に示すように、コアロケット２のノズル２１が挿通するコアノズル孔４１を中心に有していると共に、ブースタロケット３のノズル３１が挿通するブースタノズル孔４２をコアノズル孔４１の周囲に９０°の間隔をおいて有している。

コアロケット２は、コアノズル孔４１の周縁部４３に載置され、回り止め４４と係合することで機軸Ｌ周りに回転不能となっている。ブースタロケット３は、ブースタノズル孔４２の周縁部４５に載置されて固定されている。

一方、アッパージョイント５は、図１（ｃ）に示すように、コアロケット２が移動可能に嵌合されるコアロケット移動孔５１を中心に有していると共に、ブースタロケット３の頭部が嵌合固定されるブースタロケット固定孔５２をコアロケット移動孔５１の周囲に９０°の間隔をおいて有している。

このアッパージョイント５は、複数のブースタロケット３の各上端部同士を結合することで、コアロケット２に生じる横荷重を支えるようになっている。この際、コアロケット移動孔５１の周縁部５３には、機軸Ｌに沿う複数の溝５４が等間隔で形成されていて、コアロケット２の外周面には、溝５４と摺動自在に係合する突起条２２が形成されており、コアロケット移動孔５１の溝５４及びコアロケット２の突起条２２は、コアロケット２及びブースタロケット３の相互の円滑な離間を案内するガイド機構として機能する。

また、この飛翔体１は、図２に示すように、１段目であるコアロケット２の上方に、２段目である複数の脇ロケット６を有している。

この場合、上段の複数の脇ロケット６は、各々の下端部同士が脇ロケット補助結合手段であるロアジョイント７により互いに結合されていると共に、各々の上端部同士が脇ロケット結合手段である結合部材８によって互いに結合されており、この結合部材８の中心に下段のコアロケット２の頭部が配置されて当接している。

結合部材８は、コアロケット２から複数の脇ロケット６に対して推力を伝達し、そして、コアロケット２の推力が複数の脇ロケット６の推力総和を下回った段階で、この複数の脇ロケット６のコアロケット２からの自由な離間を許容する。

この実施例に係る飛翔体１において、図２（ａ）に示すように、コアロケット２及び複数のブースタロケット３がそれぞれ燃焼を開始すると、コアロケット２の推力及び結合プラットフォーム４を介してコアロケット２に伝達されるブースタロケット３の推力総和により飛翔を始める。

次いで、図２（ｂ）に示すように、コアロケット２の燃焼中に複数のブースタロケット３の燃焼が終了に近づくと、すなわち、複数のブースタロケット３の推力総和がコアロケット２の推力を下回ると、コアロケット２及びブースタロケット３間に生じる相対加速度により、コアロケット２は、図２（ｃ）に示すように、複数のブースタロケット３を束ねる結合プラットフォーム４から自由に離間することとなる。

この飛翔の間、アッパージョイント５が、複数のブースタロケット３の各上端部同士を結合しているので、コアロケット２に生じる横荷重が支えられる。加えて、コアロケット２の離間時には、アッパージョイント５に配置したコアロケット移動孔５１の溝５４とコアロケット２に形成した突起条２２とが、互いに摺動自在に係合してガイド機構として機能するので、コアロケット２の複数のブースタロケット３からの離間が円滑になされることとなる。

このコアロケット２と複数のブースタロケット３との結合は、複数のブースタロケット３を束ねる結合プラットフォーム４の中心に、コアロケット２を載置させているだけなので、多数のストラットやブレースといった部品を必要としない分だけ、結合に係る部品点数の削減が図られることとなる。

加えて、ストラットやブレースといった部品を必要としないので、信頼性の高い分離機構を設けたり、ブースタロケット３の機軸方向の伸びを吸収する機構を設けたり、コアロケット２に複数のブースタロケット３からの推力を受ける伝達構造を採用したりする必要がなくなり、したがって、結合分離に係る構造の簡略化が図られることとなる。

次に、図２（ｄ）に示すように、下段であるコアロケット２の燃焼が終了に近づいた時点で（或いはコアロケット２の燃焼が終了した直後に）、上段である複数の脇ロケット６の燃焼を開始させて飛翔を継続させると、複数の脇ロケット６の推力総和がコアロケット２の推力を上回るので、コアロケット２及び脇ロケット６間に生じる相対加速度により、複数の脇ロケット６は、図２（ｅ）に示すように、結合部材８とともにコアロケット２から自由に離間することとなる。

この飛翔の間も、ロアジョイント７が、複数の脇ロケット６の各下端部同士を結合しているので、コアロケット２に生じる横荷重が支えられ、加えて、複数の脇ロケット６の離間時には、ロアジョイント７に配置した図示しない溝とコアロケット２の頭部側に形成した同じく図示しない突起条とが、互いに摺動自在に係合してガイド機構として機能するので、複数の脇ロケット６のコアロケット２からの離間が円滑になされることとなる。

上記したように、この下段のコアロケット２と上段ロケットである複数の脇ロケット６との結合は、複数の脇ロケット６を束ねる結合部材８の中心に、下段ロケットであるコアロケット２の頭部を当接させているだけなので、分離するための火工品を用いた結合分離機構や、分離力を発生させるための手段を講じる必要がない分だけ、段間部の構造が簡単になる。

本発明に係る飛翔体において、機軸ロケット（コアロケット）を構成するロケットの数量や段数は、上記した実施例に限定されるものではなく、機軸周りに配置されるブースタロケット等の脇ロケットの各数量も、上記した実施例に限定されるものではない。

また、本発明に係る飛翔体において、機軸ロケット及び脇ロケットには、固体ロケットモータ及び液体ロケットエンジンのいずれをも採用することができる。

１ 飛翔体
２ コアロケット（機軸ロケット）
３ ブースタロケット（脇ロケット）
４ 結合プラットフォーム（脇ロケット結合手段）
５ アッパージョイント（脇ロケット補助結合手段）
６ 脇ロケット
７ ロアジョイント（脇ロケット補助結合手段）
８ 結合部材（脇ロケット結合手段）
２２ 突起条（ガイド機構）
５４ 溝（ガイド機構）
Ｌ 機軸

Claims (6)

1. 複数のロケットを組み合わせて成る飛翔体であって、
   機軸上に位置する機軸ロケットと、
   前記機軸周りに配置される複数の脇ロケットを備えた飛翔体において、
   前記複数の脇ロケット同士を結合する脇ロケット結合手段が設けられ、
   該脇ロケット結合手段は、前記複数の脇ロケットから前記機軸ロケットに対して推力を伝達し、且つ、前記複数の脇ロケットの推力が前記機軸ロケットの推力を下回った段階で該機軸ロケットの前記複数の脇ロケットからの自由な離間を許容する
   ことを特徴とする飛翔体。
2. 複数のロケットを組み合わせて成る飛翔体であって、
   機軸上に位置する機軸ロケットと、
   前記機軸周りに配置される複数の脇ロケットを備えた飛翔体において、
   前記複数の脇ロケット同士を結合する脇ロケット結合手段が設けられ、
   該脇ロケット結合手段は、前記機軸ロケットから前記複数の脇ロケットに対して推力を伝達し、且つ、前記機軸ロケットの推力が前記複数の脇ロケットの推力を下回った段階で該複数の脇ロケットの前記機軸ロケットからの自由な離間を許容する
   ことを特徴とする飛翔体。
3. 前記ロケット結合手段は、前記複数の脇ロケットの各尾部同士を結合する結合プラットフォームであって、前記機軸ロケットは前記結合プラットフォームの中心に載置される請求項１に記載の飛翔体。
4. 前記ロケット結合手段は、前記複数の脇ロケットの各頭部同士を結合する結合部材であって、該結合部材の中心に前記機軸ロケットの頭部が当接する請求項２に記載の飛翔体。
5. 前記複数の脇ロケット同士を結合すると共に、前記機軸ロケットに生じる横荷重を支える脇ロケット補助結合手段が設けられている請求項１〜４のいずれか一つの項に記載の飛翔体。
6. 前記脇ロケット補助結合手段と前記機軸ロケットとの間には、該機軸ロケット及び前記複数の脇ロケットの相互の離間を案内するガイド機構が設けられている請求項５に記載の飛翔体。

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