JP2016501162A - 高高度飛翔体のための補助装置 - Google Patents

Abstract

本発明は、高高度飛翔体（１０）のための補助装置（２０）である。該補助装置（２０）は前記飛翔体（１０）から独立した推進装置（２１）を備え、該推進装置（２１）は該補助装置（２０）に切り離し可能に連結された前記飛翔体（１０）を成層圏まで上昇飛行させるための推進装置であり、前記補助装置（２０）は所定のミッション高度に到達したならば前記飛翔体（１０）から切り離せるように構成されている。【選択図】図１

Description

本発明は高高度飛翔体のための補助装置に関し、ここでいう高高度飛翔体とは例えば、いわゆる成層圏プラットフォーム（高高度プラットフォームシステム（ＨＡＰＳ）ともいう）などである。この種の高高度飛翔体は、成層圏まで上昇飛行し、そして成層圏において、例えば衛星が遂行するタスクと同様のタスクなどを、一般的な航空機の場合と比べればはるかに長い長期間に亘って遂行する。ここでいう長期間とは、例えば数週間ないし数箇月間であり、場合によって数年間に及ぶこともある。また、成層圏とは、重層した大気層のうち、地表から数えてふたつ目の層である。成層圏がはじまる高度は、両極地方では高度約８ｋｍから、赤道付近では高度約１８ｋｍからであり、上は高度約５０ｋｍにまで達する。成層圏プラットフォームの典型的な飛行高度は２０ｋｍである。この種の高高度飛翔体が遂行するタスクには、例えば地球観測や通信機能提供などのタスクがある。

この種の高高度飛翔体の推進装置としては、太陽光発電による電力で駆動する電動式の推進装置が用いられることが多く、その場合には、昼間のうちにソーラーセルによって飛翔体のバッテリを充電しておき、夜間はそのバッテリの電力を用いて飛翔体を推進するということが行われている。これまでこの推進方式には、供給可能な電力容量並びに飛翔体の許容重量に関する厳しい制約が付随していた。そのため、この種の飛翔体の設計に際しては、総重量を可及的に軽減すること並びに効率を可及的に向上させることが求められていた。

飛翔体が成層圏まで上昇飛行するために要求される諸々の条件が、飛翔体の構造に対する厳しい要求条件となっている。これは、飛翔体に加わる機械的荷重が最大になるのが成層圏への上昇飛行時だからであり、また、必要とされる推進力が最大になるのも成層圏への上昇飛行時だからである。

本発明の目的は、成層圏への上昇飛行時及び成層圏での推進時のいずれにおいても、高高度飛翔体の推進が構造的及び／または機能的に最適に行われるようにすることにある。

上記目的は請求項１に記載の特徴を備えた補助装置により達成される。従属請求項は特に好適な実施形態に係る特徴を記載したものである。

本発明は、高高度飛翔体のための補助装置を提供するものであり、該補助装置は前記飛翔体から独立した推進装置を備えており、該推進装置は該補助装置に切り離し可能に連結された前記飛翔体を成層圏まで上昇飛行させるための推進装置であり、前記補助装置は所定のミッション高度に到達したならば前記飛翔体から切り離せるように構成されている。

かかる提案の基礎を成す基本概念は以下の通りである。先ず、従来の高高度飛翔体ではその飛翔体それ自体に装備されている推進装置によって成層圏への上昇飛行が行われていた。そのため、その上昇飛行の期間（数時間）と比べて、それよりはるかに長いミッションの遂行期間（数週間ないし数箇月）の間中、ミッションを遂行する上では不要な、余分な重量をかかえていた。即ち、飛翔体の推進装置は、ミッションの遂行に必要な大きさを超える過大なものとなっていた。ここに提案する補助装置によれば、飛翔体を発進させるのに先立って、その飛翔体にこの補助装置を切り離し可能に連結しておき、所定高度においてその飛翔体からこの補助装置を切り離すことができるという点において、この問題を回避することができる。従ってこの補助装置は、「ピギーバック」方式で飛翔体に取付けられて、その飛翔体と共に飛行するものである。

そのため、飛翔体の構成を、成層圏で遂行する本来のタスクに適合するように最適化することができる。特に、飛翔体に装備される推進装置である飛翔体側推進装置を、成層圏における飛翔体の推進のみに適合させることが可能になる。従って、飛翔体を重量に関して最適化できるばかりでなく、更に、飛翔体側推進装置も比較的小型のものとすることもでき、それらによって製造コストが格段に低減される。

前記補助装置は前記飛翔体の上側及び／または下側に取付けられるようにしてもよく、或いはまた、前記飛翔体の側方部に取付けられるようにしてもよい。特に好ましいのは、前記飛翔体の下側に取付けられるようにすることであり、なぜならば、そうしておけば、単に前記飛翔体から前記補助装置を切り離すだけで、重力によって前記補助装置が前記飛翔体から分離するようにできるからである。

一実施形態によれば、前記補助装置の前記推進装置は非電動式の推進装置とされている。特に、前記推進装置を燃焼型エンジンとし、その作動に必要とされる燃料が前記補助装置の燃料タンクに充填されているようにするとよい。他の実施形態によれば、前記推進装置は、前記補助装置の電力保持装置から電力が供給される電動モータとされている。ここでいう電力保持装置とは、例えば非充電式または充電式のバッテリなどである。

更なる他の実施形態によれば、前記補助装置は、成層圏への上昇飛行時に飛行姿勢を安定化するための安定化手段を備えている。該安定化手段は例えば、１枚ないし複数枚の制御可能な翼、及び／または、制御可能な補助推進装置、及び／または、前記推進装置の向きを変える操向機構などである。該安定化手段は、飛行姿勢の安定性を向上させるばかりでなく、成層圏への上昇飛行時に前記飛翔体に加わる特に大きな機械的荷重を分担することで、その荷重がそのまま前記飛翔体に加わることがないようにすることもできる。

更なる有利な実施形態によれば、前記補助装置は、再使用可能に構成されており、前記飛翔体とは別個に地上へ帰還するための帰還手段を備えている。その帰還手段は、例えば、被制御式パラシュート、または、制御可能なパラグライダー装置、または、制御可能な翼などである。また、前記補助装置を航空機として構成するのもよく、そうすれば、前記飛翔体から切り離した前記補助装置を、滑空させて、及び／または、前記推進装置の推進力を利用して、地上へ帰還させることができる。またそれによって、前記補助装置を何度も再使用することができる。

更なる他の実施形態によれば、前記飛翔体との切り離し可能な連結は、前記補助装置及び／または前記飛翔体に装備された連結装置を介してなされる。この切り離し可能な連結のための連結装置は、機械的機構、または、エレクトロメカニカル機構、または、電磁力機構を用いた連結装置とするのもよく、或いはまた、それらを組合せた連結装置とするのもよい。

前記高高度飛翔体の成層圏への上昇飛行を、前記補助装置によって行うことから、前記補助装置の前記推進装置は、前記飛翔体の推進装置（この推進装置は太陽光発電による電力を用いる電動式の推進装置とすることが好ましい）よりも大きな出力を有するものとするのがよい。特に、前記補助装置の前記推進装置は、当該推進装置の推進力だけで、前記補助装置とそれに連結された前記飛翔体とを成層圏まで上昇飛行させることができるようなものとするとよい。ただし、前記補助装置の前記推進装置と前記飛翔体の推進装置との合計推進力によって、成層圏への上昇飛行に必要とされる推進出力が得られるようにしてもよい。また特に、前記補助装置の前記推進装置は、所定高度への上昇飛行を行うのに適した出力を有するものとするとよい。

以下に、図面に示した実施形態に即して、本発明について更に詳細に説明する。図面については下記の通りである。

高高度飛翔体に取付けられた本発明に係る補助装置を示した図である。 所与のミッション高度に到達して、高高度飛翔体から切り離された直後の補助装置を示した模式図である。

以下に説明する、本発明に係る高高度飛翔体１０のための補助装置２０の実施形態は、以下の知見に基づいて構成されたものであり、その知見とは、高高度飛翔体に必要とされる推進出力は、成層圏内の所定のミッション高度に到達した後の、本来のミッションを遂行しているときよりも、成層圏への上昇飛行を行っているときの方が大きいということである。即ち、通常の高高度飛翔体では、上昇飛行に必要とされる推進装置の寸法及び重量は、本来のミッションを遂行するために必要とされる推進装置の寸法及び重量より大きなものとなる。その結果として、ミッションを遂行しているときには、推進装置の推進能力の一部は不要な能力となっており、高高度飛翔体が死重をかかえるという事態を招来していた。また更に、ミッションの遂行時には、推進装置は最大効率動作領域で動作させることができない。そして、上昇飛行の期間と比べてミッションの遂行期間の方がはるかに長いだけに、これらのことは大きな問題であった。ミッションの遂行期間は数ヶ月にも及ぶことが珍しくないのに対して、成層圏への上昇飛行の期間は通常、僅か数時間ほどのものでしかない。

本発明の基本概念は、飛翔体１０の上昇飛行時には、固有の推進装置２１を備えた補助装置２０を用いるようにし、そして、所定のミッション高度に到達したならば、或いは、他の任意の適切な時点に至ったならば、補助装置２０を飛翔体１０から切り離して地上へ帰還させるというものである。

図１は、連結装置２５を介して高高度飛翔体１０に切り離し可能に連結された補助装置２０を、模式図で示したものである。

飛翔体１０は、太陽光発電による電力で駆動される電動式の推進装置１２（以下の説明ではこれを「飛翔体推進装置」と称することがある）を備えており、この推進装置１２は飛翔体１０のソーラーセル１３と電力保持装置１４のどちらからでも電力の供給を受けられるようにしてある。ソーラーセル１３は模式図で示した飛翔体１０の翼１１の表面に配設されているが、この配設形態は１つの具体的を示したにすぎない。飛翔体１０は、更に、地球観測及び／または通信ないしその他のタスクを遂行するための図示しない種々の手段を備えている。太陽光発電による電力で駆動される電動式の推進装置１２は、所定のミッション高度（例えば高度１５〜２５ｋｍ）において、所定の期間（ミッション期間）に亘って、飛翔体１０の動作を保証し得るものであればよい。この飛翔体推進装置１２は、この目的に適合するように最適化したものとすることができる。ただし、そのように最適化した場合には、この飛翔体推進装置１２の推進出力だけでは、飛翔体１０を地上から所与のミッション高度まで上昇飛行させるのに十分ではない。

この目的は、補助装置２０によって達成される。補助装置２０は独立した推進装置２１を備えており、この推進装置２１は、補助装置２０及び飛翔体１０を所与のミッション高度へ到達させることのできる出力を有している。所定のミッション高度、或いは、適切な時点に至ったならば、連結装置２５を作動させて飛翔体１０から補助装置２０を切り離すようにすればよく、切り離された補助装置２０は、図２に示したように、重力によって地表へ向かって降下して行く。

補助装置１０の推進装置２１は、例えば非電動式の推進装置としてもよい。また特に、これを燃焼型エンジンとするのもよく、その場合には、その燃焼型エンジンを作動させるために必要な燃料が、補助装置２１の燃料タンク２２ａに充填されているようにすればよい。或いはまた、補助装置１０の推進装置２１は、電動モータとしてもよい。その場合には、燃料タンク２２ａに替えて、非充電式または充電式のバッテリなどから成る電力保持装置２２ｂが補助装置２０に装備されているようにすればよい。

補助装置２０の、安全のため、及び／または、制御された地上への帰還のために、様々な構成を採用することができる。補助装置２０の損壊を防ぐための最も簡単な構成例は、単純な非制御式パラシュートを用いるというものである。また、補助装置２０を安全確実に着地させるためには、制御可能なパラグライダー装置を装備するとよい。更なる構成例として、補助装置２０を小型の航空機として構成するようにしてもよく、そうすれば、その補助装置２０に装備した推進装置２１を利用して、及び／または、その補助装置２０を滑空させて、その補助装置２０を飛翔体１０とは別個に地上へ帰還させることができる。この場合には、その推進装置２１を制御することも可能である。このような帰還装置を、図中に参照符号２４を付して模式的に示した。

図中に参照符号２３を付して示したのは、成層圏への上昇飛行時に補助装置２０及び飛翔体１０の飛行姿勢を安定化するための安定化手段である。この安定化手段２３は、例えば、１枚ないし複数枚の制御可能な翼、及び／または、制御可能な補助推進措置、及び／または、推進装置２１の向きを変化させる操向機構などとするのもよい。この安定化手段２３は、成層圏への上昇飛行時に加わる特に大きな機械的荷重に対処するための更なる安定性を提供する。またこの安定化手段２３によって、成層圏への上昇飛行時に飛翔体１０に加わるピーク荷重を小さく抑えることができる。

ここに提案している補助装置２０は、この補助装置２０が飛翔体１０の下側または上側に「ピギーバック」方式で取付けられて、飛翔体１０と共に飛行するものであり、この補助装置２０を用いることによって、飛翔体１０を軽量化することが可能になる。更に、この補助装置２０を用いることによって、飛翔体１０の構成を、遂行しようとするミッションに適した設計とすることが可能になり、これは、上昇飛行に適した設計とする必要がなくなることによるものである。特に、飛翔体推進装置１２の推進能力の大きさを、ミッションの遂行時に最適な効率で動作するような大きさとすることが可能になる。

ここで提案している基本概念に係る構成は、飛翔体を、輸送機またはその他の飛行手段（飛行船、気象観測用気球など）に「ピギーバック」方式で搭載した構成と比べても、より少ない労力で、より低コストで実現可能なものである。

以上の説明では、成層圏プラットフォームの代表例として、それが航空機の形態の飛翔体である場合に即して説明したが、本明細書で使用している「飛翔体」という用語は広く解釈されるべきものである。特に、ここでいう飛翔体は、典型例である航空機の形態のものであることを必ずしも必要としない。この飛翔体の形態は、成層圏において遂行すべきタスクを遂行するのに適した任意の形態であってよい。

１０ 飛翔体
１１ 翼
１２ 飛翔体推進装置
１３ ソーラーセル
１４ 電力保持装置
２０ 補助装置
２１ 推進装置
２２ａ 電力保持装置
２２ｂ 燃料タンク
２３ 飛行姿勢の安定化手段
２４ 帰還装置
２５ 連結装置

Claims (10)

1. 高高度飛翔体（１０）のための補助装置であって、
   該補助装置は前記飛翔体（１０）から独立した推進装置（２１）を備え、該推進装置（２１）は該補助装置（２０）に切り離し可能に連結された前記飛翔体（１０）を成層圏まで上昇飛行させるための推進装置であり、前記補助装置（２０）は所定のミッション高度に到達したならば前記飛翔体（１０）から切り離せるように構成されている、
   ことを特徴とする補助装置。
2. 前記補助装置は前記飛翔体（１０）の上側及び／または下側に取付けられることを特徴とする請求項１記載の補助装置。
3. 前記推進装置（２１）は、例えば燃焼型エンジンなどの非電動式の推進装置であり、その作動に必要とされる燃料が前記補助装置（２０）の燃料タンク（２２ａ）に格納され／充填されていることを特徴とする請求項１又は請求項２記載の補助装置。
4. 前記推進装置（２１）は、前記補助装置（２０）の電力保持装置（２２ｂ）から電力が供給される電動モータであることを特徴とする請求項１又は請求項２記載の補助装置。
5. 前記補助装置は、成層圏への上昇飛行時に飛行姿勢を安定化するための安定化手段（２３）を備えており、該安定化手段は例えば、１枚ないし複数枚の制御可能な翼、及び／または、制御可能な補助推進装置、及び／または、前記推進装置（２１）の向きを変える操向機構などであることを特徴とする請求項１〜請求項４の何れか１項記載の補助装置。
6. 前記補助装置は再使用可能であることを特徴とする請求項１〜請求項５の何れか１項記載の補助装置。
7. 前記補助装置は、非制御式パラシュート、または、制御可能なパラグライダー装置、または、制御可能な翼を備えていることを特徴とする請求項１〜請求項６の何れか１項記載の補助装置。
8. 前記飛翔体（１０）との切り離し可能な連結は、前記補助装置（２０）または前記飛翔体（１０）に装備された連結装置（２５）を介してなされることを特徴とする請求項１〜請求項７の何れか１項記載の補助装置。
9. 前記補助装置の前記推進装置（２１）は、太陽光発電による電力を用いる前記飛翔体の電動式の推進装置（１２）よりも大きな出力を有することを特徴とする請求項１〜請求項８の何れか１項記載の補助装置。
10. 前記補助装置の前記推進装置（２１）は、所定高度への上昇飛行を行うのに適した出力を有することを特徴とする請求項９記載の補助装置。

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