JP2020104624A - ローコストロケット - Google Patents

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Abstract

【課題】再使用可能なロケットを低コストで提供する。【解決手段】大気圏内飛行部分(大気圏推進部3)と大気圏外飛行部分(ロケット本体2)とからなり、大気圏内は、前記大気圏内飛行部分により空気を利用して上昇し、大気圏外に上昇した後、前記大気圏外飛行部分を分離し、当該分離後、前記大気圏内飛行部分を空気を利用して降下・着陸させるようにした。【選択図】図4

Description

本発明は、従来の通常ロケットや再使用ロケットに比べコストを大幅に低減することができるローコストロケットに関する。
近年、月や火星などの宇宙における調査、観測、開発等のため、無人又は有人のロケットやコストダウンのため再使用ロケットが打ち上げられている。
図1〜3は、公知のロケットの一例を示す図である。
図1は、いわゆる使い捨て型の多段式ロケット1aを示す図である。
図1に示すように、ロケット1aは、複数段に構成されており、大気圏内では1段部分に設けられたエンジンにより推進し、大気圏外である宇宙空間に到達すると1段部分が分離され、2段部分は、当該2段部分以降に設けられたエンジンにより宇宙空間を推進可能となる
1段部分は、分離後、地球上に落下するが、2段部分以降と同様、再使用されることはない。
このため、使い捨て型のロケット1aは、極めてコスト性が悪い。
このような使い捨て型のロケットの問題を解決するために開発されたのが、再使用型宇宙往還型のロケットである。
図2は、アメリカ航空宇宙局(NASA)が開発したスペースシャトル1bを示す図であり、図3は、スペースX社が開発したビッグ・ファルコン・ロケット(BFR)1cを示す図である。
これらのロケットによれば、機体の一部又は全部が再使用できるように構成されているため、コストの低減が期待できる。
しかしながら、このような従来の再使用型宇宙往還型のロケットにおいては、以下の問題があった。
例えば、スペースシャトルについては、軌道船は、再使用されるものの、外部燃料タンクや固体燃料ロケットは、使い捨てされる(図2参照)。
しかも、使い捨てられる部分のコストが全体の約80%を占めることから、コスト性は決してよくない。
また、軌道船は、大気圏への再突入時において破損が生じないように強固に構成する必要があり、その分のコストが増加する。
BFR1cは、ブースターと宇宙船とによって構成され、いずれも再使用可能に構成されている。
例えば、ブースターは、BFR1cが大気圏外に到達する際に分離され、地上に対し垂直な体勢で着陸するようになっている。
ところが、細長形状のブースターを逆噴射のみで垂直体勢を保つのは困難であり、確実性、信頼性、安全性に懸念がある。
また、同様の理由から、目的地に正確に着地させることも困難である。
さらに、このような着陸を行うには、高度な制御技術が必要であるところ、開発や実験に係る費用が莫大に発生する。
したがって、再使用型宇宙往還型のロケットであっても、必ずしもコストを低減できるとは限らず、かえってコストを増加させる問題を潜在している。
本発明は、以上のような事情に鑑みなされたものであり、再使用可能なロケットを低コストで実現するローコストロケットの提供を目的とする。
上記目的を達成するため、本発明のローコストロケットは、大気圏内飛行部分と大気圏外飛行部分とからなり、大気圏内は、前記大気圏内飛行部分により空気を利用して上昇し、大気圏外に上昇した後、前記大気圏内飛行部分と前記大気圏外飛行部分とを分離し、当該分離後、前記大気圏内飛行部分を、空気を利用して降下・着陸させるようにしてある。
本発明によれば、再使用可能なロケットを低コストで提供することができる。
使い捨て型の多段型ロケットを示す図である。 スペースシャトルを示す図である。 ビッグ・ファルコン・ロケットを示す図である。 本発明のローコストロケットの外観図であり、(a)は側面図、(b)は平面図、(c)は底面図である。 本発明のローコストロケットの発射時・上昇時の動作を示す図である。 本発明のローコストロケットの着地時の動作を示す図である。 他の実施形態に係るローコストロケットの発射時の動作を示す図である。
以下、本発明の実施形態について、図面を参照しながら説明する。
図4は、本発明のローコストロケット(以下、ロケット1という)の外観図であり、(a)は側面図、(b)は平面図、(c)は底面図である。
この図に示すように、ロケット1は、主に、大気圏外飛行部分であるロケット本体2と、大気圏内飛行部分である大気圏推進部3とによって構成される。
ロケット本体2は、例えば、上部がペイロード区画であり、下部が燃料やメインエンジン4が搭載される区画であり、下部のエンジンからの噴射によって推進力(推力)が得られる。
メインエンジン4としては、ジェットエンジンやロケットエンジンを用いることができる。
大気圏推進部3は、プロペラ31とそれを駆動するレシプロエンジン又はターボプロップ又はプロペラのないジェットエンジン32とにより構成され、本実施形態では、プロペラ31と補助エンジン32とが4対搭載されているものを例示する。
ただし、搭載数には制限はなく、1対でも、2対でも、3対でもよく、5対以上でもよい。
各対は、独立して駆動可能であり、例えば、地上局からの無線による遠隔操作によって個々に駆動制御させることができる。
プロペラ31は、エンジン(補助エンジン32を含む)の出力で回転し、この回転によって空気に加速度を与えて推力を得る。
補助エンジン32は、ターボプロップエンジンによって構成される。
ただし、補助エンジン32として、ジェットエンジン、ロケットエンジンなどの他のエンジンを採用することもできる。
ターボプロップエンジンは、ガスタービンエンジンの一形態であり、その出力エネルギーの大部分を用いてプロペラを回転させることができる。
このため、大気圏推進部3は、補助エンジン32としてターボプロップエンジンを採用する場合は、補助エンジン32の出力をもってプロペラ31を回転させ、このプロペラ31の回転力のみによって推進力を得ることができる。
なお、補助エンジン32としてジェットエンジンやロケットエンジンを採用する場合は、補助エンジン32とプロペラ31のいずれか一方又は双方によって推進力を得ることができる。
図5は、ロケット1の発射時・上昇時の動作を示す図であり、図6は、ロケット1の着地時の動作を示す図である。
図5に示す様に、ロケット1は、地上における発射から宇宙空間に至るまで(すなわち大気圏内)、大気圏推進部3の推進力によって上昇し、宇宙空間に到達した後、ロケット本体2と大気圏推進部3とが分離される。
その後、ロケット本体2は、メインエンジン4の推力によって宇宙空間内を進行可能となる。
一方、大気圏推進部3は、図6に示す様に、ロケット本体2から分離された後、空気とプロペラを利用し大気圏内を降下し、所定の着地位置(例えば、元の発射位置や他の着地位置)に着地する。
大気圏推進部3の大気圏内における降下は、例えば、プロペラ31の回転を一定回転数以下に抑えることで可能である。
また、プロペラ31をエンジンから切り離し、プロペラ31に対し下から上に通過する空気によって回転(空転)させる、いわゆるオートローテーションによっても大気圏推進部3を降下・着地させることができる。
オートローテーションによれば、一定の揚力を発生させながら大気圏推進部3を緩やかに降下・着地させることができる。
また、オートローテーションによれば、燃料を消費することなく大気圏推進部3を地上に着地させることができる。
また、オートローテーションによれば、仮にエンジンが故障した場合にも降下・着地を行うことができる。オートローテーションで降下した場合、地表近くでプロペラのピッチをコンタクトレバーで変化し軟着陸出来る。
ロケット1は、ロケット本体2と大気圏推進部3とのコスト比率が80%:20%で構成される。
このため、機体の80%を再使用することができるため、ロケット1のコストを大幅に低減することができる。
また、個々のプロペラ31の回転数を制御することにより大気圏推進部3の着地位置を制御することもできる。
このため、大気圏推進部3を、所定の着地位置に正確に着地させることができる。
また、再使用する大気圏推進部3は、宇宙空間から高速で大気圏への再突入がないことから、再突入による破損がなく、コストをかけて機体を強固にする必要もない。
図7は、補助エンジン32としてジェットエンジンやロケットエンジンを採用した場合のロケット1の発射時・上昇時の動作を示す図である。
この場合も、ロケット1は、地上における発射から宇宙空間に至る大気圏内においては、大気圏推進部3の推進力によって大気圏外である宇宙空間まで上昇し、宇宙空間に到達した後、ロケット本体2と大気圏推進部3とは分離される。
具体的には、補助エンジン部3の推進力とプロペラ31の推進力のうちいずれか一方又は双方を用いてロケット1を上昇させることができる。
以上説明したように、本発明のロケット1は、大気圏内飛行部分(大気圏推進部3)と大気圏外飛行部分(ロケット本体2)とからなり、大気圏内は、前記大気圏内飛行部分により空気を利用して上昇し、大気圏外に上昇した後、前記大気圏外飛行部分を分離し、当該分離後、前記大気圏内飛行部分を空気を利用して降下・着陸させるようにしている。
すなわち、空気が存在する大気圏ではプロペラ等により上昇・降下を行い、空気が存在しない大気圏外(宇宙空間)ではロケットエンジン等により移動を行うことで、推進力を効率よく得るようにしている。
そして、ロケット本体2のコスト比率を抑えたり(大気圏推進部3のコスト比率を高めたり)、大気圏推進部3を再突入不要な構成にすることによって、ロケット1のコストを大幅に低減することができる。又、ロケット推進部3を何回も再使用出来るので発射費用が大幅にコストダウンする。
本発明は、再使用型宇宙往還型のロケットとして利用することができ、ロケット発射コストが大幅に下がるので宇宙航空産業を飛躍的に発展させることが出来る。
1 ロケット(ローコストロケット)
2 ロケット本体
3 大気圏推進部
31 プロペラ
32 補助エンジン
4 メインエンジン
ロケット1は、ロケット本体2と大気圏推進部3とのコスト比率が20%:80%で構成される。
このため、機体の80%を再使用することができるため、ロケット1のコストを大幅に低減することができる。
また、個々のプロペラ31の回転数を制御することにより大気圏推進部3の着地位置を制御することもできる。
このため、大気圏推進部3を、所定の着地位置に正確に着地させることができる。
また、再使用する大気圏推進部3は、宇宙空間から高速で大気圏への再突入がないことから、再突入による破損がなく、コストをかけて機体を強固にする必要もない。
図7は、補助エンジン32としてジェットエンジンやロケットエンジンを採用した場合のロケット1の発射時・上昇時の動作を示す図である。
この場合も、ロケット1は、地上における発射から宇宙空間に至る大気圏内においては、大気圏推進部3の推進力によって大気圏外である宇宙空間まで上昇し、宇宙空間に到達した後、ロケット本体2と大気圏推進部3とは分離される。
具体的には、補助エンジン32の推進力とプロペラ31の推進力のうちいずれか一方又は双方を用いてロケット1を上昇させることができる。
以上説明したように、本発明のロケット1は、大気圏内飛行部分(大気圏推進部3)と大気圏外飛行部分(ロケット本体2)とからなり、大気圏内は、前記大気圏内飛行部分により空気を利用して上昇し、大気圏外に上昇した後、前記大気圏外飛行部分を分離し、当該分離後、前記大気圏内飛行部分を空気を利用して降下・着陸させるようにしている。
すなわち、空気が存在する大気圏ではプロペラ等により上昇・降下を行い、空気が存在しない大気圏外(宇宙空間)ではロケットエンジン等により移動を行うことで、推進力を効率よく得るようにしている。
そして、ロケット本体2のコスト比率を抑えたり(大気圏推進部3のコスト比率を高めたり)、大気圏推進部3を再突入不要な構成にすることによって、ロケット1のコストを大幅に低減することができる。又、大気圏推進部3を何回も再使用出来るので発射費用が大幅にコストダウンする。
本発明は、再使用型宇宙往還型のロケットとして利用することができ、ロケット発射コストが大幅に下がるので宇宙航空産業を飛躍的に発展させることが出来る。
<請求項1>
大気圏内飛行部分と大気圏外飛行部分とからなり、大気圏内は、前記大気圏内飛行部分により空気を利用して上昇し、大気圏外に上昇した後、前記大気圏外飛行部分を分離し、当該分離後、前記大気圏内飛行部分を空気を利用して降下・着陸させることを特徴とするローコストロケット。

Claims (1)

  1. 大気圏内飛行部分と大気圏外飛行部分とからなり、大気圏内は、前記大気圏内飛行部分により空気を利用して上昇し、大気圏外に上昇した後、前記大気圏外飛行部分を分離し、当該分離後、前記大気圏内飛行部分を空気を利用して降下・着陸させることを特徴とするローコストロケット。
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