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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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
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。
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。
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。
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。
＜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)
- 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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| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2018243796A JP6883867B2 (ja) | 2018-12-26 | 2018-12-26 | ローコストロケット |
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| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2018243796A JP6883867B2 (ja) | 2018-12-26 | 2018-12-26 | ローコストロケット |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
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| JP2020104624A true JP2020104624A (ja) | 2020-07-09 |
| JP6883867B2 JP6883867B2 (ja) | 2021-06-09 |
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ID=71447920
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2018243796A Active JP6883867B2 (ja) | 2018-12-26 | 2018-12-26 | ローコストロケット |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
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Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| JPH10505560A (ja) * | 1994-09-02 | 1998-06-02 | キスラー エアロスペース コーポレイション | 再使用型打ち上げプラットフォームおよび再使用型宇宙機 |
| WO2006103774A1 (ja) * | 2005-03-30 | 2006-10-05 | Rikiya Ishikawa | 垂直移動可能な飛行体 |
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-
2018
- 2018-12-26 JP JP2018243796A patent/JP6883867B2/ja active Active
Patent Citations (6)
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| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP6883867B2 (ja) | 2021-06-09 |
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