JP2021154953A

JP2021154953A - Multi-stage rocket

Info

Publication number: JP2021154953A
Application number: JP2020059221A
Authority: JP
Inventors: 広志須田; Hiroshi Suda
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2020-03-28
Filing date: 2020-03-28
Publication date: 2021-10-07

Abstract

To provide a multi-stage rocket that does not require a rocket engine to be started during flight starting from the ground until reaching a predetermined orbit.SOLUTION: A multi-stage rocket comprises: a lowermost rocket body 29 arranged at a lowermost end; and an upper rocket body 49 detachably attached to an upper end of the lowermost rocket body. The rocket engine device 50 is arranged only at a lower end of the lowermost rocket body 29. Further, while the lowermost rocket body 29 flies from the ground to a target orbit, the upper rocket body 49 is separated from the lowermost rocket body 29 before the lowermost rocket body 29 reaches the target orbit.SELECTED DRAWING: Figure 2

Description

本明細書に開示する技術は、多段ロケットに関する。 The techniques disclosed herein relate to multi-stage rockets.

公知の多段ロケットの一例を図１に示す。図１に示す衛星打ち上げロケットでは、第１段ロケット１３と、第２段ロケット３と、大気から収容する衛星２を保護するフェアリング１とからなる２段ロケットである。第１段ロケット１３は、第１段ロケットエンジン１９と、第１段燃料タンク１４と、第１段酸化剤タンク１５と、第１段燃料タンク１４から第１段ロケットエンジン１９に燃料を送る第１段燃料配管１７と、第１段酸化剤タンク１５から第１段ロケットエンジン１９に酸化剤を送る第１段酸化剤配管１８と、第１段ロケット機体１６と、から構成される。第２段ロケット３も第１段ロケット１３と同様に構成される。このようなロケットでは、第１段ロケット１３に第１段ロケットエンジン１９が、第２段ロケット３には第２段ロケットエンジン９が必要となる。図４に前記ロケットの飛行状況を示す。打ち上げ時１０１には、第１段ロケットエンジン１９により推力を発生させ上昇する。ある高度に達した段階１０２にて、衛星２を保護していたフェアリング１を分離する。その後、第１段ロケットエンジン１９は推力を発生し続けるが、第１段ロケット１３内の燃料及び酸化剤がなくなった段階１０３で、第１段ロケット１３を分離する。分離後、真空および無重力環境で、第２段ロケットエンジン９を始動させる。第２段ロケット３は飛行を続け、所定の軌道（位置および速度）に達した時１０４に、第２段ロケット３の前方に取り付けてある衛星２を分離する。これによって、衛星２は所定の軌道に投入される。上述の説明から明らかなように、第２段ロケット３は、飛行中ほぼ真空中で無重力状態の環境下で、第２段ロケットエンジン９の始動を行うことになる。 An example of a known multi-stage rocket is shown in FIG. The satellite launch vehicle shown in FIG. 1 is a two-stage rocket including a first-stage rocket 13, a second-stage rocket 3, and a fairing 1 that protects the satellite 2 contained from the atmosphere. The first-stage rocket 13 sends fuel from the first-stage rocket engine 19, the first-stage fuel tank 14, the first-stage oxidant tank 15, and the first-stage fuel tank 14 to the first-stage rocket engine 19. It is composed of a first-stage fuel pipe 17, a first-stage oxidant pipe 18 that sends an oxidant from the first-stage oxidant tank 15 to the first-stage rocket engine 19, and a first-stage rocket body 16. The second stage rocket 3 is also configured in the same manner as the first stage rocket 13. In such a rocket, the first stage rocket 13 requires the first stage rocket engine 19, and the second stage rocket 3 requires the second stage rocket engine 9. FIG. 4 shows the flight status of the rocket. At the time of launch 101, the first stage rocket engine 19 generates thrust to ascend. At the stage 102 when the altitude is reached, the fairing 1 that protected the satellite 2 is separated. After that, the first-stage rocket engine 19 continues to generate thrust, but the first-stage rocket 13 is separated at the stage 103 when the fuel and oxidizer in the first-stage rocket 13 are exhausted. After separation, the second stage rocket engine 9 is started in a vacuum and weightless environment. The second stage rocket 3 continues to fly, and when it reaches a predetermined orbit (position and speed), the satellite 2 attached to the front of the second stage rocket 3 is separated. As a result, the satellite 2 is put into a predetermined orbit. As is clear from the above description, the second stage rocket 3 starts the second stage rocket engine 9 in an environment of zero gravity in a substantially vacuum during flight.

特願２０２０−２０２１３号Japanese Patent Application No. 2020-20213 特開平７−１３９４３１号Japanese Patent Application Laid-Open No. 7-139431

図１に示す従来の多段ロケットでは、地上から所定の軌道まで飛行している途中の第１段ロケット１３の切り離し後に、第２段ロケットエンジン９の始動が必要となる。しかしながら、真空中かつ無重力環境での第２段ロケットエンジン９の始動は技術的な難易度が高く、失敗する可能性がある。また、第２段ロケットエンジン９を始動するための制御システムが第２段ロケット３に必要となり、ロケットが複雑な仕組みとなっていた。また、各段毎に異なったロケットエンジンが必要になり、段数を増やすことは容易ではなかった。 In the conventional multi-stage rocket shown in FIG. 1, it is necessary to start the second-stage rocket engine 9 after disconnecting the first-stage rocket 13 while flying from the ground to a predetermined orbit. However, starting the second stage rocket engine 9 in a vacuum and in a weightless environment is technically difficult and may fail. Further, the second stage rocket 3 requires a control system for starting the second stage rocket engine 9, and the rocket has a complicated mechanism. In addition, a different rocket engine was required for each stage, and it was not easy to increase the number of stages.

本明細書は、多段ロケットにおいて、地上から所定の軌道まで飛行しているときにロケットエンジンの始動をすることを不要とする技術を開示する。 The present specification discloses a technique for a multi-stage rocket that eliminates the need to start a rocket engine when flying from the ground to a predetermined orbit.

本明細書に開示する多段ロケットは、最下端に配置される最下段ロケット機体と、最下段ロケット機体の上端に切り離し可能に取付けられる上段側ロケット機体部と、を備える。この多段ロケットは、ロケットエンジン装置が最下段ロケット機体の下端にのみ配置されている。そして、最下段ロケット機体が地上から目標軌道まで飛行する一方、上段側ロケット機体部は最下段ロケット機体が目標軌道まで到達する前に、最下段ロケット機体から切り離される。 The multi-stage rocket disclosed in the present specification includes a lowermost rocket body arranged at the lowermost end and an upper rocket body portion detachably attached to the upper end of the lowermost rocket body. In this multi-stage rocket, the rocket engine device is arranged only at the lower end of the lowest stage rocket body. Then, while the lowest rocket body flies from the ground to the target orbit, the upper rocket body is separated from the lowest rocket body before the lowest rocket body reaches the target orbit.

上記の多段ロケットでは、最下段ロケット機体の下端にのみロケットエンジン装置が配置される。そして、最下段ロケット機体が地上から目標軌道まで飛行する間に、最下段ロケット機体から上段側ロケット機体部が切り離される。すなわち、最下段ロケット機体の下端に配置されたロケットエンジン装置は、最下段ロケット機体が地上から目標軌道に到達するまで停止することなく作動し、多段ロケットの推力を発生する。したがって、地上からの打ち上げ時にロケットエンジン装置を始動するだけでよく、飛行中にロケットエンジン装置を始動する必要はない。 In the above multi-stage rocket, the rocket engine device is arranged only at the lower end of the lowest stage rocket body. Then, while the lowest rocket body flies from the ground to the target orbit, the upper rocket body is separated from the lowest rocket body. That is, the rocket engine device arranged at the lower end of the lowermost rocket body operates without stopping until the lowermost rocket body reaches the target orbit from the ground, and generates the thrust of the multi-stage rocket. Therefore, it is only necessary to start the rocket engine device at the time of launch from the ground, and it is not necessary to start the rocket engine device during flight.

公知の多段ロケットを示した図である。It is a figure which showed the known multi-stage rocket. 実施例１に係る多段ロケットを示した図である。It is a figure which showed the multi-stage rocket which concerns on Example 1. FIG. 実施例２に係る多段ロケットを示した図である。It is a figure which showed the multi-stage rocket which concerns on Example 2. 公知の多段ロケットの飛行状況を示した図である。It is a figure which showed the flight state of a known multi-stage rocket. 実施例１に係る多段ロケットの飛行状況を示した図である。It is a figure which showed the flight state of the multi-stage rocket which concerns on Example 1. FIG. 実施例３に係る多段ロケットの飛行状況を示した図である。It is a figure which showed the flight state of the multi-stage rocket which concerns on Example 3. 実施例４に係る多段ロケットの配管構成図を示した図である。It is a figure which showed the piping block diagram of the multi-stage rocket which concerns on Example 4. FIG. 実施例５に係る多段ロケットを示した図である。It is a figure which showed the multi-stage rocket which concerns on Example 5.

本明細書に開示する多段ロケットでは、上段側ロケット機体部は、上段側燃料タンクと上段側酸化剤タンクを有しており、上段側ロケット機体部は、上段側燃料タンクの燃料が無くなり、かつ、上段側酸化剤タンクの酸化剤が無くなったときに、最下段ロケット機体から切り離されてもよい。このような構成を備えることで、最下段ロケットの下端に配置したロケットエンジン装置に燃料及び酸化剤が供給され、多段ロケットを構成することができる。 In the multi-stage rocket disclosed in the present specification, the upper stage rocket body portion has an upper stage side fuel tank and an upper stage side oxidant tank, and the upper stage side rocket body unit runs out of fuel in the upper stage side fuel tank, and , When the oxidizer in the upper oxidizer tank is exhausted, it may be separated from the lowermost rocket aircraft. By providing such a configuration, fuel and an oxidizing agent are supplied to the rocket engine device arranged at the lower end of the lowest stage rocket, and a multi-stage rocket can be configured.

また、本明細書に開示する多段ロケットでは、最下段ロケット機体は、最下段燃料タンクと最下段酸化剤タンクを有しており、最下段ロケット機体から上段側ロケット機体部が切り離された後は、ロケットエンジン装置は、最下段燃料タンクの燃料と最下段酸化剤タンクの酸化剤を使用してもよい。このような構成を備えることで、上段側ロケット機体部が切り離された後もロケットエンジン装置に燃料及び酸化剤が供給され、最下段ロケットは目標軌道に到達することができる。 Further, in the multi-stage rocket disclosed in the present specification, the lowermost stage rocket body has a lowermost stage fuel tank and a lowermost stage oxidant tank, and after the upper stage rocket body part is separated from the lowermost stage rocket body. , The rocket engine device may use the fuel in the bottom fuel tank and the oxidizer in the bottom oxidizer tank. With such a configuration, fuel and oxidizer are supplied to the rocket engine device even after the upper rocket body is separated, and the lowermost rocket can reach the target orbit.

また、本明細書に開示する多段ロケットでは、上段側ロケット機体部は、互いに分離可能とされた複数のロケット機体を備えていてもよい。この場合に、複数のロケット機体のそれぞれは、燃料タンクと酸化剤タンクを有しており、複数のロケット機体の燃料タンクと酸化剤タンクは、先端側の燃料タンク及び酸化剤タンクから使用されてもよい。そして、複数のロケット機体は、先端側から切り離されてもよい。このように構成することで、３段以上のロケットを構成することができる。 Further, in the multi-stage rocket disclosed in the present specification, the upper stage rocket body portion may include a plurality of rocket bodies that can be separated from each other. In this case, each of the plurality of rocket aircraft has a fuel tank and an oxidizer tank, and the fuel tank and the oxidizer tank of the plurality of rocket aircraft are used from the fuel tank and the oxidizer tank on the tip side. May be good. Then, the plurality of rocket aircraft may be separated from the tip side. With this configuration, a rocket with three or more stages can be configured.

また、本明細書に開示する多段ロケットでは、最下段ロケット機体は、衛星を格納する衛星格納部を有していてもよい。そして、衛星格納部に格納された衛星は、最下段ロケットが目標軌道に到達した後で、最下段ロケット機体から分離されてもよい。このような構成によると、最下段ロケット機体に格納した衛星を目標軌道に投入することができる。 Further, in the multi-stage rocket disclosed in the present specification, the lowest stage rocket body may have a satellite storage unit for storing satellites. Then, the satellite stored in the satellite storage unit may be separated from the lowest stage rocket body after the lowermost stage rocket reaches the target orbit. According to such a configuration, the satellite stored in the lowermost rocket body can be put into the target orbit.

また、本明細書に開示する多段ロケットでは、ロケットエンジン装置は、複数のロケットエンジンを備えており、複数のロケットエンジンの一部は、最下段ロケット機体が地上から目標軌道に到達する前に最下段ロケット機体から切り離されてもよい。このような構成によると、ロケットエンジン装置を構成する複数のロケットエンジンの一部を切り離すことで、ロケットエンジン装置で発生する推力を適切な大きさに調整することができる。 Further, in the multi-stage rocket disclosed in the present specification, the rocket engine device includes a plurality of rocket engines, and some of the plurality of rocket engines are the most before the lowest stage rocket body reaches the target orbit from the ground. It may be separated from the lower rocket body. According to such a configuration, the thrust generated by the rocket engine device can be adjusted to an appropriate magnitude by separating a part of the plurality of rocket engines constituting the rocket engine device.

また、本明細書に開示する多段ロケットでは、最下段ロケット機体は、最下段燃料タンクと最下段酸化剤タンクを有していてもよい。上段側ロケット機体部は、上段側燃料タンクと上段側酸化剤タンクを有していてもよい。多段ロケットは、上段側燃料タンクと最下段燃料タンクとを接続する第１燃料配管と、最下段燃料タンクとロケットエンジン装置とを接続する第２燃料配管と、上段側酸化剤タンクと最下段酸化剤タンクとを接続する第１酸化剤配管と、最下段酸化剤タンクとロケットエンジン装置とを接続する第２酸化剤配管と、をさらに備えていてもよい。そして、上段側燃料タンクの燃料は、第１燃料配管を介して最下段燃料タンクに供給され、上段側酸化剤タンクの酸化剤は、第１酸化剤配管を介して最下段酸化剤タンクに供給され、最下段燃料タンクの燃料は、第２燃料配管を介してロケットエンジン装置に供給され、最下段酸化剤タンクの酸化剤は、第２酸化剤配管を介してロケットエンジン装置に供給されてもよい。このような構成によると、各燃料タンクからロケットエンジン装置に燃料を供給することができ、また、各酸化剤タンクからロケットエンジン装置に酸化剤を供給することができる。 Further, in the multi-stage rocket disclosed in the present specification, the lowermost stage rocket body may have a lowermost stage fuel tank and a lowermost stage oxidant tank. The upper rocket body may have an upper fuel tank and an upper oxidant tank. The multi-stage rocket includes a first fuel pipe connecting the upper fuel tank and the lowermost fuel tank, a second fuel pipe connecting the lowermost fuel tank and the rocket engine device, and an upper oxidizer tank and the lowermost oxidizer. A first oxidant pipe connecting the agent tank and a second oxidant pipe connecting the lowermost oxidizer tank and the rocket engine device may be further provided. Then, the fuel in the upper fuel tank is supplied to the lowermost fuel tank via the first fuel pipe, and the oxidant in the upper oxidant tank is supplied to the lowermost oxidant tank via the first oxidant pipe. Even if the fuel in the lowermost fuel tank is supplied to the rocket engine device via the second fuel pipe, and the oxidant in the lowermost oxidant tank is supplied to the rocket engine device via the second oxidant pipe. good. According to such a configuration, fuel can be supplied from each fuel tank to the rocket engine device, and an oxidant can be supplied from each oxidant tank to the rocket engine device.

また、本明細書に開示する多段ロケットでは、最下段ロケット機体は、最下段燃料タンクと最下段酸化剤タンクを有していてもよい。上段側ロケット機体部は、上段側燃料タンクと上段側酸化剤タンクを有していてもよい。多段ロケットは、上段側燃料タンクとロケットエンジン装置とを接続する第３燃料配管と、最下段燃料タンクと第３燃料配管とを接続する第４燃料配管と、上段側酸化剤タンクとロケットエンジン装置とを接続する第３酸化剤配管と、最下段酸化剤タンクと第３酸化剤配管とを接続する第４酸化剤配管と、をさらに備えていてもよい。そして、上段側燃料タンクの燃料は、第３燃料配管を介してロケットエンジン装置に供給され、上段側酸化剤タンクの酸化剤は、第３酸化剤配管を介してロケットエンジン装置に供給され、最下段燃料タンクの燃料は、第４燃料配管及び第３燃料配管を介してロケットエンジン装置に供給され、最下段酸化剤タンクの酸化剤は、第４酸化剤配管及び第３酸化剤配管を介してロケットエンジン装置に供給されてもよい。このような構成によっても、各燃料タンク及び各酸化剤タンクからロケットエンジン装置に燃料及び酸化剤を供給することができる。 Further, in the multi-stage rocket disclosed in the present specification, the lowermost stage rocket body may have a lowermost stage fuel tank and a lowermost stage oxidant tank. The upper rocket body may have an upper fuel tank and an upper oxidant tank. The multi-stage rocket includes a third fuel pipe connecting the upper fuel tank and the rocket engine device, a fourth fuel pipe connecting the lowermost fuel tank and the third fuel pipe, an upper oxidizer tank and a rocket engine device. A third oxidant pipe connecting the above and a fourth oxidant pipe connecting the lowermost oxidant tank and the third oxidant pipe may be further provided. Then, the fuel in the upper fuel tank is supplied to the rocket engine device via the third fuel pipe, and the oxidant in the upper oxidant tank is supplied to the rocket engine device via the third oxidant pipe. The fuel in the lower fuel tank is supplied to the rocket engine device via the fourth fuel pipe and the third fuel pipe, and the oxidant in the lowermost oxidant tank is supplied through the fourth oxidant pipe and the third oxidant pipe. It may be supplied to a rocket engine device. With such a configuration, fuel and oxidizer can be supplied to the rocket engine device from each fuel tank and each oxidant tank.

また、本明細書に開示する多段ロケットでは、最下段ロケット機体は、最下段燃料タンクと最下段酸化剤タンクを有しており、上段側ロケット機体部は、上段側燃料タンクと上段側酸化剤タンクを有していてもよい。最下段燃料タンクの上端部と上段側燃料タンクの下端部とが直接接続されており、最下段酸化剤タンクの上端部と上段側酸化剤タンクの下端部とが直接接続されていてもよい。多段ロケットは、最下段燃料タンクとロケットエンジン装置とを接続する第５燃料配管と、最下段酸化剤タンクとロケットエンジン装置とを接続する第５酸化剤配管と、をさらに備えていてもよい。そして、上段側燃料タンクの燃料は、最下段燃料タンクに直接供給され、上段側酸化剤タンクの酸化剤は、最下段酸化剤タンクに直接供給され、最下段燃料タンクの燃料は、第５燃料配管を介してロケットエンジン装置に供給され、最下段酸化剤タンクの酸化剤は、第５酸化剤配管を介してロケットエンジン装置に供給されてもよい。このような構成によっても、各燃料タンク及び各酸化剤タンクからロケットエンジン装置に燃料及び酸化剤を供給することができる。 Further, in the multi-stage rocket disclosed in the present specification, the lowermost stage rocket body has a lowermost stage fuel tank and a lowermost stage oxidant tank, and the upper stage rocket body part has an upper stage fuel tank and an upper stage oxidant. It may have a tank. The upper end of the lowermost fuel tank and the lower end of the upper fuel tank may be directly connected, and the upper end of the lowermost oxidant tank and the lower end of the upper oxidant tank may be directly connected. The multi-stage rocket may further include a fifth fuel pipe connecting the lowermost fuel tank and the rocket engine device, and a fifth oxidant pipe connecting the lowermost oxidizer tank and the rocket engine device. Then, the fuel in the upper fuel tank is directly supplied to the lowermost fuel tank, the oxidant in the upper oxidant tank is directly supplied to the lowermost oxidant tank, and the fuel in the lowermost fuel tank is the fifth fuel. The oxidant in the lowermost oxidant tank may be supplied to the rocket engine device via a pipe and may be supplied to the rocket engine device via a fifth oxidant pipe. With such a configuration, fuel and oxidizer can be supplied to the rocket engine device from each fuel tank and each oxidant tank.

また、本明細書に開示する多段ロケットでは、ロケットエンジン装置は、ロケットエンジンで発生する燃焼ガスを排気するロケットエンジンノズルを備えており、ロケットエンジンノズルは、燃焼ガスの膨張比が調整可能となっていてもよい。このような構成によると、ロケットエンジン装置を最下段ロケット機体の下端にのみ配置しても、多段ロケットの高度に応じてロケットエンジン装置の膨張比を適切な膨張比に調整することができる。 Further, in the multi-stage rocket disclosed in the present specification, the rocket engine device includes a rocket engine nozzle that exhausts the combustion gas generated by the rocket engine, and the rocket engine nozzle has an adjustable expansion ratio of the combustion gas. It may be. According to such a configuration, even if the rocket engine device is arranged only at the lower end of the lowest stage rocket body, the expansion ratio of the rocket engine device can be adjusted to an appropriate expansion ratio according to the altitude of the multi-stage rocket.

以下、実施例１に係る多段ロケットについて説明する。図２に示すロケットは、２段ロケットであり、ロケットの先端に取り付けられるノーズコーン３２と、ロケットの下端に配置される最下段ロケット機体２９と、上段側ロケット機体４９と、ロケットエンジン装置５０とを有する。最下段ロケット機体２９は、衛星２を格納する衛星格納部３１を有している。上段側ロケット機体４９は、最下段ロケット機体２９の上部に設置される。ノーズコーン３２は、上段側ロケット機体４９の上部に設置される。ロケットエンジン装置５０は、最下段ロケット機体２９の下端に配置されており、大気圧の高い、地上打ち上げ時から衛星分離する真空中まで所定の推力を発生できるロケットエンジン装置である。ロケットエンジン装置５０としては、例えば、ロケットエンジンで発生する燃焼ガスを排気するロケットエンジンノズルを備えており、ロケットエンジンノズルは、燃焼ガスの膨張比が調整可能となっていてもよい。燃焼ガスの膨張比を調整することで、地上打ち上げ時から衛星分離する真空中まで適切な推力を発生することができる。具体的には、大気圧が高い地上打ち上げ時には膨張比を小さくし、大気圧が低い真空中では膨張比を大きくする。このように構成することで、ロケットエンジンノズルの壁面からの排気ガスの剥離が防止され、打ち上げから衛星分離まで適切な推力を発生することができる。なお、このようなロケットエンジン装置としては、例えば、特許文献１もしくは２に示されるようなロケットエンジンでもよいし、膨張比が調整可能な公知の他のロケットエンジンでも構わない。 Hereinafter, the multi-stage rocket according to the first embodiment will be described. The rocket shown in FIG. 2 is a two-stage rocket, which includes a nose cone 32 attached to the tip of the rocket, a lowermost rocket body 29 arranged at the lower end of the rocket, an upper rocket body 49, and a rocket engine device 50. Has. The lowermost rocket body 29 has a satellite storage unit 31 for storing the satellite 2. The upper rocket body 49 is installed above the lowermost rocket body 29. The nose cone 32 is installed above the upper rocket body 49. The rocket engine device 50 is arranged at the lower end of the lowermost rocket body 29, and is a rocket engine device capable of generating a predetermined thrust from the time of launching on the ground to the vacuum separated by satellites, which has a high atmospheric pressure. The rocket engine device 50 may include, for example, a rocket engine nozzle that exhausts combustion gas generated by the rocket engine, and the rocket engine nozzle may have an adjustable expansion ratio of the combustion gas. By adjusting the expansion ratio of the combustion gas, it is possible to generate an appropriate thrust from the time of launch on the ground to the vacuum in which the satellite is separated. Specifically, the expansion ratio is reduced during a ground launch with a high atmospheric pressure, and the expansion ratio is increased during a vacuum with a low atmospheric pressure. With such a configuration, the separation of the exhaust gas from the wall surface of the rocket engine nozzle is prevented, and an appropriate thrust can be generated from the launch to the satellite separation. The rocket engine device may be, for example, a rocket engine as shown in Patent Documents 1 or 2, or another known rocket engine having an adjustable expansion ratio.

最下段ロケット機体２９は、最下段燃料タンク２１と最下段酸化剤タンク２２とを有する。なお、図２に示す実施例では、最下段燃料タンク２１が最下段酸化剤タンク２２の上部に位置しているが、最下段酸化剤タンク２２が最下段燃料タンク２１の上部に位置しても構わない。 The lowermost rocket body 29 has a lowermost fuel tank 21 and a lowermost oxidizer tank 22. In the embodiment shown in FIG. 2, the bottom fuel tank 21 is located above the bottom oxidant tank 22, but the bottom oxidizer tank 22 may be located above the bottom fuel tank 21. I do not care.

上段側ロケット機体４９は、上段側燃料タンク４１と上段側酸化剤タンク４２とを有する。なお、図２に示す実施例では、上段側燃料タンク４１が上段側酸化剤タンク４２の上部に位置しているが、上段側酸化剤タンク４２が上段側燃料タンク４１の上部に位置しても構わない。 The upper rocket body 49 has an upper fuel tank 41 and an upper oxidant tank 42. In the embodiment shown in FIG. 2, the upper fuel tank 41 is located above the upper fuel tank 42, but the upper fuel tank 42 may be located above the upper fuel tank 41. I do not care.

本実施例の多段ロケットは、上段側燃料タンク４１と最下段側燃料タンク２１とを接続する第１燃料配管２４と、最下段燃料タンク２１とロケットエンジン装置５０とを接続する第２燃料配管２６と、上段側酸化剤タンク４２と最下段酸化剤タンク２２とを接続する第１酸化剤配管２５と、最下段酸化剤タンク２２とロケットエンジン装置５０とを接続する第２酸化剤配管２７とを有する。
第１燃料配管２４は、第１燃料配管分離部６１において流路を閉鎖および分離する機構を備える。第１酸化剤配管２５は、第１酸化剤配管分離部６２において流路を閉鎖および分離できる機構を備える。 In the multi-stage rocket of this embodiment, the first fuel pipe 24 that connects the upper fuel tank 41 and the lowermost fuel tank 21 and the second fuel pipe 26 that connects the lowermost fuel tank 21 and the rocket engine device 50 are connected. A first oxidant pipe 25 connecting the upper oxidant tank 42 and the lowermost oxidant tank 22, and a second oxidant pipe 27 connecting the lowermost oxidant tank 22 and the rocket engine device 50. Have.
The first fuel pipe 24 includes a mechanism for closing and separating the flow path in the first fuel pipe separation unit 61. The first oxidant pipe 25 includes a mechanism capable of closing and separating the flow path in the first oxidant pipe separating portion 62.

ロケットエンジン装置５０が始動すると、最下段燃料タンク２１内の燃料が第２燃料配管２６を通してロケットエンジン装置５０に供給される。一方、上段側燃料タンク４１内の燃料は、第１燃料配管２４を通して最下段燃料タンク２１に供給される。また、最下段酸化剤タンク２２内の酸化剤が第２酸化剤配管２７を通してロケットエンジン装置５０に供給される。一方、上段側酸化剤タンク４２内の酸化剤は、第１酸化剤配管２５を通して最下段酸化剤タンク２２に供給される。よって、ロケットエンジン装置５０にて燃料及び酸化剤が消費されると、上段側燃料タンク４１内の燃料及び上段側酸化剤タンク４２内の酸化剤の量が減少していく。 When the rocket engine device 50 is started, the fuel in the lowermost fuel tank 21 is supplied to the rocket engine device 50 through the second fuel pipe 26. On the other hand, the fuel in the upper fuel tank 41 is supplied to the lowermost fuel tank 21 through the first fuel pipe 24. Further, the oxidant in the lowermost oxidant tank 22 is supplied to the rocket engine device 50 through the second oxidant pipe 27. On the other hand, the oxidant in the upper oxidant tank 42 is supplied to the lowermost oxidant tank 22 through the first oxidant pipe 25. Therefore, when the fuel and the oxidant are consumed in the rocket engine device 50, the amounts of the fuel in the upper fuel tank 41 and the oxidant in the upper oxidant tank 42 decrease.

実施例１に示す多段ロケットの飛行状況を説明する。図５に示す打ち上げ時状況１０１では、まずロケットエンジン装置５０が始動し推力を発生しロケットが上昇する。飛行中に上段側ロケット機体４９の燃料及び酸化剤が減少していく。上段側ロケット機体４９の燃料及び酸化剤がなくなった段階１０３で、上段側ロケット機体４９を最下段ロケット機体２９から分離する。分離する際には、第１燃料配管２４は、第１燃料配管分離部６１において分離され、最下段燃料タンク２１内の燃料が外部に漏れないように燃料配管流路が閉鎖される。第1酸化剤配管２５も同様に、第１酸化剤配管分離部６２において分離され、最下段酸化剤タンク２２内の酸化剤が外部へ漏れないように酸化剤配管流路が閉鎖される。切り離し後のロケット全体は軽くなるため、ロケットの加速度が過大とならないように、ロケットエンジン装置５０の推力を低下させ所定の推力を維持する。最下段ロケット機体２９はさらに上昇を続け、所定の軌道に達した時１０４に衛星２を分離する。このようにすることで、フェアリング及び上段側ロケットエンジンを不用としており、フェアリング分離失敗もしくは空中でのロケットエンジン始動失敗による打ち上げ失敗を防止することができる。 The flight status of the multi-stage rocket shown in the first embodiment will be described. In the launch situation 101 shown in FIG. 5, the rocket engine device 50 first starts to generate thrust and the rocket rises. During the flight, the fuel and oxidizer of the upper rocket body 49 will decrease. At the stage 103 when the fuel and oxidant of the upper rocket body 49 are exhausted, the upper rocket body 49 is separated from the lower rocket body 29. At the time of separation, the first fuel pipe 24 is separated by the first fuel pipe separation portion 61, and the fuel pipe flow path is closed so that the fuel in the lowermost fuel tank 21 does not leak to the outside. Similarly, the first oxidant pipe 25 is also separated at the first oxidant pipe separation portion 62, and the oxidant pipe flow path is closed so that the oxidant in the lowermost oxidant tank 22 does not leak to the outside. Since the entire rocket after separation becomes lighter, the thrust of the rocket engine device 50 is reduced to maintain a predetermined thrust so that the acceleration of the rocket does not become excessive. The bottom rocket body 29 continues to ascend and separates satellite 2 at 104 when it reaches a predetermined orbit. By doing so, the fairing and the upper rocket engine are not required, and it is possible to prevent the launch failure due to the fairing separation failure or the rocket engine start failure in the air.

実施例２に係る多段ロケットを説明する。図３に示すロケットは３段ロケットの例である。段数を増やすためには、最下段ロケット機体の上部に複数のロケット機体で構成される上段側ロケット機体部を接続するだけで、きわめて簡単に段数を増加することができる。図中では、最下段ロケット機体２９の上方に、２つのロケット機体４９で構成される上段側ロケット機体部４８を接続し、打ち上げ後上昇するにつれ、ロケット先端のロケット機体４９から順次分離していく。さらに４段以上に多段化する場合でも同様である。このようにすることで、段毎に別々のロケットエンジンを設置する必要がなく、多段化することが容易にできる。 The multi-stage rocket according to the second embodiment will be described. The rocket shown in FIG. 3 is an example of a three-stage rocket. In order to increase the number of stages, the number of stages can be increased very easily by simply connecting the upper rocket body portion composed of a plurality of rocket bodies to the upper part of the lowermost rocket body. In the figure, the upper rocket body 48 composed of two rocket bodies 49 is connected above the lowermost rocket body 29, and as it rises after launch, it is sequentially separated from the rocket body 49 at the tip of the rocket. .. The same applies when the number of stages is further increased to 4 or more. By doing so, it is not necessary to install a separate rocket engine for each stage, and it is possible to easily increase the number of stages.

実施例３に係る多段ロケットを説明する。図６に示すロケットは、実施例１の多段ロケットに複数のロケットエンジンからなるロケットエンジン装置５０を設置した場合である。ロケットエンジンの数は問わない。このロケットが上空で上段側ロケット機体４９を切り離すと、ロケットは軽くなるため、ロケットの推力を低下させる必要がある。そのため、ロケットエンジン装置５０の中で一部のロケットエンジン５１を停止し、切り離す。なお、残ったロケットエンジンは、停止することなく推力を発生し続ける。このようにすることで簡易な構成でロケットの推力を低下させることができる。その他は実施例１と同様である。 The multi-stage rocket according to the third embodiment will be described. The rocket shown in FIG. 6 is a case where a rocket engine device 50 composed of a plurality of rocket engines is installed in the multi-stage rocket of the first embodiment. The number of rocket engines does not matter. When this rocket separates the upper rocket body 49 in the sky, the rocket becomes lighter, so it is necessary to reduce the thrust of the rocket. Therefore, a part of the rocket engine 51 is stopped and disconnected in the rocket engine device 50. The remaining rocket engine continues to generate thrust without stopping. By doing so, the thrust of the rocket can be reduced with a simple configuration. Others are the same as in Example 1.

実施例４に係る多段ロケットを説明する。実施例１とは、ロケット燃料及び酸化剤の配管の構成が異なる。図７に示すように、実施例４の多段ロケットでは、上段側燃料タンク４１と最下段のロケットエンジン装置５０とを接続する第３燃料配管７１と、最下段燃料タンク２１と第３燃料配管７１とを燃料切換え弁６３を介して接続する第４燃料配管７２が設けられ、また、上段側酸化剤タンク４２と最下段のロケットエンジン装置５０とを接続する第３酸化剤配管７３と、最下段酸化剤タンク２２と第３酸化剤配管７３とを酸化剤切換え弁６４を介して接続する第４酸化剤配管７４が設けられる。実施例１と異なり、打ち上げ時には、上段側燃料タンク４１内の燃料が第３燃料配管７１を通して直接ロケットエンジン装置５０に供給され、また、上段側酸化剤タンク４２内の酸化剤が第３酸化剤配管７３を通して直接ロケットエンジン装置５０に供給される。飛行中に上段側燃料タンク４１内の燃料及び上段側酸化剤タンク４２内の酸化剤がなくなった時点で、燃料切換え弁６３及び酸化剤切換え弁６４が作動し、最下段燃料タンク２１から燃料が第４燃料配管７２を通してロケットエンジン装置５０に供給される。同時に最下段酸化剤タンク２２から酸化剤が第４酸化剤配管７４を通して、ロケットエンジン装置５０に供給される。その後、上段側ロケット機体４９を分離させる。このようにすることで、上段側燃料タンク４１内の燃料が最下段燃料タンク２１を経由せずにロケットエンジン装置５０に供給することができる。酸化剤も同様に、上段側酸化剤タンク４２内の酸化剤は、最下段酸化剤タンク２２を経由することなしに、ロケットエンジン装置５０に供給することができる。 The multi-stage rocket according to the fourth embodiment will be described. The configuration of the rocket fuel and oxidant piping is different from that of the first embodiment. As shown in FIG. 7, in the multi-stage rocket of the fourth embodiment, the third fuel pipe 71 connecting the upper fuel tank 41 and the lowermost rocket engine device 50, and the lowermost fuel tank 21 and the third fuel pipe 71. A fourth fuel pipe 72 is provided to connect the fuel to and via a fuel switching valve 63, and a third oxidant pipe 73 connecting the upper oxidant tank 42 and the lowermost rocket engine device 50 and the lowermost oxidant pipe 73. A fourth oxidant pipe 74 that connects the oxidant tank 22 and the third oxidant pipe 73 via the oxidant switching valve 64 is provided. Unlike the first embodiment, at the time of launch, the fuel in the upper fuel tank 41 is directly supplied to the rocket engine device 50 through the third fuel pipe 71, and the oxidant in the upper oxidant tank 42 is the third oxidant. It is directly supplied to the rocket engine device 50 through the pipe 73. When the fuel in the upper fuel tank 41 and the oxidant in the upper oxidant tank 42 are exhausted during the flight, the fuel switching valve 63 and the oxidant switching valve 64 are activated, and the fuel is discharged from the lowermost fuel tank 21. It is supplied to the rocket engine device 50 through the fourth fuel pipe 72. At the same time, the oxidant is supplied from the lowermost oxidant tank 22 to the rocket engine device 50 through the fourth oxidant pipe 74. After that, the upper rocket body 49 is separated. By doing so, the fuel in the upper fuel tank 41 can be supplied to the rocket engine device 50 without passing through the lowermost fuel tank 21. Similarly, the oxidant in the upper oxidant tank 42 can be supplied to the rocket engine device 50 without passing through the lowermost oxidant tank 22.

実施例５に係る多段ロケットを説明する。実施例１もしくは実施例２と燃料タンク及び酸化剤タンクの構成が異なる。図８に示すように、実施例５に係る多段ロケットでは、最下段燃料タンク２１の上端部と上段側燃料タンク４１の下端部が直接接続されており、最下段酸化剤タンク２２の上端部が上段側酸化剤タンク４２の下端部と直接接続されている。上段側燃料タンク４１内の燃料は、最下段燃料タンク２１に直接供給される。上段側酸化剤タンク４２内の酸化剤は、最下段酸化剤タンク２２に直接供給される。最下段燃料タンク２１内の燃料は、第５燃料配管７５を通してロケットエンジン装置５０に供給され、最下段酸化剤タンク２２内の酸化剤は、第５酸化剤配管７６を通してロケットエンジン装置５０に供給される。このように構成することで、タンク間の配管を簡素化できる。またこの実施例では、衛星格納部３１がロケットエンジン装置５０と最下段燃料タンク２１及び最下段酸化剤タンク２２の間に設けられている。衛星格納部３１は、実施例１〜実施例４についても同様に最下段のタンクとロケットエンジン装置５０の間に配置されていてもよい。 The multi-stage rocket according to the fifth embodiment will be described. The configurations of the fuel tank and the oxidant tank are different from those of Example 1 or Example 2. As shown in FIG. 8, in the multi-stage rocket according to the fifth embodiment, the upper end of the lowermost fuel tank 21 and the lower end of the upper fuel tank 41 are directly connected, and the upper end of the lowermost oxidizer tank 22 is connected. It is directly connected to the lower end of the upper oxidant tank 42. The fuel in the upper fuel tank 41 is directly supplied to the lower fuel tank 21. The oxidant in the upper oxidant tank 42 is directly supplied to the lower oxidant tank 22. The fuel in the lowermost fuel tank 21 is supplied to the rocket engine device 50 through the fifth fuel pipe 75, and the oxidant in the lowermost oxidant tank 22 is supplied to the rocket engine device 50 through the fifth oxidizer pipe 76. NS. With this configuration, the piping between the tanks can be simplified. Further, in this embodiment, the satellite storage unit 31 is provided between the rocket engine device 50, the lowermost fuel tank 21, and the lowermost oxidant tank 22. Similarly, the satellite storage unit 31 may be arranged between the lowermost tank and the rocket engine device 50 in the first to fourth embodiments.

1 フェアリング
2 衛星
3 第２段ロケット
4 第２段燃料タンク
5 第２段酸化剤タンク
6 第２段ロケット機体
7 第２段燃料配管
8 第２段酸化剤配管
9 第２段ロケットエンジン
13 第１段ロケット
14 第１段燃料タンク
15 第１段酸化剤タンク
16 第１段ロケット機体
17 第１段燃料配管
18 第１段酸化剤配管
19 第１段ロケットエンジン
21 最下段燃料タンク
22 最下段酸化剤タンク
24 第１燃料配管
25 第１酸化剤配管
26 第２燃料配管
27 第２酸化剤配管
29 最下段ロケット機体
31 衛星格納部
32 ノーズコーン
41 上段側燃料タンク
42 上段側酸化剤タンク
48 上段側ロケット機体部
49 上段側ロケット機体
50 ロケットエンジン装置
51 ロケットエンジン
61 第１燃料配管分離部
62 第１酸化剤配管分離部
63 燃料切換え弁
64 酸化剤切換え弁
71 第３燃料配管
72 第４燃料配管
73 第３酸化剤配管
74 第４酸化剤配管
75 第５燃料配管
76 第５酸化剤配管
101 ロケット打ち上げ時状態
102 ロケットフェアリング分離時状態
103 ロケット切り離し時状態
104 衛星分離時状態

1 fairing
2 satellites
3 Second stage rocket
4 Second stage fuel tank
5 Second stage oxidizer tank
6 Second stage rocket aircraft
7 Second stage fuel piping
8 Second stage oxidizer piping
9 Second stage rocket engine
13 1st stage rocket
14 1st stage fuel tank
15 1st stage oxidizer tank
16 1st stage rocket aircraft
17 1st stage fuel piping
18 1st stage oxidizer piping
19 1st stage rocket engine
21 Bottom fuel tank
22 Bottom oxidizer tank
24 1st fuel pipe
25 No. 1 oxidizer piping
26 Second fuel pipe
27 Second oxidizer piping
29 Bottom rocket aircraft
31 Satellite storage
32 nose cone
41 Upper fuel tank
42 Upper side oxidizer tank
48 Upper rocket body
49 Upper rocket aircraft
50 rocket engine equipment
51 rocket engine
61 1st fuel pipe separation part
62 No. 1 oxidizer piping separation
63 Fuel switching valve
64 Oxidizing agent switching valve
71 Third fuel pipe
72 4th fuel pipe
73 Third oxidizer piping
74 No. 4 oxidizer piping
75 5th fuel pipe
76 Fifth oxidizer piping
101 Rocket launch state
102 Rocket fairing separated state
103 State when rocket is disconnected
104 State at the time of satellite separation

Claims

The lowest rocket aircraft placed at the bottom and
A multi-stage rocket including an upper rocket body part that is detachably attached to the upper end of the lowermost rocket body.
The rocket engine device is located only at the lower end of the lowest rocket body.
A multi-stage rocket in which the lowermost rocket body flies from the ground to a target orbit, while the upper rocket body is separated from the lowermost rocket body before the lowermost rocket body reaches the target orbit.

The upper rocket body has an upper fuel tank and an upper oxidant tank.
The first aspect of the rocket, wherein the upper rocket body is separated from the lowermost rocket body when the fuel in the upper fuel tank is exhausted and the oxidant in the upper oxidant tank is exhausted. Multi-stage rocket.

The bottom rocket body has a bottom fuel tank and a bottom oxidizer tank.
The rocket engine device uses the fuel in the lowermost fuel tank and the oxidant in the lowermost oxidant tank after the upper rocket body is separated from the lowermost rocket body, according to claim 2. The described multi-stage rocket.

The upper rocket body portion includes a plurality of rocket bodies that can be separated from each other.
Each of the plurality of rocket aircraft has a fuel tank and an oxidizer tank.
The fuel tanks and oxidizer tanks of the plurality of rocket aircraft are used from the fuel tank and the oxidizer tank on the tip side.
The multi-stage rocket according to claim 2 or 3, wherein the plurality of rocket bodies are separated from the tip side.

The lowermost rocket body has a satellite storage unit for storing satellites.
The multi-stage rocket according to any one of claims 1 to 4, wherein the satellite stored in the satellite storage unit is separated from the lowest-stage rocket body after the lowest-stage rocket reaches the target orbit. ..

The rocket engine device includes a plurality of rocket engines.
The multi-stage rocket according to any one of claims 1 to 5, wherein a part of the plurality of rocket engines is separated from the lowermost rocket body before the lowermost rocket body reaches the target orbit from the ground. ..

The bottom rocket body has a bottom fuel tank and a bottom oxidizer tank.
The upper rocket body has an upper fuel tank and an upper oxidant tank.
The multi-stage rocket
The first fuel pipe connecting the upper fuel tank and the lowermost fuel tank,
A second fuel pipe connecting the bottom fuel tank and the rocket engine device,
A first oxidant pipe connecting the upper oxidant tank and the lowermost oxidant tank, and
Further, a second oxidant pipe for connecting the lowermost oxidant tank and the rocket engine device is provided.
The fuel in the upper fuel tank is supplied to the lowermost fuel tank via the first fuel pipe.
The oxidant in the upper oxidant tank is supplied to the lower oxidant tank via the first oxidant pipe.
The fuel in the lowermost fuel tank is supplied to the rocket engine device via the second fuel pipe.
The multi-stage rocket according to any one of claims 1 to 6, wherein the oxidant in the lowermost oxidant tank is supplied to the rocket engine device via the second oxidant pipe.

The bottom rocket body has a bottom fuel tank and a bottom oxidizer tank.
The upper rocket body has an upper fuel tank and an upper oxidant tank.
The multi-stage rocket
A third fuel pipe connecting the upper fuel tank and the rocket engine device,
A fourth fuel pipe connecting the lowermost fuel tank and the third fuel pipe,
A third oxidant pipe connecting the upper oxidant tank and the rocket engine device, and
Further, a fourth oxidant pipe for connecting the lowermost oxidant tank and the third oxidant pipe is provided.
The fuel in the upper fuel tank is supplied to the rocket engine device via the third fuel pipe.
The oxidant in the upper oxidant tank is supplied to the rocket engine device via the third oxidant pipe.
The fuel in the lowermost fuel tank is supplied to the rocket engine device via the fourth fuel pipe and the third fuel pipe.
The multi-stage according to any one of claims 1 to 6, wherein the oxidant in the lowermost oxidant tank is supplied to the rocket engine device via the fourth oxidant pipe and the third oxidant pipe. rocket.

The bottom rocket body has a bottom fuel tank and a bottom oxidizer tank.
The upper rocket body has an upper fuel tank and an upper oxidant tank.
The upper end of the lowermost fuel tank and the lower end of the upper fuel tank are directly connected to each other.
The upper end of the lowermost oxidant tank and the lower end of the upper oxidant tank are directly connected to each other.
The multi-stage rocket
A fifth fuel pipe connecting the lowermost fuel tank and the rocket engine device,
Further, a fifth oxidant pipe for connecting the lowermost oxidant tank and the rocket engine device is provided.
The fuel in the upper fuel tank is directly supplied to the lower fuel tank.
The oxidant in the upper oxidant tank is directly supplied to the lower oxidant tank.
The fuel in the lowermost fuel tank is supplied to the rocket engine device via the fifth fuel pipe.
The multi-stage rocket according to any one of claims 1 to 6, wherein the oxidant in the lowermost oxidant tank is supplied to the rocket engine device via the fifth oxidant pipe.

The rocket engine device includes a rocket engine nozzle that exhausts combustion gas generated by the rocket engine.
The multi-stage rocket according to any one of claims 1 to 9, wherein the rocket engine nozzle has an adjustable expansion ratio of combustion gas.