JP2022020481A - ロケット発射装置及びロケット発射方法 - Google Patents

Abstract

【課題】低コストで複数機のロケットを打ち上げられるようにする。【解決手段】ロケット発射装置１は、浮揚可能な気球１０と、前記気球１０に連結装置２０で連結され、複数機のロケットを支持及び解放することが可能なロケット支持部と、前記ロケット支持部を支持し、かつ前記ロケットの発射方向を制御する姿勢制御装置３０、を備える。前記姿勢制御装置は前記浮揚可能な気球の上下の軸周りの回転を制御し、前記上下の軸に直交する面内における前記ロケットの発射方向を制御する。【選択図】図１

Description

本発明は、上空からロケットを発射するロケット発射装置及びロケット発射方法に関する。

ロケットを地上から宇宙へ打ち上げる場合、燃料がペイロードの大半を占めるため、燃料費が宇宙への物資の運搬コストの増加の大きな要因となる。また、ロケットの一部切り離しや、ロケットの飛行トラブル等により海又は陸にロケットの一部又は全部が落下する可能性があることから、海上又は陸上の安全性を図るためには、漁業者或いは地権者等の利害関係者と連繋した上で、限られた時間帯・場所においてロケットの打ち上げを行う必要があり、それらの調整に多くの時間とコストを要する。

そこで、ブースターの使用を極力避けつつ、燃料費を削減するために、空中でロケットを発射させる方法が開発されている。例えば、特許文献１に記載の技術では、航空機の下側にロケットを搭載し、空中で航空機からロケットを分離した後にロケットに点火する技術が開示されている。

特開２０１８－９０１６０号公報

しかしながら、特許文献１に記載の技術においては、空中で１機のロケットしか発射することができない。そのため、複数機のロケットを宇宙へ打ち上げるには、航空機が地上から上空へ複数回飛行する必要があり、コスト上昇要因となる。

そこで、本発明は、上記事情に鑑みてなされたものであって、低コストで複数機のロケットを打ち上げられるようにすることを目的とする。

以上の課題を解決するために、ロケット発射装置は、浮揚可能な浮揚体と、前記浮揚体に連結され、複数機のロケットを支持及び解放することが可能なロケット支持部を有する連結装置と、を備える。

また、浮揚可能な浮揚体を地上から上空に上昇させることによって、連結装置によって連結された前記浮揚体に複数機のロケットを上空に運んだ後、前記複数機のロケットを前記連結装置から発射させるロケット発射方法が提供される。

以上によれば、ロケット支持部が複数機のロケットを支持及び解放可能なロケット支持部を有した連結装置が気球に連結されているため、複数機のロケットを上空に運搬することができ、これらロケットを上空から発射することができる。それゆえ、複数機のロケットを宇宙へ打ち上げるコストの削減を図ることができる。

また、前記連結装置が、前記浮揚体から吊り下げられ、上下の軸回りの転回を制御する姿勢制御装置を有し、前記上下の軸に直交する面内における前記ロケットの発射方向が前記姿勢制御装置の転回により制御される。

以上によれば、姿勢制御装置の姿勢制御により、ロケットの発射方向を目的の方角に決めることができる。

また、前記複数機のロケットが１機ずつ発射することによって、発射するロケットが他のロケットの動きに干渉されない。

本発明の実施形態によれば、地上から上空へ浮揚体を１回打ち上げれば、上空で複数機のロケットを発射することができる。それゆえ、複数機のロケットを宇宙へ打ち上げるコストの削減を図ることができる。

ロケット発射装置１の側面図である。 ロケット発射装置１を図１のＡ－Ａ面から見た上面図である。 ロケット発射装置１のブロック図である。 ロケット５０を発射する工程図である。 ２機のロケット５０を搭載するロケット発射装置１Ａの側面図である。 ２機のロケット５０を搭載するロケット発射装置１Ａの上面図である。 ４機のロケット５０を搭載するロケット発射装置１Ｂの側面図である。 ４機のロケット５０を搭載するロケット発射装置１Ｂの上面図である。 ４機のロケット５０を搭載するロケット発射装置１Ｃの側面図である。 ４機のロケット５０を搭載するロケット発射装置１Ｃの上面図である。 ４機のロケット５０を搭載するロケット発射装置１Ｄの側面図である。 ４機のロケット５０を搭載するロケット発射装置１Ｄの上面図である。 姿勢制御装置３０がそれぞれの気球１０から吊り下げられてなるロケット発射装置１Ｅの側面図である。 図１３の見る方向に対して直交方向から見て示したロケット発射装置１Ｅの側面図である。 ２機のロケット５０を搭載するロケット発射装置１Ｆの側面図である。 ２機のロケット５０を搭載するロケット発射装置１Ｆの上面図である。 １機のロケット５０を搭載するロケット発射装置１Ｇの図面である。

以下、図面を参照して、本発明の実施形態について説明する。但し、以下に述べる実施形態には、本発明を実施するために技術的に好ましい種々の限定が付されているが、本発明の範囲を以下の実施形態及び図示例に限定するものではない。

＜＜１．発射装置の構成＞＞
図１は、ロケット発射装置１の側面図であり、図２は図１のＡ－Ａ面から見た発射装置１の上面図である。図３は、ロケット発射装置１のブロック図である。ロケット発射装置１は、気球１０と、連結装置２０と、複数機のロケット５０と、制御ユニット６０と、位置検出部７１と、高度検出部７２と、姿勢検出部７３と、温度検出部７４と、風速検出部７５と、風向検出部７６と、出力検出部７７と、無線通信機７８と、を備える。連結装置２０は吊り下げ体２１、姿勢制御装置３０及び複数のロケットホルダ（ロケット支持部）４０を有し、複数機のロケット５０は連結装置２０によって気球１０に連結されている。

気球１０は、上空に上昇可能な浮揚体であって、熱気球、ガス気球、又は熱とガスのハイブリッド気球である。気球１０の下部にワイヤ等の吊り下げ体２１が連結され、その吊り下げ体２１が気球１０から懸下されて、吊り下げ体２１の下端に姿勢制御装置３０が連結されることで、姿勢制御装置３０が吊り下げ体２１によって気球１０から吊り下げられている。

姿勢制御装置３０は、吊り下げ体２１の下端に連結された上面を有した筐体３１と、筐体３１の内側に設けられたジンバルと、ジンバルに支持されるフライホイールと、を備える。フライホイールは、スピンドルモータを有し、スピンドルモータの動力によって自転する。ジンバルは、駆動装置を有し、その駆動装置の動力を利用して１軸、２軸又は３軸の自由度で自転中のフライホイールの回転軸を傾動させる。姿勢制御装置３０の姿勢制御はフライホイールのジャイロ効果により行われる。つまり、ジンバルの１軸、２軸又は３軸のモーメント及びフライホイールの自転速度が制御されることによって、姿勢制御装置３０の姿勢が制御される。姿勢制御装置３０の姿勢制御とは、姿勢制御装置３０がフライホイールのジャイロ効果により１軸、２軸又は３軸の回りに転回することによって姿勢制御装置３０の向き・姿勢が調整されたり、姿勢制御装置３０が外力を受けても姿勢制御装置３０の向き・姿勢がフライホイールのジャイロ効果により一定に維持されたりすることをいう。ここで、ジンバルが１軸の自由度でフライホイールの回転軸を傾動させる場合には、上下の第１軸（鉛直な軸）の回りの姿勢制御装置３０のヨーイングモーメントが制御され、これにより姿勢制御装置３０が第１軸の回りに転回（つまりヨーイング）したり、外部からのヨーイング力に対して抵抗したりする。ジンバルが２軸の自由度でフライホイールの回転軸を傾動させる場合には、ヨーイングモーメントに加えて、第１軸に直交する第２軸の回りの姿勢制御装置３０のピッチングモーメントが制御される。ジンバルが３軸の自由度でフライホイールの回転軸を傾動させる場合には、ヨーイングモーメント及びピッチングモーメントに加えて、第１軸及び第２軸に直交する第３軸の回りの姿勢制御装置３０のローリングモーメントが制御される。

姿勢制御装置３０の側面には、複数体のロケットホルダ４０が設けられている。具体的には、姿勢制御装置３０の筐体３１が直方体（直方体は立方体を含む意である）に形作られており、その筐体３１の３つの側面にロケットホルダ４０がそれぞれ設けられている。ロケットホルダ４０にはロケット５０がそれぞれ把持されており、図２に示す例では合計３機のロケット５０が姿勢制御装置３０の側面に搭載されている。ロケットホルダ４０は、ロケット５０を筐体３１の側面に沿わせつつ、ロケット５０を水平面に対して斜め上に傾斜させた状態に保持する。ロケットホルダ４０は、アクチュエータを有し、アクチュエータの動力を用いてロケット５０を把持及び解放することができる。なお、支持の態様の一例として把持を挙げたが、ロケットホルダ４０は把持以外の態様でロケット５０を支持するものとしてもよい。

姿勢制御装置３０の筐体３１の内部又は外部には、制御ユニット６０、位置検出部７１、高度検出部７２、姿勢検出部７３、温度検出部７４、風速検出部７５、風向検出部７６、出力検出部７７及び無線通信機７８が設けられている。

位置検出部７１は例えば慣性航法装置又は衛星航法装置である。位置検出部７１は、気球１０の緯度及び経度を検出して、検出緯度及び検出経度を制御ユニット６０に出力する。
高度検出部７２は例えば気圧高度計又は電波高度計である。高度検出部７２は、気球１０の高度を検出して、検出高度を制御ユニット６０に出力する。なお、位置検出部７１が高度を検出するものとしてもよい。

姿勢検出部７３は例えばジャイロセンサである。姿勢検出部７３は、姿勢制御装置３０の向き・姿勢、強いては各ロケット５０の向き・姿勢を検出して、検出向き・姿勢を制御ユニット６０に出力する。
温度検出部７４は例えば熱電対又はサーミスタである。温度検出部７４は、気球１０及び姿勢制御装置３０の周囲の気温を検出して、検出気温を制御ユニット６０に出力する。

風速検出部７５は、気球１０及び姿勢制御装置３０の周囲の風速を検出して、検出風速を制御ユニット６０に出力する。

風向検出部７６は、気球１０及び姿勢制御装置３０の周囲の風向を検出して、検出風向を制御ユニット６０に出力する。
出力検出部７７は、ロケット５０のエンジンの出力を検出して、検出出力を制御ユニット６０に出力する。
無線通信機７８は、地上の管制器機と無線通信を行う。

制御ユニット６０は、位置検出部７１、高度検出部７２、姿勢検出部７３、温度検出部７４、風速検出部７５、風向検出部７６及び出力検出部７７のそれぞれの検出値を監視する。更に、制御ユニット６０は、位置検出部７１、高度検出部７２、姿勢検出部７３、温度検出部７４、風速検出部７５、風向検出部７６及び出力検出部７７のそれぞれの検出値を無線通信機７８に転送して、地上の管制器機への検出値の送信を無線通信機７８に行わせる。また、地上の管制器機から送信された操作信号が無線通信機７８に受信されると、その操作信号が無線通信機７８から制御ユニット６０に転送され、制御ユニット６０がその操作信号に従って姿勢制御装置３０、ロケットホルダ４０及びロケット５０を制御する。

＜＜２．ロケット発射方法＞＞
続いて、ロケット発射装置１を用いたロケット５０の空中発射の方法について説明する。
図４は、ロケット５０の発射工程を示した工程図である。

（１） 打ち上げ準備
まず、姿勢制御装置３０にロケットホルダ４０を介してロケット５０を搭載し、ロケット５０に燃料を補充する。また、気球１０を地上に係留させた状態で、気球１０を熱若しくはガス（例えばヘリウムガス）又はこれらの両方によって膨張させる。そうすると、気球１０が浮揚可能となる。また、気球１０に吊り下げ体２１を介して姿勢制御装置３０を連結する。

（２） 上昇及び移動
次に、気球１０の係留を解除する。そうすると、気球１０が上昇しながら、風に乗って海の上空へ移動する。気球１０の上昇及び移動中、制御ユニット６０が位置検出部７１、高度検出部７２、姿勢検出部７３、温度検出部７４、風速検出部７５、風向検出部７６及び出力検出部７７のそれぞれの検出値を監視するとともに、無線通信機７８を用いて検出値を地上の管制器機に送信する。検出値が管制器機の表示器に表示されるので、地上の作業員が上空のロケット発射装置１の状態を認識することができる。

気球１０の移動中、制御ユニット６０は、ロケット発射条件を満足しているか否かを判定する。つまり、制御ユニット６０は、次の条件１～条件５を満たしているか否かを判定する。

［条件１］ 位置検出部７１によって検出された緯度及び経度が所定の範囲に収まっていること（つまり、気球１０が所定の領域内に到達したこと）。
［条件２］ 位置検出部７１又は高度検出部７２によって検出された高度が所定値（例えば、成層圏の範囲の所定値、30000 [m]）以上であること（つまり、気球１０が所定の高度に到達したこと）。
［条件３］ 温度検出部７４によって検出された温度が所定の範囲に収まっていること。
［条件４］ 風速検出部７５によって検出された風速が所定値以下であること。
［条件５］ 風向検出部７６によって検出された風向が所定の範囲に収まっていること。

（３） 姿勢制御
制御ユニット６０は、少なくとも条件１及び条件２の充足を認定したら、姿勢検出部７３の検出値に基づいて姿勢制御装置３０及びロケット５０の向き・姿勢を認識しつつ姿勢制御装置３０を制御する。そうすると、姿勢制御装置３０がヨーイングする。姿勢制御装置３０のジンバルが２軸の自由度を有する場合、姿勢制御装置３０がヨーイングに加えて、ピッチングもする。姿勢制御装置３０のジンバルが３軸の自由度を有する場合、姿勢制御装置３０がヨーイングに加えて、ピッチング及びローリングもする。
姿勢制御装置３０の動作によってロケット５０の発射方向、つまり発射方位角が決まり、その後、姿勢制御装置３０の姿勢・向きが保たれる。姿勢制御装置３０のジンバルが２軸または３軸の自由度を有する場合、ロケット５０の発射方位角に加えて発射仰角も決まる。

なお、地上の作業員が管制器機を操作することによって、操作信号が管制器機から制御ユニット６０に送信され、制御ユニット６０が操作信号に従って姿勢制御装置３０を制御してもよい。これにより、ロケット５０の発射方向が決まる。

（４） エンジン始動
ロケット５０の発射方向が決まったら、制御ユニット６０が何れか１機のロケット５０（そのロケット５０の発射方位角は例えば東方に決まっている）のエンジンを始動させる。そうすると、そのロケット５０のエンジンの出力が上昇する。また、制御ユニット６０が、出力検出部７７によって検出されたロケット５０のエンジンの出力を監視して、その検出出力が所定値を超えたか否かを判定する。

なお、地上の作業員が管制器機を操作することによって、操作信号が管制器機から制御ユニット６０に送信され、制御ユニット６０が操作信号に従ってロケット５０のエンジンを始動させてもよい。

（５） 発射
ロケット５０のエンジンの始動後、制御ユニット６０は、出力検出部７７によって検出された出力が所定値を超えたと認定し且つ少なくとも条件１及び条件２が充足したと認定したら、ロケットホルダ４０のアクチュエータを駆動する。そうすると、ロケットホルダ４０が開いて、ロケット５０がロケットホルダ４０から解放される。そのため、ロケット５０がエンジンの推力によって更に上空へ発射して飛翔する。ロケット５０は複数の副エンジン又はガス噴出機構を備え、これら副エンジン又はガス噴射機構の出力が制御されることによって飛翔時のロケット５０の姿勢が制御される。

なお、地上の作業員が管制器機を操作することによって、操作信号が管制器機から制御ユニット６０に送信され、制御ユニット６０が操作信号に従ってロケットホルダ４０を開かせてもよい。

（６） ２機目以降のロケットの発射
１機目のロケット５０の発射時から充分時間が経過したら、上述の「（３） 姿勢制御」、「（４） エンジン始動」及び「（５） 発射」が繰り返されることによって、２機目及び３機目のロケット５０が順に発射する。２機目及び３機目のロケット５０の発射方向は１機目のロケット５０の発射方向と同じでもよいし、異なってもよい。

＜＜３．効果＞＞
（１） 気球１０から吊り下げられた姿勢制御装置３０に複数機のロケット５０が搭載されているため、１回の気球１０の打ち上げで、複数機のロケット５０を上空で発射させることができる。それゆえ、複数機のロケット５０を低コストで熱圏又は宇宙に打ち上げることができる。

（２） 姿勢制御装置３０の姿勢制御により各ロケット５０の発射方向を目的の方向、例えば東方に決めることができる。

（３） 上空においてロケット５０を発射させるため、ロケット５０の燃料の削減が図れるとともに、ロケット５０の小型化も図れる。よって、複数機のロケット５０を低コストで熱圏又は宇宙に打ち上げることができる。

（４） 上空の大気の密度及び気圧が低いことから、上空におけるロケット５０の鉛直下方への荷重は地上におけるそれよりも小さい。そのため、ロケット５０のエンジンを小型化してその最高出力を抑えることができ、そのようなエンジンでもロケット５０を熱圏又は宇宙に打ち上げることができる。

（５） ロケット５０が対流圏等の大気圏の低層部分を通過する必要がないため、ロケット５０の先端のフェアリングを簡素化できるとともに、ペイロード（例えば、人工衛星）の構造も簡素化できる。

＜＜４．変形例＞＞
以上、本発明を実施するための形態について説明した。上記実施形態は、本発明の理解を容易にするためのものであって、本発明を限定して解釈するためのものではない。また、本発明の実施形態は本発明の趣旨を逸脱することなく変更、改良され得るとともに、本発明にはその等価物も含まれる。以上の実施形態からの変更点について以下に説明する。以下に説明する各変更点を組み合わせて適用してもよい。

（１） 上記実施形態では、姿勢制御装置３０には３機のロケット５０が搭載されていた。それに対して、図５及び図６に示すロケット発射装置１Ａのように、姿勢制御装置３０の筐体３１の向かい合う側面にそれぞれ１機ずつ、合計２機のロケット５０が搭載されていてもよい。また、図７及び図８に示すロケット発射装置１Ｂのように、姿勢制御装置３０の４つの側面にそれぞれ１機ずつ、合計４機のロケット５０が搭載されてもよい。ロケット５０の機数が２又は４であっても、上述の手順でこれらロケット５０を海の上空において更に上空へ発射させることができる。

（２） 上記実施形態では、３機のロケット５０が姿勢制御装置３０の筐体３１の３つの側面にそれぞれ搭載されていた。それに対して、図９及び図１０に示すロケット発射装置１Ｃのように、複数機、具体的には４機のロケット５０が姿勢制御装置３０の筐体３１の１つの側面に搭載されてもよい。この場合、ロケットホルダ４０は、ロケット５０の把持・解放のみならず、ロケット５０を傾動させてロケット５０の発射仰角を調整するように構成されている。具体的には、ロケットホルダ４０は上部ホルダ４１と下部ホルダ４２を有し、上部ホルダ４１及び下部ホルダ４２は把持・解放用アクチュエータによりロケット５０を把持したり開放したりする。更に、上部ホルダ４１は伸縮アクチュエータにより水平方向に伸縮し、上部ホルダ４１が収縮した状態では、ロケット５０が筐体３１の側面に沿って上方に向けられている。上部ホルダ４１が伸長した状態では、ロケット５０が傾斜し、ロケット５０の発射方向が斜め上になるようにロケット５０の発射仰角が決められる。以上のようにロケット５０が搭載されていても、上述の手順でこれらロケット５０を海の上空において更に上空へ発射させることができる。ここで、気球１０の上昇及び移動中、上部ホルダ４１が収縮しており、ロケット５０が上方に向けられている。その後、ロケット５０のエンジンの始動の前に、上部ホルダ４１が制御ユニット６０によって駆動されることによって伸長する。これにより、ロケット５０の発射方向が斜め上になるようにロケット５０の発射仰角が決められる。なお、図１１及び図１２に示すロケット発射装置１Ｄのように、ロケット５０を傾動させる４体のロケットホルダ４０が姿勢制御装置３０の筐体３１の４つの側面にそれぞれ設けられ、４機のロケット５０が姿勢制御装置３０の４つの側面にそれぞれ１機ずつ搭載されてもよい。

（３） 上記実施形態及び変形例（１）、（２）においてはロケット５０が順次発射するのに対して、ロケット５０が同時に発射してもよい。つまり、各ロケット５０につき、「（４） エンジン始動」及び「（５） 発射」が並行して行われてもよい。

（４） 図１３及び図１４に示すロケット発射装置１Ｅのように、気球１０の数が複数（具体的には、２であるが、２以上であってもよい）であり、姿勢制御装置３０がそれぞれの気球１０から吊り下げられ、これら姿勢制御装置３０が連結器９０によって互いに連結され、ロケット５０が姿勢制御装置３０にそれぞれ搭載されていてもよい。この場合、気球１０が上空へ上昇した後、１機目のロケット５０が発射する前に、連結器９０の連結が解除されて、姿勢制御装置３０が互いに切り離される。その後、各気球１０が目的の範囲まで移動した後、上述のようにロケット５０が発射する。

（５） 上記実施形態及び変形例（１）～（４）においては、姿勢制御装置３０が吊り下げ体２１によって気球１０から吊り下げられていた。それに対して、図１５及び図１６に示すロケット発射装置１Ｆのように、連結装置２０が吊り下げ体２１、連結器９０及び複数のロケットホルダ（ロケット支持部）４０を有すものの、姿勢制御装置３０を有さずともよい。具体的には、連結器９０が吊り下げ体２１の下端に連結されて吊り下げられ、連結器９０の両端にロケットホルダ４０が設けられ、ロケット５０がロケットホルダ４０によって支持されている。このようなロケット発射装置１Ｆを用いても、上記実施形態の場合と同様に複数のロケット５０を上空にて発射させることができる。但し、「（３） 姿勢制御」においては、ロケット５０の複数の副エンジン又はガス噴出機構の出力を制御することによってロケット５０の姿勢が制御されて、ロケット５０の発射方向が目的の方向に決められる。なお、図１７に示すように、ロケットホルダ４０が吊り下げ体２１の下端に連結されていてもよく、この場合でも、ロケット５０の複数の副エンジン又はガス噴出機構の出力制御により、ロケット５０の発射方向が目的の方向に決められる。

（６） 上記実施形態及び変形例（１）～（５）においては、浮揚体が、気球１０のように、自己推進力を発生させない無動力浮揚体である。それに対して、浮揚体が、推進力を発生させる飛翔体であってもよい。飛翔体としては、飛行機、回転翼機及び飛行船のいずれであってもよい。回転翼機の場合、複数体の回転翼を有するマルチコプターであってもよいし、メイン回転翼とテール回転翼を有するヘリコプターであってもよい。

１，１Ａ，１Ｂ，１Ｃ，１Ｄ，１Ｅ、１Ｆ…ロケット発射装置
１０…気球（浮揚体）
２０…連結装置
３０…姿勢制御装置
４０…ロケットホルダ
５０…ロケット

Claims (4)

1. 浮揚可能な浮揚体と、
   前記浮揚体に連結され、複数機のロケットを支持及び解放することが可能なロケット支持部を有する連結装置と、を備える、
   ロケット発射装置。
2. 前記連結装置が、
   前記浮揚体から吊り下げられ、上下の軸回りの転回を制御する姿勢制御装置を有し、
   前記上下の軸に直交する面内における前記ロケットの発射方向が前記姿勢制御装置の転回により制御される、
   請求項１に記載のロケット発射装置。
3. 浮揚可能な浮揚体を地上から上空に上昇させることによって、連結装置によって連結された前記浮揚体に複数機のロケットを上空に運んだ後、前記複数機のロケットを前記連結装置から発射させる
   ロケット発射方法。
4. 前記複数機のロケットを１機ずつ発射させる、
   請求項１又は２に記載のロケット発射装置。

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