JP7129220B2 - 高高度到達装置 - Google Patents

Description

本発明は、航空機では到達できない高高度領域まで物体を到達させるための高高度到達装置に関し、特に、複数のドローンを用いて、高高度領域まで物体を到達させるための高高度到達装置に関する。

人工衛星（例えば、気象観測用または地表観察用の人工衛星、または電波を送受信するための人工衛星）などの物体を宇宙空間まで到達させるために、該物体を搭載したロケットが用いられている。ロケットは、一般に、推進剤が貯蔵されたタンクなどをその内部に搭載している。ロケットは、タンクから供給された推進剤をロケットエンジンから噴射することにより、他の装置からエネルギの供給を受けることなく、独立して移動可能な飛翔体である。ロケットを地上から打ち上げることにより、物体を宇宙空間まで到達させることができる。宇宙空間は、航空機では到達できない高高度領域である。このような高高度領域まで到達可能なロケットを製作するためには、非常に大きなコストが必要となる。

ここで、空中または水中あるいはその両方の領域を移動する無人移動体として定義されるドローンは、撮影もしくは監視、点検もしくは検査、計測などの様々な分野で広く用いられている。ドローンは、あらかじめ設定された目的によって自律的に運動するか、無線（電波、可視光、あらゆる波長帯のレーザ光、音波、超音波のいずれか、あるいはこれらの複合）を用いて人間である操縦者によって操縦されるか、無線を通じた外部の制御装置（コンピュータを含む）によって制御される。

そこで、各種ドローンを用いて、人工衛星などの物体を高高度領域まで到達させる高高度到達装置が望まれている。なお、本明細書では、物体を高高度領域まで到達させる（または、搬送する）装置を、「高高度到達装置」と定義する。ドローンを用いて物体を高高度領域まで到達させることができれば、ロケットの製作費用が不要になるため、大きなコスト削減が期待できる。

さらに、各種ドローンを用いて、気象観測用または地表観察用の撮像装置を高高度領域まで到達させることができれば、ロケットの製作費用だけでなく、人工衛星の製作費用も不要になるため、さらに大きなコスト削減が期待できる。

米国特許第９，３８７，９２８号公報 特開２０１２－５１５４５号公報

しかしながら、ドローンは、通常、動力源（電池、蓄電池、コンデンサー、燃料電池等のあらゆる種類の電源、あるいは燃焼用の燃料）を搭載しており、該動力源から供給される動力によって飛行する。ドローンに搭載可能な動力源の容量には限界があるため、動力源を搭載するドローンの飛行時間には必然的に限界がある。そのため、従来のドローンを用いて物体を高高度領域まで到達させることは不可能であった。

そこで、本発明は、ドローンの飛行時間に制約を生じさせずに、物体を高高度領域まで到達させることが可能な高高度到達装置を提供することを目的とする。

本発明の一態様は、物体を、地表から１００ｋｍ以上の高高度領域まで到達させる高高度到達装置であって、前記物体に連結されるトップドローンと、少なくとも１つの中継ドローンとを含む複数のドローンと、前記複数のドローンを直列に連結する複数の有線ケーブルと、前記複数のドローンのそれぞれを飛行させる動力または燃料を、前記複数の有線ケーブルを介して供給するための動力供給装置と、を備え、各中継ドローンは、該中継ドローンに連結される前記有線ケーブルの重量以上の最大積載重量を有し、前記動力供給装置は、前記トップドローンに気体燃料および気体酸化剤を供給するポンプ装置を含み、前記トップドローンは、前記気体燃料および前記気体酸化剤の混合燃料を燃焼させることにより推力を得る気体ロケットエンジンを有することを特徴とする高高度到達装置である。
本発明の一態様は、物体を、地表から１００ｋｍ以上の高高度領域まで到達させる高高度到達装置であって、前記物体に連結されるトップドローンと、少なくとも１つの中継ドローンとを含む複数のドローンと、前記複数のドローンを直列に連結する複数の有線ケーブルと、前記複数のドローンのそれぞれを飛行させる動力または燃料を、前記複数の有線ケーブルを介して供給するための動力供給装置と、を備え、各中継ドローンは、該中継ドローンに連結される前記有線ケーブルの重量以上の最大積載重量を有し、前記動力供給装置は、前記トップドローンに固体燃料を供給するポンプ装置を含み、前記トップドローンは、前記固体燃料を燃焼させることにより推力を得る固体ロケットエンジンを有することを特徴とする高高度到達装置である。
本発明の一態様は、物体を、地表から１００ｋｍ以上の高高度領域まで到達させる高高度到達装置であって、前記物体に連結されるトップドローンと、少なくとも１つの中継ドローンとを含む複数のドローンと、前記複数のドローンを直列に連結する複数の有線ケーブルと、前記複数のドローンのそれぞれを飛行させる動力または燃料を、前記複数の有線ケーブルを介して供給するための動力供給装置と、を備え、各中継ドローンは、該中継ドローンに連結される前記有線ケーブルの重量以上の最大積載重量を有し、前記動力供給装置は、前記トップドローンに液体燃料および液体酸化剤を供給するポンプ装置を含み、前記トップドローンは、前記液体燃料および前記液体酸化剤の混合燃料を燃焼させることにより推力を得る液体ロケットエンジンを有することを特徴とする高高度到達装置である。

本発明の好ましい態様は、前記動力供給装置は、前記中継ドローンに電力を供給する電源を含み、前記中継ドローンは、前記電力により回転する回転翼またはロータを有することを特徴とする。
本発明の好ましい態様は、前記動力供給装置は、前記中継ドローンに燃料を供給するポンプ装置を含み、前記中継ドローンは、前記燃料を燃焼させることにより回転翼またはロータを回転させる内燃機関を有することを特徴とする。
本発明の好ましい態様は、前記動力供給装置は、前記中継ドローンにジェット燃料を供給するポンプ装置を含み、前記中継ドローンは、前記ジェット燃料を燃焼させることにより推力を得るジェットエンジンを有することを特徴とする。

本発明の好ましい態様は、前記動力供給装置は、前記中継ドローンに加圧流体を供給するポンプ装置を含み、前記中継ドローンは、前記加圧流体を噴射することにより推力を得る噴射ノズルを有することを特徴とする。

本発明の好ましい態様は、前記トップドローンには、太陽電池パネルが配置されており、前記太陽電池パネルは、前記トップドローンに配置された機器に必要な電力の少なくとも一部を供給することを特徴とする。
本発明の好ましい態様は、前記複数のドローンは、前記トップドローンおよび前記中継ドローンを前記有線ケーブルによって直列に連結した主ドローン群と、該主ドローン群の途中から分岐して、少なくとも１つの副ドローンを有線ケーブルによって連結した副ドローン群とから構成されることを特徴とすることを特徴とする。
本発明の好ましい態様は、前記複数のドローンは、前記トップドローンおよび前記中継ドローンを前記有線ケーブルによって直列に連結した主ドローン群と、該主ドローン群の途中から分岐して、少なくとも１つの補助ドローンを有線ケーブルによって連結した補助ドローン群とから構成され、前記補助ドローンは、前記物体に連結されることを特徴とする。

本発明の好ましい態様は、前記中継ドローンに連結される補助飛行体をさらに備え、前記補助飛行体は、気球または飛行船であることを特徴とする。
本発明の好ましい態様は、前記トップドローンに連結される物体は、ステージであり、前記ステージに、地上から物資を搬送するための昇降機構が連結されていることを特徴とする。
本発明の好ましい態様は、前記ステージには、飛翔体を射出するための発射装置が配置されており、前記発射装置は、前記飛翔体を地球周回軌道に乗せるための円軌道速度以上の速度を前記飛翔体に与えることを特徴とする。

本発明の好ましい態様は、前記ステージには、ロケットを発射するための発射台が設置されていることを特徴とする。
本発明の好ましい態様は、前記ステージには、宇宙空間を飛翔する飛翔体を捕獲するためのドッキング機構が配置されていることを特徴とする。

本発明の好ましい態様は、前記トップドローンに連結される物体は、ステージであり、前記ステージに、太陽光発電衛星で発電された電力を受信するための受信装置が配置されていることを特徴とする。
本発明の好ましい態様は、前記受信装置で受信された電力を利用して、水を電気分解する水素・酸素発生装置をさらに備え、前記動力供給装置は、前記水素・酸素発生装置で得られた水素および酸素を前記トップドローンに供給するポンプ装置を含み、前記トップドローンは、前記水素および前記酸素の混合燃料を燃焼させることにより推力を得る気体ロケットエンジンを有していることを特徴とする。
本発明の好ましい態様は、前記トップドローンおよび／または前記中継ドローンは、該トップドローンおよび／または中継ドローンが高速で地上に落下することを防止するための安全機構を備えていることを特徴とする。
本発明の好ましい態様は、前記安全機構は、パラシュートまたはグライダー翼であることを特徴とする。
本発明の好ましい態様は、前記有線ケーブルに配置された中継ポンプをさらに備え、前記中継ポンプは、前記有線ケーブルを流れる前記燃料を昇圧させることを特徴とする。

本発明の他の態様は、物体を、地上から１００ｋｍ以上の高高度領域まで到達させる高高度到達装置であって、前記物体に連結される主ドローンと、複数の従ドローンとを含む複数のドローンと、前記主ドローンに連結される主有線ケーブルと、前記主ドローンを飛行させる燃料を、前記主有線ケーブルを介して供給するための主動力供給装置と、前記複数の従ドローンのそれぞれに連結される従有線ケーブルと、各従ドローンを飛行させる動力または燃料を、前記従有線ケーブルを介して供給するための従動力供給装置と、前記従ドローンのうちのいくつかを、前記主有線ケーブルに設けられた連結点でそれぞれ連結する連結具と、を備え、前記主動力供給装置は、前記主ドローンに気体燃料および気体酸化剤を供給するポンプ装置、前記主ドローンに固体燃料を供給するポンプ装置、および前記主ドローンに液体燃料および液体酸化剤を供給するポンプ装置のうちのいずれかを含んでおり、前記主ドローンは、前記気体燃料および前記気体酸化剤の混合燃料を燃焼させることにより推力を得る気体ロケットエンジン、前記固体燃料を燃焼させることにより推力を得る固体ロケットエンジン、または前記液体燃料および前記液体酸化剤の混合燃料を燃焼させることにより推力を得る液体ロケットエンジンを有し、前記主ドローンは、前記連結点のうちの最も上に位置する連結点から該主ドローンまでの間の前記主有線ケーブルの一部の重量と、前記物体の重量を負担して飛行し、前記従ドローンは、該従ドローンに連結された前記従有線ケーブルの重量の少なくとも一部と、前記主有線ケーブルの残りの重量の一部または他の従ドローンに連結された前記従有線ケーブルの重量の一部と、を負担して飛行することを特徴とする高高度到達装置である。

本発明の好ましい態様は、前記主動力供給装置と前記従動力供給装置とは、一体化された動力供給ユニットとして構成されることを特徴とする。

本発明によれば、複数のドローンのそれぞれには、動力供給装置から常に動力および／または燃料が供給される。したがって、複数ドローンのそれぞれに動力源を搭載させる必要がない。その結果、複数のドローンには、飛行時間に対する制約がないので、トップドローンまたは主ドローンは、物体を高高度領域まで搬送することができる。

図１は、一実施形態に係る高高度到達装置を示す模式図である。 図２は、別の実施形態に係る高高度到達装置を示す模式図である。 図３は、トップドローンの変形例を示す模式図である。 図４は、トップドローンのさらに別の変形例を示す模式図である。 図５は、トップドローンのさらに別の変形例を示す模式図である。 図６は、さらに別の実施形態に係る高高度到達装置を示す模式図である。 図７は、図６に示されるステージの変形例を示す模式図である。 図８は、図６に示されるステージの別の変形例を示す模式図である。 図９は、トップドローンに搭載された安全機構の一例を示す模式図である。 図１０は、さらに別の実施形態に係る高高度到達装置を示す模式図である。 図１１は、さらに別の実施形態に係る高高度到達装置を示す模式図である。 図１２は、図１１に示す高高度到達装置の変形例を示す模式図である。

以下、本発明の実施形態を、図面を参照して説明する。図１乃至図１２において、同一または相当する構成要素には、同一の符号を付して重複した説明を省略する。
図１は、一実施形態に係る高高度到達装置を示す模式図である。図１に示される高高度到達装置１００は、任意の物体１１を、航空機では到達できない高高度領域に搬送するために用いられる。図１に示される物体１１は、気象観測用または地表観測用の撮像装置である。

高高度到達装置１００は、有線ケーブル４によって直列に連結された複数のドローンを備える。本実施形態では、高高度到達装置１００は、物体１１に連結されるトップドローン１と、少なくとも１つの（図１では、３つの）中継ドローン６とを含んでいる。物体１１である撮像装置は、該撮像装置の撮影角度を変更可能なマウント２２を介してトップドローン１に連結されている。

トップドローン１および中継ドローン６は、有線ケーブル４によって直列に連結されている。すなわち、トップドローン１および中継ドローン６は、複数の有線ケーブル４によって鎖状に接続されている。トップドローン１は、回転翼１Ｒを有しており、回転翼１Ｒは、トップドローン１を飛行させる推力を発生する推力発生機構として機能する。同様に、各中継ドローン６も、回転翼６Ｒを有しており、回転翼６Ｒは、中継ドローン６を飛行させる推力を発生する推力発生機構として機能する。

高高度到達装置１００は、有線ケーブル４を介して、トップドローン１の回転翼１Ｒおよび各中継ドローン６の回転翼６Ｒを回転させるための電力を供給する動力供給装置３を備えている。図１に示される動力供給装置３は、電源１２を含んでいる。この電源１２の種類は任意であり、例えば、電池、蓄電池、コンデンサー、燃料電池等のあらゆる種類の電源を動力供給装置３に搭載することができる。図示した例では、動力供給装置３は、建屋２に収容されている。一実施形態では、商用電源（図示せず）を動力供給装置３に接続してもよい。この場合、商用電源から供給される電力が、動力供給装置３および有線ケーブル４を介してトップドローン１および各中継ドローン６に供給される。あるいは、発電装置（図示せず）を設置して、該発電装置から電力を動力供給装置３に供給してもよい。

さらに、高高度到達装置１００は、トップドローン１および中継ドローン６の動作、および動力供給装置３の動作を制御する制御装置８を備えている。制御装置８は、例えば、人間である操縦者によって操作される操縦器であってもよいし、トップドローン１および中継ドローン６の動作を制御するためのプログラムを格納するコンピュータであってもよい。トップドローン１および中継ドローン６は、制御装置８から発信される制御信号に基づいて無線で動作する。一実施形態では、制御装置８は、有線ケーブル４を介して制御信号をトップドローン１および中継ドローン６に送信してもよい。図示した例では、制御装置８も建屋２に収容されている。

図示はしないが、トップドローン１は、回転翼１Ｒの代わりに、電力によって回転するロータを有していてもよい。この場合、ロータがトップドローン１を飛行させる推力を発生する推力発生機構として機能する。ロータを回転させる電力は、動力供給装置３から有線ケーブル４を介してトップドローン１に供給される。同様に、各中継ドローン６は、回転翼６Ｒの代わりに、電力によって回転するロータを有していてもよい。この場合、ロータが中継ドローン６を飛行させる推力を発生する推力発生機構として機能し、ロータを回転させる電力は、動力供給装置３から有線ケーブル４を介して中継ドローン６に供給される。

図１に示される高高度到達装置１００によれば、有線ケーブル４によって直列に連結されるトップドローン１および中継ドローン６には、動力供給装置３から有線ケーブル４を介して電力が供給される。トップドローン１の回転翼１Ｒおよび各中継ドローン６の回転翼６Ｒは、動力供給装置３から供給された電力によって回転し、これによりトップドローン１および中継ドローン６が飛行する。したがって、トップドローン１および中継ドローン６には動力源を搭載する必要がない。その結果、トップドローン１および中継ドローン６には、飛行時間に対する制約がない。

さらに、中継ドローン６が負担する重量は、該中継ドローン６に連結される有線ケーブル４の重量だけである。したがって、有線ケーブル４の重量以上の最大積載重量を有する中継ドローン６の数を増やしていくだけで、トップドローン１が到達可能な最大上昇距離を増加させることができる。したがって、トップドローン１を高高度領域（例えば、宇宙空間）まで飛行させることができる。なお、本明細書では、宇宙空間を地表からの距離が１００ｋｍ以上の空間と定義する。

図１に示されるように、トップドローン１は、太陽電池パネル１８を備えていてもよい。太陽電池パネル１８で発生した電力を、トップドローン１に連結される物体（本実施形態では、撮像装置）１１およびマウント２２を動作させる動力として使用することができる。このように、トップドローン１に太陽電池パネル１８を配置することにより、トップドローン１に搭載された機器に必要な電力の全部または一部を、太陽電池パネル１８で発生した電力でまかなうことができる。

一実施形態では、マウント２２を省略して、物体１１である撮像装置を直接トップドローン１に接続してもよい。この場合は、制御装置８がトップドローン１の飛行姿勢を制御することにより、撮像装置の撮影角度を変更する。

図２は、別の実施形態に係る高高度到達装置を示す模式図である。特に説明しない本実施形態の構成は、図１に示す高高度到達装置１００の構成と同様であるため、その重複する説明を省略する。

図２に示すように、動力発生装置３および制御装置８は、移動体５に搭載されている。本実施形態では、移動体５は自動車である。この場合、トップドローン１および中継ドローン６を地上または移動体５上に着陸させることにより、高高度到達装置１００全体を容易に移動させることができる。一実施形態では、移動体５は、動力発生装置３および制御装置８を収容する船舶（図示せず）であってもよい。この場合、高高度到達装置１００を海洋または河川に配置させることが可能であり、さらに、高高度到達装置１００を海洋または河川上で容易に移動させることができる。

図３は、トップドローンの変形例を示す模式図である。図３に示されるトップドローン１は、回転翼１Ｒを回転させる内燃機関１３を有している。動力供給装置３は、トップドローン１の内燃機関１３に燃料を供給するためのポンプ装置１５を含んでいる。ポンプ装置１５から有線ケーブル４を介して供給された燃料は、内燃機関１３で燃焼され、内燃機関１３は、回転翼１Ｒを回転させる。これにより、回転翼１Ｒは、トップドローン１を飛行させるための推力を発生する。トップドローン１は、回転翼１Ｒの代わりに、内燃機関１３によって回転されるロータを有していてもよい。

図３に示されるように、トップドローン１に、補助飛行体である気球３４を連結してもよい。気球３４は、トップドローン１に鉛直方向上向きの力を付与することができる。したがって、気球３４によって、トップドローン１が負担する重量を軽減することができる。補助飛行体として飛行船（図示せず）を使用してもよい。

図示はしないが、中継ドローン６は、回転翼６Ｒを回転させる内燃機関を有していてもよい。さらに、中継ドローン６に、気球３４または飛行船などである補助飛行体を連結してもよい。

図４は、トップドローンのさらに別の変形例を示す模式図である。図４に示されるトップドローン１は、回転翼１Ｒの代わりに、エンジン３５を有している。エンジン３５は、トップドローン１を飛行させるための推力を発生する推力発生機構として用いられる。エンジン３５は、ジェット燃料を用いるジェットエンジンであってもよいし、気体燃料と気体酸化剤の混合物を用いる気体ロケットエンジンであってもよいし、燃料と酸化剤の混合物を含む固体燃料を用いる固体ロケットエンジンであってもよいし、液体燃料と液体酸化剤の混合物を用いる液体ロケットエンジンであってもよい。トップドローン１が推力発生装置として用いられるエンジン３５を有する場合は、動力発生装置３は、エンジン３５に燃料を供給するためのポンプ装置１５を含む。

エンジン３５がジェットエンジンである場合は、動力供給装置３のポンプ装置１５は、トップドローン１に有線ケーブル４を介してジェット燃料を供給する。動力供給装置３から有線ケーブル４を介してエンジン３５に供給されたジェット燃料は、該エンジン３５内で空気と混合され、燃焼される。これにより、トップドローン１を飛翔させるための推力が発生する。

エンジン３５が気体ロケットエンジンである場合は、動力供給装置３のポンプ装置１５は、気体燃料（例えば、水素ガス）と、気体酸化剤（例えば、酸素ガス）とをそれぞれトップドローン１に有線ケーブル４を介して供給する。動力供給装置３のポンプ装置１５によって供給された気体燃料および気体酸化剤は、気体ロケットエンジン内で混合され、燃焼される。これにより、トップドローン１を飛翔させる推力が発生する。

エンジン３５が固体ロケットエンジンである場合は、動力供給装置３のポンプ装置１５は、固体燃料を有線ケーブル４を介してトップドローン１に供給する。ポンプ装置１５は、好ましくは、粉末状、または微小ペレット状の固体燃料を有線ケーブル４を介してトップドローン１に供給する。より具体的には、ポンプ装置１５は、粉末状、または微小ペレット状の固体燃料を含む空気などの気体を有線ケーブル４を介してエンジン３５まで圧送するように構成される。動力供給装置３のポンプ装置１５によって供給された固体燃料は、固体ロケットエンジン内で燃焼され、これにより、トップドローン１を飛行させる推力が発生する。

エンジン３５が液体ロケットエンジンである場合は、動力供給装置３のポンプ装置１５は、液体燃料と、液体酸化剤とをそれぞれトップドローン１に有線ケーブル４を介して供給する。動力供給装置３のポンプ装置１５によって供給された液体燃料および液体酸化剤は、液体ロケットエンジン内で混合され、燃焼される。これにより、トップドローン１を飛翔させる推力が発生する。

図５は、トップドローン１のさらに別の変形例を示す模式図である。図５に示されるトップドローン１は、回転翼１Ｒの代わりに、加圧流体（例えば、圧縮空気、加圧水など）を下向きに噴射する噴射ノズル３７を有している。噴射ノズル３７は、トップドローン１を飛行させるための推力を発生する推力発生機構として用いられる。動力供給装置３は、有線ケーブル４を介して加圧流体をトップドローン１に供給し、噴射ノズル３７から噴射させる。噴射ノズル３７から加圧流体を下向きに噴射することにより、トップドローン１を飛行させる推力が発生する。すなわち、動力供給装置３は、トップドローン１を飛行させる動力として、加圧流体をトップドローン１の噴射ノズル３７に供給する。

噴射ノズル３７から噴射される流体が加圧水などの液体である場合は、動力供給装置３は、この液体を有線ケーブル４を介してトップドローン１まで圧送するポンプ装置１５を含む。ポンプ装置１５から有線ケーブル４を介してトップドローン１に供給された液体は、噴射ノズル３７から下向きに噴射され、これにより、トップドローン１を飛行させる推力が発生する。噴射ノズル３７から噴射される流体が圧縮空気などの気体である場合は、動力供給装置３は、コンプレッサ１９を含み、該コンプレッサ１９によって圧縮された気体が有線ケーブル４を介してトップドローン１に供給され、噴射ノズル３７から噴射される。

図示はしないが、中継ドローン６は、回転翼６Ｒの代わりに、上記エンジン３５を有していてもよいし、上記噴射ノズル３７を有していてもよい。

トップドローン１の推力発生装置、および中継ドローン６の推力発生装置は、互いに異なっていてもよい。例えば、トップドローン１の推力発生装置が燃料を燃焼させる上記エンジン３５である一方で、中継ドローン６の推力発生装置が電力により回転する回転翼６Ｒであってもよい。この場合、動力供給装置３は、トップドローン１のエンジン３５に燃料を供給するためのポンプ装置１５と、中継ドローン６の回転翼６Ｒに電力を供給するための電源１２とを含むように構成される。

トップドローン１を宇宙空間まで飛行させる場合は、トップドローン１の推力発生装置は、気体ロケットエンジン、固体ロケットエンジン、または液体ロケットエンジンであるエンジン３５であるのが好ましい。この理由は、宇宙空間では空気の濃度が極度に低いため、回転翼１Ｒ、内燃機関１３、およびジェットエンジンであるエンジン３５を使用できないおそれがあるためである。同様の理由により、宇宙空間に達するまで上昇した中継ドローン６は、推力発生機構として、気体ロケットエンジン、固体ロケットエンジン、または液体ロケットエンジンであるエンジン３５を有するのが好ましい。

図６は、さらに別の実施形態に係る高高度到達装置を示す模式図である。特に説明しない本実施形態の構成は、上述した実施形態の構成と同様であるため、その重複する説明を省略する。図６に示される実施形態では、物体１１であるステージが高高度到達装置１００によって宇宙空間まで搬送される。以下の説明では、トップドローン１に連結される物体１１を、「ステージ１１」と称する。

図６に示される高高度到達装置１００のトップドローン１は、ワイヤなどの吊り具２１を介してステージ１１に連結されている。本実施形態では、高高度到達装置１００の複数のドローンは、トップドローン１および中継ドローン６を有線ケーブル４によって直列に連結した主ドローン群と、該主ドローン群の途中から分岐して、少なくとも１つの（図５では、３つの）副ドローン９を有線ケーブル４によって直列に連結した副ドローン群と、を含んでいる。各副ドローン９の動作は、制御装置８（図１参照）によって制御される。

図６に示される高高度到達装置１００は、ステージ１１に連結された昇降機構４８を有している。図示した例の昇降機構４８は、ケーブルなどの構造物４９に沿って上下動可能な籠などの容器（図示せず）と、容器を上下動させるための電動機（図示せず）を有するエレベータ機構である。構造物４９の一端はステージ１１に連結され、他端は、地上に位置する。物資および／または人間を収容した容器を、電動機を用いて昇降させることができる。このような構成で、地上から物資および／または人間を宇宙空間に位置するステージ１１まで搬送することができる。

昇降機構４８によって、宇宙空間に位置するステージ１１まで人間を搬送する場合は、容器は気密構造を有し、該容器に空気を供給する必要がある。さらに、昇降機構４８によって、人間がステージ１１上で滞在している間に必要となる物資（例えば、水、食料など）を搬送してもよい。この場合、人間が容易に宇宙旅行を楽しむことができる。ステージ１１上で人間が何らかの実験を行う場合は、昇降機構４８によって実験器具をステージ１１上に搬送してもよい。

図示はしないが、昇降機構４８は、物資を収容する容器と、該容器と連結されるワイヤと、該ワイヤを巻き上げ可能なホイストとを備えたホイスト式クレーンであってもよい。

図６に示されるように、各中継ドローン６は、ワイヤなどの連結具１７を介して昇降機構４８に連結される。より具体的には、各中継ドローン６は、連結具１７を介して構造物４９の途中に連結されている。同様に、各副ドローン９は、連結具１９を介して構造物４９の途中に連結されている。これら中継ドローン６および副ドローン９によって、昇降機構４８の位置および姿勢を制御することができる。

各中継ドローン６および各副ドローン９は、昇降機構４８の重量の一部と、有線ケーブル４の重量を負担する。したがって、中継ドローン６の数および副ドローン９の数を増やすことにより、トップドローン１が負担する重量が増加することを防止することができる。その結果、トップドローン１はステージ１１を宇宙空間まで搬送することができる。

図６に示されるように、高高度到達装置１００は、主ドローン群の途中から分岐して、少なくとも１つの（図２では、２つの）補助ドローン３０を有線ケーブル４によって直列に連結した補助ドローン群をさらに含んでもよい。各補助ドローン３０の動作は、制御装置８（図１参照）によって制御される。図６では、２つの補助ドローン３０を連結する有線ケーブル４の図示を省略しているが、実際は、２つの補助ドローン３０は、有線ケーブル４によって連結されている。

補助ドローン３０は、ステージ１１の重量の一部を負担する。したがって、補助ドローン３０によって、トップドローン１が負担する重量をさらに低減することができる。さらに、補助ドローン３０をステージ１１の姿勢制御のために利用してもよい。

宇宙空間に位置するトップドローン１および補助ドローン３０は、推力発生機構として、気体ロケットエンジン、固体ロケットエンジン、または液体ロケットエンジンであるエンジン３５をそれぞれ有している。さらに、宇宙空間に達するまで上昇した中継ドローン６の一部と副ドローン９の一部は、推力発生機構として、気体ロケットエンジン、固体ロケットエンジン、または液体ロケットエンジンであるエンジン３５をそれぞれ有する。一方で、宇宙空間よりも下方に位置する中継ドローン６および副ドローン９は、電力または燃料により回転する回転翼６Ｒおよび回転翼９Ｒをそれぞれ有している。各中継ドローン６は、同じ推力発生装置を有していてもよいし、異なる推力発生装置を有していてもよい。同様に、各副ドローン９は、同じ推力発生装置を有していてもよいし、異なる推力発生装置を有していてもよいし、各補助ドローン３０は、同じ推力発生装置を有していてもよいし、異なる推力発生装置を有していてもよい。

図６に示されるように、高高度到達装置１００の有線ケーブル４に中継ポンプ３９を配置してもよい。中継ポンプ３９は、有線ケーブル４を流れる燃料を昇圧して、中継ポンプ３９よりも上方に位置する中継ドローン６、副ドローン９、およびトップドローン１に燃料を供給するための設備である。中継ポンプ３９を駆動する電力は、有線ケーブル４から供給される。

図７は、図６に示されるステージ１１の変形例を示す模式図である。図７に示されるステージ１１は、人工衛星などの飛翔体４０を射出するための発射装置４１を備えている。図７に示す発射装置４１は、例えば、電磁式カタパルトまたはレールガンなどの投擲機構を有する。投擲機構は、飛翔体４０を地球周回軌道に乗せるための円軌道速度以上の速度を飛翔体４０に与えるための機構である。

図７に示されるように、ステージ１１は、ロケットである飛翔体４０を発射可能な発射台４２を有していてもよい。本実施形態では、ロケットである飛翔体４０は、発射台４２から水平方向に発射される。

人工衛星、またはロケットなどの飛翔体４０を、昇降機構４８（図６参照）によってトップドローン１に連結されたステージ１１に搬送することができる。飛翔体４０の各部品を昇降機構４８によってステージ１１に搬送し、該ステージ１１上で組み立ててもよい。ステージ１１に搬送されるか、またはステージ１１上で組み立てられた飛翔体４０は、発射装置４１によって地球周回軌道に載せられるか、または発射台４２から発射される。

図８は、図６に示されるステージ１１の別の変形例を示す模式図である。図８に示されるステージ１１は、宇宙空間を飛翔している飛翔体４０（例えば、人工衛星または宇宙ステーションなど）を捕獲するためのドッキング機構４３を備えている。

宇宙空間で地球周回軌道を飛翔している飛翔体４０は、円軌道速度以上の速度を有している。したがって、飛翔体４０をステージ１１上のドッキング機構４３によって捕獲するためには、飛翔体４０とステージ１１上のドッキング機構４３との相対速度がゼロになるように、飛翔体４０の速度を低下させる必要がある。人工衛星などの飛翔体４０には、通常、位置調整用の燃料などが搭載されているので、この燃料を使用して飛翔体４０の速度を低下させる。ドッキング機構４３は、該ドッキング機構４３に対する相対速度がゼロになった飛翔体４０を捕獲することができる。

ドッキング機構４３によって捕獲された飛翔体４０を、昇降機構４８（図６参照）によって地上に搬送することができる。さらに、飛翔体４０に搭乗している人間を、ステージ１１から昇降機構４８を介して地上に搬送することができる。飛翔体４０をステージ１１上で分解し、飛翔体４０の各部品を昇降機構４８によって地上に搬送してもよい。

図９は、トップドローンに搭載された安全機構の一例を示す模式図である。高高度到達装置１００によれば、トップドローン１を高高度領域まで到達させることができる。高高度領域に位置するトップドローン１を地上に戻すには、動力供給装置３を停止すればよい。これにより、トップドローン１への動力または燃料の供給が中断されるため、トップドローン１が地上まで落下する。しかしながら、高高度領域からトップドローン１を落下させる場合、地上に衝突したトップドローン１が壊れるおそれがある。さらに、高高度領域から落下するトップドローン１の落下速度は非常に高く、危険である。そのため、本実施形態に係るトップドローン１は、該トップドローン１が高速で地上に落下することを防止するための安全機構４５を設けている。

図９に示される安全機構４５は、トップドローン１に連結されたパラシュートである。トップドローン１を落下させるときは、安全機構４５であるパラシュートを開く。これにより、トップドローン１はゆっくりと地上まで落下する。安全機構４５は、トップドローン１を地上までゆっくりと飛行させるためのグライダー翼（図示せず）であってもよい。なお、安全機構４５を、トップドローン１が故障して地上に落下する際の安全装置として機能させてもよい。

図示はしないが、パラシュートまたはグライダー翼である安全機構４５を、中継ドローン６に設けてもよい。当然ながら、安全機構４５を、副ドローン９、または補助ドローン３０に設けてもよい。

近年、ロケットを使用せずに、物体を宇宙空間に到達させる装置として、宇宙エレベータが提案されている。しかしながら、宇宙エレベータを建設するためには、非常に高い張力を有する材料が必要とされる。さらに、宇宙エレベータは、一般に、赤道付近に建設する必要がある。

上述した実施形態に係る高高度到達装置１００によれば、各中継ドローン６および副ドローン９が昇降機構４８の重量の一部と、有線ケーブル４の重量を負担しながら飛行する。したがって、昇降機構４８の材料および有線ケーブル４の材料には、宇宙エレベータで要求されるような制約がないので、地上の任意の地点から、任意の高高度領域までステージなどの物体１１を搬送することができる。

さらに、宇宙エレベータを一旦建設すると、該宇宙エレベータの撤去は非常に困難である。これに対し、上述した実施形態に係る高高度到達装置１００は、必要な時間だけ、トップドローン１、中継ドローン６、副ドローン９、および補助ドローン３０を飛行させた後で、これらドローン１，６，９，３０を容易に地上に戻すことができる。すなわち、トップドローン１に連結されたステージ１１を、必要に応じて、地上と宇宙空間との間で移動させることができる。さらに、トップドローン１、中継ドローン６、副ドローン９、および補助ドローン３０を地上に戻すことにより、トップドローン１に連結されたステージ１１を地上に回収できる。ステージ１１で発生した不要な物体をステージ１１とともに地上に回収することにより、宇宙空間に有害なデブリを残すことがない。

ステージ１１を地上に回収する際には、制御装置８が動力供給装置３から各ドローン１，６，９，３０に供給される動力または燃料の量を調整する。これにより、トップドローン１、中継ドローン６、副ドローン９、補助ドローン３０、およびステージ１１をゆっくりと地上まで戻すことができる。したがって、トップドローン１、中継ドローン６、副ドローン９、補助ドローン３０、およびステージ１１が大気圏に再突入する際に、これらドローン１，６，９，３０およびステージ１１に高熱が発生しない。そのため、地上に戻されたトップドローン１、中継ドローン６、副ドローン９、補助ドローン３０、およびステージ１１を修理および／またはメンテナンスすることで、再度これらトップドローン１、中継ドローン６、副ドローン９、補助ドローン３０、およびステージ１１を使用することができる。

図示はしないが、高高度到達装置１００は、有線ケーブル４を巻き取る巻き取り装置を有しているのが好ましい。この巻き取り機は、トップドローン１、中継ドローン６、副ドローン９、および補助ドローン３０を地上に戻すときに、有線ケーブル４を巻き取るために使用される。さらに、高高度到達装置１００は、ケーブルなどの構造物４９を巻き取る別の巻き取り機を有しているのが好ましい。ステージ１１を地上に戻すときに、この巻き取り機によって、構造物４９を巻き取ることができる。

図１０は、さらに別の実施形態に係る高高度到達装置を示す模式図である。特に説明しない本実施形態の構成は、図６に示す高高度到達装置１００の構成と同様であるため、その重複する説明を省略する。なお、図１０は、高高度到達装置１００の一部の図示を省略している。

将来の電力源として、宇宙空間に打ち上げられた太陽光発電衛星を用いた発電システムが研究されている。この発電システムは、宇宙空間で地球周回軌道上を飛行する太陽光発電衛星で太陽光を電力に変換し、この電力を、マイクロ波などの電磁波に変換して地上へ届けるように構成される。しかしながら、電磁波は大気に吸収されて減衰してしまう。さらに、太陽光発電衛星から地上に電磁波を照射すると、人間および環境へ悪影響が発生することが懸念されている。例えば、太陽光発電衛星から照射された電磁波は、地上の人間または飛行機に乗っている人間にも照射され、該電磁波によって健康被害が発生してしまうことが懸念されている。

そこで、図１０に示す高高度到達装置１００は、ステージ１１上に配置された受信装置７０を有している。受信装置７０は、宇宙空間で地球周回軌道上を飛行する太陽光発電衛星７３で発生された電力を受信可能に構成されている。具体的には、太陽光発電衛星７３は、該太陽光発電衛星７３で発生させた電力を、マイクロ波などの電磁波、またはレーザ光に変換し、ステージ１１上に配置された受信装置７０に送信する。受信装置７０は、太陽光発電衛星７３から送信された電磁波、またはレーザ光を受信し、該電磁波、またはレーザ光を電力に変換する。さらに、受信装置７０は、電磁波、またはレーザ光から変換された電力を、ステージ１１に連結されたケーブル７４を介して地上施設（例えば、蓄電施設）７８に送信するように構成されている。ケーブル７４の一端は、受信装置７０に連結され、他端は、地上施設７８に連結されている。

図示はしないが、太陽光発電装置をステージ１１上に配置してもよい。この場合、ステージ１１上の太陽光発電装置によって発生された電力は、ケーブル７４を介して地上施設７８に送信される。

本実施形態によれば、宇宙空間（すなわち、大気圏外）まで搬送されたステージ１１上の受信装置７０が、太陽光発電衛星７３で発生させた電力から変換された電磁波、またはレーザ光を受信する。したがって、太陽光発電衛星７３から受信装置７０までの間で、電磁波、またはレーザ光が減衰しないので、効率のよい発電システムを提供することができる。さらに、太陽光発電衛星７３は、宇宙空間に位置するステージ１１上の受信装置７０に電磁波またはレーザ光を照射するので、人間および環境への悪影響が発生しない。

図１０に示す高高度到達装置１００では、受信装置７０が配置されたステージ１１は、地球の自転に伴って移動する。一方で、太陽光発電衛星７３は、地球周回軌道上を飛行している。そのため、受信装置７０と太陽光発電衛星７３の相対的な位置は、時間とともに変化する。この相対位置の変化によって、太陽光発電衛星７３から受信装置７０に電力を送信できない時間が必然的に発生してしまう。なお、受信装置７０の受信方向と太陽光発電衛星７３の送信方向とを調整することで、太陽光発電衛星７３から受信装置７０に電力を送信できない時間を短縮することができる。

そこで、本実施形態では、太陽光発電衛星７３は、蓄電器７６を有している。太陽光発電衛星７３は、該太陽光発電衛星７３で発生させた電力を蓄電器７６に一旦蓄えることができる。蓄電器７６に蓄えられた電力は、太陽光発電衛星７３がステージ１１上の受信装置７０に電力を送信可能な位置に移動したときに、太陽光発電衛星７３から受信装置７０に送信される。一実施形態では、太陽光発電衛星７３から電力を送信可能な少なくとも１つの受信装置７０が常に存在するように、複数の高高度到達装置１００を地球上に配置してもよい。あるいは、受信装置７０に送信可能な少なくとも１つの太陽光発電衛星７３が存在するように、複数の太陽光発電衛星７３を地球周回軌道上に配置してもよい。

図１０に示すように、高高度到達装置１００は、水を電気分解して水素と酸素とを得る水素・酸素発生装置７９を有していてもよい。水素・酸素発生装置７９は、地上施設７８に配置されており、受信装置７０からケーブル７４を介して地上施設７８に送られる電力を利用して、水を電気分解するように構成されている。

電気分解により発生した水素および酸素は、動力供給装置３に供給され、さらに、該動力供給装置３からトップドローン１に供給される。この場合、トップドローン１は、水素および酸素の混合燃料を燃焼させることにより推力を得るエンジン（気体ロケットエンジン）３５を有している。中継ドローン６、副ドローン９、および補助ドローン３０が水素および酸素の混合燃料を燃焼させることにより推力を得るエンジン（気体ロケットエンジン）３５を有している場合は、水素および酸素を、これら中継ドローン６、副ドローン９、および補助ドローン３０に動力供給装置３から供給してもよい。このような構成によれば、太陽光エネルギ以外の他の動力を用いずに、トップドローン１、中継ドローン６、副ドローン９、および補助ドローン３０を飛行させることができる。

図１１は、さらに別の実施形態に係る高高度到達装置を示す模式図である。図１１は、後述する主ドローン８０を地上１００ｋｍの高高度領域まで到達させるための高高度到達装置１００の基本構成を説明するための図である。

図１１に示す高高度到達装置１００は、主ドローン８０と、複数の（図１１では、３つの）従ドローン８１Ａ，８１Ｂ，８１Ｃとを含む複数のドローンを備えている。発明の理解を助けるために、図１１に示す主ドローン８０には、上記物体１１が連結されていない。なお、以下の説明において、特に区別する必要がない場合は、従ドローン８１Ａ，８１Ｂ，８１Ｃを、単に「従ドローン８１」と称することがある。さらに、以下の説明において、特に区別する必要がない場合は、後述する従有線ケーブル８４Ａ，８４Ｂ，８４Ｃを、単に「従有線ケーブル８４」と称することがある。

本実施形態では、主ドローン８０は、推力発生機構として、図４を参照して説明されたエンジン３５（すなわち、ジェットエンジン、気体ロケットエンジン、固体ロケットエンジン、または液体ロケットエンジン）を有している。さらに、高高度到達装置１００は、主ドローン８０に連結される主有線ケーブル８３と、主有線ケーブル８３を介して、主ドローン８０のエンジン３５に燃料を供給するための主動力供給装置３Ａを備えている。主動力供給装置３Ａは、主ドローン８０のエンジン３５に燃料を供給するポンプ装置（図４におけるポンプ装置１５参照）を有している。

図示はしないが、主ドローン８０は、図１を参照して説明された電力により回転する回転翼１Ｒまたはロータを有していてもよいし、図３を参照して説明された燃料により回転する回転翼１Ｒまたはロータを有していてもよい。あるいは、主ドローン８０は、図５を参照して説明された噴射ノズル３７を有していてもよい。さらに、主有線ケーブル８３に、図６を参照して説明された中継ポンプ３９を配置してもよい。

主ドローン８０と同様に、各従ドローン８１は、推力発生機構として、図４を参照して説明されたエンジン３５（すなわち、ジェットエンジン、気体ロケットエンジン、固体ロケットエンジン、または液体ロケットエンジン）を有している。さらに、高高度到達装置１００は、従ドローン８１Ａ，８１Ｂ，８１Ｃのそれぞれに連結される従有線ケーブル８４Ａ，８４Ｂ，８４Ｃと、従有線ケーブル８４Ａ，８４Ｂ，８４Ｃを介して従ドローン８１Ａ，８１Ｂ，８１Ｃに燃料をそれぞれ供給する従動力供給装置３Ｂ，３Ｃ，３Ｄとを有している。従動力供給装置３Ｂ，３Ｃ，３Ｄも、従ドローン８１Ａ，８１Ｂ，８１Ｃのエンジン３５に燃料を供給するポンプ装置（図４におけるポンプ装置１５参照）をそれぞれ有している。

主ドローン８０と同様に、各従ドローン８１は、図１を参照して説明された電力により回転する回転翼１Ｒまたはロータを有していてもよいし、図３を参照して説明された燃料により回転する回転翼１Ｒまたはロータを有していてもよい。あるいは、各従ドローン８１は、図５を参照して説明された噴射ノズル３７を有していてもよい。さらに、各従有線ケーブル８４に、図６を参照して説明された中継ポンプ３９を配置してもよい。この場合、全ての従有線ケーブル８４Ａ，８４Ｂ，８４Ｃに中継ポンプ３９を配置してもよいし、従有線ケーブル８４Ａ，８４Ｂ，８４Ｃのいくつかに中継ポンプ３９を配置してもよい。さらに、図１１に示すように、主動力供給装置３Ａと従動力供給装置３Ｂ，３Ｃ，３Ｄとは、一体化された動力供給ユニット９０として構成されてもよい。

主有線ケーブル８３は、２つの連結点ＰＡ，ＰＢを有している。主動力供給装置３Ａから連結点ＰＡまでの主有線ケーブル８３の長さは２５ｋｍに設定されており、連結点ＰＡから連結点ＰＢまでの主有線ケーブル８３の長さは２５ｋｍに設定されており、連結点ＰＢから主ドローン８０までの主有線ケーブル８３の長さは５０ｋｍに設定されている。

従ドローン８１Ａは、ワイヤなどの連結具８６Ａを介して連結点ＰＡで主有線ケーブル８３に連結され、従ドローン８１Ｂは、ワイヤなどの連結具８６Ｂを介して連結点ＰＢで主有線ケーブル８３に連結される。さらに、従有線ケーブル８４Ｂは、連結点ＰＣを有しており、従ドローン８１Ｃは、ワイヤなどの連結具８６Ｃを介して連結点ＰＣで従有線ケーブル８４Ｂに連結される。

従動力供給装置３Ｃから連結点ＰＣまでの従有線ケーブル８４Ｂの長さは２５ｋｍに設定されており、従ドローン８１Ｂから連結点ＰＣまでの従有線ケーブル８４Ｂの長さは２５ｋｍに設定されている。従有線ケーブル８４Ａの長さと、従有線ケーブル８４Ｃの長さは、２５ｋｍにそれぞれ設定されている。

図１１に示す例では、発明の理解を助けるために、以下の条件が設定される。
（１）主ドローン８０の最大積載重量は、５０ｋｍの長さを有する主有線ケーブル８３の重量と等しい。
（２）各従ドローン８１の最大積載重量は、主ドローン８０の最大積載重量と等しい。
（３）各従有線ケーブル８４は、主有線ケーブル８０と同一のケーブルである。すなわち、主有線ケーブル８３の単位体積あたりの重量は、従有線ケーブル８４の単位体積あたりの重量と等しい。
これらの条件下では、従ドローン８１は、５０ｋｍの長さを有する主有線ケーブル８３、または５０ｋｍの長さを有する従有線ケーブル８４に相当する重量を負担して飛行することができる。

上記条件（１）によれば、主ドローン８０だけでは、該主ドローン８０を地上から１００ｋｍの高高度領域まで到達させることができない。そこで、主ドローン８０と、複数の従ドローン８１とを含む複数ドローンは、該複数のドローンにそれぞれ連結される有線ケーブル８３，８４の重量を互いに負担して飛行し、これにより、主ドローン８０を地上から１００ｋｍの高高度領域まで到達させる。より具体的には、主ドローン８０は、主有線ケーブル８３の重量の一部を負担して飛行し、複数の従ドローン８１は、主有線ケーブル８３の重量の残りと、複数の従有線ケーブル８４の重量を分担して飛行する。以下では、図１１を参照して、主ドローン８０が負担する重量と、複数の従ドローン８１Ａ，８１Ｂ，８１Ｃのそれぞれが負担する重量について説明する。

主ドローン８０は、該主ドローン８０から連結点ＰＢまでの主有線ケーブル８３の重量（すなわち、主有線ケーブル８３の重量の一部）を負担して飛行する。従ドローン８１Ａは、主動力供給装置３Ａから連結点ＰＡまでの主有線ケーブル８３の重量（すなわち、主有線ケーブル８３の重量の一部）と、従有線ケーブル８４Ａの重量とを負担して飛行する。従ドローン８１Ｂは、連結点ＰＡから連結点ＰＢまでの主有線ケーブル８３の重量（すなわち、主有線ケーブル８３の重量の一部）と、従ドローン８１Ｂから連結点ＰＣまでの従有線ケーブル８４Ｂの重量（すなわち、従有線ケーブル８４Ｂの重量の一部）とを負担して飛行する。従ドローン８１Ｃは、従動力供給装置３Ｃから連結点ＰＣまでの従有線ケーブル８４Ｂの重量（すなわち、従有線ケーブル８４Ｂの重量の一部）と、従有線ケーブル８４Ｃの重量とを負担して飛行する。

このように、本実施形態では、各従ドローン８１は、該従ドローンに連結された従有線ケーブル８４の重量の少なくとも一部と、主有線ケーブル８３の重量の一部または他の従ドローン８１に連結された従有線ケーブル８４の重量の一部と、を負担して飛行する。各従ドローン８１が負担する重量は、該従ドローン８１の最大積載重量以下に設定される。このような構成を有する高高度到達装置１００によれば、主ドローン８０と複数の従ドローン８１とが互いに協同して、主有線ケーブル８３および複数の従有線ケーブル８４の重量を負担して飛行する。

さらに、複数のドローン（すなわち、主ドローン８０、および従ドローン８１Ａ，８１Ｂ，８１Ｃ）のそれぞれには、動力供給装置（すなわち、主動力供給装置３Ａ、および従動力供給装置３Ｂ，３Ｃ，３Ｄ）から常に燃料が供給される。したがって、複数ドローンのそれぞれに動力源を搭載させる必要がない。その結果、複数のドローンには、飛行時間に対する制約がないので、主ドローン８０を高高度領域まで到達させることができる。

主ドローン８０を地上から１００ｋｍ以上の高高度領域に到達させる高高度到達装置１００は、図１１に示す実施形態に限定されない。例えば、主ドローン８０の最大積載重量は、従ドローン８１の最大積載重量と異なっていてもよい。この場合、従ドローン８１の最大積載重量よりも大きな最大積載重量を有する主ドローン８０を選択することにより、主ドローン８０の最大到達高さを増加させることができる。あるいは、主ドローン１１の最大積載重量と従ドローン８１の最大積載重量との差分に相当する重量を有する物体１１を、主ドローン１１に連結することができる。すなわち、高高度到達装置１００は、主ドローン８０の最大到達高さおよび／または主ドローン８０に連結される物体１１の重量に応じて、従ドローン８１Ａ，８１Ｂ，８１Ｃの最大積載重量よりも大きな最大積載重量を有する主ドローン８０を選択してもよい。さらに、各従ドローン８１の最大積載重量は、互いに異なっていてもよい。

図１２は、図１１に示す高高度到達装置の変形例を示す模式図である。特に説明しない本実施形態の構成は、図１１に示す高高度到達装置１００の構成と同様であるため、その重複する説明を省略する。図１２は、物体１１に連結された主ドローン８０を、地上から１００ｋｍの高高度領域に到達させる高高度到達装置１００の一例を示す図である。図１２に示す高高度到達装置１００では、主ドローン８０に連結される物体１１は、２５ｋｍの長さを有する主有線ケーブル８３の重量以下の重量を有する。

図１２に示す高高度到達装置１００は、物体１１に連結される主ドローン８０と、複数の（図１２では７つの）従ドローン８１Ａ，８１Ｂ，８１Ｃ，８１Ｄ，８１Ｅ，８１Ｆ，８１Ｇを含む複数のドローンを備えている。主ドローン８０には、ワイヤなどの吊り具２１を介して物体１１が連結されている。なお、以下の説明において、特に区別する必要がない場合は、従ドローン８１Ａ，８１Ｂ，８１Ｃ，８１Ｄ，８１Ｅ，８１Ｆ，８１Ｇを、単に「従ドローン８１」と称することがある。さらに、以下の説明において、特に区別する必要がない場合は、後述する従有線ケーブル８４Ａ，８４Ｂ，８４Ｃ，８４Ｄ，８４Ｅ，８４Ｆ，８４Ｇを、単に「従有線ケーブル８４」と称することがある。

各従ドローン８１は、推力発生機構として、図４を参照して説明されたエンジン３５（すなわち、ジェットエンジン、気体ロケットエンジン、固体ロケットエンジン、または液体ロケットエンジン）を有している。従ドローン８１Ａ，８１Ｂ，８１Ｃ，８１Ｄ，８１Ｅ，８１Ｆ，８１Ｇには、従有線ケーブル８４Ａ，８４Ｂ，８４Ｃ，８４Ｄ，８４Ｅ，８４Ｆ，８４Ｇがそれぞれ連結される。従ドローン８１Ａ，８１Ｂ，８１Ｃ，８１Ｄ，８１Ｅ，８１Ｆ，８１Ｇのそれぞれのエンジン３５には、従有線ケーブル８４Ａ，８４Ｂ，８４Ｃ，８４Ｄ，８４Ｅ，８４Ｆ，８４Ｇを介して従動力供給装置３Ｂ，３Ｃ，３Ｄ，３Ｅ，３Ｆ，３Ｇ，３Ｈから燃料（例えば、ジェット燃料、気体燃料および気体酸化剤、固体燃料、または液体燃料および液体酸化剤）が供給される。

本実施形態でも、主ドローン８０の最大積載重量は、５０ｋｍの長さを有する主有線ケーブル８３の重量と等しく、各従ドローン８１の最大積載重量は、主ドローン８０の最大積載重量と等しい。さらに、各従有線ケーブル８４は、主有線ケーブル８０と同一のケーブルである。

図示はしないが、主ドローン８０、および各従ドローン８１は、図１を参照して説明された電力により回転する回転翼１Ｒまたはロータを有していてもよいし、図３を参照して説明された燃料により回転する回転翼１Ｒまたはロータを有していてもよい。あるいは、主ドローン８０、および各従ドローン８１は、図５を参照して説明された噴射ノズル３７を有していてもよい。さらに、主有線ケーブル８３に、図６を参照して説明された中継ポンプ３９を配置してもよいし、各従有線ケーブル８４に、図６を参照して説明された中継ポンプ３９を配置してもよい。この場合、全ての従有線ケーブル８４Ａ，８４Ｂ，８４Ｃ，８４Ｄ，８４Ｅ，８４Ｆ，８４Ｇに中継ポンプ３９を配置してもよいし、従有線ケーブル８４Ａ，８４Ｂ，８４Ｃ，８４Ｄ，８４Ｅ，８４Ｆ，８４Ｇのいくつかに中継ポンプ３９を配置してもよい。

主ドローン８０に連結される主有線ケーブル８３は、３つの連結点ＰＡ，ＰＢ，ＰＣを有している。従ドローン８１Ａは、ワイヤなどの連結具８６Ａを介して連結点ＰＡで主有線ケーブル８３に連結され、従ドローン８１Ｂは、ワイヤなどの連結具８６Ｂを介して連結点ＰＢで主有線ケーブル８３に連結される。さらに、従ドローン８１Ｄは、ワイヤなどの連結具８６Ｄを介して連結点ＰＣで主有線ケーブル８３に連結される。

主動力供給装置３Ａから連結点ＰＡまでの主有線ケーブル８３の長さは２５ｋｍに設定されており、連結点ＰＡから連結点ＰＢまでの主有線ケーブル８３の長さも２５ｋｍに設定されている。連結点ＰＢから連結点ＰＣまでの主有線ケーブル８３の長さは２５ｋｍに設定されており、連結点ＰＣから主ドローン８０までの主有線ケーブル８３の長さも２５ｋｍに設定されている。

従ドローン８１Ｂに連結される従有線ケーブル８４Ｂは、連結点ＰＤを有しており、従ドローン８１Ｃは、ワイヤなどの連結具８６Ｃを介して連結点ＰＣで従有線ケーブル８４Ｂに連結される。従動力供給装置３Ｃから連結点ＰＤまでの従有線ケーブル８４Ｂの長さと、連結点ＰＤから従ドローン８４Ｂまでの従有線ケーブル８４Ｂの長さは、それぞれ、２５ｋｍに設定されている。

従ドローン８１Ｄに連結される従有線ケーブル８３Ｄは、２つの連結点ＰＥ，ＰＦを有しており、従ドローン８１Ｅは、ワイヤなどの連結具８６Ｅを介して連結点ＰＥで従有線ケーブル８４Ｄに連結される。従ドローン８１Ｆは、ワイヤなどの連結具８６Ｆを介して連結点ＰＦで従有線ケーブル８４Ｄに連結される。従動力供給装置３Ｅから連結点ＰＥまでの従有線ケーブル８４Ｄの長さは２５ｋｍに設定されており、連結点ＰＥから連結点ＰＦまでの従有線ケーブル８４Ｄの長さは２５ｋｍに設定されており、従ドローン８１Ｄから連結点ＰＦまでの従有線ケーブル８４Ｄの長さは２５ｋｍに設定されている。

従ドローン８１Ｆに連結される従有線ケーブル８４Ｆは、連結点ＰＧを有しており、従ドローン８１Ｇは、ワイヤなどの連結具８６Ｇを介して連結点ＰＧで従有線ケーブル８４Ｆに連結される。従動力供給装置３Ｇから連結点ＰＧまでの従有線ケーブル８４Ｆの長さは２５ｋｍに設定されており、従ドローン８１Ｆから連結点ＰＧまでの従有線ケーブル８４Ｆの長さは２５ｋｍに設定されている。

従ドローン８１Ｅに連結される従有線ケーブル８４Ｅの長さは２５ｋｍに設定されており、従ドローン８１Ｇに連結される従有線ケーブル８４Ｇの長さも２５ｋｍに設定されている。

図１２に示す主ドローン８０は、連結点ＰＣから主ドローン８０までの主有線ケーブル８３の重量（すなわち、主有線ケーブル８３の重量の一部）と、物体１１の重量を負担して飛行する。連結点ＰＣから主ドローン８０までの主有線ケーブル８３の長さが２５ｋｍなので、主ドローン８０は、２５ｋｍの長さを有する主有線ケーブル８３の重量以下の重量を有する物体１１を支持しながら飛行することができる。

従ドローン８１Ａは、主動力供給装置３Ａから連結点ＰＡまでの主有線ケーブル８３の重量（すなわち、主有線ケーブル８３の重量の一部）と、従有線ケーブル８４Ａの重量とを負担して飛行する。従ドローン８１Ｂは、連結点ＰＡから連結点ＰＢまでの主有線ケーブル８３の重量（すなわち、主有線ケーブル８３の重量の一部）と、従ドローン８１Ｂから連結点ＰＣまでの従有線ケーブル８４Ｂの重量（すなわち、従有線ケーブル８４Ｂの重量の一部）とを負担して飛行する。従ドローン８１Ｃは、従動力供給装置３Ｃから連結点ＰＣまでの従有線ケーブル８４Ｂの重量（すなわち、従有線ケーブル８４Ｂの重量の一部）と、従有線ケーブル８４Ｃの重量とを負担して飛行する。

従ドローン８１Ｄは、連結点ＰＢから連結点ＰＣまでの主有線ケーブル８３の重量（すなわち、主有線ケーブル８３の重量の一部）と、従ドローン８１Ｄから連結点ＰＦまでの従有線ケーブル８４Ｄの重量（すなわち、従有線ケーブル８４Ｄの重量の一部）とを負担して飛行する。従ドローン８１Ｅは、従動力供給装置３Ｅから連結点ＰＥまでの従有線ケーブル８４Ｄの重量（すなわち、従有線ケーブル８４Ｄの重量の一部）と、従有線ケーブル８４Ｅの重量とを負担して飛行する。従ドローン８１Ｆは、連結点ＰＥから連結点ＰＦまでの従有線ケーブル８４Ｄの重量（すなわち、従有線ケーブル８４Ｄの重量の一部）と、従ドローン８１Ｆから連結点ＰＧまでの従有線ケーブル８４Ｆの重量（すなわち、従有線ケーブル８４Ｆの重量の一部）とを負担して飛行する。従ドローン８１Ｇは、従動力供給装置３Ｅから連結点ＰＥまでの従有線ケーブル８４Ｄの重量（すなわち、従有線ケーブル８４Ｄの重量の一部）と、従有線ケーブル８４Ｅの重量とを負担して飛行する。

このように、図１２に示す高高度到達装置１００では、複数のドローン（すなわち、主ドローン８０と従ドローン８１Ａ－８１Ｇ）が物体１１の重量と複数の有線ケーブル（すなわち、主有線ケーブル８３と従有線ケーブル８４Ａ－８４Ｇ）の重量とを分担して飛行する。より具体的には、主ドローン８０は、物体１１の重量と、主有線ケーブル８３の重量の一部とを負担して飛行し、各従ドローン８１は、該従ドローンに連結された従有線ケーブル８４の重量の少なくとも一部と、主有線ケーブル８３の重量の一部または他の従ドローン８１に連結された従有線ケーブル８４の重量の一部と、を負担して飛行する。各従ドローン８１が負担する重量は、該従ドローン８１の最大積載重量以下に設定される。このような構成により、物体１１に連結された主ドローン８０を、地上から１００ｋｍの高高度領域まで到達させることができる。

図１１に示す実施形態と同様に、主ドローン８０の最大積載重量は、主ドローン８０に連結される物体１１の重量および／または主ドローン８０が到達すべき高度に応じて、各従ドローン８１の最大積載重量と異なっていてもよい。さらに、各従ドローン８１の最大積載重量は、互いに異なっていてもよい。

図１２に示す高高度到達装置１００によれば、複数のドローン（すなわち、主ドローン８０と従ドローン８１Ａ，８１Ｂ，８１Ｃ、８１Ｄ，８１Ｅ，８１Ｆ，８１Ｇ）が協同して、物体１１の重量と複数の有線ケーブル（すなわち、主有線ケーブル８３と従有線ケーブル８４Ａ－８４Ｇ）の重量とを負担して飛行する。したがって、複数ドローンのそれぞれに動力源を搭載させる必要がない。その結果、複数のドローンには、飛行時間に対する制約がないので、物体１１に連結された主ドローン８０を、地上から１００ｋｍ以上の高高度領域まで到達させることができる。

図示はしないが、主動力供給装置３Ａと、従動力供給装置３Ｂ，３Ｃ，３Ｄ，３Ｅ，３Ｆ，３Ｇ，３Ｈとは、一体化された動力供給ユニットとして構成されてもよい。

上述した実施形態は、本発明が属する技術分野における通常の知識を有する者が本発明を実施できることを目的として記載されたものである。上記実施形態の種々の変形例は、当業者であれば当然になしうることであり、本発明の技術的思想は他の実施形態にも適用しうる。したがって、本発明は、記載された実施形態に限定されることはなく、特許請求の範囲によって定義される技術的思想に従った最も広い範囲とすべきである。

１ トップドローン
３ 動力供給装置
４ 有線ケーブル
６ 中継ドローン
８ 制御装置
９ 副ドローン
１１ 物体
１２ 電源
１３ 内燃機関
１７ 連結具（ワイヤ）
１８ 太陽電池パネル
１９ 連結具（ワイヤ）
２０ 昇降機構
２１ 吊り具（ワイヤ）
２２ マウント
３０ 補助ドローン
３４ 気球
３５ エンジン
３７ 噴射ノズル
３９ 中継ポンプ
４０ 飛翔体
４１ 発射装置
４２ 発射台
４５ 安全機構
４８ 昇降機構
４９ 構造物
７０ 受信装置
７４ ケーブル
７８ 地上施設
７９ 水素・酸素発生装置
８０ 主ドローン
８１Ａ，８１Ｂ，８１Ｃ，８１Ｄ，８１Ｅ，８１Ｆ，８１Ｇ 従ドローン
８３ 主有線ケーブル
８４Ａ，８４Ｂ，８４Ｃ，８４Ｄ，８４Ｅ，８４Ｆ，８４Ｇ 従有線ケーブル
８６Ａ，８６Ｂ，８６Ｃ，８６Ｄ，８６Ｅ，８６Ｆ，８６Ｇ 連結具
９０ 動力供給ユニット
１００ 高高度到達装置

Claims (22)

1. 物体を、地表から１００ｋｍ以上の高高度領域まで到達させる高高度到達装置であって、
   前記物体に連結されるトップドローンと、少なくとも１つの中継ドローンとを含む複数のドローンと、
   前記複数のドローンを直列に連結する複数の有線ケーブルと、
   前記複数のドローンのそれぞれを飛行させる動力または燃料を、前記複数の有線ケーブルを介して供給するための動力供給装置と、を備え、
   各中継ドローンは、該中継ドローンに連結される前記有線ケーブルの重量以上の最大積載重量を有し、
   前記動力供給装置は、前記トップドローンに気体燃料および気体酸化剤を供給するポンプ装置を含み、
   前記トップドローンは、前記気体燃料および前記気体酸化剤の混合燃料を燃焼させることにより推力を得る気体ロケットエンジンを有することを特徴とする高高度到達装置。
2. 物体を、地表から１００ｋｍ以上の高高度領域まで到達させる高高度到達装置であって、
   前記物体に連結されるトップドローンと、少なくとも１つの中継ドローンとを含む複数のドローンと、
   前記複数のドローンを直列に連結する複数の有線ケーブルと、
   前記複数のドローンのそれぞれを飛行させる動力または燃料を、前記複数の有線ケーブルを介して供給するための動力供給装置と、を備え、
   各中継ドローンは、該中継ドローンに連結される前記有線ケーブルの重量以上の最大積載重量を有し、
   前記動力供給装置は、前記トップドローンに固体燃料を供給するポンプ装置を含み、
   前記トップドローンは、前記固体燃料を燃焼させることにより推力を得る固体ロケットエンジンを有することを特徴とする高高度到達装置。
3. 物体を、地表から１００ｋｍ以上の高高度領域まで到達させる高高度到達装置であって、
   前記物体に連結されるトップドローンと、少なくとも１つの中継ドローンとを含む複数のドローンと、
   前記複数のドローンを直列に連結する複数の有線ケーブルと、
   前記複数のドローンのそれぞれを飛行させる動力または燃料を、前記複数の有線ケーブルを介して供給するための動力供給装置と、を備え、
   各中継ドローンは、該中継ドローンに連結される前記有線ケーブルの重量以上の最大積載重量を有し、
   前記動力供給装置は、前記トップドローンに液体燃料および液体酸化剤を供給するポンプ装置を含み、
   前記トップドローンは、前記液体燃料および前記液体酸化剤の混合燃料を燃焼させることにより推力を得る液体ロケットエンジンを有することを特徴とする高高度到達装置。
4. 前記動力供給装置は、前記中継ドローンに電力を供給する電源を含み、
   前記中継ドローンは、前記電力により回転する回転翼またはロータを有することを特徴とする請求項１乃至３のいずれか一項に記載の高高度到達装置。
5. 前記動力供給装置は、前記中継ドローンに燃料を供給するポンプ装置を含み、
   前記中継ドローンは、前記燃料を燃焼させることにより回転翼またはロータを回転させる内燃機関を有することを特徴とする請求項１乃至３のいずれか一項に記載の高高度到達装置。
6. 前記動力供給装置は、前記中継ドローンにジェット燃料を供給するポンプ装置を含み、
   前記中継ドローンは、前記ジェット燃料を燃焼させることにより推力を得るジェットエンジンを有することを特徴とする請求項１乃至３のいずれか一項に記載の高高度到達装置。
7. 前記動力供給装置は、前記中継ドローンに加圧流体を供給するポンプ装置を含み、
   前記中継ドローンは、前記加圧流体を噴射することにより推力を得る噴射ノズルを有することを特徴とする請求項１乃至３のいずれか一項に記載の高高度到達装置。
8. 前記トップドローンには、太陽電池パネルが配置されており、
   前記太陽電池パネルは、前記トップドローンに配置された機器に必要な電力の少なくとも一部を供給することを特徴とする請求項１乃至３のいずれか一項に記載の高高度到達装置。
9. 前記複数のドローンは、前記トップドローンおよび前記中継ドローンを前記有線ケーブルによって直列に連結した主ドローン群と、該主ドローン群の途中から分岐して、少なくとも１つの副ドローンを有線ケーブルによって連結した副ドローン群とから構成されることを特徴とする請求項１乃至３のいずれか一項に記載の高高度到達装置。
10. 前記複数のドローンは、前記トップドローンおよび前記中継ドローンを前記有線ケーブルによって直列に連結した主ドローン群と、該主ドローン群の途中から分岐して、少なくとも１つの補助ドローンを有線ケーブルによって連結した補助ドローン群とから構成され、
    前記補助ドローンは、前記物体に連結されることを特徴とする請求項１乃至３のいずれか一項に記載の高高度到達装置。
11. 前記中継ドローンに連結される補助飛行体をさらに備え、
    前記補助飛行体は、気球または飛行船であることを特徴とする請求項１に記載の高高度到達装置。
12. 前記トップドローンに連結される物体は、ステージであり、
    前記ステージに、地上から物資を搬送するための昇降機構が連結されていることを特徴とする請求項１乃至３のいずれか一項に記載の高高度到達装置。
13. 前記ステージには、飛翔体を射出するための発射装置が配置されており、
    前記発射装置は、前記飛翔体を地球周回軌道に乗せるための円軌道速度以上の速度を前記飛翔体に与えることを特徴とする請求項１２に記載の高高度到達装置。
14. 前記ステージには、ロケットを発射するための発射台が設置されていることを特徴とする請求項１２または１３に記載の高高度到達装置。
15. 前記ステージには、宇宙空間を飛翔する飛翔体を捕獲するためのドッキング機構が配置されていることを特徴とする請求項１２乃至１４のいずれか一項に記載の高高度到達装置。
16. 前記トップドローンに連結される物体は、ステージであり、
    前記ステージに、太陽光発電衛星で発電された電力を受信するための受信装置が配置されていることを特徴とする請求項１乃至３のいずれか一項に記載の高高度到達装置。
17. 前記受信装置で受信された電力を利用して、水を電気分解する水素・酸素発生装置をさらに備え、
    前記動力供給装置は、前記水素・酸素発生装置で得られた水素および酸素を前記トップドローンに供給するポンプ装置を含み、
    前記トップドローンは、前記水素および前記酸素の混合燃料を燃焼させることにより推力を得る気体ロケットエンジンを有していることを特徴とする請求項１６に記載の高高度到達装置。
18. 前記トップドローンおよび／または前記中継ドローンは、該トップドローンおよび／または中継ドローンが高速で地上に落下することを防止するための安全機構を備えていることを特徴とする請求項１乃至３のいずれか一項に記載の高高度到達装置。
19. 前記安全機構は、パラシュートまたはグライダー翼であることを特徴とする請求項１８に記載の高高度到達装置。
20. 前記有線ケーブルに配置された中継ポンプをさらに備え、
    前記中継ポンプは、前記有線ケーブルを流れる前記燃料を昇圧させることを特徴とする請求項１乃至３のいずれか一項に記載の高高度到達装置。
21. 物体を、地上から１００ｋｍ以上の高高度領域まで到達させる高高度到達装置であって、
    前記物体に連結される主ドローンと、複数の従ドローンとを含む複数のドローンと、
    前記主ドローンに連結される主有線ケーブルと、
    前記主ドローンを飛行させる燃料を、前記主有線ケーブルを介して供給するための主動力供給装置と、
    前記複数の従ドローンのそれぞれに連結される従有線ケーブルと、
    各従ドローンを飛行させる動力または燃料を、前記従有線ケーブルを介して供給するための従動力供給装置と、
    前記従ドローンのうちのいくつかを、前記主有線ケーブルに設けられた連結点でそれぞれ連結する連結具と、を備え、
    前記主動力供給装置は、前記主ドローンに気体燃料および気体酸化剤を供給するポンプ装置、前記主ドローンに固体燃料を供給するポンプ装置、および前記主ドローンに液体燃料および液体酸化剤を供給するポンプ装置のうちのいずれかを含んでおり、
    前記主ドローンは、前記気体燃料および前記気体酸化剤の混合燃料を燃焼させることにより推力を得る気体ロケットエンジン、前記固体燃料を燃焼させることにより推力を得る固体ロケットエンジン、または前記液体燃料および前記液体酸化剤の混合燃料を燃焼させることにより推力を得る液体ロケットエンジンを有し、
    前記主ドローンは、前記連結点のうちの最も上に位置する連結点から該主ドローンまでの間の前記主有線ケーブルの一部の重量と、前記物体の重量を負担して飛行し、
    前記従ドローンは、該従ドローンに連結された前記従有線ケーブルの重量の少なくとも一部と、前記主有線ケーブルの残りの重量の一部または他の従ドローンに連結された前記従有線ケーブルの重量の一部と、を負担して飛行することを特徴とする高高度到達装置。
22. 前記主動力供給装置と前記従動力供給装置とは、一体化された動力供給ユニットとして構成されることを特徴とする請求項２１に記載の高高度到達装置。

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