JPH037700A

JPH037700A - 多段式ロケット

Info

Publication number: JPH037700A
Application number: JP1142201A
Authority: JP
Inventors: Hideo Kinumura; 絹村　英雄
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 1989-06-06
Filing date: 1989-06-06
Publication date: 1991-01-14

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】〔産業上の利用分野〕本発明は、人工衛星等打上げ用等の多段式ロケットに関
する。

（従来の技術〕従来の多段式ロケットの１段目ロケットによる推進時の
姿勢制御は、−段目ロケットのエンジン自体をロケット
機体に対して動かずことによって行なわれている。

即ち、第１０図に示すように、１段目ロケット・０５の
エンジン０７を油圧アクチュエータ０８によって１段目
ロケット０５に対して首振りをさせて推力の方向を変え
ている。このために、１段目ロゲノトの酸化剤及び燃料
である液酸、液水０９をエンジンに送るために、摂氏マ
イナス二百数十度の極低温で作動するフレキシブルなべ
ｌ：Ｊ−０１０が１段ｒｌ　ｏ　’＋−ット０５とエン
ジン０７の間に設けられている。

〔発明が解決しようとする課題〕

現在の多段式ロケッ１−で（，１、」二段部Ｉ：Ｊヶノ
トに超高精度な誘導装置をもら、ロケットを所定の軌道
に誘導する。１段目「１ケットは同装置のコンピュータ
ーからの信号を受り、上記したように油圧装置によりエ
ンジンの首振りを行ない、所定τスを飛ぶようにコント
ロールしている。このため大型な１段目のエンジンを動
かすため複雑な油圧装置を必要とし、またエンジンが可
動のための技術的に困難な低温用のへローズ等を必要と
している。従って、部品点数の増大、製造コストアップ
をもたらし、また製造から打上げ前に複雑なテストを何
度も行なう必要があり、このための所要時間と人件費も
嵩むという問題点があった。

本発明はこれらの問題点を解決するために提案されたも
のである。

［課題を解決するための手段］本発明の多段式ロヶノ１〜は次の手段を講した。

（１）機体に固定されたエンジンをもつ１段目ロケット
、及び１段目ロケットの側部に取付けられ横向きの噴射
口をもつ小型固体ロケットを備えた。

（２）上記（１）の多段式ロケットにおいて、小型固体
ロケ７１・は交互に推進策と遅延火薬が充填されている
。

（３）」−記（２）の多段式ロケットにおいて、推進策
と更に小型ロケットの推進策と遅延火薬の間に異常燃焼
防止用遮蔽板を設けることによって、遅延火薬に部分的
に燃焼の不均一か生じ火種が予定時間より早く推進策に
到着した場合においても、同遮蔽板によって到着した火
種を遮ぎり、これによって、推進策が予定時間に着火し
、所定のプロゲラｌ、で横向きの推力を発生させること
できる。

上記（４）の本発明は、上記（１）の本発明において、
複数個の小型固体ロケットを１段目四ケッ１−の側部に
配置したことによって、小型固体ロケットの各々を別個
に燃焼させることができる。従って、１個分の小型固体
ロケ・ノＩ・による姿勢制御が必要になった時点で、１
個づつ順次小型固体ロケットをり熱焼さセて（怪力を発
生さ−Ｕることによって、卑青密な多段式ロケットの姿
勢制御が可能になる。

［実施例］本発明の第一の実施例を第１図ないし第３図によって説
明する。

１は、推進策３と遅延火薬４が交互に充填された小型の
固体ロケットであり、その後端には同口遅延火薬の間に
異常燃焼防止用遮蔽板か設ｉＪられている。

（４）上記（１）の多段式ロケットにおいて、複数の小
型固体ロケットを１段目１７１ケントの側部に配置した
。

〔作　用〕

」−記（１）の本発明では、大型な１段目＋：１ヶノト
のエンジンが機体に固定されており、従来の首振り式エ
ンジンに伴う複雑な油圧装置や低温用の・＼ローズ等を
必要としない。一方、横向きの噴射［１をもつ小型固体
ロケットによって、横向きの推力が得られ、１段目ロケ
ット・の推力による推進Ｂ馬の姿勢制御が行なわれる。

上記（２）の本発明は、上記（１）の本発明において、
更に小型固体ロケソ１−に推進策と遅延火薬を交互に充
填することによって、遅延火薬によって１１ｈ向きの推
力を発生しない時間が得られ、両火薬の量、つめ方に応
して横向きの推力を発生ずるプログラムが調整される。

上記（３）の本発明は、−上記（２）の本発明において
、ケント１の軸には一直角の横力向（第１図に才、′り
る」一方向）に向って開口する噴射口２が設けられてい
る。同固体ロケンｌ〜１は、第２図に示すように、１段
目ロケット５及び２段目ロケット・６をもつ多段式ロケ
ッ目０の１段「Ｉロゲッｌ□　５の後側部にその噴射口
２がロケット１０の軸方向に対しては＼゛直角なず横方
向に向うように取付りられる。

また、１段目ロケット５のエンジン７は１段目ロケット
５に首振りをしないように固定されている。

本実施例では、１段目ロケット５　ｔこよる飛行■１に
、図示しない点火装置を１０ケント機体等より作動させ
て固体ロケット１を点火することによって、横向きの推
力が得られ、ロケットの姿勢制御を行なうことができる
。またこの横向きの推力は、固体ロケット１の推進策３
の燃焼時に発生し、遅延火薬４の燃焼時には発生しない
ために、第２図に示すように、推力が時間をおいて発生
し、これによって口ろットのステアリング角度を時間を
おいて変化させることができる。

本実施例は、以上のように、大型の１段目Ｉ−Ｉゲット
のエンジン７を固定式としているが、小型の固体ロケッ
ト１によって、多段式ロケット１０の姿勢制御を行なう
ことができ、従来の多段式ロケットのように１段目ロケ
ット用として複雑な油圧装置やフレキシブルなヘローズ
等を必要としない。

また、横方向の推力が発生するプログラムは、推進策３
と遅延火薬４のつめ方及び量等によって自由に選択する
ことができる。

本発明の第二の実施例を第４図ないし第６図によって説
明する。

本実施例は、推進策１３が充填され第４図上方に向う噴
射口１２をもつ複数の小型の固体ロケット１１を取伺台
１４に取付け、上記第一の実施例と同様に１段目ロケッ
ト５と２段目ロケット６をもつ多段式ロケット１０の１
段目ロケット５の後側部に、上記噴射口１２がロケット
１０の軸方向に対してはヌ直角をなす横方向に向うよう
取付台１４を介して取付けた。１段目ロケット５のエン
ジン７は、上記第一の実施例と同様に１段目ロケット５
へ固定されている。

ロケット１に交互に充填された推進策３と遅延火薬４と
の間に異常燃焼防止用の断熱性のある遮蔽板２６を設け
た。同遮蔽板２６は、断熱性があると共に、適当な時間
遮蔽を行った後焼失するコルク等の材料とするのが望ま
しく、また、同遮蔽板２６は燃焼の早く進む部位に設け
るのが望ましい。

小型ロケット１内の燃焼が均一に行なわれない場合には
、第８図に示すように、遅延火薬４の１部が早く燃え、
推進策３の部分２５が予定より早く点火されることによ
って推進策３が燃焼し、予め予定された時刻とは異った
時刻に推力が発生することがある。

本実施例では、推進策３と遅延火薬４との間に断熱性の
ある遮蔽板２６を設けることによって、火種が早く推進
策３に到着しても、同遮蔽板２６によってこれを一時遮
ぎり、所定の時刻に推進策３に点火が行なわれる。従っ
て、遅延火薬４と交互に充填された各推進策３は所定の
時刻に燃焼を開始すること＼なり、多段式ロケットを予
定のコースに飛行させることができる。

本実施例では、小型ロケット１１の１個分のｔｊＩ力が
必要となった時を２段目ロケットに搭載される誘導制御
コンピュータにより旧算し、順次小型ロケット１１に点
火信号を送ることによって、第６図に示すように必要な
横方向の推力を発生させて、多段式１コケツトのステア
リング角度を変化さ・已て姿勢制御を行なうことができ
る。

本実施例は、上記第一の実施例の作用、効果に加えて、
必要な都度、複数の小型ロケット１１を順次点火するこ
とによって、多段式ロケットの姿勢制御を行なうことが
できる。

また、本実施例では、多段式ロケット１０の重心を考慮
して、複数の小型ロケット１１のうち点火するものを選
択することによって、所望の姿勢の変化量を得ることが
できると共に、小型ロケット１１の数を増減することに
よって、種々の大きさの多段式ロケッＩ・に対応するこ
とかできる。

本発明の第三の実施例を第７図によって説明する。

本実施例は、上記第一の実施例において、小型本発明の
第四の実施例を第９図によって説明する。

本実施例は、上記第二の実施例にお４Ｊるように、多段
式ロケットの軸方向に対しては一直角をなす横方向に向
って取イ」りられた複数の小型の固体１］ケツＩ・を設
りたもの＼点火装置に改良を加えたものである。

即ち、多段式ロケット機体２）３には誘導旧算器２７が
内蔵されている。また、取イ］台２１によって、上記ロ
ケット機体２８の軸方向に対しては一゛直角をなす根方
向に向って、それぞれの噴射口４０ａ〜４０ｎが開口す
るように小型の固体ロケッ）　２２ａ〜２２ｎが−１−
記ロケント機体２８に取付ジノられている。３０は取イ
；ｊ台２１に内蔵された電源であり、同型１ｆｆ１３０
はリレー３１の可動接点３１ａへ接続されている。同可
動接点３１ａは常時閉の接点３１′ａを経てワンシコッ
トマルチ２５のロータリーリレー２４−＼接続されてい
る。

方、リレー３１の常時開の接点３１″ａは、ロータリリ
レー２４ａの回動接点２４ａに１妾続されている。同回
動接点２４ａは、それぞれ固体ロケット２２ａ〜２２ｎ
の点火栓２３８〜２３ｎに接続された接点２３′ａ〜２
３′ｎのいづれかに接触するようになっている。また、
上記誘導計算器２７は、ロケット機体２８と取付台２１
との接続部２９及び上記リレー３１を経て電源３０に接
続されている。

本実施例において、誘導計算器２７では、予定飛行径路
とロケット機体２８に搭載した慣性誘導装置によって旧
算されている実飛行径路との差が固体ロケット１個分の
補正量以内にあるか否かを常時計算比較している。予定
飛行径路と実飛行径路の差が一定値より大きくなると、
誘導旧算器２７は短時間リレー３１を作動させる信号を
出力する。これによって、リレー３１が作動され、その
可動接点３１ａは接点３１′ａから離れ接点３１　ａに
接触する。これによって、電ａ３０から接点３１ａ、３
１″ａ、接点２４ａ同接点２４ａに接触している点火栓
の接点、例えば２３′ａを経て複数の固体ロケットのう
ちの１個２２ａの点火栓２３ａへ電流が流れ、同固体１
コゲツＩ・２２ａが点火される。このようにして固体ロ
ケット２２ａにおけるｔｉ、進薬の燃焼が行なわれ、噴
射口４０ａから必要な軌道修正を行なうことができる。

以上の通り、本実施例によれば、共通の回路によって複
数の小型固体ロケッＬ２２ａ〜２２ｎの点火を行なうこ
とによって、回路を簡単にし、その重量を低減させるこ
とができ、かつ信頼性を高めることができると共にロケ
ット打上げ時の整備性を向上させることができる。

（発明の効果］本発明は次の効果を奏することができる。

（１）請求項（１）に記載の本発明では、大型な１段目
ロケットのエンジンが機体に固定されており、従来の首
振り式エンジンにおけるような複雑な油圧装置や低温用
のベローズを必要とせず、重量が低減され、また信頼性
が向上する。しかも、横向きの噴射口をもつ小型ロケッ
１〜によって姿勢制御を容易に行なうことができる。

（２）請求項（２）に記載の本発明では、上記請求項（
１）に記載の本発明において、小型固体ロケットに推進
策と遅延火薬を交互に充填することによって、姿勢制御
用の横向きの１１トカを発生ずるプロガスが噴射されて
、多段式ロケット機体２８の姿勢が変わり軌道が修正さ
れて予定飛行径路・＼戻る。

−・方、誘導計算器２７からの信号出力がｍ一定時間後
に消滅すると、リレー３１の可動接点３１８は接点３１
　ａから離れて再び接点３１′ａに接触する。可動接点
３１ａが接点３１”ａに接触し接点３１′ａが開かれて
いるときには、接点３１′ａに接続されたワンショッ１
ヘマルチ入口の点２６の電位はセロであるが、可動接点
３１′ａが可動接点３１．］に接触すると、同点２６の
電位は電ｉｆ！３０の電圧に変化する。この電圧の変化
によって、パルスが発生し、点２６に接続されたロータ
リーリレー２４が作動される。このロータリーリレー２
４の作動によって、同ロータリーリレー２４の回動接点
２４ａは回動して、次の固体ロケソＩ・の点火栓の接点
、例えば固体ロケット２２ｈの点火栓２３１）の接点２
３′ｂに接触して点火栓回路が切換ねり次の点火に備え
る。

このようにして、本実施例では、軌道修正の必要が起っ
たときに、誘導計算器２７の信号によって順次固体ロケ
ソｌ□２２ａ〜２２ｂが点火されて燃焼し、ダラムを調
整することができる。

（３）請求項（３）に記載の本発明では、上記請求項（
２）に記載の本発明において、遅延火薬の燃焼の不均一
が生じても、遮断板によって推進策を予定時間に着火さ
せることができ、所定のプ１コグシムで姿勢制御用の横
向きの推力を発生させることができる。

（４）請求項（４）に記載の本発明では、上記言青求項
（１）に記載の本発明において、複数個の小型ロケット
を設りることによって、これらを別個に燃焼させること
ができ、これによって多段式ロケットの精密な姿勢制御
を行なうことができる。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の第一の実施例に用いられる小型固体ロ
ケットの説明図、第２図は同実施例の説明図、第３図は
同実施例における推力とステアリング角度の時間的変化
を示すグラフ、第４図は本発明の第二の実施例に用いら
れる小型固体１７ケソトの説明図、第５図は同実施例の
説明図、第６図は同実施例におりるｔｕＬ力とステアリ
ング角度の時量的変化を示すグラフ、第７圓は本発明の
第三の実施例の小型固体ロケットの説明図、第８図は同
小型固体じ１ゲツトにおいて遮蔽板を省略した場合の燃
焼状況を示す説明図、第９図は本発明の第四の実施例の
説明図、第１０図は従来の多段式ロケットの説明図であ
る。１・・・小型固体ロケット、２・・・噴射口３・・・推
進策、　　　　　　　４・・・遅延火薬５・・・１段目
ロケット、６・・・２段目ロケット２．７・・・１段目
ロケットのエンジン１０・・・多段〒いロケット２１・・・取付台２２ａ〜２２ｎ・・・小型固体ロケット２３ａ〜２３ｎ
・・・点火栓。２３′ａ〜２３′ｎ・・・接点。２４・・・ロータリーリレー２４ａ・・・ロータリーリレーの接点２５・・ワンショットマルチ２７・・・誘導計算器２８・・・多段式ロケット機体３０・・・電源３１・・・リレー３１ａ　３１’ａ　　３１″ａ−リレーの接点。

Claims

【特許請求の範囲】

（１）機体に固定されたエンジンをもつ１段目ロケット
、及び１段目ロケットの側部に取付けられ横向きの噴射
口をもつ小型固体ロケットを備えたことを特徴とする多
段式ロケット。
（２）小型固体ロケットは交互に推進策と遅延火薬が充
填されていることを特徴とする請求項（１）に記載の多
段式ロケット。
（３）推進策と遅延火薬の間に異常燃焼防止用遮蔽板が
設けられていることを特徴とする請求項（２）に記載の
多段式ロケット。
（４）複数の小型固体ロケットを１段目ロケットの側部
に配置したことを特徴とする請求項（１）に記載の多段
式ロケット。