WO2024262159A1 - ロケットの耐雷構造及びこれを備えたロケット - Google Patents

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英男 山越
浩志 熊▲崎▼
修平 武藤
真一 森下
寛之 谷
雄途 小澤
啓介 川村
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    • B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
    • B64D45/02—Lightning protectors; Static dischargers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
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    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/52—Protection, safety or emergency devices; Survival aids

Definitions

  • a rocket refers to a flying object that uses a liquid or solid rocket engine as a propulsion device.
  • Lightning may strike an aircraft. If the aircraft is made of metal, it is conductive and does not require a special lightning-resistant structure. In contrast, if the aircraft is made of composite materials such as CFRP (Carbon Fiber Reinforced Plastics) or GFRP (Glass Fiber Reinforced Plastics), it does not have the high conductivity of metals and therefore requires a lightning-resistant structure.
  • CFRP Carbon Fiber Reinforced Plastics
  • GFRP Glass Fiber Reinforced Plastics
  • metal mesh made of copper or aluminum on the outer surface of the aircraft to disperse lightning current or conduct it to metal components that are less susceptible to the current, thereby protecting the composite materials placed under the metal mesh, etc.
  • Diverter strips are also sometimes used as lightning-resistant structures for aircraft. Diverter strips come in two types: ordinary metal rods and segmented diverter strips (Patent Documents 3 and 4). However, diverter strips only work on structures made of electrical insulators.
  • rockets have a different airframe structure from aircraft, and lightning-resistant structures require different considerations than aircraft.
  • CFRP which is lighter and stronger than GFRP
  • CFRP is conductive, so even if a metal mesh or the like is used as a lightning-resistant structure, the metal mesh or the like may be damaged by lightning, melted or evaporated by the lightning current, or become hot, causing damage to the CFRP due to the continued lightning current.
  • the adhesive strength of the adhesive layer will decrease or the metal mesh or the like will melt and peel off. If this does not happen, the outer surface of the airframe may be damaged or melted, or the peeled part may collide with the rear part of the airframe, causing unacceptable damage.
  • segmented diverter strips even if they are attached to conductive CFRP, the electric field generated in the gaps of the diverter strips may be insufficient, preventing plasma from being generated and the generation of a plasma channel through which lightning current can flow.
  • This disclosure was made in light of these circumstances, and aims to provide a lightning-resistant structure for a rocket that can effectively dissipate the lightning current generated by a lightning strike, and a rocket equipped with the same.
  • the lightning-resistant structure of a rocket comprises a first layer that constitutes the body of the rocket and is made of CFRP, a second layer that is arranged to cover the outer surface of the first layer and is made of a dielectric, and a conductive layer that is arranged on the outer surface of the second layer and is made of a conductor, the conductive layer being linear and extending in the longitudinal direction of the body, and multiple conductive layers are arranged at predetermined intervals around the circumference of the body.
  • a rocket according to one embodiment of the present disclosure has the lightning-resistant structure of the rocket described above.
  • FIG. 1 is a side view showing a rocket according to a first embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 2 is an enlarged cross-sectional view of a portion of the rocket of FIG. 1.
  • FIG. 11 is a side view showing a rocket according to a second embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 11 is a side view showing a rocket according to a third embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 11 is a side view showing a rocket according to a fourth embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 6 is a side view showing a modified example of FIG. 5 .
  • FIG. 11 is a partially enlarged cross-sectional view of a rocket according to a fifth embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 8 is a side view of the rocket of FIG. FIG.
  • FIG. 13 is a partially enlarged cross-sectional view showing the spacing of the SDS.
  • FIG. 8 is a partially enlarged cross-sectional view showing a modified example of FIG. 7 .
  • FIG. 13 is a side view showing a rocket according to the sixth embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 12 is an enlarged cross-sectional view of a portion of the rocket of FIG.
  • FIG. 13 is a partially enlarged cross-sectional view showing a modified example of FIG. 12 .
  • a rocket 1 equipped with a lightning-resistant structure according to this embodiment is shown in Fig. 1.
  • a body 2 of the rocket 1 is mainly made of CFRP (Carbon Fiber Reinforced Plastics).
  • the rocket 1's body 2 comprises, in order from the front, i.e., from the direction of travel F, a tip section 3, a forward section (torso) 5, and a rear section 7.
  • the tip section 3 is a tapered cone having a central axis CL.
  • the forward section 5 is cylindrical and has a common central axis CL.
  • the rear section 7 is cylindrical and has a common central axis CL.
  • the dimension of the rear section 7 in the direction of the central axis CL i.e., in the longitudinal direction, is greater than that of the forward section 5.
  • a number of (e.g., four) tail fins 9 are attached to the rear end of the rear section 7.
  • the forward section 5 and rear section 7 are equipped with rocket engines (propulsion devices), separation devices, communication devices, steering devices, and attitude control devices.
  • the rear fuselage section 7 has a lightning-resistant structure. Specifically, as shown in FIG. 2, it has a first layer 11 made of CFRP and a second layer 12 that is provided to cover the outer surface of the first layer 11.
  • the first layer 11 forms the main shape of the rear fuselage 7 and is cylindrical.
  • the CFRP that forms the first layer 11 provides a certain strength to the aircraft.
  • the second layer 12 is formed to cover the entire circumference of the first layer 11 and is cylindrical.
  • the second layer 12 is made of a dielectric material, and for example, a resin-based paint (such as a heat-resistant paint) is used. Instead of paint, a porous, lightweight thermal insulator (such as cork) that contains a large amount of gas such as air can also be used.
  • the thickness of the second layer 12 is, for example, about several mm, and is 2.5 mm or more, preferably 3 mm or more.
  • a segmented diverter strip (hereinafter referred to as "SDS") 15 is provided on the outer surface of the second layer 12.
  • the SDS 15 has a structure in which a number of metal plates (metal pieces) 17 are fixed onto insulating tape 16, which is an electrical insulator.
  • the metal plates 17 are, for example, thin pieces of gold-plated copper.
  • the insulating tape 16 is, for example, a polyimide tape.
  • the insulating tape 16 is fixed to the second layer 12 using an adhesive 18.
  • an adhesive having a heat resistance of about 260°C is selected as the adhesive 18.
  • the multiple metal plates (metal pieces) 17 of the SDS 15 are arranged in a line from the front end to the rear end of the SDS 15 in the traveling direction with a predetermined small interval (gap) between each other.
  • the SDS 15 is provided in a straight line parallel to the longitudinal direction (direction of the central axis CL) of the rear fuselage section 7.
  • Multiple SDSs 15 are provided at predetermined intervals (spaces) in the circumferential direction of the rear fuselage section 7.
  • the lightning-resistant structure of the rocket 1 configured as above functions as follows.
  • the principle of how lightning strikes an aircraft is detailed in 3.4 Aircraft Lightning Strike Mechanisms in the above-mentioned non-patent document 1, and the following description is based on that theory.
  • the first return lightning stroke directly strikes the conductive SDS 15, causing a lightning strike LS, or a creeping discharge occurs on the outer surface from the conductive SDS 15 to the second layer 12 toward the precursor discharge, connecting with it and causing a lightning strike LS, thereby forming a path for the lightning current LC on the SDS 15.
  • a sufficient voltage is generated between each metal plate 17 of the SDS 15, causing insulation breakdown not only in the gap but also on the metal plate 17, forming a plasma channel in the atmosphere surrounding the SDS 15 and allowing the lightning current to flow.
  • the lightning current guided by the SDS 15 is conducted to the rear side of the rocket 1 and discharged to the clouds or ground surface on the opposite side through the path of the precursor discharge on the opposite side.
  • the weight of the rocket 1 can be reduced by constructing the rear body 7 with the first layer 11 using CFRP.
  • the CFRP of the first layer 11 is conductive, but the second layer 12 made of a dielectric material is provided to cover the outer surface of the first layer 11.
  • the lightning current generated by lightning strike can be collected by providing SDS 15 on the outer surface of the second layer 12.
  • the SDS 15 is linear and extends in the longitudinal direction of the rear body 7, and multiple SDS 15 are provided at predetermined intervals around the circumference of the rear body 7, so that the lightning current can be effectively collected and conducted.
  • the use of SDS 15 allows lightning current to be conducted effectively.
  • the second layer 12 made of a dielectric is provided between the first layer 11 made of CFRP, sufficient electric field strength is generated in the gap between the metal plates 17, causing dielectric breakdown, and effectively demonstrating the function of the SDS.
  • the dielectric breakdown path generated in the atmosphere by SDS 15 the path of the large lightning current LC of the lightning stroke LS, the lightning stroke LS can be received and the lightning current LC can be conducted without damaging the conductive layer of the first layer 11 or the dielectric of the second layer 12.
  • the SDS 15 is arranged to have a spiral shape. Specifically, the SDS 15 is arranged at a predetermined oblique angle ⁇ with respect to the longitudinal axis L1, which is parallel to the longitudinal direction of the rear fuselage section 7. This oblique angle ⁇ is constant along the longitudinal direction of the rear fuselage section 7.
  • the effects of the present embodiment described above are as follows.
  • the lightning LS reaches multiple positions on the rocket 1's body in the form of a swept stroke SS. Since the rocket 1 moves at high speed relative to the position where the lightning LS occurs, it is considered that the swept stroke SS reaches multiple positions behind the direction in which the rocket 1 moves, that is, along the longitudinal direction of the body. Therefore, the SDS 15 is arranged at a predetermined oblique angle ⁇ with respect to the longitudinal axis L1 parallel to the longitudinal direction of the rear body 7. As a result, the SDS 15 is arranged in a spiral shape, increasing the probability that the SDS 15 will be located at the position where the swept stroke SS will reach. This allows the interval between adjacent SDS 15 to be widened.
  • the diagonal angle ⁇ of the SDS 15 was constant in the longitudinal direction of the rear torso section 7, but in this embodiment, the diagonal angle is made to change in the longitudinal direction of the rear torso section 7.
  • the diagonal angle ⁇ 2 on the rear side of the rear torso section 7 (the right side in the figure) is made larger than the diagonal angle ⁇ 1 on the front side ( ⁇ 1 ⁇ 2). In other words, the diagonal angle is made to gradually increase toward the rear side of the rear torso section 7.
  • the effects of the present embodiment described above are as follows.
  • the oblique angle of the SDS 15 coincides with the rotation angle of the rocket 1
  • the SDS 15 may not be located at the target position of the sweep torpedo strike SS. Therefore, by changing the oblique angle of the SDS 15 in the longitudinal direction, the probability that the SDS 15 will be located at the target position of the sweep torpedo strike SS can be increased.
  • the oblique angle gradually increases toward the rear of the rear fuselage section 7.
  • the oblique angle may gradually decrease, or may change discontinuously so that the SDS 15 forms a broken line.
  • an attraction SDS (lightning attraction section) 20 is provided between the SDS 15 and the tip 1a of the rocket 1.
  • the attraction SDS 20 attracts lightning strikes to the SDS 15.
  • the attraction SDS 20 is provided in the forward section 5 in correspondence with each SDS 15.
  • the attraction SDS 20 may be provided up to the tip 3.
  • the cross-sectional shape of the forward section 5 (and tip 3) is configured as shown in Fig. 2 as described in the first embodiment.
  • the rear end of the attraction SDS 20 is connected to the front end of the SDS 15 , and the front end of the attraction SDS 20 faces the tip 1 a of the rocket 1 .
  • the effects of the present embodiment described above are as follows.
  • the stepped leader is likely to occur near the tip 1a of the rocket 1.
  • the first return stroke and the swept stroke that follow the stepped leader are attracted by the attraction SDS 20. This allows the subsequent swept stroke SS to reach the rear SDS 15 with a high probability.
  • a metal fin 22 may be provided as a lightning attractor instead of the SDS 20 for attracting lightning.
  • the forward body section 5 and the tip section 3 may be made of metal.
  • a wing shape may be used instead of a fin shape.
  • the breakdown voltage of the second layer 12A in this embodiment is higher than the breakdown voltage of the first layer 11.
  • Specific examples of materials with a high breakdown voltage include Teflon (registered trademark), polyimide, meta-aramid fiber, and GFRP (Glass Fiber Reinforced Plastic).
  • the circumferential spacing S of the SDS 15 is determined based on the relationship between the dielectric breakdown voltage of the second layer 12A, which is an electrical insulator, and the creeping discharge voltage. Specifically, it is determined so that the creeping discharge voltage is less than the dielectric breakdown voltage. In this case, the spacing S is set so that the creeping discharge distance is 1/2.
  • a second layer 12A having a high breakdown voltage of this embodiment may be provided below the second layer 12 described in the first embodiment.
  • the breakdown voltage of the second layer 12A of the present embodiment is higher than the breakdown voltage of the first layer 11.
  • Specific examples of materials having a high breakdown voltage include Teflon (registered trademark), polyimide, meta-aramid fiber, and GFRP (Glass Fiber Reinforced Plastic).
  • a metal mesh 24 is provided on the insulating tape 16. Note that instead of the metal mesh, a metal film or a metal rod may be used.
  • the effects of the present embodiment described above are as follows.
  • the metal mesh 24 as the conductive layer, a lightning-resistant structure can be easily constructed.
  • these conductive layers it is possible to reduce the penetration of the electromagnetic field into the rocket interior and reduce lightning noise (lightning indirect effect) on the internal electric circuits. 11, even if lightning strikes the second layer 12A between the metal meshes 24 instead of striking the metal meshes 24, the breakdown voltage of the second layer 12A is high, so that the second layer 12A does not break down, and a creeping discharge occurs toward the metal mesh 24, leading to the lightning current being conducted to the metal mesh 24. At this time, no significant damage is caused to the portion of the second layer 12A where the creeping discharge occurs.
  • the circumferential spacing S of the metal mesh 24 is determined based on the relationship between the dielectric breakdown voltage of the second layer 12A, which is an electrical insulator, and the creeping discharge voltage. Specifically, it is determined so that the creeping discharge voltage is less than the dielectric breakdown voltage. In this case, the spacing S is set so that the creeping discharge distance is 1/2.
  • a second layer 12A having a high breakdown voltage of this embodiment may be provided below the second layer 12 described in the first embodiment.
  • the lightning-resistant structure of the rocket (1) comprises a first layer (11) which constitutes the body (7) of the rocket and is made of CFRP, a second layer (12) which is a dielectric and is provided so as to cover the outer surface of the first layer, and a conductive layer (15) which is a conductor and is provided on the outer surface of the second layer, the conductive layer being linear and extending in the longitudinal direction of the body, and multiple conductive layers are provided at predetermined intervals around the circumference of the body.
  • the rocket's body can be made lighter by being constructed with a first layer made of CFRP (Carbon Fiber Reinforced Plastics).
  • the first layer of CFRP is conductive, but a second layer made of a dielectric material is provided to cover the outer surface of the first layer. This allows the first layer to be electrically insulated and protected by the second layer.
  • a conductive layer on the outer surface of the second layer, lightning current generated by lightning strike can be collected in the conductive layer.
  • the conductive layer is linear and extends in the longitudinal direction of the body, and multiple conductive layers are provided at predetermined intervals around the circumference of the body, so that lightning current can be effectively collected and conducted.
  • linear means that the conductive layers are arranged along an imaginary line, and includes not only a continuous line, but also multiple conductive layers (metal pieces) arranged linearly with tiny gaps between them, such as in a segmented diverter strip.
  • a rocket refers to a flying vehicle that uses a liquid or solid rocket engine as a propulsion device.
  • the conductive layer is a segmented diverter strip (15) in which metal pieces are arranged linearly at predetermined intervals.
  • SDS segmented diverter strip
  • metal pieces are arranged linearly at a certain interval as a conductive layer
  • the second layer made of a dielectric is provided between the first layer made of CFRP, sufficient electric field strength is generated in the gap between each metal piece, causing dielectric breakdown, and the function of the SDS can be effectively demonstrated.
  • the lightning current conducts through the plasma path in the atmosphere and is discharged from the precursor discharge path on the opposite side, so that the CFRP of the first layer and the dielectric of the second layer are not damaged.
  • the second layer which is a dielectric
  • the thickness of the second layer made of a dielectric material is, for example, about several mm, and is 2.5 mm or more, and preferably 3 mm or more.
  • the lightning-resistant structure of a rocket according to the third aspect of the present disclosure is the second aspect, in which the segmented diverter strips are arranged at a predetermined oblique angle with respect to a longitudinal axis parallel to the longitudinal direction of the body.
  • the lightning-resistant structure of the rocket according to the fourth aspect of the present disclosure is the third aspect, in which the inclination angle changes in the longitudinal direction of the body.
  • the diagonal angle of the SDS is changed along the length of the body.
  • the SDS is made to have a spiral shape with a varying diagonal angle along the length.
  • the SDS may not be located at the target position for the sweep torpedo. Therefore, by changing the diagonal angle of the SDS along the length, the probability that the SDS will be located at the target position for the sweep torpedo can be increased.
  • the lightning-resistant structure of the rocket according to the fifth aspect of the present disclosure is any one of the second to fourth aspects, and includes a lightning attraction section (20) that is provided between the segmented diverter strip and the tip of the rocket and attracts lightning strikes to the segmented diverter strip.
  • a lightning attraction section is provided between the segmented diverter strip and the tip of the rocket, which can attract the first return stroke and the swept stroke that follow the stepped leader, increasing the probability that the subsequent swept stroke will reach the rear SDS.
  • the lightning attracting portion may be a segmented diverter strip, or may be a metal fin or wing.
  • the lightning-resistant structure of the rocket according to the sixth aspect of the present disclosure is such that in any of the first to fifth aspects, the breakdown voltage of the second layer is higher than the breakdown voltage of the first layer.
  • the breakdown voltage of the second layer is higher than that of the first layer, so the second layer does not break down and a creeping discharge occurs toward the SDS, leading to the lightning current being conducted to the SDS. At this time, no significant damage occurs to the part of the second layer where the creeping discharge occurs, or to the lightning current conducting part of the SDS.
  • materials having a high dielectric breakdown voltage include Teflon (registered trademark), polyimide, meta-aramid fiber, GFRP (Glass Fiber Reinforced Plastic), etc.
  • the second layer may be made of a material having a high dielectric breakdown voltage, or a material having a high dielectric breakdown voltage may be used as a part of the second layer.
  • the seventh aspect of the present disclosure relates to a lightning-resistant structure for a rocket in the first aspect, in which the conductive layer is a metal mesh, a metal film, or a metal rod, and the breakdown voltage of the second layer is higher than the breakdown voltage of the first layer.
  • the conductive layer can be easily constructed by using a metal mesh, metal film, or metal rod, and can also reduce the penetration of electromagnetic fields into the rocket interior and the lightning indirect effect on the internal electrical circuits. Even if lightning strikes the second layer between the conductive layers instead of the SDS, the breakdown voltage of the second layer is higher than that of the first layer, so the second layer does not break down and a creeping discharge occurs toward the conductive layer, leading to the lightning current being conducted to the conductive layer. At this time, no significant damage occurs to the part of the second layer where the creeping discharge occurs.
  • the rocket according to the first aspect of the present disclosure has the lightning-resistant structure of any one of the rockets according to the first to seventh aspects.

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Abstract

被雷して発生した雷電流を効果的に散逸させることができるロケットの耐雷構造を提供する。ロケット（１）の耐雷構造は、ロケット（１）の後胴部（７）を構成するとともにＣＦＲＰとされた第１層と、第１層の外表面を覆うように設けられ、誘電体とされた第２層（１２）と、第２層（１２）の外表面に設けられたＳＤＳ（１５）と、を備え、ＳＤＳ（１５）は、後胴部（７）の長手方向に延在する線状とされ、後胴部（７）の周方向に所定間隔をおいて複数設けられている。

Description

ロケットの耐雷構造及びこれを備えたロケット
　本開示は、ロケットの耐雷構造及びこれを備えたロケットに関するものである。ここでロケットとは、液体または固体ロケットエンジンを推進装置とする飛行体と意味する。
　雷によって機体に雷撃を受ける場合がある。機体が金属の場合、導電性を有するため特別な耐雷構造は不要である。これに対して、機体がＣＦＲＰ（Carbon　Fiber　Reinforced　Plastics：炭素繊維強化プラスチック）またはＧＦＲＰ（Glass　Fiber　Reinforced　Plastics：ガラス繊維強化プラスチック）等の複合材料の場合、金属のような高い導電性を有していないため、耐雷構造が要求される。例えば航空機の場合、機体の外表面に銅またはアルミなどの金属のメッシュまたは金属フィルム（以下「金属メッシュ等」という。）を採用することで、雷電流を分散あるいは電流の影響を受けにくい金属部材等へ導電させ、金属メッシュ等の下に配置された複合材料を保護することが提案されている（例えば特許文献１及び２）。
　また、航空機の耐雷構造としてダイバーターストリップが用いられることがある。ダイバーターストリップには、通常の金属棒のタイプと、セグメンテッド・ダイバーター・ストリップ(Segmented　Diverter　Strip)がある（特許文献３及び４）。しかし、ダイバーターストリップは電気絶縁物の構造に対してしか機能しない。
特開２０２２－１６５２８１号公報 特開２００９－２２７１６６号公報 米国特許第４５０６３１１号明細書 米国特許第４７９６１５３号明細書
Franklin　A．Fisher　and　J．Anderson　Plumer，DOT／FAA／TC－22／11，Published　by　Federal　Aviation　Administration，U．S．Department　of　Transportation，Nov．2022，"Lightning　Protection　of　Aircraft　Handbook"
　しかし、ロケットは、航空機とは異なる機体構造を有しており、耐雷構造として航空機とは異なる検討が必要である。例えば、機体構造の主たる材料としてＧＦＲＰよりも軽く強度が大きいＣＦＲＰとした場合、ＣＦＲＰは導電性を有するため耐雷構造として金属メッシュ等を用いたとしても、金属メッシュ等が被雷により破損、雷電流により溶融蒸発あるいは高温になって、継続する雷電流によりＣＦＲＰにダメージを与える恐れがある。特にロケットへの適用では、耐熱塗装の損傷が発生する恐れがある。また、ロケットの速度が増加し、空力加熱によって金属メッシュ等が高温になって行くと、ある時点で接着層の接着力が低下したり、金属メッシュ等が溶融して剥がれ落ちることが考えられる。そして、その際にうまく剥がれずに、機体の外面に損傷や溶融を発生させたり、剥離部が機体の後方部に衝突し許容できない損傷を起こす恐れがある。
　また、セグメンテッド・ダイバーター・ストリップを用いる場合には、導電性を有するＣＦＲＰ上に取り付けたとしても、ダイバーターストリップのギャップ間に発生する電界が不十分で、プラズマが発生せず、雷電流を流すプラズマチャネルが発生しないおそれがある。
　本開示は、このような事情に鑑みてなされたものであって、被雷して発生した雷電流を効果的に散逸させることができるロケットの耐雷構造及びこれを備えたロケットを提供することを目的とする。
　本開示の一態様に係るロケットの耐雷構造は、ロケットの胴部を構成するとともにＣＦＲＰとされた第１層と、前記第１層の外表面を覆うように設けられ、誘電体とされた第２層と、前記第２層の外表面に設けられ、導電体とされた導電層と、を備え、前記導電層は、前記胴部の長手方向に延在する線状とされ、前記胴部の周方向に所定間隔をおいて複数設けられている。
　本開示の一態様に係るロケットは、上記のロケットの耐雷構造を備えている。
　被雷して発生した雷電流を効果的に導電させることができる。
本開示の第１実施形態に係るロケットを示した側面図である。 図１のロケットの部分拡大横断面図である。 本開示の第２実施形態に係るロケットを示した側面図である。 本開示の第３実施形態に係るロケットを示した側面図である。 本開示の第４実施形態に係るロケットを示した側面図である。 図５の変形例を示した側面図である。 本開示の第５実施形態に係るロケットの部分拡大横断面図である。 図７のロケットを示した側面図である。 ＳＤＳの間隔を示した部分拡大横断面図である。 図７の変形例を示した部分拡大横断面図である。 本開示の第６実施形態に係るロケットを示した側面図である。 図１１のロケットの部分拡大横断面図である。 図１２の変形例を示した部分拡大横断面図である。
　以下に、本開示に係る実施形態について、図面を参照して説明する。
［第１実施形態］
　以下、本開示の第１実施形態について説明する。
　図１には本実施形態に係る耐雷構造を備えたロケット１が示されている。ロケット１の機体２は、主としてＣＦＲＰ（Carbon　Fiber　Reinforced　Plastics：炭素繊維強化プラスチック）で構成されている。
　ロケット１の機体２は、前方すなわち進行方向Ｆ側から順に、先端部３と、前胴部（胴部）５と、後胴部７とを備えている。先端部３は、中心軸線ＣＬを有し先細とされた円錐形とされている。前胴部５は、共通の中心軸線ＣＬを有し円筒形とされている。後胴部７は、共通の中心軸線ＣＬを有し円筒形とされている。後胴部７の中心軸線ＣＬ方向すなわち長手方向の寸法は、前胴部５よりも大きい。後胴部７の後端には、複数の（例えば４つの）尾翼９が取り付けられている。図示していないが、前胴部５および後胴部７にはロケットエンジン（推進装置）、切り離し装置、通信装置、操舵装置や姿勢制御装置が設けられている。
　後胴部７は、耐雷構造が施されている。具体的には、図２に示すように、ＣＦＲＰで構成された第１層１１と、第１層１１の外表面を覆うように設けられた第２層１２とを備えている。
　第１層１１は、後胴部７の主たる形状を構成し、円筒形とされている。第１層１１を構成するＣＦＲＰによって機体の所定の強度を負担させる。
　第２層１２は、第１層１１の全周を覆うように形成され、円筒形とされている。第２層１２は、誘電体で構成されており、例えば樹脂系の塗装（耐熱塗装など）が用いられる。塗装に代えて、空気などの気体を多く含む多孔質で軽量の熱的絶縁物（コルクなど）を用いることもできる。第２層１２の厚さは、例えば、数ｍｍ程度とされ、２．５ｍｍ以上、好ましくは３ｍｍ以上とされる。
　第２層１２の外表面には、セグメンテッド・ダイバーター・ストリップ（Segmented　Diverter　Strip：以下「ＳＤＳ」という。）１５が設けられている。ＳＤＳ１５は、電気絶縁体とされた絶縁テープ１６上に複数の金属板（金属片）１７が固定された構造とされている。金属板１７は、例えば金メッキされた銅の薄片が用いられる。絶縁テープ１６としては、例えばポリイミドテープが用いられる。絶縁テープ１６は、第２層１２に対して接着剤１８を用いて固定させる。接着剤１８としては、例えば２６０℃程度の耐熱性を有するものが選定される。
　ＳＤＳ１５の複数の金属板（金属片）１７は、互いに所定の微小な間隔（ギャップ）をおいて、ＳＤＳ１５の進行方向前端部から後端部まで線状に並べられている。ＳＤＳ１５は、図１に示すように、後胴部７の長手方向（中心軸線ＣＬ方向）に平行に直線状に設けられている。ＳＤＳ１５は、後胴部７の周方向に所定の間隔（スペース）をおいて複数設けられている。
　上記構成のロケット１の耐雷構造は以下のように機能する。なお、飛行体への被雷の原理は上記の非特許文献１の3.4　Aircraft　Lightning　Strike　Mechanismsに詳述されており、以下はその理論にもとづき記載している。
　ロケット１の後胴部７のＣＦＲＰを主構造とする部分への被雷シナリオには大きく分けて２つが考えられる。それは、（１）第１帰還雷撃（First　Return　Stroke）が着雷するケースと、（２）掃引雷撃（Swept　Stroke）が着雷するケースである。
　どちらの場合も、ロケット１が雷雲と地表面、雷雲と雷雲、あるいは、雷雲の内部に入り、ロケット１の周囲に強い電界が生じると、ロケットの先端部や後端部の電界が集中する部位から前駆放電（Stepped　Leader）が発生し、電界の方向に沿って進展していく。この時、前駆放電の大気中の位置はほとんど動かないため、ロケット１の飛行による機体の移動により、ロケット１の先端１ａ付近で発生した前駆放電の位置はロケット１の後方に相対的に移動していく。一方、ロケット１の後端部付近で発生した前駆放電は同じ部位に接続し続ける（Hang on）。雲の方向に延びていった前駆放電が雷雲からの前駆放電と結合（Junction）し、反対方向に延びていった前駆放電が反対側の雲または地表面からの前駆放電と結合すると、回路が繋がることで第１帰還雷撃ＬＳが発生する。
　一方、この過程と同時並行的に、ＳＤＳ１５の複数の金属板１７の間に設けられた微小な間隔（ギャップ）の絶縁テープ１６上に電界が発生するので、ある時点で絶縁破壊（沿面放電）が発生する。このＳＤＳ１５すべてのギャップに絶縁破壊が生じると、ＳＤＳ１５は導電状態となる。この際に導電性を有する第１層１１はＳＤＳ１５から第２層１２によって離隔されているため、各金属板１７間のギャップに電界強度が発生することへの影響を抑えることができる。
　上記（１）の場合、前駆放電が後胴部７に到達すると、直接第１帰還雷撃が導電状態のＳＤＳ１５に雷撃ＬＳを起こすか、前駆放電に向けて外表面上を沿面放電が導電状態のＳＤＳ１５から第２層１２に発生して結合することにより雷撃ＬＳを起こし、それにより雷電流ＬＣの経路がＳＤＳ１５上に形成される。具体的には、ＳＤＳ１５の各金属板１７間に十分な電圧が発生し、ギャップだけでなく金属板１７上にも絶縁破壊が生じ、ＳＤＳ１５上の周辺の大気中にプラズマチャネルが形成されて雷電流が流れる。このようにしてＳＤＳ１５によって導かれた雷電流はロケット１の後部側へ導電されて反対側の前駆放電の経路を通じて反対側の雲や地表面に放電される。
　上記（２）の場合、掃引雷撃（Swept　Stroke）が後胴部７に到達すると、掃引雷撃による雷撃ＬＳから導通状態のＳＤＳ１５に向けて沿面放電が発生し、上記（１）と同様に雷撃ＬＳを起こし雷電流ＬＣが形成される。さらにそれ以降も上記（１）と同様のメカニズムで雷電流ＬＣが放電される。なお、図１において雷電流ＬＣの線はＳＤＳ１５の上部に複数の曲部を設けて描画しているが、実際にはＳＤＳ１５の上部をある程度の太さでほぼ直線的な経路で導電すると考えられる。これは以下の実施形態でも同様である。
　以上説明した本実施形態の作用効果は以下の通りである。
　ロケット１の後胴部７としてＣＦＲＰを用いた第１層１１で構成することによって軽量化することができる。第１層１１のＣＦＲＰは導電性を有するが、第１層１１の外表面を覆うように誘電体とされた第２層１２を設けることとした。そして、第２層１２の外表面にＳＤＳ１５を設けることで被雷して発生した雷電流を集電することができる。ＳＤＳ１５は後胴部７の長手方向に延在する線状とされて後胴部７の周方向に所定間隔をおいて複数設けられているので、効果的に雷電流を集電し、導電させることができる。
　ＳＤＳ１５を用いることで、有効に雷電流を導電させることができる。誘電体とされた第２層１２がＣＦＲＰとされた第１層１１との間に設けられているので、各金属板１７間のギャップに十分な電界強度が発生し、絶縁破壊が生じ、ＳＤＳの機能を有効に発揮できる。ＳＤＳ１５が大気中に発生させる絶縁破壊経路を雷撃ＬＳの大電流の雷電流ＬＣの経路とすることで、第１層１１の導電層や第２層１２の誘電体を損傷させることなく雷撃ＬＳを受け、雷電流ＬＣを導電することができる。
［第２実施形態］
　次に、本開示の第２実施形態について説明する。本実施形態は、第１実施形態に対してＳＤＳ１５の配置が異なり、その他については同様である。したがって、第１実施形態と共通する構成については同一符号を付しその説明を省略する。
　図３に示すように、ＳＤＳ１５が螺旋形状となるように設けられている。具体的には、ＳＤＳ１５は、後胴部７の長手方向に平行な長手軸線Ｌ１に対して所定の斜め角度αを有して配置されている。この斜め角度αは、後胴部７の長手方向にわたって一定とされている。
　以上説明した本実施形態の作用効果は以下の通りである。
　雷撃ＬＳは、掃引雷撃（swept　stroke）ＳＳの形式でロケット１の機体の複数位置に到達する。雷撃ＬＳの発生位置に対してロケット１が高速で進行するので、掃引雷撃ＳＳの到達位置はロケット１が進行する方向に対し後方、すなわち機体の長手方向に沿って複数個所に到達すると考えられる。そこで、ＳＤＳ１５を後胴部７の長手方向に平行な長手軸線Ｌ１に対して所定の斜め角度αを有して配置することとした。これにより、ＳＤＳ１５は螺旋形状に配置され、掃引雷撃ＳＳの到達位置にＳＤＳ１５が位置する確率を高めることとした。これにより、隣り合うＳＤＳ１５の間隔を広げることができる。
［第３実施形態］
　次に、本開示の第３実施形態について説明する。本実施形態は、第２実施形態に対してＳＤＳ１５の配置が異なり、その他については同様である。したがって、第１実施形態及び第２実施形態と共通する構成については同一符号を付しその説明を省略する。
　第２実施形態ではＳＤＳ１５の斜め角度αが後胴部７の長手方向に一定であるとしたが、本実施形態では、斜め角度を後胴部７の長手方向において変化するようにした。図４に示すように、後胴部７の後側（同図において右側）の斜め角度α２を、前側の斜め角度α１よりも大きくした（α１＜α２）。すなわち、後胴部７の後側に行くに従い斜め角度を漸次増大するようにした。
　以上説明した本実施形態の作用効果は以下の通りである。
　ロケット１が中心軸線ＣＬ回りに回転して進行する場合、ＳＤＳ１５の斜め角度とロケット１の回転角度とが一致すると、掃引雷撃ＳＳの到達位置にＳＤＳ１５が位置しない場合が生じうる。そこで、ＳＤＳ１５の斜め角度を長手方向で変化させることで、掃引雷撃ＳＳの到達位置にＳＤＳ１５が位置する確率を高めることができる。
　なお、図４に示した実施形態では斜め角度が後胴部７の後側に行くに従い漸次増大するようにしたが、これに限定されるものではなく、漸次減少するようにしても良いし、ＳＤＳ１５が折れ線状となるように不連続に変化させても良い。
［第４実施形態］
　次に、本開示の第４実施形態について説明する。本実施形態は、第１実施形態に対して構成を付加した点で相違し、その他については同様である。したがって、第１実施形態と共通する構成については同一符号を付しその説明を省略する。
　図５に示すように、ＳＤＳ１５とロケット１の先端１ａとの間に、誘引用ＳＤＳ（着雷誘引部）２０が設けられている。誘引用ＳＤＳ２０は、ＳＤＳ１５への着雷を誘引する。誘引用ＳＤＳ２０は、各ＳＤＳ１５に対応して、前胴部５に設けられている。なお、誘引用ＳＤＳ２０は、先端部３にまで設けられていても良い。この場合、前胴部５（及び先端部３）の横断面形状は、第１実施形態で説明したように図２のような構成とされている。
　誘引用ＳＤＳ２０の後端は、ＳＤＳ１５の前端に接続され、誘引用ＳＤＳ２０の前端はロケット１の先端１ａの方向を向いている。
　以上説明した本実施形態の作用効果は以下の通りである。
　前駆放電（Stepped　Leader）は、ロケット１の先端１ａ付近に発生しやすい。そして、前駆放電に続いて生じる第１帰還雷撃（First　Return　Stroke）及び掃引雷撃（Swept　Stroke）を誘引用ＳＤＳ２０によって誘引することとした。これにより、その後に引き続き起きる掃引雷撃ＳＳが後方のＳＤＳ１５に高い確率で到達させることができる。
　なお、図６に示すように、着雷誘引部として、誘引用ＳＤＳ２０に代えて金属製のフィン２２を設けても良い。この場合、前胴部５及び先端部３は金属製とされていても良い。また、フィン形状ではなくウィング形状としても良い。
［第５実施形態］
　次に、本開示の第５実施形態について説明する。本実施形態は、第１実施形態に対して第２層を異なる構成とした点で相違し、その他については同様である。したがって、第１実施形態と共通する構成については同一符号を付しその説明を省略する。
　図７に示すように、本実施形態の第２層１２Ａの絶縁破壊電圧は、第１層１１の絶縁破壊電圧よりも高い。絶縁破壊電圧が高い材料としては、具体的には、テフロン（登録商標）、ポリイミド、メタアラミド繊維、GFRP（Glass　Fiber Reinforced　Plastic：ガラス繊維強化プラスチック）などを用いることができる。
　以上説明した本実施形態の作用効果は以下の通りである。
　図８に示すように、ＳＤＳ１５に着雷せずにＳＤＳ１５の間の第２層１２Ａに着雷した場合であっても、第２層１２Ａの絶縁破壊電圧が高いので、第２層１２Ａが絶縁破壊することなく、ＳＤＳ１５に向けて沿面放電が発生し、ＳＤＳ１５に雷電流が導かれる。このとき、第２層１２Ａの沿面放電の発生部分、および、ＳＤＳ１５の雷電流導電部分に大きな損傷は発生しない。
　図９に示すように、ＳＤＳ１５の周方向の間隔Ｓは、電気絶縁物である第２層１２Ａの絶縁破壊電圧と沿面放電電圧との関係で決定する。具体的には、沿面放電電圧＜絶縁破壊電圧となるように決定する。このとき、沿面放電距離は１／２となるように間隔Ｓを設定する。
　なお、図１０に示すように、第１実施形態で説明した第２層１２の下方に本実施形態の絶縁破壊電圧が高い第２層１２Ａを設けるようにしても良い。
［第６実施形態］
　次に、本開示の第６実施形態について説明する。本実施形態は、第１実施形態に対してＳＤＳ１５を用いない点及び第２層を異なる構成とした点で相違し、その他については同様である。したがって、第１実施形態と共通する構成については同一符号を付しその説明を省略する。
　図１１に示すように、本実施形態の第２層１２Ａの絶縁破壊電圧は、第１層１１の絶縁破壊電圧よりも高い。絶縁破壊電圧が高い材料としては、具体的には、テフロン（登録商標）、ポリイミド、メタアラミド繊維、GFRP（Glass　Fiber Reinforced　Plastic：ガラス繊維強化プラスチック）などを用いることができる。
　第１実施形態のＳＤＳ１５および金属板１７に代えて、金属メッシュ２４が絶縁テープ１６上に設けられている。なお、金属メッシュに代えて、金属フィルム又は金属棒としても良い。
　以上説明した本実施形態の作用効果は以下の通りである。
　導電層として金属メッシュ２４を採用することで、簡便に耐雷構造を構成することができる。また、これらの導電層とすることで、ロケット内部への電磁界の浸透を低減し、内部電気回路への雷ノイズ（Lightning　Indirect　Effect: 間接雷効果）を低減することもできる。
　図１１に示すように金属メッシュ２４に着雷せずに金属メッシュ２４の間の第２層１２Ａに着雷した場合であっても、第２層１２Ａの絶縁破壊電圧が高いので、第２層１２Ａが絶縁破壊することなく、金属メッシュ２４に向けて沿面放電が発生し、金属メッシュ２４に雷電流が導かれる。このとき、第２層１２Ａの沿面放電の発生部分に大きな損傷は発生しない。
　図１２に示すように、金属メッシュ２４の周方向の間隔Ｓは、電気絶縁物である第２層１２Ａの絶縁破壊電圧と沿面放電電圧との関係で決定する。具体的には、沿面放電電圧＜絶縁破壊電圧となるように決定する。このとき、沿面放電距離は１／２となるように間隔Ｓを設定する。
　なお、図１３に示すように、第１実施形態で説明した第２層１２の下方に本実施形態の絶縁破壊電圧が高い第２層１２Ａを設けるようにしても良い。
　以上説明した各実施形態に記載のロケットの耐雷構造及びこれを備えたロケットは、例えば以下のように把握される。
　本開示の第１態様に係るロケット（１）の耐雷構造は、ロケットの胴部（７）を構成するとともにＣＦＲＰとされた第１層（１１）と、前記第１層の外表面を覆うように設けられ、誘電体とされた第２層（１２）と、前記第２層の外表面に設けられ、導電体とされた導電層（１５）と、を備え、前記導電層は、前記胴部の長手方向に延在する線状とされ、前記胴部の周方向に所定間隔をおいて複数設けられている。
　ロケットの胴部としてＣＦＲＰ（Carbon　Fiber　Reinforced　Plastics：炭素繊維強化プラスチック）を用いた第１層で構成することによって軽量化することができる。第１層のＣＦＲＰは導電性を有するが、第１層の外表面を覆うように誘電体とされた第２層を設けることとした。これにより、第１層を第２層で電気絶縁して保護することができる。そして、第２層の外表面に導電層を設けることで被雷して発生した雷電流を導電層に集電することができる。導電層は胴部の長手方向に延在する線状とされて胴部の周方向に所定間隔をおいて複数設けられているので、効果的に雷電流を集電し、導電させることができる。
　なお、線状とは、導電層が仮想の線に沿って配置されていることを意味し、一連とされた線状だけでなく、セグメンテッド・ダイバーター・ストリップのように微小の間隔（ギャップ）を空けて複数の導電層（金属片）が線状に並べられていることも含む。
　また、ロケットとは、液体または固体ロケットエンジンを推進装置とする飛行体と意味する。
　本開示の第２態様に係るロケットの耐雷構造は、前記第１態様において、前記導電層は、金属片が所定間隔をおいて線状に並べられたセグメンテッド・ダイバーター・ストリップ（１５）とされている。
　導電層として金属片が所定間隔をおいて線状に並べられたセグメンテッド・ダイバーター・ストリップ（Segmented　Diverter　Strip：ＳＤＳ）を用いることで、有効に雷電流を導電させることができる。誘電体とされた第２層がＣＦＲＰとされた第１層との間に設けられているので、各金属片間のギャップに十分な電界強度が発生し、絶縁破壊が生じ、ＳＤＳの機能を有効に発揮できる。ＳＤＳが機能すると、雷電流は大気中のプラズマ経路を導電し反対側の前駆放電経路から放電されるので、第１層のＣＦＲＰと第２層の誘電体を損傷させることがない。
　誘電体とされた第２層は、例えば、樹脂系の塗装が用いられ、または、空気などの気体を多く含む多孔質で軽量の熱的絶縁物（コルクなど）を用いることができる。さらには、ロケットで空力加熱対策として必要となる耐熱塗料や耐熱物を用いて２つの機能を持たせることもできる。
　誘電体とされた第２層の厚さは、例えば、数ｍｍ程度とされ、２．５ｍｍ以上、好ましくは３ｍｍ以上とされる。
　本開示の第３態様に係るロケットの耐雷構造は、前記第２態様において、前記セグメンテッド・ダイバーター・ストリップは、前記胴部の長手方向に平行な長手軸線に対して所定の斜め角度を有して配置されている。
　雷撃は、掃引雷撃（swept　stroke）の形式でロケットの胴部の複数位置に到達する。掃引雷撃に対してロケットが高速で進行するので、掃引雷撃の到達位置はロケットが進行する方向すなわち胴部の長手方向に沿って到達すると考えられる。そこで、ＳＤＳを胴部の長手方向に平行な長手軸線に対して所定の斜め角度を有して配置することとした。これにより、ＳＤＳは螺旋形状に配置され、掃引雷撃の到達位置にＳＤＳが位置する確率を高めることとした。これにより、隣り合うＳＤＳの間隔を広げることができる。
　本開示の第４態様に係るロケットの耐雷構造は、前記第３態様において、前記斜め角度は、前記胴部の長手方向において変化する。
　ＳＤＳの斜め角度を胴部の長手方向において変化させるようにした。すなわち、ＳＤＳを一定の斜め角度とされた螺旋形状とするのではなく、長手方向で斜め角度が変化した螺旋形状となるようにした。例えば、ロケットが中心軸線回りに回転して進行する場合、ＳＤＳの斜め角度とロケットの回転角度とが一致すると、掃引雷撃の到達位置にＳＤＳが位置しない場合が生じうる。そこで、ＳＤＳの斜め角度を長手方向で変化させることで、掃引雷撃の到達位置にＳＤＳが位置する確率を高めることができる。
　本開示の第５態様に係るロケットの耐雷構造は、前記第２態様から前記第４態様のいずれかにおいて、前記セグメンテッド・ダイバーター・ストリップと前記ロケットの先端との間に設けられ、該セグメンテッド・ダイバーター・ストリップへの着雷を誘引する着雷誘引部（２０）が設けられている。
　セグメンテッド・ダイバーター・ストリップとロケットの先端との間に着雷誘引部を設けることとした。これにより、前駆放電（Stepped　Leader）に続いて生じる第１帰還雷撃（First　Return　Stroke）及び掃引雷撃（Swept　Stroke）を誘引できるので、その後に引き続き起きる掃引雷撃が後方のＳＤＳに高い確率で到達させることができる。
　着雷誘引部としては、セグメンテッド・ダイバーター・ストリップを用いても良いし、金属製のフィンやウィングを用いても良い。
　本開示の第６態様に係るロケットの耐雷構造は、前記第１態様から前記第５態様のいずれかにおいて、前記第２層の絶縁破壊電圧は、前記第１層の絶縁破壊電圧よりも高い。
　ＳＤＳに着雷せずにＳＤＳの間の第２層に着雷した場合であっても、第２層の絶縁破壊電圧が第１層よりも高いので、第２層が絶縁破壊することなく、ＳＤＳに向けて沿面放電が発生し、ＳＤＳに雷電流が導かれる。このとき、第２層の沿面放電の発生部分、および、ＳＤＳの雷電流導電部分に大きな損傷は発生しない。
　絶縁破壊電圧が高い材料としては、テフロン（登録商標）、ポリイミド、メタアラミド繊維、GFRP（Glass Fiber Reinforced Plastic：ガラス繊維強化プラスチック）などを用いることができる。絶縁破壊電圧が高い材料で第２層を構成しても良いし、絶縁破壊電圧が高い材料を第２層の一部の層としても良い。
　本開示の第７態様に係るロケットの耐雷構造は、前記第１態様において、前記導電層は、金属メッシュ、金属フィルム又は金属棒とされ、前記第２層の絶縁破壊電圧は、前記第１層の絶縁破壊電圧よりも高い。
　導電層を金属メッシュ、金属フィルム又は金属棒とすることで、簡便に構成することができる。また、これらの導電層とすることで、ロケット内部への電磁界の浸透を低減し、内部電気回路への雷ノイズ（Lightning　Indirect　Effect: 間接雷効果）を低減することもできる。
　ＳＤＳに着雷せずに導電層の間の第２層に着雷した場合であっても、第２層の絶縁破壊電圧が第１層よりも高いので、第２層が絶縁破壊することなく、導電層に向けて沿面放電が発生し、導電層に雷電流が導かれる。このとき、第２層の沿面放電の発生部分に大きな損傷は発生しない。
　本開示の第１態様に係るロケットは、前記第１態様から前記第７態様のいずれかのロケットの耐雷構造を備えている。
１　ロケット
１ａ　先端
２　機体
３　先端部
５　前胴部
７　後胴部（胴部）
９　尾翼
１１　第１層
１２　第２層
１５　ＳＤＳ（導電層）
１６　絶縁テープ
１７　金属板（金属片）
１８　接着剤
２０　誘引用ＳＤＳ
２２　フィン
２４　金属メッシュ（導電層）

Claims (8)

  1. 　ロケットの胴部を構成するとともにＣＦＲＰとされた第１層と、
    　前記第１層の外表面を覆うように設けられ、誘電体とされた第２層と、
    　前記第２層の外表面に設けられ、導電体とされた導電層と、
    を備え、
    　前記導電層は、前記胴部の長手方向に延在する線状とされ、前記胴部の周方向に所定間隔をおいて複数設けられているロケットの耐雷構造。
  2. 　前記導電層は、金属片が所定間隔をおいて線状に並べられたセグメンテッド・ダイバーター・ストリップとされている請求項１に記載のロケットの耐雷構造。
  3. 　前記セグメンテッド・ダイバーター・ストリップは、前記胴部の長手方向に平行な長手軸線に対して所定の斜め角度を有して配置されている請求項２に記載のロケットの耐雷構造。
  4. 　前記斜め角度は、前記胴部の長手方向において変化する請求項３に記載のロケットの耐雷構造。
  5. 　前記セグメンテッド・ダイバーター・ストリップと前記ロケットの先端との間に設けられ、該セグメンテッド・ダイバーター・ストリップへの着雷を誘引する着雷誘引部が設けられている請求項２又は３に記載のロケットの耐雷構造。
  6. 　前記第２層の絶縁破壊電圧は、前記第１層の絶縁破壊電圧よりも高い請求項２又は３に記載のロケットの耐雷構造。
  7. 　前記導電層は、金属メッシュ、金属フィルム又は金属棒とされ、
    　前記第２層の絶縁破壊電圧は、前記第１層の絶縁破壊電圧よりも高い請求項１に記載のロケットの耐雷構造。
  8. 　請求項１又は７に記載のロケットの耐雷構造を備えたロケット。
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