JP2014091414A - 空中発射システムの姿勢安定装置 - Google Patents

Abstract

【課題】降下中に気流の影響を受けずに、ロケットの方位を予め設定した方位に維持することができる空中発射システムの姿勢安定装置を提供する。
【解決手段】降下中に、パラシュート１３で吊り下げられかつプラットホーム１２に固定された中空本体２２と、中空本体２２内に設けられ、降下時においてロケット１１の中心軸に平行な回転軸２５を中心に回転するフライホイール２４と、フライホイール２４の回転開始時点を制御する姿勢制御器２６と、を備える。
【選択図】図２

Description

本発明は、輸送機でロケットを上空まで輸送し、上空において空中に投下し、降下中に空中でロケットを発射させる空中発射システムの姿勢安定装置に関する。

輸送機でロケットを上空まで輸送し、上空において空中に投下し、降下中に空中でロケットを発射させる空中発射システムとして、特許文献１、２及び非特許文献１が既に開示されている。

図１は、非特許文献１に記載された空中発射システムの模式図である。
この図において、１はロケット、２はプラットホーム、３は主パラシュート、４は補助パラシュートである。

この空中発射システムでは、ロケット１は、プラットホーム２にブランケット５で固定され、折り畳んだ主パラシュート３及び補助パラシュート４と共に輸送機内部に搭載される。
輸送機が所定の高度に達した時点で、ロケット１及びプラットホーム２を輸送機後部から抽出用パラシュート（図には非表示）で引き出して空中に投下して降下させる。その後、抽出用パラシュート（図には非表示）が主パラシュート３を引き出して分離し、主パラシュート３が開き、ロケット１及びプラットホーム２の降下速度が減速する。図１はこの降下状態を示している。

次いで、ロケット１の姿勢と落下速度が安定した時点で、ブランケット５を開放してプラットホーム２からロケット１を切り離し、ロケット１のロケットモータに点火して空中でロケット１を発射させるようになっている。

特開２００７−８３８３７号公報 特開２０１０−２２１９８３号公報

Ｋｅｎ Ｈｅｉｎｄｅｌ ａｎｄ Ｄｅａｎ Ｗｏｌｆ，"ＰＡＲＡＣＨＵＴＥ ＴＥＳＴＳ ＦＯＲ Ａ ＭＩＳＳＩＬＥ ＤＥＳＣＥＮＴ ＳＹＳＴＥＭ"，ＡＩＡＡ−９９−１７５８

上述した空中発射システムにおいて、複数（この図で４つ）の主パラシュート３は連結具６に連結され、主パラシュート３が開いた後に、この連結具６にプラットホーム２の前後が連結ハーネス７により吊り下げられる。
しかし、主パラシュート３が開いた後の降下中に、ロケット１及びプラットホーム２が、主パラシュート３付近を中心とする振子運動をする。この振子運動を短時間に減衰させるために、図１に示す補助パラシュート４が用いられる。なお、補助パラシュート４は必須ではなく省略することができる。

一方、上述した空中発射システムにおいて、ロケット１の方位は、輸送機の飛行方位により決まり、輸送機から空中へ投下されたロケット１は、その時点では所定の方位に向けられている。しかし、上空の気流中を降下中に気流の方向が変化するとロケット１の方位が予め設定した方位から外れる可能性があった。

本発明は、上述した問題点を解決するために創案されたものである。すなわち本発明の目的は、降下中に気流の影響を受けずに、ロケットの方位を予め設定した方位に維持することができる空中発射システムの姿勢安定装置を提供することにある。

本発明によれば、ロケットがプラットホームに固定され、パラシュートと共に輸送機内部に搭載され、ロケット及びプラットホームを輸送機からパラシュートで引き出して空中に投下して降下させる空中発射システムの姿勢安定装置であって、
降下中に、パラシュートで吊り下げられかつプラットホームに固定された中空本体と、
中空本体内に設けられ、降下時においてロケットの中心軸に平行な回転軸を中心に回転するフライホイールと、
フライホイールの回転開始時点を制御する姿勢制御器と、を備える、ことを特徴とする空中発射システムの姿勢安定装置が提供される。

本発明の実施形態によれば、前記フライホイールは、
前記回転軸を中心に回転可能であり回転軸に対して対称に構成された回転体と、
回転体の外周部に周方向に等間隔に設けられ、ガスを周方向に噴射して回転体を回転させる複数の噴射ノズルと、
推進薬を内蔵し前記ガスを発生するガス発生器と、
前記推進薬を点火する点火装置と、を有する。

また、前記姿勢制御器は、ロケットに搭載された方位検出器で検出された現方位を受信し、現方位が予め設定した設定方位に一致した後に、点火装置により推進薬を点火する。

上記本発明の構成によれば、降下時においてフライホイールが中空本体内でロケットの中心軸に平行な回転軸を中心に回転するので、その回転方向と逆方向のトルクが中空本体に作用するが、中空本体がプラットホームの上部に固定されているので、ロケット及びプラットホームの自重により、ロケットの回転軸まわりの回転（ロール）を自動的に防止することができる。
一方、フライホイールは、そのジャイロ剛性により回転軸方向を維持する。
従って、姿勢制御器によりフライホイールの回転開始時点を制御することにより、回転開始後の降下中に気流の影響を受けずに、ロケットの方位を予め設定した方位に維持することができる。

従来の空中発射システムにおける降下状態を示す図である。 本発明による姿勢安定装置を備えた空中発射システムにおける降下状態を示す図である。 図２のフライホイールを回転軸方向から見た図である。

以下、本発明の実施形態を図面に基づいて説明する。なお各図において、共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明は省略する。

図２は、本発明による姿勢安定装置２０を備えた空中発射システムにおける降下状態を示す図である。
この図において、１１はロケット、１２はプラットホーム、１３はパラシュート、１５はブランケット、１６は連結具、１７は吊下ハーネスである。
この空中発射システムにおいて、ロケット１１はブランケット１５によりプラットホーム１２に固定され、パラシュート１３と共に輸送機内部に搭載され、ロケット１１及びプラットホーム１２を輸送機から抽出用パラシュート（図には非表示）で引き出して空中に投下して降下させるようになっている。

ロケット１１は、推進薬を内蔵したロケットモータ１１ａと飛行用の電子機器１１ｂを搭載し、図で下端に設けられた噴射ノズル１１ｃからガスを噴射してその軸心方向に飛行するようになっている。
飛行用の電子機器１１ｂは、方位検出器を有しており、ロケット１１の方位を検出しその方位データを姿勢制御器２６（後述する）に送信することもできる。この送信は、無線通信又は予め設定された通信ラインによる。

ブランケット１５は、ロケット１１をプラットホーム１２に固定し、ロケット１１の姿勢と落下速度が安定した時点で、ブランケット１５を開放するようになっている。この開放は、航空機、地上、電子機器１１ｂ又は姿勢制御器２６からの指令信号、又は予め設定されたタイマーにより作動するのがよい。

プラットホーム１２から切り離なされたロケット１１は、次いでロケット１１のロケットモータ１１ａに点火して空中でロケット１１を発射させる。この点火も、航空機、地上、電子機器１１ｂ又は姿勢制御器２６からの指令信号、又は予め設定されたタイマーにより作動できる。

図２において、プラットホーム１２はその下面に沿ってロケット１１を固定できるように構成された細長い部材であり、プラットホーム１２の長さ方向がロケット１１の軸方向と一致している。

図２において、本発明による姿勢安定装置２０は、中空本体２２、フライホイール２４、及び姿勢制御器２６を備える。

中空本体２２は、降下中に、パラシュート１３で吊り下げられ、かつプラットホーム１２に直接固定されている。なお、中空本体２２とプラットホーム１２を一体的に構成してもよい。また中空本体２２は、プラットホーム１２の上部に直接固定されていることが好ましい。
中空本体２２は、大きな開口を有し、内部で発生するガスを外部に放出するようになっている。また中空本体２２からの放出ガスの反力により中空本体２２の位置及び姿勢が変化しないように、この開口の全面積は十分大きく設定されている。

この例で中空本体２２の上部は、連結ハーネス１６ａ，１６ｂを介して連結具１６の下端に吊り下げられている。連結具１６は、好ましくはより戻しであり、パラシュート１３に対して中空本体２２が鉛直軸を中心に自由に回転でき、吊下ハーネス１７が捩れないようになっている。連結具１６（より戻し）は、１台に限定されず、複数を直列に用いてもよい。
中空本体２２の上下端を吊り下げる連結ハーネス１６ａ，１６ｂの長さは、降下時において、ロケット１１の上下角が所定の角度（例えば３０〜６０°）となるように設定されている。

フライホイール２４は、中空本体２２内に設けられ、降下時においてロケット１１の中心軸に平行な回転軸２５を中心に回転する。
姿勢制御器２６は、この例では中空本体２２の外部に設けられ、フライホイール２４の回転開始時点を制御する。
なお、回転開始時点は、パラシュート１３付近を中心とするロケット１１及びプラットホーム１２の振子運動が減衰した後の時点であることが好ましい。

図３は、図２のフライホイールを回転軸方向から見た図である。
この図において、フライホイール２４は、回転体３０、複数の噴射ノズル３２、ガス発生器３４、及び点火装置３６を有する。
回転体３０は、降下時において回転軸２５を中心に回転可能であり、回転軸２５に対して対称に構成されている。回転軸２５を回転可能に支持する軸受は、回転抵抗の小さい磁気軸受、空気軸受、又はベアリング軸受であるのがよい。

複数（この図で４組）の噴射ノズル３２は、回転体３０の外周部に周方向に等間隔に設けられ、ガスを周方向に噴射して回転体３０を回転させるようになっている。この回転方向は、時計回りでも反時計回りでもよい。
ガス発生器３４は、内部に推進薬を内蔵し、その点火によりガスを発生する。この例において、ガス発生器３４は回転体３０に内蔵されている。

点火装置３６は、ガス発生器３４内の推進薬を点火する。この図において、点火装置３６は、回転体３０の外部に示しているが、回転体３０の内部に設定してもよい。
姿勢制御器２６は、ロケット１１に搭載された方位検出器で検出された現方位を受信し、現方位が予め設定した設定方位に一致した後に、点火装置３６（後述する）により推進薬を点火する。

上述した構成により、回転体３０を推進薬から発生するガスの噴射により高速回転（例えば、５０００〜１００００ＲＰＭ）させることができ、必要なトルクに対してフライホイール２４を小型化することができる。
なお本発明はこの構成に限定されず、例えば電動機（モータ）で回転体３０を回転させてもよい。

上述した本発明の構成によれば、降下時においてフライホイール２４が中空本体２２内でロケット１１の中心軸に平行な回転軸２５を中心に回転するので、その回転方向と逆方向のトルクが中空本体２２に作用するが、中空本体２２がプラットホーム１２の上部に固定されているので、ロケット１１及びプラットホーム１２の自重により、ロケット１１の回転軸まわりの回転（ロール）を自動的に防止することができる。
一方、フライホイール２４は、そのジャイロ剛性により回転軸方向を維持する。
従って、姿勢制御器２６によりフライホイール２４の回転開始時点を制御することにより、回転開始後の降下中に気流の影響を受けずに、ロケット１１の方位を予め設定した方位に維持することができる。

さらに、推進薬から発生するガスの噴射によりフライホイール２４を回転させるので、高速回転（例えば、５０００〜１００００ＲＰＭ）が可能であり、かつ必要なトルクに対してフライホイール２４を小型化することができるので、航空機に搭載しやすい。

従って、ロケット１１の発射方位を予め設定した方位に合わせることができ、好ましくない方向に向かってロケット１１を打上することを未然に防ぐことができ、ロケットモータ１１ａに点火後にロケット推進薬を消費（浪費）して飛翔方向を変える必要性も無くすことができる。

なお、本発明は上述した実施形態に限定されず、特許請求の範囲の記載によって示され、さらに特許請求の範囲の記載と均等の意味及び範囲内でのすべての変更を含むものである。

１１ ロケット、１１ａ ロケットモータ、
１１ｂ 飛行用電子機器、１１ｃ 噴射ノズル、
１２ プラットホーム、１３ パラシュート、
１５ ブランケット、１６ 連結具、
１６ａ，１６ｂ 連結ハーネス、１７ 吊下ハーネス、
２０ 姿勢安定装置、２２ 中空本体、
２４ フライホイール、２５ 回転軸、２６ 姿勢制御器、
３０ 回転体、３２ 噴射ノズル、
３４ ガス発生器、３６ 点火装置

Claims (3)

1. ロケットがプラットホームに固定され、パラシュートと共に輸送機内部に搭載され、ロケット及びプラットホームを輸送機からパラシュートで引き出して空中に投下して降下させる空中発射システムの姿勢安定装置であって、
   降下中に、パラシュートで吊り下げられかつプラットホームに固定された中空本体と、
   中空本体内に設けられ、降下時においてロケットの中心軸に平行な回転軸を中心に回転するフライホイールと、
   フライホイールの回転開始時点を制御する姿勢制御器と、を備える、ことを特徴とする空中発射システムの姿勢安定装置。
2. 前記フライホイールは、
   前記回転軸を中心に回転可能であり回転軸に対して対称に構成された回転体と、
   回転体の外周部に周方向に等間隔に設けられ、ガスを周方向に噴射して回転体を回転させる複数の噴射ノズルと、
   推進薬を内蔵し前記ガスを発生するガス発生器と、
   前記推進薬を点火する点火装置と、を有する、ことを特徴とする請求項１に記載の空中発射システムの姿勢安定装置。
3. 前記姿勢制御器は、ロケットに搭載された方位検出器で検出された現方位を受信し、現方位が予め設定した設定方位に一致した後に、点火装置により推進薬を点火する、ことを特徴とする請求項２に記載の空中発射システムの姿勢安定装置。

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