JP5501690B2

JP5501690B2 - 発射システム及び発射装置

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Publication number: JP5501690B2
Application number: JP2009178507A
Authority: JP
Inventors: 能克黒田; 善博川又; 美可新郷
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2009-07-31
Filing date: 2009-07-31
Publication date: 2014-05-28
Anticipated expiration: 2029-07-31
Also published as: RU2009149740A; US20110024548A1; US8262015B2; EP2279945A2; JP2011033249A; EP2279945B1; EP2746156B1; CN101988813A; EP2279945A3; EP2746156A1; RU2438940C2

Description

本発明は、飛翔体を空中発射するための発射システム及びそのための発射装置に関する。

飛翔体（以下、ロケットと言う）の空中発射方式としては、図１０に示すように、航空機１の上面に搭載したロケット２を航空機１から空中において切り離して発射する方式、図１１に示すように、航空機１の胴下面に搭載したロケット３を航空機１から空中において投下して発射する方式、或いは、図１２に示すように、航空機１の貨物室に搭載したロケット４を空中からパラシュート５にて引き出して発射する方式等が検討されている。

また、ロケットとしては、ロケットの前翼後方近傍に離脱可能に付加翼を固定したもの（特許文献１）、運動性能が低下した時点で安定翼を分離するもの（特許文献２）の開発が進んでいるが、これらは空中発射方式に適するものではなかった。

特開平０５−０７９７９８号公報特開平０５−２３１８００号公報

上述した空中発射方式を新規に開発する場合には、航空機１である母機の開発とロケット２，３，４の開発が必要となる。
しかし、それでは、災害監視などに即座に対応可能な即応型の衛星開発に対処できないと言う問題があった。
本発明は、上述した背景技術に鑑みてなされたものであり、特別な母機を準備せずにロケットを空中発射を可能とする発射システム及び発射装置を提供せんとするものである。

斯かる目的を達成する本発明の請求項１に係る発射装置は、空中発射可能な飛翔体を翼体に分離可能に装着した発射装置において、前記翼体には、滑走のための車輪が取り付けられ、前記飛翔体は翼体の下部に搭載可能であって前記車輪が滑走路を滑走することを妨げない発射装置において、前記ロケットは、空中において前記翼体から切断可能な２本以上のランヤードにて吊り下げられ、前記ランヤードの一部を切断して前記ロケットの頭部を上方に向けた後、前記ランヤードの残りを切断することにより前記翼体から分離し、その後に前記ロケットを点火して空中発射することを特徴とする。
上記目的を達成する本発明の請求項２に係る発射装置は、請求項１記載の発射装置において、主翼及び垂直尾翼を備えることを特徴とする。

上記目的を達成する本発明の請求項３に係る発射装置は、請求項２記載の発射装置において、前記主翼は高揚力を発生するデルタ翼であることを特徴とする。
上記目的を達成する本発明の請求項４に係る発射装置は、請求項２記載の発射装置において前記主翼は高揚力を発生する結合翼（joined-wing）であることを特徴とする。
上記目的を達成する本発明の請求項５に係る発射装置は、請求項１記載の発射装置において、前記ロケットは、先端部に小型衛星を搭載し、軌道上に到達した後、前記小型衛星を放出することを特徴とする。

上記目的を達成する本発明の請求項６に係る発射装置は、請求項１記載の発射装置において、前記ロケットは空中において前記翼体から切断可能な吊り下げ手段にて吊り下げられることを特徴とする。

上記目的を達成する本発明の請求項７に係る発射システムは、請求項１記載の発射装置をケーブルを介して航空機にて曳航し、滑走させて離陸させることを特徴とする。
上記目的を達成する本発明の請求項８に係る発射システムは、請求項７記載の発射システムにおいて、前記航空機により曳航して前記発射装置を前記ロケットの打上高さまで上昇させた後、空中において前記翼体から前記ロケットを切り離し、その後、前記ロケットを点火して空中発射することを特徴とする。
上記目的を達成する本発明の請求項９に係る発射システムは、請求項８記載の発射システムにおいて、空中発射された前記ロケットは、軌道上に到達した後、先端部に搭載した小型衛星を放出することを特徴とする。

上記目的を達成する本発明の請求項１０に係る発射システムは、請求項７記載の発射システムにおいて、前記翼体は、曳航する前記航空機を捉えるセンサを内蔵し、前記センサで得られた情報に基づいて、前記航空機に対する位置を適切に維持するように自動的に舵面制御する追尾装置を備えることを特徴とする。
上記目的を達成する本発明の請求項１１に係る発射システムは、請求項７記載の発射システムにおいて、前記翼体は、曳航する前記航空機を捉えるセンサを内蔵する一方、前記航空機は、前記センサで得られた情報に基づいて、前記航空機に対する位置を適切に維持するように自動的に舵面制御する追尾装置を備え、前記ケーブルを介した有線方式又は無線方式により前記翼体を遠隔制御することを特徴とする。

上記目的を達成する本発明の請求項１２に係る発射システムは、請求項７記載の発射システムにおいて、前記ロケットを分離した前記翼体は、前記ケーブルを切断して前記航空機と切り離された後、空中を滑空して最寄の空港へ帰還することを特徴とする。
上記目的を達成する本発明の請求項１３に係る発射システムは、請求項７記載の発射システムにおいて、前記航空機又は前記発射装置には、前記ケーブルを巻き取る巻取装置を備え、該巻取装置から前記ケーブルを巻取り又は繰り出すことにより前記航空機と前記発射装置の間の長さを調節することを特徴とする。

上記目的を達成する本発明の請求項１４に係る発射システムは、請求項１記載の発射装置を上面又は下面に搭載した航空機を離陸させ、前記航空機により前記発射装置を前記ロケットの打上高さまで上昇させた後、前記航空機から前記発射装置を切り離し、前記翼体から前記ロケットを分離した後、前記ロケットを点火して空中発射することを特徴とする。
上記目的を達成する本発明の請求項１５に係る発射システムは、請求項１記載の発射装置を貨物室内に格納した航空機を離陸させ、前記航空機により前記発射装置を前記ロケットの打上高さまで上昇させた後、前記航空機から前記発射装置を引き出し、前記翼体から前記ロケットを分離した後、前記ロケットを点火して空中発射することを特徴とする。

本発明の請求項１に係る発射装置は、空中発射可能なロケットを翼体に分離可能に装着したので、発射装置をロケット打上高さまで上昇させた後、翼体からロケットを分離し、ロケットを点火して空中発射することが可能となる他、翼体には滑走のための車輪が取り付けられるので、航空機により曳航されると滑走路上で滑走することが可能となる他、ロケットは、空中において翼体から切断可能な２本のランヤードにて吊り下げられ、ランヤードの一部を切断してロケットの頭部を上方に向けた後、ランヤードの残りを切断することにより翼体から分離した後に点火して空中発射するので、ロケットが打上直後から上方に飛翔して短時間で軌道上に到達することができる利点がある。
本発明の請求項２に係る発射装置は、翼体が主翼及び垂直尾翼を備えるため、航空機により曳航されると滑走路上で滑走して離陸し、ロケット打ち上げ高さまで上昇することが可能となる。

本発明の請求項３に係る発射装置は、翼体の主翼が高揚力を発生するデルタ翼であるため、航空機により曳航して滑走する際に容易に離陸することが可能となる。
本発明の請求項４に係る発射装置は、翼体の主翼が高揚力を発生する結合翼であるため、航空機により曳航して滑走する際に容易に離陸することが可能となる。
本発明の請求項５に係る発射装置は、前記ロケットは、先端部に小型衛星を搭載するので、軌道上に到達した後、小型衛星を放出することができ、安全保障および災害監視などに即座に対応可能な即応型の衛星開発に対処可能となる。

本発明の請求項６に係る発射装置は、ロケットは空中において翼体から切断可能な吊り下げ手段にて吊り下げられるので、空中において吊り下げ手段を切断することにより翼体からロケットを容易に分離することが可能となる。

本発明の請求項７に係る発射システムは、翼体に滑走のための車輪が取り付けられた発射装置をケーブルを介して航空機にて曳航し、滑走させて離陸させるので、ケーブルを切断することにより、離陸した後の発射装置を曳航している母機から簡単に分離することができる。
本発明の請求項８に係る発射システムは、航空機により曳航して打上システムをロケットの打上高さまで上昇させた後、空中において翼体からロケットを切り離し、その後、ロケットを点火して空中発射するので、航空機である母機についての開発が不要となるため、開発コストおよび運用コストが大幅に低減する。言い換えると、航空機である母機についての開発が不要となるため、開発コストおよび運用コストが大幅に低減する。
本発明の請求項９に係る発射システムは、空中発射されたロケットは、軌道上に到達した後、先端部に搭載した小型衛星を放出するので、安全保障および災害監視などに即座に対応可能な即応型の衛星開発に対処可能となる。

本発明の請求項１０に係る発射システムは、翼体は、曳航する航空機を捉えるセンサを内蔵し、センサで得られた情報に基づいて、航空機に対する位置を適切に維持するように自動的に舵面制御する追尾装置を備えるので、航空機に依存することなく、航空機に対する翼体の位置を自動的に維持でき、翼体の無人飛行が可能となる。
本発明の請求項１１に係る発射システムは、翼体は、曳航する前記航空機を捉えるセンサを内蔵する一方、航空機は、センサで得られた情報に基づいて、航空機に対する位置を適切に維持するように自動的に舵面制御する追尾装置を備え、ケーブルを介した有線方式又は無線方式により翼体を遠隔制御するので、航空機に対する翼体の位置を自動的に維持でき、翼体の無人飛行が可能となり、しかも、翼体は追尾装置を搭載しないので軽量となる。
本発明の請求項１２に係る発射システムは、ロケットを分離した翼体は、ケーブルを切り離して航空機と別れ、空中を滑空して最寄の空港へ帰還するので、発射装置に関する運用コストを大幅に低減できる。

本発明の請求項１３に係る発射システムは、航空機又は発射装置には、ケーブルを巻き取る巻取装置を備えられ、巻取装置からケーブルを巻取り又は繰り出すことにより航空機と発射装置の間の長さを調節するので、航空機と発射装置の間の長さが適切となって航空機に対する翼体の位置を一層適切に維持できる利点がある。
本発明の請求項１４に係る発射システムは、空中発射可能なロケットを分離可能な翼体に装着した発射装置を上面又は下面に搭載した航空機を離陸させ、航空機により発射装置をロケットの打上高さまで上昇させた後、航空機から発射装置を切り離し、翼体からロケットを分離した後、ロケットを点火して空中発射するので、航空機に関する開発を除けば、開発コストおよび運用コストが大幅に低減する。
本発明の請求項１５に係る発射システムは、空中発射可能なロケットを分離可能な翼体に装着した発射装置を貨物室内に格納した航空機を離陸させ、航空機により発射装置をロケットの打上高さまで上昇させた後、航空機から発射装置を引き出し、翼体からロケットを分離した後、ロケットを点火して空中発射するので、航空機に関する開発を除けば、開発コストおよび運用コストが大幅に低減する。

本発明の実施例１に係る発射システムにおける発射装置が航空機により曳航され滑走する状態を示す説明図である。本発明の実施例１に係る発射システムにおける発射装置の上面図である。本発明の実施例１に係る発射システムにおける発射装置が航空機により曳航され離陸する直前の状態を示す説明図である。本発明の実施例１に係る発射システムにおける発射装置が航空機により空中を曳航される状態を示す説明図である。本発明の実施例１に係る発射システムにおける発射装置が航空機をセンサにより捕捉する状態の説明図である。本発明の実施例１に係る発射システムにおける発射装置がランヤードにてロケットを吊り下げる様子を示す説明図である。本発明の実施例１に係る発射システムにおける発射装置が一方のランヤードにてロケットを吊り下げ、ロケットが頭部を上に向けられる様子を示す説明図である。本発明の実施例１に係る発射システムにおける発射装置がランヤードを切断し、ロケットが点火され空中発射する様子を示す説明図である。本発明の実施例２に係る発射システムにおける発射装置に係り、図９（ａ）がその上面図、図９（ｂ）がその正面図、図９（ｃ）がその側面図である。航空機上面搭載型ロケットによる空中発射方式の説明図である。航空機胴下面搭載型ロケットによる空中発射方式の説明図である。航空機貨物搭載型ロケットによる空中発射方式の説明図である。本発明の実施例１における翼体内における制御系統のブロック図である。

以下に本発明を実施するための最良の形態について、以下に実施例に基づいて説明する。

本発明の実施例１に係る発射システムを図１〜図８に示す。
図１〜図８に示すように本実施例に係る発射システムは、発射装置１０をケーブル２０を介して航空機３０にて曳航し、滑走路４０上を滑走させて離陸させる曳航方式であり、発射装置１０は、空中発射可能なロケット１１を翼体１２に分離可能に装着したものである。

ロケット１１は、例えば、先端部に小型衛星を搭載した小型ロケットであり、地上から３００ｋｍ〜８００ｋｍの低軌道において、小型衛星を放出することができる。ロケット１１には、翼体１２以外の翼を設けないものとする。
翼体１２は、図１及び図２に示すように、滑走路４０上を滑走できるように前後に車輪１２ａ，１２ｂを取り付けたものである。また、翼体１２は、機体後部に垂直尾翼１２ｃを備え、更に、図２に示すように、主翼として高揚力を発生するデルタ翼１２ｄが備えられている。デルタ翼とは、航空機の翼の平面形の分類で、前縁に大きい後退角がつき、後縁が機軸とほぼ直交していて、上から見て三角形をなすものを言う。デルタ翼１２ｄは、高揚力であるため、発射装置１０を航空機３０により曳航して滑走させることにより、発射装置１０を容易に離陸させることが可能である。
翼体１２は、基本的には自力で離陸する程の動力を搭載することを前提としないが、滑空する際の補助的な動力であれば、搭載することも可能である。

また、翼体１２には、曳航する航空機３０を追尾して無人飛行きるよう、図１３に示す制御系統が搭載されている。
即ち、翼体１２内には、図１３に示すように、曳航する航空機３０を捉えるセンサ４０と、このセンサ４０で得られた情報に基づいて、航空機３０に対して翼体１２の位置が一定に維持されるように、舵面制御する追尾装置５０を備える。
センサ４０は、図５に破線で示すように、航空機３０が空中にて発射装置１０を曳航する際に、航空機３０を捕捉するものである。

追尾装置５０は、センサ４０で捕捉される航空機３０が翼体1２に対して一定の位置を維持するように翼の一部（フラップ）などを動かすことにより舵面制御を行う。具体的には、図１３に示すように、アクチュエータ６０にて、垂直尾翼１２ｃ又はデルタ翼１２ｄのフラップ７０をコントロールする。
ここで、追尾装置５０を翼体１２に搭載するのではなく航空機３０に搭載し、ケーブル２０を介した有線方式又は無線方式により、翼体１２を遠隔制御（舵面制御）するようにすることもできる。このようにすると、翼体１２に余分な機器（追尾装置５０）を追加することなく、航空機３０に対する翼体１２の位置を適切に維持できる利点がある。

更に、航空機３０又は発射装置１２に、ケーブル２０を巻き取る巻取装置（図示省略）を備え、巻取装置からケーブル２０を巻取り又は繰り出すことにより航空機３０と発射装置１２の間の長さを調節するようにしても良い。このようにすると、航空機３０と発射装置１２の間の長さが適切となって、航空機３０に対する翼体１２の位置を一層適切に維持できる利点がある。
なお、翼体１２は、図１〜図８中では、誇張して大きく描かれているが、実際には、航空機３０に比較してかなり小型のものである。例えば、翼体１２の全長は１０ｍ、横幅は８ｍ程度である。
航空機３０は、発射装置１０を曳航して滑走させ離陸させることできれば良く、特別に開発する必要はない。航空機３０としては、例えば、一般的な旅客機、貨物機、輸送機等が使用できる。

上記構成を有する本実施例の発射システムによれば、発射装置１０をケーブル２０を介して航空機３０にて曳航して離陸させ、発射装置１０を打上高さまで上昇させ、翼体１２からロケット１１を分離し、ロケット１１を点火して空中発射することが可能となる。
即ち、図３に示す通り、発射装置１０をケーブル２０を介して航空機３０にて曳航し、滑走路４０上を滑走させて離陸させ、更に、図４に示すように、航空機３０にて発射装置１０を空中にて曳航し滑空させ、ロケット１１の打ち上げ高さまで上昇させる。
その際、翼体１２は、図５中に破線で示すように、曳航する航空機３０をセンサ４０にて捕捉して、センサ４０により得られた情報に基づいて航空機３０に対する位置を適切に維持するように自動的に舵面制御する。
そして、図６に示すように、空中において翼体１２から切断可能な前後２本のランヤード１３ａ，１３ｂにてロケット１１を吊り下げる。ランヤード１３ａ，１３ｂは、吊り下げ手段の一例であり、ワイヤー、チェーン又は吊り下げ綱などが使用できる。また、ランヤードは、複数であれば、必ずしも、２本に限るものではない。

その後、図７に示すように、後方のランヤード１３ｂを切断して、前方のランヤード１３ａのみにより吊り下げてロケット１１の頭部を上方に向ける。その後、図８に示すように、前方のランヤード１３ａを切断することにより、ロケット１１を翼体１２から分離し、ロケット１１に点火して斜め前方に空中発射する。
本実施例では、ロケット１１が２本のランヤード１３ａ，１３ｂにて吊り下げるので、空中においてランヤード１３ａ，１３ｂを切断することによりロケット１１を翼体１２から容易に分離することが可能となる。
また、ロケット１１の頭部を上方に向けて空中発射するので、ロケット１１が打上直後から上方に飛翔して短時間で軌道上に到達することができる利点がある。

上記実施例では、ロケット１１が２本のランヤード１３ａ，１３ｂにて吊り下げていたが、ランヤードの本数は複数であれば、これに限られない。また、ロケット１１は、頭部を前方に向けて翼体１２に装着されていたため、後方のランヤード１３ｂを切断後、前方のランヤード１３ａを切断し、ロケット１１を斜め前方に空中発射していたが、これに限るものではない。
例えば、ロケット１１の頭部を後方に向けて翼体１２に装着した場合には、前方のランヤード１３ａを切断後、後方のランヤード１３ｂを切断し、ロケット１１を斜め後方に空中発射しても良い。
このようにすると、航空機３０の飛行方向と逆向きにロケット１１が空中発射するので、一層安全に運行させることが可能である。
なお、ロケット１１を空中発射後、ロケット１１を分離した翼体１２と航空機３０を繋ぐケーブル２０を切断し、翼体１２をそのまま廃棄するのが一番簡単であるが、ロケット１１を分離した翼体１２を航空機３０により曳航したまま、最寄の空港に帰還させれば、発射装置に関する運用コストを大幅に低減できる。
また、航空機３０を翼体１２とを繋ぐケーブル２０を切断し、翼体１２が空中を滑空して最寄の空港に帰還させる様に誘導できれば、上記と同様に発射装置に関する運用コストを大幅に低減できる。

更に、図８に示すように、ロケット１１を点火して空中発射する際に、翼体１２と航空機３０とはケーブル２０により繋がれてるが、本発明は、これに限るものではない。例えば、ロケット１１を点火して空中発射する前に、翼体１２と航空機３０を繋ぐケーブル２０を切断して、航空機３０を安全な空域まで待避させておけば一層安全に運行させることが可能である。
上述した通り、本実施例の発射システムによれば、発射装置１０をケーブル２０を介して航空機３０にて曳航して離陸させ、発射装置１０を打上高さまで上昇させ、翼体１２からロケット１１を分離し、ロケット１１を点火して空中発射するので、曳航する航空機３０である母機を選ばず、空中発射システムを大幅に低減された開発コストによって実現することが可能となる。言い換えると、航空機３０である母機についての開発が不要となるため、開発コストおよび運用コストが大幅に低減する。

特に、ロケット１１として、先端部に小型衛星を搭載したものを使用すれば、軌道上に到達した後に、小型衛星を放出することが可能となり、そのため、安全保障および災害監視などに即座に対応可能な即応型の衛星開発が可能となる。

本発明の実施例２に係る発射システムを図９に示す。
本実施例は、実施例１の翼体１２の主翼として使用されていたデルタ翼１２ｄに代えて、高揚力を発生する結合翼（joined-wing）８０を使用するものである。

結合翼（joined-wing）８０は、図９に示すように、後退角付き主翼８１に前進角を有する水平尾翼８２を結合した結合翼を言いい、デルタ翼１２ｄと同等以上の高揚力を発生するものである。
本実施例においても、結合翼８０を主翼とする翼体１２を空中発射可能なロケット１１に分離可能に装着するため、前述した実施例と同様の作用効果を奏するものである。

上述した実施例１及び実施例２は、発射装置１０を航空機３０で曳航する曳航方式であるが、本実施例は、このような曳航方式ではなく、前述した従来技術の欄に記載した空中発射方式を改良したものであり、大きく分けて二つの方法がある。
その一つは、次のように行う。
（１）発射装置を上面又は下面に搭載した航空機を離陸させる。発射装置は、前述した実施例１で説明した通り、空中発射可能なロケットを翼体に分離可能に装着したものである。
（２）航空機により発射装置をロケットの打上高さまで上昇させる。
（３）航空機から発射装置を切り離す。
（３）その後は、前述した実施例１で説明したと同様に、翼体からロケットを分離し、ロケットを点火して空中発射する。

他の方法は、次のようにして行う。
（１）発射装置を貨物室内に格納した航空機を離陸させる。発射装置は、前述した実施例１で説明した通り、空中発射可能なロケットを翼体に分離可能に装着したものである。
（２）航空機により発射装置をロケットの打上高さまで上昇させる。
（３）航空機の貨物室から発射装置を引き出す。
（４）その後は、前述した実施例１で説明したと同様に、翼体からロケットを分離し、ロケットを点火して空中発射する。

本実施例によれば、発射装置を航空機により曳航せず、発射装置を搭載又は格納した航空機を離陸させるので、実施例１又は実施例２に記載する曳航方式に比較して、短い滑走路で離陸させられるというメリットがある。
特に、航空機として既に開発が終了している場合には、実施例１及び実施例２と同様に、空中発射システムを大幅に低減された開発コストによって実現することが可能となる。

本発明は、空中発射システムの開発コストを大幅に低減することが可能であり、特に、小型衛星を搭載したロケットを低コストで機動的に打ち上げることができ、安全保障および災害監視などに即座に対応可能な即応型の衛星開発が可能となるので、産業上広く利用可能なものである。

１０発射装置
１１ロケット
１２翼体
１２ａ，１２ｂ車輪
１２ｃ垂直尾翼
１２ｄデルタ翼
１３ａ，１３ｂランヤード
２０ケーブル
３０航空機
４０センサ
５０追尾装置
６０アクチュエータ
７０フラップ
８０結合翼（joined-wing）

Claims

空中発射可能な飛翔体を翼体に分離可能に装着した発射装置において、前記翼体には、滑走のための車輪が取り付けられ、前記飛翔体は翼体の下部に搭載可能であって前記車輪が滑走路を滑走することを妨げない発射装置において、前記飛翔体は、空中において前記翼体から切断可能な２本以上のランヤードにて吊り下げられ、前記ランヤードの一部を切断して前記飛翔体の頭部を上方に向けた後、前記ランヤードの残りを切断することにより前記翼体から分離し、その後に前記飛翔体を点火して空中発射することを特徴とする発射装置。
請求項１記載の発射装置において、前記翼体は、主翼及び垂直尾翼を備えることを特徴とする発射装置。
請求項２記載の発射装置において、前記主翼は高揚力を発生するデルタ翼であることを特徴とする発射装置。
請求項２記載の発射装置において、前記主翼は高揚力を発生する結合翼（joined-wing）であることを特徴とする発射装置。
請求項１記載の発射装置において、前記飛翔体は、先端部に小型衛星を搭載することを特徴とする発射装置。
請求項１記載の発射装置において、前記飛翔体は空中において前記翼体から切断可能な吊り下げ手段にて吊り下げられることを特徴とする発射装置。
請求項１記載の発射装置をケーブルを介して航空機にて曳航し、滑走させて離陸させることを特徴とする発射システム。
請求項７記載の発射システムにおいて、前記航空機により曳航して前記発射装置を前記飛翔体の打上高さまで上昇させた後、空中において前記翼体から前記飛翔体を切り離し、その後、前記飛翔体を点火して空中発射することを特徴とする発射システム。
請求項８記載の発射システムにおいて、空中発射された前記飛翔体は、軌道上に到達した後、先端部に搭載した小型衛星を放出することを特徴とする発射システム。
請求項７記載の発射システムにおいて、前記翼体は、曳航する前記航空機を捉えるセンサを内蔵し、前記センサで得られた情報に基づいて、前記航空機に対する位置を適切に維持するように自動的に舵面制御する追尾装置を備えることを特徴とする発射システム。
請求項７記載の発射システムにおいて、前記翼体は、曳航する前記航空機を捉えるセンサを内蔵する一方、前記航空機は、前記センサで得られた情報に基づいて、前記航空機に対する位置を適切に維持するように自動的に舵面制御する追尾装置を備え、前記ケーブルを介した有線方式又は無線方式により前記翼体を遠隔制御することを特徴とする発射システム。
請求項７記載の発射システムにおいて、前記飛翔体を分離した前記翼体は、前記ケーブルを切断して前記航空機と切り離された後、空中を滑空して最寄の空港へ帰還することを特徴とする発射システム。
請求項７記載の発射システムにおいて、前記航空機又は前記発射装置には、前記ケーブルを巻き取る巻取装置を備え、該巻取装置から前記ケーブルを巻取り又は繰り出すことにより前記航空機と前記発射装置の間の長さを調節することを特徴とする発射システム。
請求項１記載の発射装置を上面又は下面に搭載した航空機を離陸させ、前記航空機により前記発射装置を前記飛翔体の打上高さまで上昇させた後、前記航空機から前記発射装置を切り離し、前記翼体から前記飛翔体を分離した後、前記飛翔体を点火して空中発射することを特徴とする発射システム。
請求項１記載の発射装置を貨物室内に格納した航空機を離陸させ、前記航空機により前記発射装置を前記飛翔体の打上高さまで上昇させた後、前記航空機から前記発射装置を引き出し、前記翼体から前記飛翔体を分離した後、前記飛翔体を点火して空中発射することを特徴とする発射システム。