JP6883867B2

JP6883867B2 - Low cost rocket

Info

Publication number: JP6883867B2
Application number: JP2018243796A
Authority: JP
Inventors: 中松　義郎; 義郎中松
Original assignee: 中松　義郎; 義郎中松
Priority date: 2018-12-26
Filing date: 2018-12-26
Publication date: 2021-06-09
Anticipated expiration: 2038-12-26
Also published as: JP2020104624A

Description

本発明は、従来の通常ロケットや再使用ロケットに比べコストを大幅に低減することができるローコストロケットに関する。 The present invention relates to a low-cost rocket that can significantly reduce the cost as compared with a conventional conventional rocket or a reusable rocket.

近年、月や火星などの宇宙における調査、観測、開発等のため、無人又は有人のロケットやコストダウンのため再使用ロケットが打ち上げられている。
図１〜３は、公知のロケットの一例を示す図である。
図１は、いわゆる使い捨て型の多段式ロケット１ａを示す図である。
図１に示すように、ロケット１ａは、複数段に構成されており、大気圏内では１段部分に設けられたエンジンにより推進し、大気圏外である宇宙空間に到達すると１段部分が分離され、２段部分は、当該２段部分以降に設けられたエンジンにより宇宙空間を推進可能となる
１段部分は、分離後、地球上に落下するが、２段部分以降と同様、再使用されることはない。
このため、使い捨て型のロケット１ａは、極めてコスト性が悪い。 In recent years, unmanned or manned rockets and reusable rockets have been launched for research, observation, and development in space such as the Moon and Mars, and for cost reduction.
FIGS. 1 to 3 are diagrams showing an example of a known rocket.
FIG. 1 is a diagram showing a so-called disposable multi-stage rocket 1a.
As shown in FIG. 1, the rocket 1a is composed of a plurality of stages, is propelled by an engine provided in the first stage portion in the atmosphere, and when it reaches outer space outside the atmosphere, the first stage portion is separated. The second stage part can propel the outer space by the engine installed after the second stage part. The first stage part will fall on the earth after separation, but it will be reused like the second stage part and after. There is no.
Therefore, the disposable rocket 1a is extremely cost-effective.

このような使い捨て型のロケットの問題を解決するために開発されたのが、再使用型宇宙往還型のロケットである。
図２は、アメリカ航空宇宙局（ＮＡＳＡ）が開発したスペースシャトル１ｂを示す図であり、図３は、スペースＸ社が開発したビッグ・ファルコン・ロケット（ＢＦＲ）１ｃを示す図である。
これらのロケットによれば、機体の一部又は全部が再使用できるように構成されているため、コストの低減が期待できる。 A reusable space launch vehicle was developed to solve the problem of such a disposable rocket.
FIG. 2 is a diagram showing the Space Shuttle 1b developed by the National Aeronautics and Space Administration (NASA), and FIG. 3 is a diagram showing the Big Falcon Rocket (BFR) 1c developed by SpaceX.
According to these rockets, a part or all of the airframe is configured to be reusable, so that cost reduction can be expected.

しかしながら、このような従来の再使用型宇宙往還型のロケットにおいては、以下の問題があった。
例えば、スペースシャトルについては、軌道船は、再使用されるものの、外部燃料タンクや固体燃料ロケットは、使い捨てされる（図２参照）。
しかも、使い捨てられる部分のコストが全体の約８０％を占めることから、コスト性は決してよくない。
また、軌道船は、大気圏への再突入時において破損が生じないように強固に構成する必要があり、その分のコストが増加する。 However, such a conventional reusable space launch vehicle has the following problems.
For example, for the Space Shuttle, the orbiter is reused, but the External Tank and solid fuel rocket are disposable (see Figure 2).
Moreover, since the cost of the disposable part accounts for about 80% of the total, the cost is not good.
In addition, the orbiter must be firmly constructed so that it will not be damaged when it re-enters the atmosphere, which increases the cost.

ＢＦＲ１ｃは、ブースターと宇宙船とによって構成され、いずれも再使用可能に構成されている。
例えば、ブースターは、ＢＦＲ１ｃが大気圏外に到達する際に分離され、地上に対し垂直な体勢で着陸するようになっている。
ところが、細長形状のブースターを逆噴射のみで垂直体勢を保つのは困難であり、確実性、信頼性、安全性に懸念がある。
また、同様の理由から、目的地に正確に着地させることも困難である。
さらに、このような着陸を行うには、高度な制御技術が必要であるところ、開発や実験に係る費用が莫大に発生する。 The BFR1c is composed of a booster and a spacecraft, both of which are reusable.
For example, the booster is separated when the BFR1c reaches the outside of the atmosphere and lands in a position perpendicular to the ground.
However, it is difficult to maintain the vertical posture of the elongated booster only by reverse injection, and there are concerns about reliability, reliability, and safety.
Also, for the same reason, it is difficult to land accurately at the destination.
Furthermore, in order to carry out such a landing, advanced control technology is required, and development and experiment costs are enormous.

したがって、再使用型宇宙往還型のロケットであっても、必ずしもコストを低減できるとは限らず、かえってコストを増加させる問題を潜在している。 Therefore, even a reusable space launch vehicle cannot always reduce the cost, and has the potential to increase the cost.

本発明は、以上のような事情に鑑みなされたものであり、再使用可能なロケットを低コストで実現するローコストロケットの提供を目的とする。 The present invention has been made in view of the above circumstances, and an object of the present invention is to provide a low-cost rocket that realizes a reusable rocket at low cost.

上記目的を達成するため、本発明のローコストロケットは、大気圏内飛行部分と大気圏外飛行部分とからなり、大気圏内は、前記大気圏内飛行部分により空気を利用して上昇し、大気圏外に上昇した後、前記大気圏内飛行部分と前記大気圏外飛行部分とを分離し、当該分離後、前記大気圏内飛行部分を、空気を利用して降下・着陸させるようにしてある。 In order to achieve the above object, the low-cost rocket of the present invention is composed of a flight portion in the atmosphere and a flight portion outside the atmosphere, and the atmosphere rises by using air by the flight portion in the atmosphere and rises outside the atmosphere. After that, the flight portion in the atmosphere and the flight portion outside the atmosphere are separated, and after the separation, the flight portion in the atmosphere is descended and landed using air.

本発明によれば、再使用可能なロケットを低コストで提供することができる。 According to the present invention, a reusable rocket can be provided at low cost.

使い捨て型の多段型ロケットを示す図である。It is a figure which shows the disposable multi-stage rocket. スペースシャトルを示す図である。It is a figure which shows the space shuttle. ビッグ・ファルコン・ロケットを示す図である。It is a figure which shows the big falcon rocket. 本発明のローコストロケットの外観図であり、（ａ）は側面図、（ｂ）は平面図、（ｃ）は底面図である。It is an external view of the low-cost rocket of the present invention, (a) is a side view, (b) is a plan view, and (c) is a bottom view. 本発明のローコストロケットの発射時・上昇時の動作を示す図である。It is a figure which shows the operation at the time of launching and ascending of the low-cost rocket of this invention. 本発明のローコストロケットの着地時の動作を示す図である。It is a figure which shows the operation at the time of landing of the low-cost rocket of this invention. 他の実施形態に係るローコストロケットの発射時の動作を示す図である。It is a figure which shows the operation at the time of launching the low-cost rocket which concerns on another embodiment.

以下、本発明の実施形態について、図面を参照しながら説明する。 Hereinafter, embodiments of the present invention will be described with reference to the drawings.

図４は、本発明のローコストロケット（以下、ロケット１という）の外観図であり、（ａ）は側面図、（ｂ）は平面図、（ｃ）は底面図である。
この図に示すように、ロケット１は、主に、大気圏外飛行部分であるロケット本体２と、大気圏内飛行部分である大気圏推進部３とによって構成される。
ロケット本体２は、例えば、上部がペイロード区画であり、下部が燃料やメインエンジン４が搭載される区画であり、下部のエンジンからの噴射によって推進力（推力）が得られる。
メインエンジン４としては、ジェットエンジンやロケットエンジンを用いることができる。 4A and 4B are external views of the low-cost rocket of the present invention (hereinafter referred to as rocket 1), where FIG. 4A is a side view, FIG. 4B is a plan view, and FIG. 4C is a bottom view.
As shown in this figure, the rocket 1 is mainly composed of a rocket body 2 which is an out-of-atmosphere flight portion and an atmospheric propulsion unit 3 which is an atmospheric flight portion.
The rocket body 2 has, for example, a payload section in the upper part and a section in which fuel and the main engine 4 are mounted in the lower part, and propulsion force (thrust) is obtained by injection from the lower engine.
As the main engine 4, a jet engine or a rocket engine can be used.

大気圏推進部３は、プロペラ３１とそれを駆動するレシプロエンジン又はターボプロップ又はプロペラのないジェットエンジン３２とにより構成され、本実施形態では、プロペラ３１と補助エンジン３２とが４対搭載されているものを例示する。
ただし、搭載数には制限はなく、１対でも、２対でも、３対でもよく、５対以上でもよい。
各対は、独立して駆動可能であり、例えば、地上局からの無線による遠隔操作によって個々に駆動制御させることができる。
プロペラ３１は、エンジン（補助エンジン３２を含む）の出力で回転し、この回転によって空気に加速度を与えて推力を得る。
補助エンジン３２は、ターボプロップエンジンによって構成される。
ただし、補助エンジン３２として、ジェットエンジン、ロケットエンジンなどの他のエンジンを採用することもできる。
ターボプロップエンジンは、ガスタービンエンジンの一形態であり、その出力エネルギーの大部分を用いてプロペラを回転させることができる。
このため、大気圏推進部３は、補助エンジン３２としてターボプロップエンジンを採用する場合は、補助エンジン３２の出力をもってプロペラ３１を回転させ、このプロペラ３１の回転力のみによって推進力を得ることができる。
なお、補助エンジン３２としてジェットエンジンやロケットエンジンを採用する場合は、補助エンジン３２とプロペラ３１のいずれか一方又は双方によって推進力を得ることができる。 The atmospheric propulsion unit 3 is composed of a propeller 31 and a reciprocating engine or a turboprop or a jet engine 32 without a propeller that drives the propeller 31. In the present embodiment, four pairs of the propeller 31 and the auxiliary engine 32 are mounted. Is illustrated.
However, the number of mounted pairs is not limited, and may be 1 pair, 2 pairs, 3 pairs, or 5 pairs or more.
Each pair can be driven independently, and can be individually driven and controlled by, for example, remote control by radio from a ground station.
The propeller 31 rotates at the output of the engine (including the auxiliary engine 32), and this rotation gives acceleration to the air to obtain thrust.
The auxiliary engine 32 is composed of a turboprop engine.
However, as the auxiliary engine 32, another engine such as a jet engine or a rocket engine can be adopted.
A turboprop engine is a form of gas turbine engine that can use most of its output energy to rotate a propeller.
Therefore, when the turboprop engine is adopted as the auxiliary engine 32, the atmospheric propulsion unit 3 rotates the propeller 31 with the output of the auxiliary engine 32, and the propulsive force can be obtained only by the rotational force of the propeller 31.
When a jet engine or a rocket engine is adopted as the auxiliary engine 32, propulsive force can be obtained by either or both of the auxiliary engine 32 and the propeller 31.

図５は、ロケット１の発射時・上昇時の動作を示す図であり、図６は、ロケット１の着地時の動作を示す図である。
図５に示す様に、ロケット１は、地上における発射から宇宙空間に至るまで（すなわち大気圏内）、大気圏推進部３の推進力によって上昇し、宇宙空間に到達した後、ロケット本体２と大気圏推進部３とが分離される。
その後、ロケット本体２は、メインエンジン４の推力によって宇宙空間内を進行可能となる。 FIG. 5 is a diagram showing the operation of the rocket 1 at the time of launching and ascending, and FIG. 6 is a diagram showing the operation of the rocket 1 at the time of landing.
As shown in FIG. 5, the rocket 1 rises from the launch on the ground to outer space (that is, in the atmosphere) by the propulsive force of the atmospheric propulsion unit 3, and after reaching outer space, the rocket body 2 and the atmospheric propulsion. Part 3 is separated.
After that, the rocket body 2 can travel in outer space by the thrust of the main engine 4.

一方、大気圏推進部３は、図６に示す様に、ロケット本体２から分離された後、空気とプロペラを利用し大気圏内を降下し、所定の着地位置（例えば、元の発射位置や他の着地位置）に着地する。
大気圏推進部３の大気圏内における降下は、例えば、プロペラ３１の回転を一定回転数以下に抑えることで可能である。
また、プロペラ３１をエンジンから切り離し、プロペラ３１に対し下から上に通過する空気によって回転（空転）させる、いわゆるオートローテーションによっても大気圏推進部３を降下・着地させることができる。
オートローテーションによれば、一定の揚力を発生させながら大気圏推進部３を緩やかに降下・着地させることができる。
また、オートローテーションによれば、燃料を消費することなく大気圏推進部３を地上に着地させることができる。
また、オートローテーションによれば、仮にエンジンが故障した場合にも降下・着地を行うことができる。オートローテーションで降下した場合、地表近くでプロペラのピッチをコンタクトレバーで変化し軟着陸出来る。 On the other hand, as shown in FIG. 6, the atmosphere propulsion unit 3 descends in the atmosphere using air and a propeller after being separated from the rocket body 2, and has a predetermined landing position (for example, the original launch position or another). Landing position).
The descent of the atmosphere propulsion unit 3 in the atmosphere is possible, for example, by suppressing the rotation of the propeller 31 to a certain rotation speed or less.
Further, the atmosphere propulsion unit 3 can be lowered and landed by the so-called autorotation in which the propeller 31 is separated from the engine and rotated (idle) by the air passing from the bottom to the top with respect to the propeller 31.
According to autorotation, the atmosphere propulsion unit 3 can be gently descended and landed while generating a constant lift.
Further, according to autorotation, the atmosphere propulsion unit 3 can be landed on the ground without consuming fuel.
In addition, according to autorotation, even if the engine breaks down, it is possible to descend and land. When descending by autorotation, the pitch of the propeller can be changed with the contact lever near the surface of the earth to make a soft landing.

ロケット１は、ロケット本体２と大気圏推進部３とのコスト比率が２０％：８０％で構成される。
このため、機体の８０％を再使用することができるため、ロケット１のコストを大幅に低減することができる。
また、個々のプロペラ３１の回転数を制御することにより大気圏推進部３の着地位置を制御することもできる。
このため、大気圏推進部３を、所定の着地位置に正確に着地させることができる。
また、再使用する大気圏推進部３は、宇宙空間から高速で大気圏への再突入がないことから、再突入による破損がなく、コストをかけて機体を強固にする必要もない。 The rocket 1 is composed of a cost ratio of 20%: 80% between the rocket body 2 and the atmospheric propulsion unit 3.
Therefore, since 80% of the airframe can be reused, the cost of the rocket 1 can be significantly reduced.
It is also possible to control the landing position of the atmospheric propulsion unit 3 by controlling the rotation speed of each propeller 31.
Therefore, the atmosphere propulsion unit 3 can be accurately landed at a predetermined landing position.
Further, since the reusable atmospheric propulsion unit 3 does not re-enter the atmosphere at high speed from outer space, there is no damage due to re-entry, and there is no need to costly strengthen the aircraft.

図７は、補助エンジン３２としてジェットエンジンやロケットエンジンを採用した場合のロケット１の発射時・上昇時の動作を示す図である。
この場合も、ロケット１は、地上における発射から宇宙空間に至る大気圏内においては、大気圏推進部３の推進力によって大気圏外である宇宙空間まで上昇し、宇宙空間に到達した後、ロケット本体２と大気圏推進部３とは分離される。
具体的には、補助エンジン３２の推進力とプロペラ３１の推進力のうちいずれか一方又は双方を用いてロケット１を上昇させることができる。 FIG. 7 is a diagram showing operations when the rocket 1 is launched and ascended when a jet engine or a rocket engine is adopted as the auxiliary engine 32.
In this case as well, the rocket 1 rises to outer space outside the atmosphere by the propulsive force of the atmospheric propulsion unit 3 in the atmosphere from the launch on the ground to outer space, and after reaching outer space, the rocket 1 and the rocket body 2 It is separated from the atmospheric propulsion unit 3.
Specifically, the rocket 1 can be raised by using either one or both of the propulsive force of the auxiliary engine 32 and the propulsive force of the propeller 31.

以上説明したように、本発明のロケット１は、大気圏内飛行部分（大気圏推進部３）と大気圏外飛行部分（ロケット本体２）とからなり、大気圏内は、前記大気圏内飛行部分により空気を利用して上昇し、大気圏外に上昇した後、前記大気圏外飛行部分を分離し、当該分離後、前記大気圏内飛行部分を空気を利用して降下・着陸させるようにしている。
すなわち、空気が存在する大気圏ではプロペラ等により上昇・降下を行い、空気が存在しない大気圏外（宇宙空間）ではロケットエンジン等により移動を行うことで、推進力を効率よく得るようにしている。
そして、ロケット本体２のコスト比率を抑えたり（大気圏推進部３のコスト比率を高めたり）、大気圏推進部３を再突入不要な構成にすることによって、ロケット１のコストを大幅に低減することができる。又、大気圏推進部３を何回も再使用出来るので発射費用が大幅にコストダウンする。 As described above, the rocket 1 of the present invention includes an atmospheric flight portion (atmosphere propulsion unit 3) and an extra-atmosphere flight portion (rocket body 2), and the atmospheric zone uses air by the atmospheric flight portion. After ascending and ascending to the outside of the atmosphere, the out-of-atmosphere flight portion is separated, and after the separation, the above-atmosphere flight portion is descended and landed using air.
That is, in the atmosphere where air exists, a propeller or the like is used to move up and down, and outside the atmosphere where air does not exist (outer space), a rocket engine or the like is used to move the vehicle to efficiently obtain propulsive force.
Then, the cost of the rocket 1 can be significantly reduced by suppressing the cost ratio of the rocket body 2 (increasing the cost ratio of the atmospheric propulsion unit 3) or by making the atmospheric propulsion unit 3 a configuration that does not require re-entry. it can. In addition, since the atmosphere propulsion unit 3 can be reused many times, the launch cost is significantly reduced.

本発明は、再使用型宇宙往還型のロケットとして利用することができ、ロケット発射コストが大幅に下がるので宇宙航空産業を飛躍的に発展させることが出来る。
＜請求項１＞
大気圏内飛行部分と大気圏外飛行部分とからなり、大気圏内は、前記大気圏内飛行部分により空気を利用して上昇し、大気圏外に上昇した後、前記大気圏外飛行部分を分離し、当該分離後、前記大気圏内飛行部分を空気を利用して降下・着陸させることを特徴とするローコストロケット。

The present invention can be used as a reusable space launch vehicle, and the rocket launch cost is significantly reduced, so that the aerospace industry can be dramatically developed.
<Claim 1>
It consists of an atmospheric flight part and an out-of-atmosphere flight part, and the atmospheric area rises using air by the atmospheric flight part, rises out of the atmosphere, and then separates the extra-atmosphere flight part, and after the separation. , A low-cost rocket characterized by using air to descend and land the flight portion in the atmosphere.

１ロケット（ローコストロケット）
２ロケット本体
３大気圏推進部
３１プロペラ
３２補助エンジン
４メインエンジン 1 rocket (low cost rocket)
2 Rocket body 3 Atmosphere propulsion department 31 Propeller 32 Auxiliary engine 4 Main engine

Claims

大気圏内のみ飛行部分と大気圏外飛行部分とからなり、前記大気圏内のみ飛行部分のエンジンの外部にあって且つエンジンの直径より大きいプロペラにより、大気圏内の空気を利用して上昇し、大気圏外に上昇した後、前記大気圏外飛行部分を分離し、前記大気圏内のみ飛行部分は前記プロペラで大気圏内の空気を利用してエンジンや電気でプロペラを廻さずに、前記プロペラのコレクティブピッチコントロールを使用するなどしてオートローテーションによって降下及び着陸させ、前記プロペラの制御によって着陸位置を制御可能である事を特徴とするローコストロケット。
It consists of a flight part only in the atmosphere and a flight part outside the atmosphere, and by a propeller that is outside the engine of the flight part only in the atmosphere and is larger than the diameter of the engine, it rises using the air in the atmosphere and goes out of the atmosphere. After ascending, the out-of-atmosphere flight part is separated, and the flight part uses the collective pitch control of the propeller only in the atmosphere without rotating the propeller with the engine or electricity using the air in the atmosphere with the propeller. it is lowered and landing by autorotation and the like, low-cost rockets, characterized in that it is possible to control the landing position by the control of the propeller.