(57)【要約】【課題】従来の空中発射型ロケットは、メインロケットとブースタロケットとの連結構造に加わる荷重が増大し易く、また、フラッタ等が生じ易いという問題点があった。【解決手段】航空機Ｆに搭載して空中発射される空中発射型ロケットＲであって、主飛翔体ＭＶと、その両側に配置したロケットモータＲＭと、主飛翔体ＭＶから各ロケットモータＲＭを離間させた状態で連結する連結アーム装置Ａとを備え、連結アーム装置Ａが、ロケットモータＲＭを移動させる幅寄せ機構（１〜３）を備えた構成とし、航空機Ｆから分離した後に主飛翔体ＭＶとロケットモータＲＭとの間隔を小さくし、その後、ロケットモータＲＭに点火するので、主飛翔体ＭＶとロケットモータＲＭとの連結構造に加わる荷重を軽減し、固有振動数を大きく確保してフラッタ等を抑制することができる。【選択図】図４
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
キャリアである航空機に搭載して空中発射される空中発射型ロケットであって、
主飛翔体と、主飛翔体の両側に配置した一対のロケットモータと、主飛翔体から各ロケットモータを離間させた状態で連結する夫々の連結アーム装置とを備え、
連結アーム装置が、ロケットモータを主飛翔体の近傍に移動させる幅寄せ機構を備えていることを特徴とする空中発射型ロケット。
【請求項２】
連結アーム装置が、幅寄せ機構により移動させたロケットモータをその移動位置で拘束するためのロック機構とを備えていることを特徴とする請求項１に記載の空中発射型ロケット。
【請求項３】
連結アーム装置が、主飛翔体と各ロケットモータとの間において、少なくとも頭部側と尾部側の２箇所に夫々配置してあることを特徴とする請求項１又は２に記載の空中発射型ロケット。
【請求項４】
主飛翔体が、航空機の胴体下部に対して分離可能に連結する第１固定部を有し、
各ロケットモータが、航空機の翼下に対して分離可能に連結する第２固定部を有していることを特徴とする請求項１〜３のいずれか１項に記載の空中発射型ロケット。
【請求項５】
連結アーム装置の幅寄せ機構が、
主飛翔体に一端部を回動可能に連結した第１リンクと、
第１リンクの他端部に一端部を回動可能に連結し且つロケットモータに他端部を回動可能に連結した第２リンクと、
第１及び第２のリンクに折り畳み動作を付与する駆動源とを備えていることを特徴とする請求項１〜４のいずれか１項に記載の空中発射型ロケット。
【請求項６】
連結アーム機構のロック機構が、
主飛翔体と第１リンクとを回動可能に連結する関節部、第１リンクと第２リンクとを回動可能に連結する関節部、及び第２リンクとロケットモータとを回動可能に連結する関節部のうちの少なくとも１つの関節部において、一方向のみの回動を許容する機構であることを特徴とする請求項５に記載の空中発射型ロケット。
【請求項７】
請求項１〜６のいずれか１項に記載の空中発射型ロケットを空中発射するに際し、
航空機から空中発射型ロケットを分離した後、ロケットモータを主飛翔体の近傍に移動させ、その後、ロケットモータに点火を行うことを特徴とする空中発射型ロケットの空中発射方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、キャリアである航空機に搭載して空中発射される空中発射型ロケット及び空中発射方法に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
従来において、空中発射型ロケットとしては、例えば非特許文献１に記載されたものがある。非特許文献１に記載の空中発射型ロケットは、メインロケットの両側にブースタロケットを配置し、メインロケットと各ブースタロケットとの間に所定の間隔を設けて双方を連結アームで連結した構造である。
【０００３】
上記の空中発射型ロケットは、航空機（戦闘機）の下部に搭載される。その際、空中発射型ロケットは、航空機の胴体下部において、ノーズギアよりも後部側にメインロケットを連結すると共に、翼下部において、メインギアよりも外側にブースタロケットを連結する。そして、空中発射型ロケットは、飛翔中の航空機から切り離された後、メインロケット及びブースタロケットを起動して自力で飛翔する。
【先行技術文献】
【非特許文献】
【０００４】
【非特許文献１】AIAA『7th Responsive Space Conference. April 27-30,2009 Los Angeles,CA』P.2-9
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
ところで、上記従来の空中発射型ロケットは、航空機下部への搭載性を考慮して、メインロケットとブースタロケットとを離して連結アームで連結している。しかしながら、上記の空中発射型ロケットは、空中発射後も搭載時の状態を維持して飛翔することから、メインロケットとブースタロケットとの連結構造（連結アームによる連結構造）に加わる荷重が増大し易いと共に、連結構造の固有振動数の減少によりフラッタ等が生じ易くなるという問題点があり、このような問題点を解決することが課題であった。
【０００６】
本発明は、上記従来の課題に着目して成されたものであり、航空機から分離した後に主飛翔体とロケットモータとの間隔を小さく変更することで、主飛翔体とロケットモータとの連結構造に加わる荷重を軽減し、連結構造の固有振動数を大きく確保してフラッタ等を抑制することができる空中発射型ロケット及び空中発射方法を提供することを目的としている。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
本発明に係わる空中発射型ロケットは、キャリアである航空機に搭載される空中発射型ロケットであって、主飛翔体と、主飛翔体の両側に配置した一対のロケットモータと、主飛翔体から各ロケットモータを離間させた状態で連結する夫々の連結アーム装置とを備え、連結アーム装置が、ロケットモータを主飛翔体の近傍に移動させる幅寄せ機構を備えていることを特徴としている。
【０００８】
また、本発明に係わる空中発射方法は、上記の空中発射型ロケットを空中発射するに際し、航空機から空中発射型ロケットを分離した後、ロケットモータを主飛翔体の近傍に移動させ、その後、ロケットモータに点火を行うことを特徴としている。
【発明の効果】
【０００９】
本発明に係わる空中発射型ロケットは、連結アーム装置により、主飛翔体から各ロケットモータを離間させた状態で連結し、その状態で航空機に搭載される。そして、空中発射型ロケットは、飛翔中の航空機から切り離された後、ロケットモータを起動して自力で飛翔するのであるが、その際、連結アーム装置の幅寄せ機構により、ロケットモータを主飛翔体の近傍に移動させる。
【００１０】
このようにして、空中発射型ロケット及び空中発射方法は、航空機から分離した後、主飛翔体とロケットモータとの間隔を小さく変更することで、主飛翔体とロケットモータとの連結構造に加わる荷重を軽減し、連結構造の固有振動数を大きく確保してフラッタ等を抑制することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】本発明に係わる空中発射型ロケット及び空中発射方法の一実施形態を説明する平面図である。
【図２】図１に示す空中発射型ロケットの正面図（Ａ）、及び側面図（Ｂ）である。
【図３】航空機に空中発射型ロケットを搭載した状態を示す正面図（Ａ）、及び側面図（Ｂ）である。
【図４】航空機から空中発射型ロケットを切り離した状態を示す側面図（Ａ）、及び切り離し後からロケットモータの移動後に至る状態を示す平面図（Ｂ）である。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
図１及び図２に示す空中発射型ロケットＲは、キャリアである航空機に搭載して空中発射されるものであって、主飛翔体ＭＶと、主飛翔体ＭＶの両側に配置した一対のロケットモータＲＭと、主飛翔体ＭＶから各ロケットモータＲＭを離間させた状態で連結する夫々の連結アーム装置Ａとを備えている。航空機は、主として固定翼機であり、空中発射型ロケットの大きさ等に応じて選択することが可能であるが、搭載性や機動性を考慮すると戦闘機等を用いるのが好適である。
【００１３】
主飛翔体ＭＶは、所定のペイロードを搭載しており、ロケット等の推進装置を備えたものでも良いし、備えていなくても構わない。各ロケットモータＲＭは、固体燃料や噴射ノズル等で構成された既知のものであり、主飛翔体ＭＶが推進装置を有する場合には、補助ロケット（ブースタロケット）として使用される。主飛翔体ＭＶ及びロケットモータＲＭは、機軸を互いに平行にして並列配置してある。
【００１４】
連結アーム装置Ａは、主飛翔体ＭＶと各ロケットモータＲＭとの間において、少なくとも頭部側と尾部側の２箇所、合計４箇所に配置してある。各連結アーム装置Ａは、ロケットモータＲＭを主飛翔体ＭＶの近傍に移動させる幅寄せ機構と、幅寄せ機構により移動させたロケットモータＲＭをその移動位置で拘束するためのロック機構とを備えている。
【００１５】
連結アーム装置Ａの幅寄せ機構は、主飛翔体ＭＶに一端部を回動可能に連結した第１リンク１と、第１リンク１の他端部に一端部を回動可能に連結し且つロケットモータＲＭに他端部を回動可能に連結した第２リンク２とを備えている。また、幅寄せ機構は、第１及び第２のリンク１，２に折り畳み動作を付与する駆動源３を備えている。
【００１６】
第１リンク１は、第１関節部Ｊ１により主飛翔体ＭＶに連結してある。また、第１及び第２のリンク１，２は、第２関節部Ｊ２により互いに連結してある。さらに、第２リンク２は、第３関節部Ｊ３によりロケットモータＲＭに連結してある。駆動源３は、とくに限定されるものではないが、油圧又は空気圧のシリンダ、若しくは直線運動や回転運動をする電動アクチュエータ、このほか、シリンダや電動アクチュエータの運動を第１リンク１の回動に変換する運動伝達機構などを含むものである。
【００１７】
連結アーム装置Ａのロック機構は、上記第１〜第３の関節部Ｊ１〜Ｊ３のうちの少なくとも１つの関節部において、一方向のみの回動を許容する機構である。具体的には、関節部Ｊ１〜Ｊ３において、固定部位と可動部位との間に配置したラッチ機構である。すなわち、この実施形態では、各関節部Ｊ１〜Ｊ３が、ロック機構を兼ね備えている。なお、ロック機構は、第１及び第２のリンク１，２が折り畳み動作を行う際に、逆方向の動作を阻止するものであれば良く、その構成がとくに限定されるものではない。
【００１８】
上記の空中発射型ロケットＲは、図３に示すように、キャリアである航空機（仮想線で示す）Ｆの下部に搭載される。このため、空中発射型ロケットＲは、図１に示すように、主飛翔体ＭＶの上側に、航空機Ｆの胴体下部に対して分離可能に連結する第１固定部４を有している。また、空中発射型ロケットＲは、各ロケットモータＲＭの上側に、航空機Ｆの翼下に対して分離可能に連結する第２固定部５を有している。
【００１９】
そして、空中発射型ロケットＲは、航空機Ｆの胴体下部において、ノーズギアＮＧよりも後部側に主飛翔体ＭＶを連結すると共に、翼下部において、メインギアＭＧよりも外側にロケットモータＲＭを連結する。よって、航空機Ｆは、胴体下部や翼下部に、外部燃料タンクや武器類を搭載するためのハードポイントやパイロンを有するものである。
【００２０】
このように、空中発射型ロケットＲは、主飛翔体ＭＶから各ロケットモータＲＭを離間させた状態で連結し、その状態で航空機Ｆに搭載されるので、航空機Ｆの動作を何ら妨げることはない。
【００２１】
そして、空中発射型ロケットＲは、図４（Ａ）に示すように、飛翔中の航空機Ｆから分離した後、ロケットモータＲＭを起動して自力で飛翔する。その際、空中発射型ロケットＲは、図４（Ｂ）に示すように、連結アーム装置Ａの幅寄せ機構により、ロケットモータＲＭを主飛翔体ＭＶの近傍に移動させ、ロック機構により、ロケットモータＲＭを移動位置で拘束し、その後、ロケットモータＲＭに点火する。
【００２２】
具体的には、空中発射型ロケットＲは、各連結アーム装置Ａにおいて、駆動源３により第１及び第２のリンク１，２を回動させて折り畳むことにより、各ロケットモータＲＭをその機軸方向を維持しながら主飛翔体ＭＶ側に引き寄せる。この際、図示例の連結アーム装置Ａは、頭部側では、両リンク１，２を前方に回動させ、尾部側では両リンク１，２を後方に回動させている。
【００２３】
そして、空中発射型ロケットＲは、各連結アーム装置Ａにおいて、ロック機構を兼ね備えた第１〜第３の関節部Ｊ１〜Ｊ３により、第１及び第２のリンク１，２の逆方向の回動を阻止し、最終的に、図４（Ｂ）の左側に示すように、ロケットモータＲＭを主飛翔体ＭＶの近傍に位置決めする。その後、空中発射型ロケットＲはこの状態で飛翔する。
【００２４】
上記の空中発射型ロケットＲは、空中発射方法として、航空機Ｆから分離した後、ロケットモータＲＭを主飛翔体ＭＶの近傍に移動させ、その後、ロケットモータＲＭに点火を行う。この際、主飛翔体ＭＶは、推進装置を備えている場合には、その推進装置を起動させても良いし、ロケットモータＲＭの切り離し後に推進装置を起動させても良い。
【００２５】
このように、空中発射型ロケット及び空中発射方法は、航空機Ｆから分離した後に主飛翔体ＭＶとロケットモータＲＭとの間隔を小さく変更することで、主飛翔体ＭＶとロケットモータＲＭとの連結構造（連結アーム装置Ａ）に加わる荷重を軽減することができると共に、連結構造（連結アーム装置Ａ）の固有振動数を大きく確保してフラッタ等を抑制することができる。このため、空中発射型ロケットＲは、連結アーム装置Ａの構成を簡単で且つ軽量なものにしたうえで、充分な強度を確保し得ると共に、安定した飛翔を行うことができる。
【００２６】
また、上記の空中発射型ロケットＲは、連結アーム装置Ａが、主飛翔体ＭＶ及び各ロケットモータＲＭの少なくとも頭部側及び尾部側の２箇所に配置してあるので、双方の連結状態が確実であり、安定した飛翔に貢献し得る。
【００２７】
さらに、上記の空中発射型ロケットＲは、主飛翔体ＭＶが、航空機Ｆの胴体下部に対する第１固定部４を有すると共に、各ロケットモータＲＭが、航空機Ｆの翼下に対する第２固定部５を有しているので、戦闘機等の航空機Ｆへの搭載性が良好である。
【００２８】
さらに、上記の空中発射型ロケットＲは、第１リンク１、第２のリンク２、及び駆動源３で構成される幅寄せ機構を採用したことにより、連結アーム装置Ａの構造の簡略化や小型軽量化を実現することができる。
【００２９】
さらに、上記の空中発射型ロケットＲは、第１〜第３の関節部Ｊ１〜Ｊ３のうちの少なくとも１つの関節部において、一方向のみの回動を許容するロック機構（例としてラッチ機構）を採用したことにより、連結アーム装置Ａの構造の簡略化や小型軽量化を実現することができ、上記の幅寄せ機構の効果と相俟って、連結アーム装置Ａをコンパクトにすることができる。
【００３０】
なお、本発明に係わる空中発射型ロケット及び空中発射方法は、構成の細部が上記実施形態のみに限定されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲で構成を適宜変更することが可能であり、連結アーム装置Ａを構成する幅寄せ機構やロック機構には、図示例以外の各種構成を採用することができる。
【符号の説明】
【００３１】
Ａ  連結アーム装置
Ｆ  航空機
Ｊ１  第１関節部（ロック機構）
Ｊ２  第２関節部（ロック機構）
Ｊ３  第３関節部（ロック機構）
ＭＶ  主飛翔体
Ｒ  空中発射型ロケット
ＲＭ  ロケットモータ
１  第１リンク（幅寄せ機構）
２  第２リンク（幅寄せ機構）
３  駆動源（幅寄せ機構）
４  第１固定部
５  第２固定部
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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