(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
多段式ロケットで衛星を打ち上げるに際して、第１段目のロケットモータの燃焼による上昇およびこれに続く慣性上昇のステージの間にロケット制御の大半を集中して行って、２段目以降のロケットモータおよび衛星を打ち出し高度に到達させ、ロケット制御用のアビオニクスを搭載した回収部を２段目以降の機体の衛星側または後端側から切り離した後、２段目以降のロケットモータを順次燃焼させて衛星を所定の軌道に投入することを特徴とする衛星の打ち上げ方法。
【請求項２】
回収部を多段式ロケットの２段目以降の機体の先端に配置したノーズフェアリングと一体的に切り離す請求項１に記載の衛星の打ち上げ方法。
【請求項３】
回収部に減速手段を設けた請求項１または２に記載の衛星の打ち上げ方法。
【請求項４】
回収部に滑空手段を設けた請求項１ないし３のいずれかに記載の衛星の打ち上げ方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、多段式ロケットで衛星を打ち上げる際に用いるのに好適な衛星の打ち上げ方法に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
従来において、多段式ロケットを用いて衛星を打ち上げる場合には、全段使い捨て方式が採用されている。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
上記したような全段使い捨て方式において、アビオニクスなどの搭載機器をできるだけ回収して再利用化を図ろうとしても、落下地点が射場からかなり離れていることから、事実上回収するのは困難であり、結局、衛星の打ち上げに上記の全段使い捨て方式を採用する限り、打ち上げコストの低減は期待することができないという問題が有り、この問題を解決することが従来の課題となっていた。
【０００４】
【発明の目的】
本発明は、上記した従来の課題に着目してなされたもので、ロケット制御用のアビオニクスなどの搭載機器の大半を回収することができ、これらの回収した機器を再利用することで打ち上げコストの大幅な低減を実現することが可能である衛星の打ち上げ方法を提供することを目的としている。
【０００５】
【課題を解決するための手段】
本発明の請求項１に係わる衛星の打ち上げ方法は、多段式ロケットで衛星を打ち上げるに際して、第１段目のロケットモータの燃焼による上昇およびこれに続く慣性上昇のステージの間にロケット制御の大半を集中して行って、２段目以降のロケットモータおよび衛星を打ち出し高度に到達させ、ロケット制御用のアビオニクスを搭載した回収部を２段目以降の機体の衛星側または後端側から切り離した後、２段目以降のロケットモータを順次燃焼させて衛星を所定の軌道に投入する構成としており、この衛星の打ち上げ方法の構成を前述した従来の課題を解決するための手段としている。
【０００６】
本発明の請求項２に係わる衛星の打ち上げ方法は、回収部を多段式ロケットの２段目以降の機体の先端に配置したノーズフェアリング(例えば、脱頭型フェアリング)と一体的に切り離す構成としており、このように衛星側からノーズフェアリングと一体的に切り離した場合は、空気抵抗を軽減させるうえで、回収部をノーズフェアリングから分離することが望ましい。
【０００７】
本発明の請求項３に係わる衛星の打ち上げ方法は、回収部に半球リボン型ドログシュートやガイドサーフェス型ドログシュートなどの減速手段を設けた構成とし、本発明の請求項４に係わる衛星の打ち上げ方法は、回収部に極超音速域で使用するのに好適な安定翼や低速域で使用するのに好適なグライディングパラシュート(パラフォイル)などの滑空手段を設けた構成としている。
【０００８】
本発明に係わる衛星の打ち上げ方法において、多段式ロケットの各段をロケットモータと呼称しているが、ロケットエンジンと称することもある。また、ロケット制御とは、ピッチ角の変更や、姿勢制御や、ポインティング制御や、スピン付与や、スピンアップなどの行為のことを指す。
【０００９】
【発明の作用】
本発明の請求項１に係わる衛星の打ち上げ方法では、多段式ロケットで衛星を打ち上げるに際して、第１段目のロケットモータの燃焼による上昇およびこれに続く慣性上昇のステージの間にロケット制御の大半を集中して行って、２段目以降のロケットモータおよび衛星を打ち出し高度に到達させるようにしているので、切り離された回収部は、射場の近傍に落下する(あるいは降下する)こととなって、回収が容易になされることとなり、その結果、回収したアビオニクスの再利用化を図れば、衛星の打ち上げコストが大幅に低減することとなる。
【００１０】
本発明の請求項２に係わる衛星の打ち上げ方法において、回収部がノーズフェアリングと一体的に切り離されるので、回収部およびノーズフェアリングを個別に切り離す場合と比較して、分離機構が少ない分だけ、コストの低減が図られることとなる。
【００１１】
本発明の請求項３に係わる衛星の打ち上げ方法では、空力加熱が少なく抑えられることとなり、本発明の請求項４に係わる衛星の打ち上げ方法では、回収部を射場ないしその近傍に向けて飛翔させ得ることとなり、回収がより一層簡単になる。
【００１２】
【発明の効果】
本発明の請求項１に係わる衛星の打ち上げ方法では、アビオニクスを搭載した回収部を射場の近傍に落下させることができるので、回収部を簡単に回収することができ、したがって、回収したアビオニクスの再利用およびこれに伴う衛星の打ち上げコストの大幅な低減を実現することが可能であるという非常優れた効果がもたらされる。
【００１３】
本発明の請求項２に係わる衛星の打ち上げ方法では、上記した構成としているので、回収部およびノーズフェアリングを各々個別に切り離す場合と比較して、分離機構が少なくて済む分だけ、コストを低減することができるという非常優れた効果がもたらされる。
【００１４】
本発明の請求項３に係わる衛星の打ち上げ方法では、上記した構成としたから、回収部が落下する際に生じる空力加熱を少なく抑えることが可能であり、本発明の請求項４に係わる衛星の打ち上げ方法では、上記した構成としたため、回収部を射場ないしその近傍に向けて飛翔させることができ、その結果、より一層簡単に回収することが可能であるという非常優れた効果がもたらされる。
【００１５】
【実施例】
以下、本発明を図面に基づいて説明する。
【００１６】
図１および図２は本発明に係わる衛星の打ち上げ方法の一実施例を説明する図である。
【００１７】
図２(ａ)に示すように、この実施例で使用する多段式ロケットＲは、固体ロケットモータ１，２，３を具備した３段式ロケットであり、２段目の固体ロケットモータ２の外殻２ａにはスピンモータ４が設けてあると共に、３段目の固体ロケットモータ３に分離可能に結合する人工衛星５にはアポジ点で点火されるキックモータ６が設けてある。
【００１８】
この多段式ロケットＲにおいて、点火コマンドを受けるコマンド受信機や圧力センサは各段にそれぞれ搭載してあり、多段式ロケットＲのピッチ角の変更や、姿勢制御や、ポインティング制御や、スピン付与や、スピンアップなどのロケット制御用のアビオニクスは、多段式ロケットＲの先端に位置するカプセル(回収部)７にまとめて搭載してある。
【００１９】
この場合、カプセル７は、２段目の固体ロケットモータ２の外殻２ａと分離面２ｂで切り離される脱頭型のノーズフェアリング８に分離可能に連結してあり、図２(ｂ)に示すように、打ち出し高度において２段目の固体ロケットモータ２側からこのノーズフェアリング８と一体となって切り離されるようになっている。
【００２０】
また、このカプセル７には、図１に示すように、減速手段としての半球リボン型ドログシュート９が装備してあると共に、滑空手段としてのグライディングパラシュート１０が装備してある。
【００２１】
この多段式ロケットＲで人工衛星５を打ち上げるに際しては、まず、ステップ１において第１段目の固体ロケットモータ１に点火されて、射場Ｌから多段式ロケットＲが打ち上げられると、ステップ２，３を経てステップ４まで固体ロケットモータ１の燃焼が継続して行われる。
【００２２】
次いで、ステップ５において、図２(ｃ)にも示すように、第１段目の固体ロケットモータ１が切り離されると、２段目以降の固体ロケットモータ２，３および衛星５は、慣性による上昇を続けて一気に打ち出し高度に登りつめ、ステップ８において、図２(ｂ）に示すように、カプセル７が第２段目の固体ロケットモータ２側からノーズフェアリング８と一体となって切り離される。
【００２３】
上記した第１段目の固体ロケットモータ１の燃焼による上昇およびこれに続く慣性による上昇のステージの間に、ロケット制御の大半が集中して行われる、すなわち、ステップ３におけるピッチ角変更、ステップ４における姿勢制御の開始、ステップ６におけるポインティング制御、ステップ７におけるスピン付与およびスピンアップが行われる。
【００２４】
次に、スピンが付与されかつカプセル７およびノーズフェアリング８が切り離された第２段目の固体ロケットモータ２に、ステップ９において点火して燃焼させるのに続いて、図２(ｅ)に示すように、２段目から分離した第３段目の固体ロケットモータ３に点火して燃焼させ、最終的に、３段目から分離した人工衛星５のキックモータ６にアポジ点で点火すると、ステップ１０において人工衛星５は所定の軌道に投入されることとなる。
【００２５】
一方、カプセル７は、ステップ１１において、図２(ｄ)に示すように、ノーズフェアリング８から分離し、ステップ１２において半球リボン型ドログシュート９を放出して減速しつつ降下を続け、ステップ１３においてグライディングパラシュート１０を開いて滑空して射場Ｌ近傍の洋上に着水する(あるいは射場Ｌ近傍の陸上に着地する)。
【００２６】
そして、カプセル７に設けたＧＰＳやラジオビーコンなどの発信機１１からの電波を受けた回収ヘリコプタ１２がこのカプセル７を回収して帰投する。
【００２７】
上記した衛星の打ち上げ方法では、第１段目の固体ロケットモータ１の燃焼による上昇およびこれに続く慣性による上昇のステージの間に、ロケット制御の大半を集中して行って、２段目以降の固体ロケットモータ２，３および衛星５を打ち出し高度に到達させるようにしていることから、上記ステージの終了時に切り離されるアビオニクスを搭載したカプセル７は、射場Ｌの近傍に落下する(あるいは降下する)こととなる。
【００２８】
つまり、カプセル７の回収が非常に簡単になり、その結果、回収したアビオニクスを再利用することで、人工衛星５の打ち上げコストが大幅に低減することとなる。
【００２９】
また、上記した衛星の打ち上げ方法では、カプセル７がノーズフェアリング８と一体的に切り離されるため、カプセル７およびノーズフェアリング８を個別に切り離す場合と比べて、分離機構が少ない分だけ、コストの低減が図られることとなる。
【００３０】
さらに、上記した衛星の打ち上げ方法では、カプセル７の降下に際して半球リボン型ドログシュート９を放出するようにしているので、空力加熱が少なく抑えられることとなり、加えて、低高度においてグライディングパラシュート１０を開いて滑空するようにしているので、カプセル７を射場Ｌないしその近傍に向けて飛翔させ得ることとなって、回収がより一層簡単になる。
【００３１】
図３および図４は本発明に係わる衛星の打ち上げ方法の他の実施例を説明する図であって、この実施例に係わる衛星の打ち上げ方法が先の実施例による衛星の打ち上げ方法と相違するところは、図４(ａ)に示すように、ロケット制御用のアビオニクスを搭載したカプセル(回収部)１７を第２段目の固体ロケットモータ２の後端２ｃに配置した点にあり、他の構成は先の実施例による衛星の打ち上げ方法と同じである。
【００３２】
この実施例において、カプセル１７は、図４(ｃ)に示すように、打ち出し高度において第２段目の固体ロケットモータ２の後端２ｃから段間継手２Ａと一体となって切り離されるようになっている。
【００３３】
この実施例に係わる衛星の打ち上げ方法によって、人工衛星５を打ち上げるに際しては、図３に示すように、ステップ１〜ステップ８までは先の実施例による衛星の打ち上げ方法と同じ手順で進行し、ステップ８’において、スピンが付与されかつノーズフェアリング１８が切り離された第２段目の固体ロケットモータ２の後端２ｃからカプセル１７が段間継手２Ａとともに切り離され、ステップ９において点火して燃焼させるのに続いて、図４(ｅ)に示すように、２段目から分離した第３段目の固体ロケットモータ３に点火して燃焼させ、最終的に、３段目から分離した人工衛星５のキックモータ６にアポジ点で点火すると、ステップ１０において人工衛星５は所定の軌道に投入されることとなる。
【００３４】
一方、カプセル１７は、ステップ１２において半球リボン型ドログシュート９を放出して減速しつつ降下を続けて、ステップ１３において、グライディングパラシュート１０を開いて滑空して射場Ｌ近傍の洋上に着水し(あるいは射場Ｌ近傍の陸上に着地し)、このカプセル１７に設けたＧＰＳやラジオビーコンなどの発信機１１からの電波を受けた回収ヘリコプタ１２がこのカプセル１７を回収して帰投する。
【００３５】
この実施例に係わる衛星の打ち上げ方法においても、カプセル１７を簡単に回収することができ、したがって、回収したアビオニクスを再利用することにより、人工衛星５の打ち上げコストの大幅な低減を実現し得ることとなる。
【００３６】
また、この衛星の打ち上げ方法の場合も、空力加熱が少なく抑えられることとなるうえ、カプセル１７を射場Ｌないしその近傍に向けて飛翔させ得ることとなって、回収がより一層簡単になる。
【００３７】
なお、この実施例では、第２段目の固体ロケットモータ２の後端２ｃに配置したカプセル１７が、固体ロケットモータ２のノズル２ｄに収容してある場合を示したが、これに限定されるものではなく、例えば、図５（ａ），（ｂ）に示すように、カプセル１７を固体ロケットモータ２のノズル２ｄの脇に配置し、段間継手２Ａに固定するようにしても良い。
【００３８】
図６は本発明に係わる衛星の打ち上げ方法のさらに他の実施例を説明する図であって、この実施例による衛星の打ち上げ方法では、極超音速域で使用するのに好適な安定翼１０Ａを有する有翼機７Ａを回収部としており、他の構成は先の実施例と同じである。
【００３９】
この実施例では、極超音速域において水平方向の移動距離が延びることとなり、有翼機７Ａを射場Ｌに帰還させ得ることとなって、回収コストのより一層の低減化が図られることとなる。
【００４０】
上記した実施例では、多段式ロケットＲの各段がいずれも固体ロケットモータである場合を示したが、これに限定されるものではなく、第１段目に液体ロケットエンジンを採用することも可能である。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明に係わる衛星の打ち上げ方法の一実施例を示す打ち上げシーケンス説明図である。
【図２】図１における多段式ロケットの断面説明図(ａ)，ノーズフェアリングがカプセルとともに２段目から分離する際の簡略断面説明図(ｂ)，切り離された１段目の簡略断面説明図(ｃ)，ノーズフェアリングからカプセルが分離する際の簡略断面説明図(ｄ)および２段目から３段目が分離する際の簡略断面説明図(ｅ)である
【図３】本発明に係わる衛星の打ち上げ方法の他の実施例を示す打ち上げシーケンス説明図である。
【図４】図３における多段式ロケットの断面説明図(ａ)，ノーズフェアリングが２段目から分離する際の簡略断面説明図(ｂ)，２段目以降の機体の後端から切り離されたカプセル，段間継手および１段目の簡略断面説明図(ｃ)，切り離されたノーズフェアリングの簡略断面説明図(ｄ)および２段目から３段目が分離する際の簡略断面説明図(ｅ)である。
【図５】図３における多段式ロケットのカプセルの他の配置例を示す多段式ロケットの断面説明図(ａ)および２段目以降の機体の後端から切り離されたカプセル，段間継手および１段目の簡略断面説明図(ｂ)である。
【図６】本発明に係わる衛星の打ち上げ方法のさらに他の実施例を示す動作説明図である。
【符号の説明】
１，２，３  固体ロケットモータ
２ｃ  第２段目の固体ロケットモータの後端（２段目以降の機体の後端）
５  人工衛星
７，１７  カプセル(回収部)
７Ａ  有翼機(回収部)
８  ノーズフェアリング
９  半球リボン型ドログシュート(減速手段)
１０  グライディングパラシュート(滑空手段)
１０Ａ  安定翼(滑空手段)
Ｒ  多段式ロケット
【図１】
0004632112.tif 000002
【図２】
0004632112.tif 000003
【図３】
0004632112.tif 000004
【図４】
0004632112.tif 000005
【図５】
0004632112.tif 000006
【図６】
0004632112.tif 000007