(57)【要約】【課題】  有翼飛翔体を安全に、しかも効率的に加速できる飛翔体発射装置および飛翔体発射方法の提供。【解決手段】有翼飛翔体を一定方向に加速して発進させる飛翔体発射装置であって、前記有翼飛翔体を発進可能に支持する飛翔体支持台と、前記飛翔体支持台を、互いに離れて平行配置された案内路に亘って支持するとともに、前記案内路に沿って案内する案内手段と、前記飛翔体支持台を前記案内路に沿って駆動する駆動手段とを備える飛翔体発射装置。【選択図】        図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
有翼飛翔体を一定方向に加速して発進させる飛翔体発射装置であって、
前記有翼飛翔体を発進可能に支持する飛翔体支持台と、
前記飛翔体支持台を、互いに離れて平行配置された案内路に亘って支持するとともに、前記案内路に沿って案内する案内手段と、
前記飛翔体支持台を前記案内路に沿って駆動する駆動手段と、
を備えてなることを特徴とする飛翔体発射装置。
【請求項２】
前記飛翔体支持台は、前記有翼飛翔体が、所定速度まで加速された後、前記飛翔体支持台の走行方向に対して正の迎え角をなすように傾斜した状態で前記飛翔体支持台から離脱するように前記有翼飛翔体を支持する請求項１に記載の飛翔体発射装置。
【請求項３】
前記飛翔体支持台は、停止時および加速中においても、前記有翼飛翔体を前記搬送方向に対して傾斜支持する請求項２に記載の飛翔体発射装置。
【請求項４】
前記案内路として軌道部を有し、前記案内手段として前記軌道部を走行する台車部を備える請求項１〜３の何れか１項に記載の飛翔体発射装置。
【請求項５】
前記駆動手段はリニアモータを備え、前記リニアモータの固定子は前記軌道部に設けられ、前記リニアモータの移動子は前記台車部に設けられてなる請求項４に記載の飛翔体発射装置。
【請求項６】
前記台車部は、前記飛翔体発射装置の走行方向に対して前後方向に沿って配列された２以上の台車群を備え、前記台車群は、それぞれ前記飛翔体支持台に、前記走行方向に対して略直角な水平軸の回りに回動可能に取付けられてなる請求項４または５に記載の飛翔体発射装置。
【請求項７】
前記台車群は複数の台車を備える請求項６に記載の飛翔体発射装置。
【請求項８】
前記有翼飛翔体の推進エンジンが点火されてから、前記有翼飛翔体が前記飛翔体支持台から離脱するまでの間に、前記推進エンジンが正常に作動しているか否かを判定し、前記推進エンジンが正常に作動しているときは、前記有翼飛翔体が所定の速度に達した後、前記飛翔体支持台から前記有翼飛翔体を離脱させ、前記推進エンジンが正常に作動していないときは、前記有翼飛翔体が支持された状態の飛翔体支持台を減速させ、停止させる請求項１〜７の何れか１項に記載の飛翔体発射装置。
【請求項９】
前記有翼飛翔体の推進エンジンを加速開始後に点火するととともに、前記有翼飛翔体が所定の加速パターンに従って加速されるように前記駆動手段において推進力を調整しながら前記飛翔体支持台を加速する請求項１〜８の何れか１項に記載の飛翔体発射装置。
【請求項１０】
前記駆動手段は、前記推進エンジンの燃焼開始後において、前記有翼飛翔体を所定の加速度で加速するときに生じる加速抵抗と前記有翼飛翔体の推進エンジンの推力との差に等しい推進力で前記飛翔体支持台を加速する請求項９に記載の飛翔体発射装置。
【請求項１１】
前記有翼飛翔体からの燃焼排ガスを排出する燃焼排ガス排出空間が前記案内路の間に設けられてなる請求項１〜１０の何れか１項に記載の飛翔体発射装置。
【請求項１２】
前記燃焼排ガス排出空間は、前記案内路の間に設けられた燃焼排ガス排出溝である請求項１１に記載の飛翔体発射装置。
【請求項１３】
飛翔体加速手段によって有翼飛翔体を一定方向に加速する飛翔体発射方法であって、
前記飛翔体加速手段による前記有翼飛翔体の加速開始後に前記有翼飛翔体の推進エンジンの燃焼を開始するとともに、
前記有翼飛翔体が所定速度まで加速された後に、前記有翼飛翔体を加速方向に対して正の迎え角をなすように傾斜した状態で前記飛翔体加速手段から離脱させることを特徴とする飛翔体発射方法。
【請求項１４】
前記有翼飛翔体を、加速すべき方向に対して正の迎え角をなすように傾斜した状態で保持しつつ加速を開始する請求項１３に記載の飛翔体発射方法。
【請求項１５】
前記有翼飛翔体の推進エンジンの燃焼開始後、前記有翼飛翔体が所定の加速パターンに従って加速されるように前記飛翔体加速手段における推進力を調整しつつ前記有翼飛翔体を加速する請求項１３または１４に記載の飛翔体発射方法。
【請求項１６】
前記有翼飛翔体の推進エンジンの燃焼開始後において、前記飛翔体加速手段における推進力を、前記推進エンジンの燃焼開始後において所定の加速度で加速するときに生じる加速抵抗と前記有翼飛翔体の推進エンジンの推力との差に等しい推力に調整しつつ前記有翼飛翔体を加速する請求項１５に記載の飛翔体発射方法。
【請求項１７】
前記飛翔体加速手段として、請求項１〜１２に記載の飛翔体発射装置を用いる請求項１３〜１６のいずれか１項に記載の飛翔体発射方法。
【請求項１８】
請求項１〜１２に記載の飛翔体発射装置の備える飛翔体支持台において加速終了後、前記飛翔体発射装置の備える飛翔体支持台から有翼飛翔体を離脱させるとき、前記飛翔体支持台を滑走路として使用して前記有翼飛翔体を飛翔させる請求項１７に記載の飛翔体発射方法。
【請求項１９】
前記有翼飛翔体の推進エンジンが点火されてから、前記有翼飛翔体が前記飛翔体加速手段から離脱するまでの間に、前記推進エンジンが正常に作動しているか否かを判定し、前記推進エンジンが正常に作動しているときは、前記有翼飛翔体が所定の速度に達した後、前記有翼飛翔体を前記飛翔体加速手段から離脱させ、前記推進エンジンが正常に作動していないときは、前記有翼飛翔体を前記飛翔体加速手段から離脱させることなく、減速させ、停止させる請求項１３〜１８の何れか１項に記載の飛翔体発射方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、飛翔体発射装置および飛翔体発射方法に関し、特に宇宙往還機などの水平打ち出しに好適な飛翔体発射装置および飛翔体発射方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
宇宙航行に用いられる飛翔体としては、スペースシャトルなどの垂直打ち上げ方式のロケットが一般に知られている。
【０００３】
しかし、垂直打ち上げ方式のロケットは、機体全体の重量に対する燃料搭載量が大きいうえに、機体の再利用が困難であるから、不経済である。
【０００４】
そこで、近年、通常の飛行機のように水平方向に離着陸する宇宙往還機が、機体搭載燃料を節約でき、また、機体の再利用が容易であり、経済性が高いという理由から注目されている。そして、宇宙往還機に搭載する燃料を更に節約することによって経済性を高める手段として、宇宙往還機を水平方向に打ち出す水平打ち出し方式が種々提案されている。
【０００５】
これまで提案された水平打ち出し方式としては、たとえば、
（１）軌道に沿って案内される飛翔機搭載用の台車に、レーザ光で推進剤を照射して推力を得るジェットエンジンと、台車前方向からのレーザ光を受けるレーザ光導入部を備え、前記軌道の途中にレーザ光照射機構を備えた加速装置（特許文献１）、および
（２）航空機に牽引されて飛翔するグライダ型宇宙発射用飛行機（特許文献２）
などがある。
【特許文献１】特許第２８６１５６９号公報
【特許文献２】特表平１０−５０９１１３号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
しかしながら、特許文献１に記載の加速装置のように、宇宙往還機を搭載した台車を何らかの手段で加速する加速装置においては、宇宙往還機が有するロケットエンジンの推力の方向と台車の加速方向とが完全に一致しないと、円滑な加速が困難になり、甚だしい場合には脱線の危険もある。
【０００７】
また、加速の当初から宇宙往還機のエンジンを作動させると、エンジンからの高温の排気ガスで台車や台車に設けられたジェットエンジンなどが損傷する可能性があるが、特許文献１にはどのようなタイミングで宇宙往還機のエンジンを始動させるかについては何ら示されていない。
【０００８】
更に、台車に設けられたジェットエンジンから排出される高温の排気ガスによって軌道などの構造物が損傷する可能性もある。
【０００９】
特許文献２に記載のグライダ型宇宙発射用飛行機のように航空機に牽引されて特定の高度まで上昇する形態の宇宙往還機の場合には、牽引用航空機から切り離された後、宇宙往還機のロケットエンジンの燃焼が不良であったときに、宇宙往還機を着陸させるなどして安全に回収することが極めて困難である。更に、宇宙往還機を牽引できる航空機は大型のものでなければならないから、牽引用航空機と宇宙往還機とが離陸するための長大な滑走路が必要である。
【００１０】
本発明は、上記のような問題を解決すべく成されたものであり、宇宙往還機を安全に、しかも効率的に加速できる飛翔体発射装置および飛翔体発射方法の提供を目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００１１】
請求項１に記載の発明は、有翼飛翔体を一定方向に加速して発進させる飛翔体発射装置であって、前記有翼飛翔体を発進可能に支持する飛翔体支持台と、前記飛翔体支持台を、互いに離れて平行配置された案内路に亘って支持するとともに、前記案内路に沿って案内する案内手段と、前記飛翔体支持台を前記案内路に沿って駆動する駆動手段とを備えてなることを特徴とする飛翔体発射装置に関する。
【００１２】
リニアモータなどの駆動手段で有翼飛翔体を加速しているから、無人化に容易に対応でき、したがって、有翼飛翔体のエンジンが加速中に爆発するような事態が生じても安全性が高い。更に、前記駆動手段は、飛翔体支持台を加速するだけでなく、飛翔体支持台を減速させて停止させることもできるから、有翼飛翔体のエンジンに異常が生じた場合には、有翼飛翔体を安全に減速、停止させることができる。
【００１３】
また、前記飛翔体支持台によって支持された有翼飛翔体のエンジン推力と前記駆動手段による加速力とのベクトルが一致していないと、エンジン作動時にヨー方向のアンバランス荷重が生じるが、このような場合においても、飛翔体支持台の両側に案内手段が設けられ、前記飛翔体支持台が前記案内手段によって互いに離れて平行配置された案内路に亘って支持されている故に、安定な加速が可能である。
【００１４】
前記有翼飛翔体としてはたとえば宇宙往還機などが挙げられるが、空気中で揚力を生じて飛行可能な飛翔体であれば、宇宙往還機には限定されない。
【００１５】
前記飛翔体支持台は、有翼飛翔体を発進可能に支持できればよいから、有翼飛翔体を載置した状態で支持する態様だけでなく、有翼飛翔体を懸吊された状態で支持する態様の飛翔体支持台も包含される。
【００１６】
請求項２に記載の発明は、前記飛翔体支持台は、前記有翼飛翔体が、所定速度まで加速された後、前記飛翔体支持台の走行方向に対して正の迎え角をなすように傾斜した状態で前記飛翔体支持台から離脱するように前記有翼飛翔体を支持する飛翔体発射装置に関する。
【００１７】
前記飛翔体発射装置においては、有翼飛翔体が飛翔体支持台から離脱するときは、前記飛翔体支持台は略水平方向の速度ベクトルを有するのに対し、前記有翼飛翔体は、前記飛翔体支持台の走行方向に対して斜め上方の速度ベクトルを有する。したがって、前記有翼飛翔体は、前記飛翔体支持台上を滑走路のように滑走させるか、または飛翔体支持台が有翼飛翔体を懸吊して支持する形態のものであれば、飛翔体支持台における懸吊を解除することにより、前記飛翔体支持台から離脱させることができる。故に、飛翔体支持台には、加速中に有翼飛翔体が脱落するのを防止できるように簡易な脱着装置を設けるだけでよく、有翼飛翔体を離脱させるためのカタパルトなどの特別な離脱装置は不要であるから、飛翔体支持台の構成を大幅に簡素化できる。
【００１８】
前記飛翔体支持台は、有翼飛翔体を、走行方向に対して正の迎え角をなすように傾斜した状態で離脱させることができればよいのであるから、有翼飛翔体を加速開始時から所定の迎え角で支持する態様だけではなく、加速開始時は有翼飛翔体を水平に支持し、加速中に所定の迎え角に起こす態様、および有翼飛翔体のエンジンを始動した後、離脱直前に有翼飛翔体を所定の迎え角に起こして支持する態様の何れも可能である。
【００１９】
請求項３に記載の発明は、前記飛翔体支持台が、停止時および加速中においても、前記有翼飛翔体を前記搬送方向に対して傾斜支持する飛翔体発射装置である。
【００２０】
前記飛翔体発射装置においては、有翼飛翔体を加速中、または離脱直前に所定の迎え角まで起こす機構を飛翔体支持台に設ける必要がないから、飛翔体支持台は、有翼飛翔体を所定の迎え角で支持する台であってよい。したがって、飛翔体支持台の構成を大幅に簡略化できる。
【００２１】
請求項４に記載の発明は、前記案内路として軌道部を有し、前記案内手段として前記軌道部を走行する台車部を備える飛翔体発射装置である。
【００２２】
前記飛翔体発射装置においては、軌道部を走行する台車によって前記飛翔体支持台が案内されるから、有翼飛翔体を正確な経路に沿って加速することが可能である。また、減速、停止も安全に行える。
【００２３】
前記飛翔体発射装置の駆動手段は、後述するリニアモータのように、固定子と移動子とからなり、固定子が軌道部に、移動子が台車部に固定されているものの他、駆動手段としてモータを用い、前記モータによって前記台車部の車輪を駆動するものも可能である。
【００２４】
請求項５に記載の発明は、前記駆動手段がリニアモータを備え、前記リニアモータの固定子が前記軌道部に設けられ、前記リニアモータの移動子が前記台車部に設けられてなる飛翔体発射装置に関する。
【００２５】
前記飛翔体発射装置は、本発明の飛翔体発射装置において、駆動手段としてリニアモータを用いた例である。
【００２６】
リニアモータは、軌道と車輪との間の粘着係数によって最大加速度が限定されることがないから、軌道部の長さおよび有翼飛翔体の離脱速度に基いて飛翔体支持台の加速度を定めることができる。更にリニアモータを用いた浮上・推進システムであるリニアモータシステムを用いることにより、台車部の支持および案内も非接触で行うことができる。
【００２７】
請求項６に記載の発明は、前記台車部が、前記飛翔体発射装置の走行方向に対して前後方向に沿って配列された２以上の台車群を備え、前記台車群は、それぞれ前記飛翔体支持台に、前記走行方向に対して略直角な水平軸の回りに回動可能に取付けられてなる飛翔体発射装置に関する。
【００２８】
請求項７に記載の発明は、前記台車群が複数の台車を備える飛翔体発射装置に関する。
【００２９】
前記飛翔体発射装置においては、台車部は、前記飛翔体発射装置の走行方向に対して前後方向に沿って配列された２以上の台車群を備え、前記台車群は飛翔体発射装置の走行方向に対して直角な水平軸の回りに回動可能に支持されている。したがって、前記台車群は、前記台車部に夫々１点支持されているから、有翼飛翔体の機体抗力発生点が飛翔体支持台における台車抗力発生点よりも高いことによって発生するモーメント荷重を前記台車群の備える台車によって均一に負担される。故に、有翼飛翔体のエンジンを始動した後の加速が特に円滑に行える。
【００３０】
請求項８に記載の発明は、前記有翼飛翔体の推進エンジンが点火されてから、前記有翼飛翔体が前記飛翔体支持台から離脱するまでの間に、前記推進エンジンが正常に作動しているか否かを判定し、前記推進エンジンが正常に作動しているときは、前記有翼飛翔体が所定の速度に達した後、前記飛翔体支持台から前記有翼飛翔体を離脱させ、前記推進エンジンが正常に作動していないときは、前記有翼飛翔体が支持された状態の飛翔体支持台を減速させ、停止させる飛翔体発射装置に関する。
【００３１】
前記飛翔体発射装置においては、有翼飛翔体が飛翔体支持台から離脱するまでの間に推進エンジンの燃焼が正常に行われているか否かを判定する。したがって、有翼飛翔体の打ち上げ信頼性が向上する。
【００３２】
そして、前記判定がＹｅｓであれば、加速終了後、有翼飛翔体を分離させてそのまま発射させるが、前記判定がＮｏであれば、有翼飛翔体を飛翔体支持台から分離させることなく、減速、停止させるから、安全性が高い。
【００３３】
請求項９に記載の発明は、前記有翼飛翔体の推進エンジンを加速開始後に点火するとともに、前記有翼飛翔体が所定の加速パターンに従って加速されるように前記駆動手段において推進力を調整しながら前記飛翔体支持台を加速する飛翔体発射装置に関する。
【００３４】
前記飛翔体発射装置においては、加速開始時には駆動手段のみによって有翼飛翔体を加速するから安全性が高い上に無人化にも容易に対応できる。
【００３５】
また、前記駆動手段の推進力を調整することにより、たとえば、有翼飛翔体の推進エンジンに点火後、一定加速度で有翼飛翔体を加速する加速方法、および有翼飛翔体の推進エンジンに点火後において飛翔体支持台に加わる水平方向の荷重が零になるように加速する加速方法など、種々のパターンでの加速が行える。また、有翼飛翔体の推進エンジンが固体燃料ロケットエンジンのときは、推力の調整が殆ど不可能であるが、このような場合においても、駆動手段側で推進力を調整することにより、所定の加速パターンに従って加速できる。
【００３６】
請求項１０に記載の発明は、前記駆動手段は、前記推進エンジンの燃焼開始後において、前記有翼飛翔体を所定の加速度で加速するときに生じる加速抵抗と前記有翼飛翔体の推進エンジンの推力との差に等しい推力で前記飛翔体支持台を加速する飛翔体発射装置に関する。
【００３７】
前記飛翔体発射装置では、前記推進エンジンの燃焼開始後において、加速抵抗と推進エンジンの推力との差に等しい推力で前記飛翔体支持台を加速しているから、所定の加速度で有翼飛翔体を加速できる上に、飛翔体支持台に加わる負荷を低減できる。ここで、加速抵抗とは、有翼飛翔体を前記飛翔体支持台に支持された状態で所定の加速度で加速するときに生じる抵抗である。
【００３８】
請求項１１に記載の発明は、前記有翼飛翔体からの燃焼排ガスを排出する燃焼排ガス排出空間が前記案内路の間に設けられてなる飛翔体発射装置に関する。
【００３９】
前記飛翔体発射装置においては、有翼飛翔体の推進エンジンからの高温、高速の排気ガスは、案内路の間に設けられた燃焼排ガス排出空間を通って後方に逃げるから、前記排気ガスによって飛翔体支持台や案内路などの構造物が損傷することを防止できる。
【００４０】
請求項１２に記載の発明は、前記燃焼排ガス排出空間が、前記案内路の間に設けられた燃焼排ガス排出溝である飛翔体発射装置に関する。
【００４１】
前記飛翔体発射装置においては、有翼飛翔体の推進エンジンから噴射された燃焼排ガスは、燃焼排ガス排出溝に排出されるから、燃焼排ガスを避けるために飛翔体支持台の高さを高くする必要がない。したがって、飛翔体支持台の高さを可能な限り低くできるから、有翼飛翔体の機体抗力発生点が飛翔体支持台における台車抗力発生点よりも高いことによって発生するモーメント荷重を小さくできる点で好ましい。
【００４２】
なお、燃焼排ガス排出溝は、必ずしも案内路の全長に亘って設ける必要はなく、推進エンジンを燃焼させる区間のみに設ければよい。
【００４３】
請求項１３に記載の発明は、飛翔体加速手段によって有翼飛翔体を一定方向に加速する飛翔体発射方法であって、前記飛翔体加速手段による前記有翼飛翔体の加速開始後に前記有翼飛翔体の推進エンジンの燃焼を開始するとともに、前記有翼飛翔体が所定速度まで加速された後に、前記有翼飛翔体を加速方向に対して正の迎え角をなすように傾斜した状態で前記飛翔体加速手段から離脱させることを特徴とする飛翔体発射方法に関する。
【００４４】
前記飛翔体発射方法においては、先ず最初にリニアモータなどの駆動手段で有翼飛翔体を加速し、ある程度速度がついてから推進エンジンを始動しているから、無人化に容易に対応できる。また、有翼飛翔体のエンジンが加速中に爆発するような事態が生じても安全性が高い。更に、加速方向に対して正の迎え角をなすように傾斜した状態で有翼飛翔体を飛翔体加速手段から離脱させているから、有翼飛翔体が飛翔体支持台から離脱するときの速度ベクトルは、前記飛翔体支持台が略水平方向であるのに対し、前記有翼飛翔体は走行方向に対して斜め上方である。したがって、飛翔体支持台における有翼飛翔体の保持を解除するだけで有翼飛翔体は飛翔体支持台から離脱するから、有翼飛翔体を離脱させるためのカタパルトなどの離脱装置は不要である。
【００４５】
請求項１４に記載の発明は、前記有翼飛翔体を、加速すべき方向に対して正の迎え角をなすように傾斜した状態で保持しつつ加速を開始する飛翔体発射方法に関する。
【００４６】
前記飛翔体加速方法に使用される飛翔体支持台は、有翼飛翔体を正の一定の迎え角で支持できればよく、有翼飛翔体を離脱時に水平状態から所定の迎え角まで起こす機能は不要であるから、構成の簡略化された飛翔体支持台を使用できる。
【００４７】
請求項１５に記載の発明は、前記有翼飛翔体の推進エンジンの燃焼開始後、前記有翼飛翔体が所定の加速パターンに従って加速されるように前記飛翔体加速手段における推進力を調整しつつ前記有翼飛翔体を加速する飛翔体発射方法に関する。
【００４８】
請求項９に記載の飛翔体発射装置のところで述べたように、前記飛翔体発射方法においては、駆動手段の推進力を調節することにより、有翼飛翔体を種々の加速パターンで加速することができる。また、有翼飛翔体の推進エンジンが固体燃料ロケットエンジンのときは、推力の調整が殆ど不可能であるが、このような場合においても、駆動手段側で推進力を調整することにより、所定の加速パターンに従って加速できる。
【００４９】
請求項１６に記載の発明は、前記有翼飛翔体の推進エンジンの燃焼開始後において、前記飛翔体加速手段における推進力を、前記推進エンジンの燃焼開始後において所定の加速度で加速するときに生じる加速抵抗と前記有翼飛翔体の推進エンジンの推力との差に等しい推力に調整しつつ前記有翼飛翔体を加速する飛翔体発射方法に関する。
【００５０】
前記飛翔体発射方法によれば、請求項１０のところで述べたのと同様の理由により、所定の加速度で有翼飛翔体を加速できる上に、飛翔体支持台に加わる負荷を低減できる。
【００５１】
請求項１７に記載の発明は、前記飛翔体加速手段として、請求項１〜１２に記載の飛翔体発射装置を用いる飛翔体発射方法に関する。
【００５２】
前記飛翔体発射方法は、本発明の飛翔体発射方法において請求項１〜１２に記載の飛翔体発射装置を使用する例である。
【００５３】
請求項１８に記載の発明は、請求項１〜１２に記載の飛翔体発射装置の備える飛翔体支持台において加速終了後、前記飛翔体発射装置の備える飛翔体支持台から有翼飛翔体を離脱させるとき、前記飛翔体支持台を滑走路として使用して前記有翼飛翔体を飛翔させる飛翔体発射方法に関する。
【００５４】
前記飛翔体発射方法によれば、前記飛翔体支持台にカタパルトのような有翼飛翔体を離脱させる離脱装置を設ける必要がないから、飛翔体支持台の構成を簡略化できる。
【００５５】
請求項１９に記載の発明は、前記有翼飛翔体の推進エンジンが点火されてから、前記有翼飛翔体が前記飛翔体加速手段から離脱するまでの間に、前記推進エンジンが正常に作動しているか否かを判定し、前記推進エンジンが正常に作動しているときは、前記有翼飛翔体が所定の速度に達した後、前記有翼飛翔体を前記飛翔体加速手段から離脱させ、前記推進エンジンが正常に作動していないときは、前記有翼飛翔体を前記飛翔体加速手段から離脱させることなく、減速させ、停止させる飛翔体発射方法に関する。
【００５６】
前記飛翔体発射方法においては、請求項７の飛翔体発射装置のところで述べたように、有翼飛翔体が飛翔体支持台から離脱するまでの間に推進エンジンの燃焼が正常に行われているか否かを判定する。したがって、有翼飛翔体の打ち上げ信頼性が向上する。
【００５７】
そして、前記判定がＹｅｓであれば、加速終了後、有翼飛翔体を分離させてそのまま発射させるが、前記判定がＮｏであれば、有翼飛翔体を飛翔体支持台から分離させることなく、減速、停止させるから、安全性が高い。
【発明の効果】
【００５８】
以上説明したように、本発明によれば、宇宙往還機を安全に、しかも効率的に加速できる飛翔体発射装置および飛翔体発射方法が提供される。
【発明を実施するための最良の形態】
【００５９】
１．実施形態１
本発明に係る飛翔体発射装置の一例である水平発射装置について、以下に説明する。
【００６０】
図１〜図４に示すように、実施形態１に係る水平発射装置１０００は、水平発射時に宇宙往還機１００を搬送する搬送装置２と、搬送装置２が走行する軌道部４とを有する。
【００６１】
搬送装置２は、宇宙往還機支持台２０と、宇宙往還機支持台２０の両側に配置され、軌道部４に沿って走行する台車部６Ａおよび台車部６Ｂとを有する。宇宙往還機支持台２０は、前方支柱２２と後方支柱２４とによって、宇宙往還機１００が載置される載置面と水平面とが走行方向ａに対して正の迎え角αを成すように台車部６Ａと台車部６Ｂとに固定されている。迎え角αは、加速終了時に宇宙往還機１００が宇宙往還機支持台２０から安定に分離するような角度であればよく、たとえば１０〜３０度の範囲に設定できる。
【００６２】
宇宙往還機支持台２０は、載置された宇宙往還機１００が発進するときに滑走可能に形成されている。また、必要に応じて加速中に宇宙往還機１００が宇宙往還機支持台２０から落下したり、後方に滑落したりしないように保持する保持装置を設けることができる。このような保持装置としては、たとえば宇宙往還機１００が引き込み式の降着装置を有する場合に前記降着装置のタイヤを保持する車止めが挙げられる。また、宇宙往還機支持台２０に引き込み式のフックを設け、加速時には、前記フックを宇宙往還機１００の機体に係合させ、加速終了時に前記係合を解除して宇宙往還機１００を発進させてもよい。
【００６３】
台車部６Ａおよび台車部６Ｂは、夫々、互いに離れて平行配置され、軌道部４を形成するＬ字型ガイドウェイ３０Ａおよび３０Ｂを走行して搬送装置２を案内する。
【００６４】
図５に示すように、軌道部４の一部は、宇宙往還機１００の推進エンジンにおいて燃焼を行う推進エンジン燃焼区間であり、図１、図４、および図５に示すように、前記推進エンジン燃焼区間においてはＬ字型ガイドウェイ３０ＡとＬ字型ガイドウェイ３０Ｂとの間に燃焼ガス排出溝３２が設けられている。宇宙往還機１００は、本発明における有翼飛翔体の一例であり、宇宙往還機支持台２０は、本発明に係る飛翔体発射装置の備える飛翔体支持台に相当する。また、台車部６Ａおよび６Ｂは、前記飛翔体発射装置における案内手段に相当し、軌道部４は、前記飛翔体発射装置における案内路に相当する。そして、燃焼ガス排出溝３２は、前記飛翔体発射装置における燃焼排ガス排出空間に相当する。
【００６５】
台車部６Ａの下方には、前部台車群６２Ａと後部台車群６４Ａとが走行方向ａに沿って前後に設けられている。そして図２および図３に示すように、前部台車群６２Ａには５基の台車６６Ａが、後部台車群６４Ａには５基の台車６８Ａが何れもタンデム状に設けられている。
【００６６】
同様に、台車部６Ｂの下方には、前部台車群６２Ｂと後部台車群６４Ｂとが走行方向ａに沿って前後に設けられている。そして、前部台車群６２Ｂには５基の台車６６Ｂが、後部台車群６４Ｂには５基の台車６８Ｂが何れもタンデム状に設けられている。なお、図２および図３においては、台車６６Ｂおよび台車６８Ｂは省略されている。
【００６７】
前部台車群６２Ａおよび後部台車群６４Ａは、図１〜図３に示すように、夫々走行方向ａに対して直角に設けられたピボット７０Ａおよび７２Ａによって、台車部６Ａに、上下方向に回動可能に取り付けられている。同様に、前部台車群６２Ｂおよび後部台車群６４Ｂは、夫々走行方向ａに対して直角に設けられたピボット７０Ｂおよび７２Ｂによって、台車部６Ｂに、上下方向に回動可能に取り付けられている。
【００６８】
図３および図４に示すように台車６６Ａ、６６Ｂ、６８Ａ、６８Ｂの側面には、超伝導コイル６５が夫々設けられ、底面には、低速走行時に使用するタイヤ６７が露出している。
【００６９】
Ｌ字型ガイドウェイ３０ＡとＬ字型ガイドウェイ３０Ｂとの両側には、図１〜図３に示すように、夫々内壁３４Ａおよび３４Ｂと外壁３６Ａおよび３６Ｂとが設けられている。内壁３４Ａおよび３４Ｂと外壁３６Ａおよび３６Ｂとの相対する側の面には、浮上用および推進用の地上側コイル３８Ａおよび３８Ｂが走行方向ａに沿って１列に固定されている。台車６６Ａおよび６８Ａに設けられた超伝導コイル６５と地上側コイル３８Ａとによってリニアモータ３１Ａが構成され、台車６６Ｂおよび６８Ｂに設けられた超伝導コイル６５とと地上側コイル３８Ｂとによってリニアモータ３１Ｂが構成される。前記リニアモータは、本発明の飛翔体発射装置における駆動手段に相当する。Ｌ字型ガイドウェイ３０ＡとＬ字型ガイドウェイ３０Ｂとの底面には、低速時においてタイヤ６７が走行するコンクリート製の走行路４０Ａおよび４０Ｂが設けられている。
【００７０】
台車６６Ａ、６６Ｂ、６８Ａ、６８Ｂとしては、前述のリニアモータ台車のほか、新幹線台車のような通常の鉄道台車も使用できる。この場合、Ｌ字型ガイドウェイ３０Ａおよび３０Ｂに代えて通常のレール軌道を設ければよい。台車６６Ａ、６６Ｂ、６８Ａ、６８Ｂとして鉄道台車を使用する場合においては、通常の回転型モータで車輪を駆動してもよく、また、台車６６Ａ、６６Ｂ、６８Ａ、６８Ｂにリニアモータを設けてもよい。
【００７１】
軌道部４の長さは、図５に示すようにたとえば６．８ｋｍあり、燃焼ガス排出溝３２はスタート地点から２〜３．５ｋｍの区間に設けられている。但し、軌道部４と燃焼ガス排出溝３２との長さの比率、および燃焼ガス排出溝３２を設ける位置は、宇宙往還機１００をどの程度の速度まで加速するか、および宇宙往還機１００がどの程度加速された時点で推進エンジンに点火するかという点に基いて適宜に定めることができる。
【００７２】
以下、水平発射装置１０００を用いて宇宙往還機１００を発射する手順について説明する。図６に、水平発射装置１０００を用いて宇宙往還機１００を発射する手順の概要を示す。そして、図７および図８に水平発射装置１０００を用いて宇宙往還機１００を発射するときの宇宙往還機支持台２０のランカーブを示し、図９に時間Ｔ（ｓｅｃ）と走行距離（ｋｍ）および加速度（Ｇ）との関係を示す。そして、図１０に、前記手順をフローチャートで示す。
【００７３】
図６に示すように、スタート地点において、宇宙往還機１００は、宇宙往還機支持台２０に載置され、走行方向ａに対して正の所定の迎え角αで保持される。
【００７４】
宇宙往還機１００を宇宙往還機支持台２０に載置したら、図１０におけるステップＳ２において、地上側コイル３８Ａおよび３８Ｂに通電し、リニアモータ３１Ａおよび３１Ｂによって０．２Ｇで加速する。このとき、図７のランカーブに示すように、宇宙往還機１００は、搬送装置２のみによって加速され、推進エンジンには点火されていない。
【００７５】
図７〜図９に示すように、加速開始後４８．５秒経過すると、搬送装置２は９５ｍ／ｓまで加速される。搬送装置２が９５ｍ／ｓｅｃまで加速されると、図１０におけるステップＳ４に示すように宇宙往還機１００の推進エンジンに点火する。点火タイミングは、図７に示すように、推進エンジンが正常燃焼しているかどうか判定できる時間を確保できるように設定される。これにより、宇宙往還機１００の加速度は０．２Ｇから０．７Ｇまで増加し、図７および図８のランカーブに示すように推進エンジンとリニアモータ３１Ａおよび３１Ｂとによる加速で、宇宙往還機支持台２０の加速度は０．２Ｇから０．７Ｇまで増大する。推進エンジンに点火したときは、宇宙往還機１００は、軌道部４において燃焼ガス排出溝３２の設けられた区間を通過中であるから、推進エンジンからの高温の排気ガスは燃焼ガス排出溝３２に噴出され、台車部６Ａ、台車６Ｂや前方支柱２２と後方支柱２４、宇宙往還機支持台２０、および地上側コイル３８A、地上側コイル３８Bが前記排気ガスを直接に浴びることによる損傷を防止できる。
【００７６】
推進エンジン着火後、図１０においてステップＳ６に示すように、推進エンジンで燃焼が正常に継続しているか否かを判定する。そして、ステップＳ６で推進エンジンの燃焼が正常であると判定されたら、そのまま加速を継続し、搬送装置２が１４０ｍ／ｓまで加速された時点で、リニアモータ３１Ａおよび３１Ｂによる搬送装置２の加速を停止する。これにより、図７および図８のランカーブに示すように搬送装置２は、１４０ｍ／ｓの速度で等速直線運動し、一方で宇宙往還機１００は、推進エンジンからの推力で１４０ｍ／ｓ以上の速度に加速される。したがって、図１０におけるステップＳ８にあるように、宇宙往還機１００は、宇宙往還機支持台２０上を滑走して離脱し、空中に向かって斜め上に向かって発進する。
【００７７】
宇宙往還機１００が離脱したら、図１０においてステップＳ１０に示すように搬送装置２をリニアモータ３１Ａおよび３１Ｂによって−０．３Ｇの加速度で減速させ、図５および図６に示す終点に停止させる。なお、加速度については、走行方向ａと同方向を「＋」、反対方向を「−」とする。
【００７８】
一方、ステップＳ６における判定で、推進エンジンで燃焼異常が生じていると判定された場合には、推進エンジンにおける燃焼を停止させるとともに、宇宙往還機１００が宇宙往還機支持台２０に載置された状態のまま、リニアモータ３１Ａおよび３１Ｂによって−０．３Ｇの加速度で減速させ、軌道部４上に停止させる。
【００７９】
以上、水平発射装置１０００を用いて宇宙往還機１００を発射する手順の一例について説明したが、搬送装置２として宇宙往還機支持台２０を起倒可能なものを用いた場合には、図１１において（Ａ）に示すように、宇宙往還機１００を正の迎え角αに保持した状態で加速を開始する第１のスキームの代わりに、同図において（Ｂ）に示すように、宇宙往還機１００を水平に保持した状態でリニアモータ３１Ａおよび３１Ｂによる加速を開始し、宇宙往還機１００を正の迎え角αまで引き起こしてから推進エンジンに点火する第２のスキーム、または同図において（Ｃ）に示すように、宇宙往還機１００を水平に保持した状態でリニアモータ３１Ａおよび３１Ｂによる加速を開始し、宇宙往還機１００の推進エンジンに点火した後に宇宙往還機１００を正の迎え角αまで引き起こす第３のスキームに従って宇宙往還機１００の加速および離脱を行うことができる。前記第２または第３のスキームに従って宇宙往還機１００を加速すれば、リニアモータ３１Ａおよび３１Ｂによる加速時に少ない空気抵抗で加速できるから、同一の電力消費であればより高い加速度で加速でき、また、加速度を０．２Ｇのままとすれば、加速に必要な電力を節減できる。更に、宇宙往還機１００の機体抗力発生点と搬送装置２の抗力発生点とが近いから、抗力発生点のずれによって発生するモーメント荷重を小さくできる。
【００８０】
実施形態１に係る水平発射装置１０００においては、前述のように、宇宙往還機１００が載置された搬送装置２を最初リニアモータ３１Ａおよび３１Ｂで加速し、加速中に宇宙往還機１００の推進エンジンに点火するというスキームで加速している。
【００８１】
したがって、無人化に容易に対応でき、また、宇宙往還機１００の推進エンジンが加速中に爆発するような事態が生じても安全性が高い。
【００８２】
加えて、リニアモータ３１Ａおよび３１Ｂは、地上側コイル３８Ａおよび３８Ｂを流れる交流電流の周波数および電流を制御することにより、推進力を容易に制御できるから、宇宙往還機１００の推進エンジンの推力の変化に追随するように推進力を変化させることが極めて容易である。
【００８３】
更に加えて、リニアモータ３１Ａおよび３１Ｂは、通常は、インバータ回路によって駆動されるから、前記インバータ回路に抵抗器や電力返還設備を付加すれば、発電制動や回生制動が容易に行える。また、回生制動を行うことにより、搬送装置２の持っている運動エネルギーを電気エネルギーとして回収できるから、省エネルギーにもなる。
【００８４】
また、宇宙往還機１００を加速中に推進エンジンで燃焼が正常に行われているか否かを判定し、燃焼に異常があれば、宇宙往還機１００を離脱させることなく、搬送装置２を減速させ、停止させる。
【００８５】
したがって、宇宙往還機１００の加速中に推進エンジンに異常が生じた場合においても、宇宙往還機１００を安全に回収し、不良箇所を修理できる。したがって、経済性が高い。
【００８６】
搬送装置２に支持された宇宙往還機１００の推進エンジンの推力とリニアモータ３１Ａおよび３１Ｂによる加速力とのベクトルが一致していないと、推進エンジンを作動させたときに、宇宙往還機１００にはヨー方向のアンバランス荷重が生じるが、水平発射装置１０００においては、宇宙往還機１００を支持する宇宙往還機支持台２０の両側に台車部６Ａおよび６Ｂが設けられ、しかも、宇宙往還機支持台２０は、台車部６Ａおよび６Ｂにより、互いに離れて平行配置されたＬ字型ガイドウェイ３０Ａおよび３０Ｂからなる軌道部４に亘って支持されている。したがって、台車部６Ａおよび６ＢとＬ字型ガイドウェイ３０Ａおよび３０Ｂとによって前記ヨー方向のアンバランス荷重を持ちこたえることができるから、前記アンバランス荷重が生じた場合にも円滑な加速が可能である。
【００８７】
しかも、加速終了後、宇宙往還機１００を搬送装置２の走行方向ａに対して正の迎え角αをなすように傾斜した状態で宇宙往還機支持台２０から離脱させているから、加速終了後、搬送装置２を等速運動させれば、推進エンジンの推力によって加速を続ける宇宙往還機１００は、宇宙往還機支持台２０を前方に向かって滑走し、斜め上方に向かって離脱する。
【００８８】
したがって、宇宙往還機支持台２０には、単に、宇宙往還機１００を、加速中に落下したり滑落したりしないように、脱着可能に保持する保持装置を設ければよく、宇宙往還機１００を離脱させるためのカタパルトなどの離脱装置は不要である。更に、宇宙往還機支持台２０を、走行方向ａに対して正の迎え角αをなすように傾斜した状態で台車部６Ａおよび６Ｂに固定すれば、宇宙往還機支持台２０を起倒する油圧シリンダ等の構成は不要になるから、搬送装置２の構成を大幅に簡略化できる。
【００８９】
水平発射装置１０００は、台車部６Ａおよび６Ｂを駆動する駆動手段としてリニアモータ３１Ａおよび３１Ｂを用いているから、通常の鉄車輪と鉄レールとによる駆動システムとは異なり、車輪と軌道との間の摩擦係数によって最大加速度が制限されることはない。したがって、搬送装置２や宇宙往還機１００の強度、および宇宙往還機１００が有人である場合には搭乗員の身体的条件が許す限り、幾らでも大きな加速度で加速することができる。更に、少なくとも高速走行中は、台車部６Ａおよび６Ｂの支持、案内は非接触で行われる。
【００９０】
また、台車部６Ａおよび６Ｂは、搬送装置２の走行方向ａに対して前後方向に前部台車群６２Ａ、６２Ｂおよび後部台車群６４Ａ、６４Ｂが配列され、前部台車群６２Ａ、６２Ｂおよび後部台車群６４Ａ、６４Ｂは、何れもピボット７０または７２によって夫々上下に回動可能に１点支持されている。したがって、宇宙往還機１００の機体抗力発生点が搬送装置２における台車抗力発生点よりも高いことによって発生するモーメント荷重は、前部台車群６２Ａ、６２Ｂおよび後部台車群６４Ａ、６４Ｂがピボット７０および７２の回りに回動することによって均一に負担されるので、推進エンジンに点火した後の宇宙往還機１００の加速が特に円滑に行える。
【００９１】
更に、嵌挿装置２の加速を開始したのち、宇宙往還機１００の推進エンジンを点火し、宇宙往還機１００が搬送装置２から離脱するまでに、前記推進エンジンが正常に作動しているか否かを判定し、正常に作動していないときは、宇宙往還機１００を載置したままの状態で搬送装置２を減速、停止させる。
【００９２】
したがって、宇宙往還機１００の打ち上げ信頼性が大きく向上するだけでなく、宇宙往還機１００の推進エンジンに不具合が生じたときの安全性に優れ、また、宇宙往還機１００の回収、修理も容易である。
【産業上の利用可能性】
【００９３】
本発明に係る飛翔体発射装置および飛翔体発射方法は、たとえば宇宙往還機の水平打ち出しに好適に利用できる。
【００９４】
前記飛翔体発射装置および飛翔体発射方法は、他に過荷状態の大型旅客機や超音速旅客機を狭い滑走路から離陸させるのに使用することもできる。
【図面の簡単な説明】
【００９５】
【図１】図１は、実施形態１に係る水平発射装置の斜視図である。
【図２】図２は、実施形態１に係る水平発射装置の平面図である。
【図３】図３は、実施形態１に係る水平発射装置の側面図である。
【図４】図４は、実施形態１に係る水平発射装置の正面図である。
【図５】図５は、実施形態１に係る水平発射装置の備える軌道部と燃焼ガス排出溝との位置関係を示す概略平面図である。
【図６】図６は、実施形態１に係る水平発射装置において宇宙往還機を発射するときの手順を示す概略側面図である。
【図７】図７は、実施形態１に係る水平発射装置において宇宙往還機を発射するときの、前記水平発射装置の備える搬送装置のランカーブである。
【図８】図８は、実施形態１に係る水平発射装置において宇宙往還機を発射するときの、前記搬送装置のランカーブである。
【図９】図９は、実施形態１に係る水平発射装置において宇宙往還機を発射するときの、加速開始後の経過時間と、前記搬送装置の走行距離および加速度との関係を示すグラフである。
【図１０】図１０は、実施形態１に係る水平発射装置において宇宙往還機を発射する手順の一例を示すフローチャートである。
【図１１】図１１は、実施形態１に係る水平発射装置において宇宙往還機を発射する際のスキームの例を示すブロック図である。
【符号の説明】
【００９６】
２        搬送装置
４        軌道部
６Ａ      台車部
６Ｂ      台車部
２０      宇宙往還機支持台
２６Ａ    台車部
２６Ｂ    台車部
３０Ａ    Ｌ字型ガイドウェイ
３０Ｂ    Ｌ字型ガイドウェイ
３１Ａ    リニアモータ
３１Ｂ    リニアモータ
３２      燃焼ガス排出溝
３４Ａ    内壁
３６Ａ    外壁
３８Ａ    地上側コイル
３８Ｂ    地上側コイル
４０Ａ    走行路
４０Ｂ    走行路
６２Ａ    前部台車群
６２Ｂ    前部台車群
６４Ａ    後部台車群
６４Ｂ    後部台車群
６５      超伝導コイル
６６Ａ    台車
６６Ｂ    台車
６７      タイヤ
６８Ａ    台車
６８Ｂ    台車
１００    宇宙往還機
１０００  水平発射装置
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
2005119589.tif 000009
【図８】
2005119589.tif 000010
【図９】
2005119589.tif 000011
【図１０】
2005119589.tif 000012
【図１１】
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