JPH05213282A - 宇宙往還機を搭載したロケット - Google Patents
宇宙往還機を搭載したロケットInfo
- Publication number
- JPH05213282A JPH05213282A JP4021128A JP2112892A JPH05213282A JP H05213282 A JPH05213282 A JP H05213282A JP 4021128 A JP4021128 A JP 4021128A JP 2112892 A JP2112892 A JP 2112892A JP H05213282 A JPH05213282 A JP H05213282A
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- rocket
- space shuttle
- rocket body
- space
- auxiliary
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
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Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
- B64G1/641—Interstage or payload connectors
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/002—Launch systems
- B64G1/008—Arrangement of launch rockets or boosters
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/14—Space shuttles
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 宇宙往還機を搭載したロケットの宇宙往還機
による空力不安定モーメントを減少させ、また、造波抵
抗の発生を抑制する。 【構成】 宇宙往還機１を機軸に対して傾動できるよう
にロケット本体２の頭部に搭載して横風による空力不安
定モーメントを減少させ、かつ、複数の補助ブースタ
３，４をロケット本体２の機軸方向の異なる位置に取付
けて断面積の変化を緩やかにして造波抵抗の発生を抑制
するようにした。
による空力不安定モーメントを減少させ、また、造波抵
抗の発生を抑制する。 【構成】 宇宙往還機１を機軸に対して傾動できるよう
にロケット本体２の頭部に搭載して横風による空力不安
定モーメントを減少させ、かつ、複数の補助ブースタ
３，４をロケット本体２の機軸方向の異なる位置に取付
けて断面積の変化を緩やかにして造波抵抗の発生を抑制
するようにした。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、頭部に宇宙往還機を搭
載し複数の補助ブースタを有するロケットに関する。
載し複数の補助ブースタを有するロケットに関する。
【０００２】
【従来の技術】複数の補助ブースタを備え、かつ、大型
の有人宇宙往還機を搭載したロケットの計画があるが、
このロケットでは、図４に示すように、宇宙往還機１は
固定支持部６によってロケット本体２の頭部に固定して
搭載され、かつ、補助ブースタ３は同一形状の複数のも
のがロケットの機軸方向の同一位置においてロケット本
体２に装着されたものとなっている。
の有人宇宙往還機を搭載したロケットの計画があるが、
このロケットでは、図４に示すように、宇宙往還機１は
固定支持部６によってロケット本体２の頭部に固定して
搭載され、かつ、補助ブースタ３は同一形状の複数のも
のがロケットの機軸方向の同一位置においてロケット本
体２に装着されたものとなっている。
【０００３】なお、図４に示すロケットでは、複数の補
助ブースタ３は、その頭部がＡに示す位置にあり、その
尾部はロケット本体２の尾部と同じＤに示す位置にある
ようにロケット本体２に装着されている。
助ブースタ３は、その頭部がＡに示す位置にあり、その
尾部はロケット本体２の尾部と同じＤに示す位置にある
ようにロケット本体２に装着されている。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】頭部搭載形の宇宙往還
機とロケットの組合せ形態では、打上げ時の横風に対し
宇宙往還機に働く空気力が重心まわりに不安定モーメン
トを作り出し、これを制御するために、尾部排気ジェッ
トの推力ジンバルで制御を行うようにしているが、この
方式では制御可能な範囲に宇宙往還機の機体サイズ（例
えば主翼面積など）が制限されている。この宇宙往還機
の主翼面積に対する空力不安定モーメントと推力ジンバ
ル限界の関係を、それぞれ図３中線７及び線９で示す。
機とロケットの組合せ形態では、打上げ時の横風に対し
宇宙往還機に働く空気力が重心まわりに不安定モーメン
トを作り出し、これを制御するために、尾部排気ジェッ
トの推力ジンバルで制御を行うようにしているが、この
方式では制御可能な範囲に宇宙往還機の機体サイズ（例
えば主翼面積など）が制限されている。この宇宙往還機
の主翼面積に対する空力不安定モーメントと推力ジンバ
ル限界の関係を、それぞれ図３中線７及び線９で示す。
【０００５】また、図４に示すように、補助ブースタ３
はその機軸方向の取付け位置が同一とされているため
に、Ａ位置にある頭部から点Ｃ′まで短距離で断面積が
急激に変化することとなり、補助ブースタ３とロケット
本体２の合計の機軸方向の断面積Ｓの分布の変化が図４
（ａ）の下部に示すように急であり、超音速時の造波抵
抗が増大することが避けられない。
はその機軸方向の取付け位置が同一とされているため
に、Ａ位置にある頭部から点Ｃ′まで短距離で断面積が
急激に変化することとなり、補助ブースタ３とロケット
本体２の合計の機軸方向の断面積Ｓの分布の変化が図４
（ａ）の下部に示すように急であり、超音速時の造波抵
抗が増大することが避けられない。
【０００６】前記の横風による宇宙往還機に働く空気力
の重心まわりの不安定モーメントを解消するために、宇
宙往還機の主翼後縁舵面を操舵して空力不安定モーメン
トを低減することも考えられるが、この宇宙往還機の主
翼後縁舵面は、本来操舵によって宇宙往還機自身の重心
まわりの釣合を変え、これにより迎角を変えて始めて機
体垂直方向の空気力を変化させるもので、操舵単独での
機軸垂直力の変化は余り大きくなく、従って、横風によ
る空力不安定モーメントの低減効果を期待することはで
きない。
の重心まわりの不安定モーメントを解消するために、宇
宙往還機の主翼後縁舵面を操舵して空力不安定モーメン
トを低減することも考えられるが、この宇宙往還機の主
翼後縁舵面は、本来操舵によって宇宙往還機自身の重心
まわりの釣合を変え、これにより迎角を変えて始めて機
体垂直方向の空気力を変化させるもので、操舵単独での
機軸垂直力の変化は余り大きくなく、従って、横風によ
る空力不安定モーメントの低減効果を期待することはで
きない。
【０００７】本発明は、以上の問題点を解決することが
できる宇宙往還機を搭載したロケットを提供しようとす
るものである。
できる宇宙往還機を搭載したロケットを提供しようとす
るものである。
【０００８】
【課題を解決するための手段】本発明の宇宙往還機を搭
載したロケットは、宇宙往還機を機軸に対して傾動でき
るようにロケット本体の頭部に搭載し、かつ、複数の補
助ブースタをロケット本体の機軸方向の異なる位置に取
付けた。
載したロケットは、宇宙往還機を機軸に対して傾動でき
るようにロケット本体の頭部に搭載し、かつ、複数の補
助ブースタをロケット本体の機軸方向の異なる位置に取
付けた。
【０００９】
【作用】本発明では、ロケット本体の頭部に宇宙往還機
を機軸に対して傾動できるように搭載したことによっ
て、横風方向に宇宙往還機の機首を向けることができ、
これにより横風による宇宙往還機への空気力をほぼ０に
低減でき、ロケット重心回りの空力不安定モーメントが
発生することがない。
を機軸に対して傾動できるように搭載したことによっ
て、横風方向に宇宙往還機の機首を向けることができ、
これにより横風による宇宙往還機への空気力をほぼ０に
低減でき、ロケット重心回りの空力不安定モーメントが
発生することがない。
【００１０】また、複数の補助ブースタをロケット本体
の機軸方向の異なる位置に取付けることによって、ロケ
ットの機軸方向の断面積分布の変化率が緩やかなものと
なり、これにより超音速造波抵抗が低減する。
の機軸方向の異なる位置に取付けることによって、ロケ
ットの機軸方向の断面積分布の変化率が緩やかなものと
なり、これにより超音速造波抵抗が低減する。
【００１１】
【実施例】本発明の一実施例を、図１及び図２に示す。
宇宙往還機１の尾部は、ジンバル支持部５によって、ロ
ケット本体２の頭部にロケットの機軸方向に傾動できる
ように取付けられている。ジンバル支持部５は、図２に
示すように、宇宙往還機１の尾部の下部を枢着する紙面
に直角をなす支軸１５、同支軸１５が先端に取付けられ
ロケット本体２の頭部に固定されたスラストビーム１
４、及びロケット本体２の頭部に取付けられそのロッド
１２の先端１３が宇宙往還機１の尾部の上部に枢着され
たアクチュエータ１１よりなり、アクチュエータ１１に
よって宇宙往還機１は図２に示す実線位置と点線位置の
間を支軸１５まわりに矢印に示すように回動できるよう
になっている。また、図示しない同様なアクチュエータ
によって、支軸１５とロケットの機軸に直交する軸まわ
りに紙面に直角をなす方向にも回動できるようになって
いる。前記のアクチュエータは宇宙往還機１に設けられ
た迎角計によって作動されて宇宙往還機１をロケットの
機軸方向に対して傾動させ、その機首を風の方向へ向け
て宇宙往還機１の迎角を常に零に保持するようになって
いる。
宇宙往還機１の尾部は、ジンバル支持部５によって、ロ
ケット本体２の頭部にロケットの機軸方向に傾動できる
ように取付けられている。ジンバル支持部５は、図２に
示すように、宇宙往還機１の尾部の下部を枢着する紙面
に直角をなす支軸１５、同支軸１５が先端に取付けられ
ロケット本体２の頭部に固定されたスラストビーム１
４、及びロケット本体２の頭部に取付けられそのロッド
１２の先端１３が宇宙往還機１の尾部の上部に枢着され
たアクチュエータ１１よりなり、アクチュエータ１１に
よって宇宙往還機１は図２に示す実線位置と点線位置の
間を支軸１５まわりに矢印に示すように回動できるよう
になっている。また、図示しない同様なアクチュエータ
によって、支軸１５とロケットの機軸に直交する軸まわ
りに紙面に直角をなす方向にも回動できるようになって
いる。前記のアクチュエータは宇宙往還機１に設けられ
た迎角計によって作動されて宇宙往還機１をロケットの
機軸方向に対して傾動させ、その機首を風の方向へ向け
て宇宙往還機１の迎角を常に零に保持するようになって
いる。
【００１２】また、ロケット本体２の側部の周囲には、
頭部から短距離で断面積が急激に変化する先細の部分を
もつ複数の補助ブースタが取付けられるが、相対的に長
い補助ブースタ３と相対的に短いブースタ４を、それら
の尾端Ｄをロケット本体２の尾端に揃えて交互に配置す
る（図１においては、補助ブースタ３，４をそれぞれ３
個ずつ設けた場合が示されている）。また、前記長い補
助ブースタ３はその頭部がＡで示す位置におかれ、前記
短いブースタ４はその頭部がＢで示す位置におかれ、両
ブースタ３，４の断面積が変化する部分はＣで示す同一
の位置で終り、Ｃ位置より尾端Ｄまでは同一の大きさの
円筒状となっている。ロケット本体２と補助ブースタ
３，４の合計の断面積Ｓの分布が図１（ａ）の下部に斜
線を付して示されている。 本実施例では、横風を受け
た時に、図１中矢印に示すように、宇宙往還機１は、ジ
ンバル支持部５のアクチュエータによってロケットの機
軸に対して傾動して横風方向にその機首を向けることが
できる。従って、横風による宇宙往還機１の空気力をほ
ぼ０に低減し、ロケットの重心まわりの空力不安定モー
メントの発生を防止することができる。以上の本実施例
によるロケットの重心まわりの空力不安定モーメント
は、図３中線８で示すように著しく低減され、前記の推
力ジンバル限界以下に維持される。
頭部から短距離で断面積が急激に変化する先細の部分を
もつ複数の補助ブースタが取付けられるが、相対的に長
い補助ブースタ３と相対的に短いブースタ４を、それら
の尾端Ｄをロケット本体２の尾端に揃えて交互に配置す
る（図１においては、補助ブースタ３，４をそれぞれ３
個ずつ設けた場合が示されている）。また、前記長い補
助ブースタ３はその頭部がＡで示す位置におかれ、前記
短いブースタ４はその頭部がＢで示す位置におかれ、両
ブースタ３，４の断面積が変化する部分はＣで示す同一
の位置で終り、Ｃ位置より尾端Ｄまでは同一の大きさの
円筒状となっている。ロケット本体２と補助ブースタ
３，４の合計の断面積Ｓの分布が図１（ａ）の下部に斜
線を付して示されている。 本実施例では、横風を受け
た時に、図１中矢印に示すように、宇宙往還機１は、ジ
ンバル支持部５のアクチュエータによってロケットの機
軸に対して傾動して横風方向にその機首を向けることが
できる。従って、横風による宇宙往還機１の空気力をほ
ぼ０に低減し、ロケットの重心まわりの空力不安定モー
メントの発生を防止することができる。以上の本実施例
によるロケットの重心まわりの空力不安定モーメント
は、図３中線８で示すように著しく低減され、前記の推
力ジンバル限界以下に維持される。
【００１３】また、ロケット本体２には、前記のような
相対的に長いブースタ３と相対的に短いブースタ４がそ
の尾端Ｄを揃えて取付けられているために、断面積Ｓ
は、図１（ａ）の下部に示すように、ロケットの機軸方
向のＡ位置から、Ｃ位置まで緩やかに増加することとな
り、超音速時の造波抵抗を低減させることができる。
相対的に長いブースタ３と相対的に短いブースタ４がそ
の尾端Ｄを揃えて取付けられているために、断面積Ｓ
は、図１（ａ）の下部に示すように、ロケットの機軸方
向のＡ位置から、Ｃ位置まで緩やかに増加することとな
り、超音速時の造波抵抗を低減させることができる。
【００１４】
【発明の効果】本発明は、宇宙往還機をロケットの機軸
に対して傾動できるようにロケット本体の頭部に搭載し
ているために、横風の影響を受けないように宇宙往還機
の機首を風の方向へ傾動させて宇宙往還機による空力不
安定モーメントの発生を防止することができ、従って、
ロケットの推力で定まる打上げ能力（重量）の範囲で横
風による制限なしに任意の規規模宇宙往還機をロケット
に搭載することができる。
に対して傾動できるようにロケット本体の頭部に搭載し
ているために、横風の影響を受けないように宇宙往還機
の機首を風の方向へ傾動させて宇宙往還機による空力不
安定モーメントの発生を防止することができ、従って、
ロケットの推力で定まる打上げ能力（重量）の範囲で横
風による制限なしに任意の規規模宇宙往還機をロケット
に搭載することができる。
【００１５】また、複数の補助ブースタをロケット本体
の機軸方向の異なる位置に取付けたことによって、断面
積分布の変化が緩かになり、超音速時の造波抵抗を減少
することができ、少ない燃料で宇宙往還機の打上げを行
うことができる。
の機軸方向の異なる位置に取付けたことによって、断面
積分布の変化が緩かになり、超音速時の造波抵抗を減少
することができ、少ない燃料で宇宙往還機の打上げを行
うことができる。
【図１】図１（ａ）は本発明の一実施例とその断面積分
布を示す立面図、図１（ｂ）は同実施例の側面図、
布を示す立面図、図１（ｂ）は同実施例の側面図、
【図２】同実施例のジンバル支持部の説明図、
【図３】同実施例、従来の宇宙往還機を搭載したロケッ
トの空力不安定モーメント及び推力ジンバル限界の宇宙
往還機主翼面積に対する関係を示すグラフ、
トの空力不安定モーメント及び推力ジンバル限界の宇宙
往還機主翼面積に対する関係を示すグラフ、
【図４】図４（ａ）は従来の宇宙往還機を搭載したロケ
ットとその断面積分布を示す立面図、図４（ｂ）は同従
来の宇宙往還機を搭載したロケットの側面図である。
ットとその断面積分布を示す立面図、図４（ｂ）は同従
来の宇宙往還機を搭載したロケットの側面図である。
１ 宇宙往還機 ２ ロケット本体 ３，４ 補助ブースタ ５ ジンバル支持部 ６ 固定支持部 １１ アクチュエータ １２ アクチュエータのロッド １３ アクチュエーターのロッドの先端 １４ スラストビーム １５ 支軸 Ｓ 断面積
Claims (1)
- 【請求項１】 宇宙往還機を機軸に対して傾動できるよ
うにロケット本体の頭部に搭載し、かつ、複数の補助ブ
ースタをロケット本体の機軸方向の異なる位置に取付け
たことを特徴とする宇宙往還機を搭載したロケット。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP4021128A JPH05213282A (ja) | 1992-02-06 | 1992-02-06 | 宇宙往還機を搭載したロケット |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP4021128A JPH05213282A (ja) | 1992-02-06 | 1992-02-06 | 宇宙往還機を搭載したロケット |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05213282A true JPH05213282A (ja) | 1993-08-24 |
Family
ID=12046252
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP4021128A Pending JPH05213282A (ja) | 1992-02-06 | 1992-02-06 | 宇宙往還機を搭載したロケット |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH05213282A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO1996007587A1 (en) * | 1994-09-02 | 1996-03-14 | Kistler Aerospace Corporation | Methods and apparatus for reusable launch platform and reusable spacecraft |
| US5927653A (en) * | 1996-04-17 | 1999-07-27 | Kistler Aerospace Corporation | Two-stage reusable earth-to-orbit aerospace vehicle and transport system |
-
1992
- 1992-02-06 JP JP4021128A patent/JPH05213282A/ja active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO1996007587A1 (en) * | 1994-09-02 | 1996-03-14 | Kistler Aerospace Corporation | Methods and apparatus for reusable launch platform and reusable spacecraft |
| US5927653A (en) * | 1996-04-17 | 1999-07-27 | Kistler Aerospace Corporation | Two-stage reusable earth-to-orbit aerospace vehicle and transport system |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 20000307 |