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<図1>
  • 特許-ロケット発射装置及びロケット発射方法 図1
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(19)【発行国】日本国特許庁(JP)
(12)【公報種別】特許公報(B2)
(11)【特許番号】
(24)【登録日】2025-01-06
(45)【発行日】2025-01-15
(54)【発明の名称】ロケット発射装置及びロケット発射方法
(51)【国際特許分類】
   B64C 37/02 20060101AFI20250107BHJP
   B64G 5/00 20060101ALI20250107BHJP
   B64B 1/40 20060101ALI20250107BHJP
   B64C 13/18 20060101ALI20250107BHJP
【FI】
B64C37/02
B64G5/00
B64B1/40
B64C13/18 Z
【請求項の数】 3
(21)【出願番号】P 2020123998
(22)【出願日】2020-07-20
(65)【公開番号】P2022020481
(43)【公開日】2022-02-01
【審査請求日】2023-06-16
(73)【特許権者】
【識別番号】000000549
【氏名又は名称】株式会社大林組
(74)【代理人】
【識別番号】110000176
【氏名又は名称】弁理士法人一色国際特許事務所
(72)【発明者】
【氏名】大出 大輔
【審査官】結城 健太郎
(56)【参考文献】
【文献】特開2008-122013(JP,A)
【文献】中国特許出願公開第110297495(CN,A)
【文献】米国特許出願公開第2016/0311557(US,A1)
【文献】米国特許出願公開第2005/0204910(US,A1)
【文献】米国特許第5058481(US,A)
【文献】特開2014-91413(JP,A)
【文献】特開2001-221594(JP,A)
【文献】特開2003-139496(JP,A)
【文献】特表平3-500038(JP,A)
【文献】Tadayoshi Shoyama,“Spin Air-launch of Small Rocket from Balloon”,2019年04月
【文献】Stephen Corda, Curtis M. Longo, and Zachary C. Krevor,“Stratolaunch Air-Launched Hypersonic Testbed”,22nd AIAA International Space Planes and Hypersonics Systems and Technologies Conference,米国,American Institute of Aeronautics and Astronautics,2018年09月,pp.1-19,DOI: 10.2514/6.2018-5257
【文献】“APPENDIX D 7.62MM RIFLED-BORE AND/OR 2.75-INCH ROCKET ARMAMENT SUBSYSTEMS”,FIELD MANUAL No.1-40 ATTACK HELICOPTER GUNNERY,米国,HEADQUARTERS, DEPARTMENT OF THE ARMY,1969年06月,pp.D-1~D-40
【文献】Wonder World,“World's Largest Airplane That Can Launch Rockets into SPACE!”,YouTube[online][video],2019年08月15日,[令和5年12月8日検索],インターネット<URL: https://www.youtube.com/watch?v=jFzLYe1PzHY>
(58)【調査した分野】(Int.Cl.,DB名)
B64B 1/00,
B64C 13/18,37/02,
B64D 1/00, 7/00,
B64G 1/00, 5/00,
F41F 3/00, 7/00
(57)【特許請求の範囲】
【請求項1】
浮揚可能な浮揚体と、
前記浮揚体に連結され、複数機のロケットを支持及び解放することが可能なロケット支持部を有する連結装置と、を備え、
前記連結装置が、
前記浮揚体から吊り下げられ、上下の軸回り及び前記上下の軸に直交する軸の軸周りの転回を制御する姿勢制御装置を有し、
前記姿勢制御装置が、自転運動によって前記姿勢制御装置の姿勢を制御するフライホイールと、前記フライホイールを傾動可能に支持するジンバルと、を有し、
前記ジンバルは、前記フライホイールの回転軸を2軸以上の自由度で傾動させ、
前記上下の軸に直交する面内における前記ロケットの発射方向及び前記上下の軸に直交する面に対する前記ロケットの発射仰角が前記姿勢制御装置の転回により制御される、
ロケット発射装置。
【請求項2】
浮揚可能な浮揚体を地上から上空に上昇させることによって、連結装置によって前記浮揚体に連結された複数機のロケットを上空に運んだ後、前記ロケットの発射方向及び発射仰角を前記連結装置が備える姿勢制御装置のフライホイールの回転軸を2軸以上の自由度で傾動させることによって制御し、前記複数機のロケットを前記連結装置から発射させる
ロケット発射方法。
【請求項3】
前記複数機のロケットを1機ずつ発射させる、
請求項1に記載のロケット発射装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【0001】
本発明は、上空からロケットを発射するロケット発射装置及びロケット発射方法に関する。
【背景技術】
【0002】
ロケットを地上から宇宙へ打ち上げる場合、燃料がペイロードの大半を占めるため、燃料費が宇宙への物資の運搬コストの増加の大きな要因となる。また、ロケットの一部切り離しや、ロケットの飛行トラブル等により海又は陸にロケットの一部又は全部が落下する可能性があることから、海上又は陸上の安全性を図るためには、漁業者或いは地権者等の利害関係者と連繋した上で、限られた時間帯・場所においてロケットの打ち上げを行う必要があり、それらの調整に多くの時間とコストを要する。
【0003】
そこで、ブースターの使用を極力避けつつ、燃料費を削減するために、空中でロケットを発射させる方法が開発されている。例えば、特許文献1に記載の技術では、航空機の下側にロケットを搭載し、空中で航空機からロケットを分離した後にロケットに点火する技術が開示されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【0004】
【文献】特開2018-90160号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【0005】
しかしながら、特許文献1に記載の技術においては、空中で1機のロケットしか発射することができない。そのため、複数機のロケットを宇宙へ打ち上げるには、航空機が地上から上空へ複数回飛行する必要があり、コスト上昇要因となる。
【0006】
そこで、本発明は、上記事情に鑑みてなされたものであって、低コストで複数機のロケットを打ち上げられるようにすることを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【0007】
以上の課題を解決するために、ロケット発射装置は、浮揚可能な浮揚体と、前記浮揚体に連結され、複数機のロケットを支持及び解放することが可能なロケット支持部を有する連結装置と、を備える。
【0008】
また、浮揚可能な浮揚体を地上から上空に上昇させることによって、連結装置によって連結された前記浮揚体に複数機のロケットを上空に運んだ後、前記複数機のロケットを前記連結装置から発射させるロケット発射方法が提供される。
【0009】
以上によれば、ロケット支持部が複数機のロケットを支持及び解放可能なロケット支持部を有した連結装置が気球に連結されているため、複数機のロケットを上空に運搬することができ、これらロケットを上空から発射することができる。それゆえ、複数機のロケットを宇宙へ打ち上げるコストの削減を図ることができる。
【0010】
また、前記連結装置が、前記浮揚体から吊り下げられ、上下の軸回りの転回を制御する姿勢制御装置を有し、前記上下の軸に直交する面内における前記ロケットの発射方向が前記姿勢制御装置の転回により制御される。
【0011】
以上によれば、姿勢制御装置の姿勢制御により、ロケットの発射方向を目的の方角に決めることができる。
【0012】
また、前記複数機のロケットが1機ずつ発射することによって、発射するロケットが他のロケットの動きに干渉されない。
【発明の効果】
【0013】
本発明の実施形態によれば、地上から上空へ浮揚体を1回打ち上げれば、上空で複数機のロケットを発射することができる。それゆえ、複数機のロケットを宇宙へ打ち上げるコストの削減を図ることができる。
【図面の簡単な説明】
【0014】
図1】ロケット発射装置1の側面図である。
図2】ロケット発射装置1を図1のA-A面から見た上面図である。
図3】ロケット発射装置1のブロック図である。
図4】ロケット50を発射する工程図である。
図5】2機のロケット50を搭載するロケット発射装置1Aの側面図である。
図6】2機のロケット50を搭載するロケット発射装置1Aの上面図である。
図7】4機のロケット50を搭載するロケット発射装置1Bの側面図である。
図8】4機のロケット50を搭載するロケット発射装置1Bの上面図である。
図9】4機のロケット50を搭載するロケット発射装置1Cの側面図である。
図10】4機のロケット50を搭載するロケット発射装置1Cの上面図である。
図11】4機のロケット50を搭載するロケット発射装置1Dの側面図である。
図12】4機のロケット50を搭載するロケット発射装置1Dの上面図である。
図13】姿勢制御装置30がそれぞれの気球10から吊り下げられてなるロケット発射装置1Eの側面図である。
図14図13の見る方向に対して直交方向から見て示したロケット発射装置1Eの側面図である。
図15】2機のロケット50を搭載するロケット発射装置1Fの側面図である。
図16】2機のロケット50を搭載するロケット発射装置1Fの上面図である。
図17】1機のロケット50を搭載するロケット発射装置1Gの図面である。
【発明を実施するための形態】
【0015】
以下、図面を参照して、本発明の実施形態について説明する。但し、以下に述べる実施形態には、本発明を実施するために技術的に好ましい種々の限定が付されているが、本発明の範囲を以下の実施形態及び図示例に限定するものではない。
【0016】
<<1.発射装置の構成>>
図1は、ロケット発射装置1の側面図であり、図2図1のA-A面から見た発射装置1の上面図である。図3は、ロケット発射装置1のブロック図である。ロケット発射装置1は、気球10と、連結装置20と、複数機のロケット50と、制御ユニット60と、位置検出部71と、高度検出部72と、姿勢検出部73と、温度検出部74と、風速検出部75と、風向検出部76と、出力検出部77と、無線通信機78と、を備える。連結装置20は吊り下げ体21、姿勢制御装置30及び複数のロケットホルダ(ロケット支持部)40を有し、複数機のロケット50は連結装置20によって気球10に連結されている。
【0017】
気球10は、上空に上昇可能な浮揚体であって、熱気球、ガス気球、又は熱とガスのハイブリッド気球である。気球10の下部にワイヤ等の吊り下げ体21が連結され、その吊り下げ体21が気球10から懸下されて、吊り下げ体21の下端に姿勢制御装置30が連結されることで、姿勢制御装置30が吊り下げ体21によって気球10から吊り下げられている。
【0018】
姿勢制御装置30は、吊り下げ体21の下端に連結された上面を有した筐体31と、筐体31の内側に設けられたジンバルと、ジンバルに支持されるフライホイールと、を備える。フライホイールは、スピンドルモータを有し、スピンドルモータの動力によって自転する。ジンバルは、駆動装置を有し、その駆動装置の動力を利用して1軸、2軸又は3軸の自由度で自転中のフライホイールの回転軸を傾動させる。姿勢制御装置30の姿勢制御はフライホイールのジャイロ効果により行われる。つまり、ジンバルの1軸、2軸又は3軸のモーメント及びフライホイールの自転速度が制御されることによって、姿勢制御装置30の姿勢が制御される。姿勢制御装置30の姿勢制御とは、姿勢制御装置30がフライホイールのジャイロ効果により1軸、2軸又は3軸の回りに転回することによって姿勢制御装置30の向き・姿勢が調整されたり、姿勢制御装置30が外力を受けても姿勢制御装置30の向き・姿勢がフライホイールのジャイロ効果により一定に維持されたりすることをいう。ここで、ジンバルが1軸の自由度でフライホイールの回転軸を傾動させる場合には、上下の第1軸(鉛直な軸)の回りの姿勢制御装置30のヨーイングモーメントが制御され、これにより姿勢制御装置30が第1軸の回りに転回(つまりヨーイング)したり、外部からのヨーイング力に対して抵抗したりする。ジンバルが2軸の自由度でフライホイールの回転軸を傾動させる場合には、ヨーイングモーメントに加えて、第1軸に直交する第2軸の回りの姿勢制御装置30のピッチングモーメントが制御される。ジンバルが3軸の自由度でフライホイールの回転軸を傾動させる場合には、ヨーイングモーメント及びピッチングモーメントに加えて、第1軸及び第2軸に直交する第3軸の回りの姿勢制御装置30のローリングモーメントが制御される。
【0019】
姿勢制御装置30の側面には、複数体のロケットホルダ40が設けられている。具体的には、姿勢制御装置30の筐体31が直方体(直方体は立方体を含む意である)に形作られており、その筐体31の3つの側面にロケットホルダ40がそれぞれ設けられている。ロケットホルダ40にはロケット50がそれぞれ把持されており、図2に示す例では合計3機のロケット50が姿勢制御装置30の側面に搭載されている。ロケットホルダ40は、ロケット50を筐体31の側面に沿わせつつ、ロケット50を水平面に対して斜め上に傾斜させた状態に保持する。ロケットホルダ40は、アクチュエータを有し、アクチュエータの動力を用いてロケット50を把持及び解放することができる。なお、支持の態様の一例として把持を挙げたが、ロケットホルダ40は把持以外の態様でロケット50を支持するものとしてもよい。
【0020】
姿勢制御装置30の筐体31の内部又は外部には、制御ユニット60、位置検出部71、高度検出部72、姿勢検出部73、温度検出部74、風速検出部75、風向検出部76、出力検出部77及び無線通信機78が設けられている。
【0021】
位置検出部71は例えば慣性航法装置又は衛星航法装置である。位置検出部71は、気球10の緯度及び経度を検出して、検出緯度及び検出経度を制御ユニット60に出力する。
高度検出部72は例えば気圧高度計又は電波高度計である。高度検出部72は、気球10の高度を検出して、検出高度を制御ユニット60に出力する。なお、位置検出部71が高度を検出するものとしてもよい。
【0022】
姿勢検出部73は例えばジャイロセンサである。姿勢検出部73は、姿勢制御装置30の向き・姿勢、強いては各ロケット50の向き・姿勢を検出して、検出向き・姿勢を制御ユニット60に出力する。
温度検出部74は例えば熱電対又はサーミスタである。温度検出部74は、気球10及び姿勢制御装置30の周囲の気温を検出して、検出気温を制御ユニット60に出力する。
【0023】
風速検出部75は、気球10及び姿勢制御装置30の周囲の風速を検出して、検出風速を制御ユニット60に出力する。
【0024】
風向検出部76は、気球10及び姿勢制御装置30の周囲の風向を検出して、検出風向を制御ユニット60に出力する。
出力検出部77は、ロケット50のエンジンの出力を検出して、検出出力を制御ユニット60に出力する。
無線通信機78は、地上の管制器機と無線通信を行う。
【0025】
制御ユニット60は、位置検出部71、高度検出部72、姿勢検出部73、温度検出部74、風速検出部75、風向検出部76及び出力検出部77のそれぞれの検出値を監視する。更に、制御ユニット60は、位置検出部71、高度検出部72、姿勢検出部73、温度検出部74、風速検出部75、風向検出部76及び出力検出部77のそれぞれの検出値を無線通信機78に転送して、地上の管制器機への検出値の送信を無線通信機78に行わせる。また、地上の管制器機から送信された操作信号が無線通信機78に受信されると、その操作信号が無線通信機78から制御ユニット60に転送され、制御ユニット60がその操作信号に従って姿勢制御装置30、ロケットホルダ40及びロケット50を制御する。
【0026】
<<2.ロケット発射方法>>
続いて、ロケット発射装置1を用いたロケット50の空中発射の方法について説明する。
図4は、ロケット50の発射工程を示した工程図である。
【0027】
(1) 打ち上げ準備
まず、姿勢制御装置30にロケットホルダ40を介してロケット50を搭載し、ロケット50に燃料を補充する。また、気球10を地上に係留させた状態で、気球10を熱若しくはガス(例えばヘリウムガス)又はこれらの両方によって膨張させる。そうすると、気球10が浮揚可能となる。また、気球10に吊り下げ体21を介して姿勢制御装置30を連結する。
【0028】
(2) 上昇及び移動
次に、気球10の係留を解除する。そうすると、気球10が上昇しながら、風に乗って海の上空へ移動する。気球10の上昇及び移動中、制御ユニット60が位置検出部71、高度検出部72、姿勢検出部73、温度検出部74、風速検出部75、風向検出部76及び出力検出部77のそれぞれの検出値を監視するとともに、無線通信機78を用いて検出値を地上の管制器機に送信する。検出値が管制器機の表示器に表示されるので、地上の作業員が上空のロケット発射装置1の状態を認識することができる。
【0029】
気球10の移動中、制御ユニット60は、ロケット発射条件を満足しているか否かを判定する。つまり、制御ユニット60は、次の条件1~条件5を満たしているか否かを判定する。
【0030】
[条件1] 位置検出部71によって検出された緯度及び経度が所定の範囲に収まっていること(つまり、気球10が所定の領域内に到達したこと)。
[条件2] 位置検出部71又は高度検出部72によって検出された高度が所定値(例えば、成層圏の範囲の所定値、30000 [m])以上であること(つまり、気球10が所定の高度に到達したこと)。
[条件3] 温度検出部74によって検出された温度が所定の範囲に収まっていること。
[条件4] 風速検出部75によって検出された風速が所定値以下であること。
[条件5] 風向検出部76によって検出された風向が所定の範囲に収まっていること。
【0031】
(3) 姿勢制御
制御ユニット60は、少なくとも条件1及び条件2の充足を認定したら、姿勢検出部73の検出値に基づいて姿勢制御装置30及びロケット50の向き・姿勢を認識しつつ姿勢制御装置30を制御する。そうすると、姿勢制御装置30がヨーイングする。姿勢制御装置30のジンバルが2軸の自由度を有する場合、姿勢制御装置30がヨーイングに加えて、ピッチングもする。姿勢制御装置30のジンバルが3軸の自由度を有する場合、姿勢制御装置30がヨーイングに加えて、ピッチング及びローリングもする。
姿勢制御装置30の動作によってロケット50の発射方向、つまり発射方位角が決まり、その後、姿勢制御装置30の姿勢・向きが保たれる。姿勢制御装置30のジンバルが2軸または3軸の自由度を有する場合、ロケット50の発射方位角に加えて発射仰角も決まる。
【0032】
なお、地上の作業員が管制器機を操作することによって、操作信号が管制器機から制御ユニット60に送信され、制御ユニット60が操作信号に従って姿勢制御装置30を制御してもよい。これにより、ロケット50の発射方向が決まる。
【0033】
(4) エンジン始動
ロケット50の発射方向が決まったら、制御ユニット60が何れか1機のロケット50(そのロケット50の発射方位角は例えば東方に決まっている)のエンジンを始動させる。そうすると、そのロケット50のエンジンの出力が上昇する。また、制御ユニット60が、出力検出部77によって検出されたロケット50のエンジンの出力を監視して、その検出出力が所定値を超えたか否かを判定する。
【0034】
なお、地上の作業員が管制器機を操作することによって、操作信号が管制器機から制御ユニット60に送信され、制御ユニット60が操作信号に従ってロケット50のエンジンを始動させてもよい。
【0035】
(5) 発射
ロケット50のエンジンの始動後、制御ユニット60は、出力検出部77によって検出された出力が所定値を超えたと認定し且つ少なくとも条件1及び条件2が充足したと認定したら、ロケットホルダ40のアクチュエータを駆動する。そうすると、ロケットホルダ40が開いて、ロケット50がロケットホルダ40から解放される。そのため、ロケット50がエンジンの推力によって更に上空へ発射して飛翔する。ロケット50は複数の副エンジン又はガス噴出機構を備え、これら副エンジン又はガス噴射機構の出力が制御されることによって飛翔時のロケット50の姿勢が制御される。
【0036】
なお、地上の作業員が管制器機を操作することによって、操作信号が管制器機から制御ユニット60に送信され、制御ユニット60が操作信号に従ってロケットホルダ40を開かせてもよい。
【0037】
(6) 2機目以降のロケットの発射
1機目のロケット50の発射時から充分時間が経過したら、上述の「(3) 姿勢制御」、「(4) エンジン始動」及び「(5) 発射」が繰り返されることによって、2機目及び3機目のロケット50が順に発射する。2機目及び3機目のロケット50の発射方向は1機目のロケット50の発射方向と同じでもよいし、異なってもよい。
【0038】
<<3.効果>>
(1) 気球10から吊り下げられた姿勢制御装置30に複数機のロケット50が搭載されているため、1回の気球10の打ち上げで、複数機のロケット50を上空で発射させることができる。それゆえ、複数機のロケット50を低コストで熱圏又は宇宙に打ち上げることができる。
【0039】
(2) 姿勢制御装置30の姿勢制御により各ロケット50の発射方向を目的の方向、例えば東方に決めることができる。
【0040】
(3) 上空においてロケット50を発射させるため、ロケット50の燃料の削減が図れるとともに、ロケット50の小型化も図れる。よって、複数機のロケット50を低コストで熱圏又は宇宙に打ち上げることができる。
【0041】
(4) 上空の大気の密度及び気圧が低いことから、上空におけるロケット50の鉛直下方への荷重は地上におけるそれよりも小さい。そのため、ロケット50のエンジンを小型化してその最高出力を抑えることができ、そのようなエンジンでもロケット50を熱圏又は宇宙に打ち上げることができる。
【0042】
(5) ロケット50が対流圏等の大気圏の低層部分を通過する必要がないため、ロケット50の先端のフェアリングを簡素化できるとともに、ペイロード(例えば、人工衛星)の構造も簡素化できる。
【0043】
<<4.変形例>>
以上、本発明を実施するための形態について説明した。上記実施形態は、本発明の理解を容易にするためのものであって、本発明を限定して解釈するためのものではない。また、本発明の実施形態は本発明の趣旨を逸脱することなく変更、改良され得るとともに、本発明にはその等価物も含まれる。以上の実施形態からの変更点について以下に説明する。以下に説明する各変更点を組み合わせて適用してもよい。
【0044】
(1) 上記実施形態では、姿勢制御装置30には3機のロケット50が搭載されていた。それに対して、図5及び図6に示すロケット発射装置1Aのように、姿勢制御装置30の筐体31の向かい合う側面にそれぞれ1機ずつ、合計2機のロケット50が搭載されていてもよい。また、図7及び図8に示すロケット発射装置1Bのように、姿勢制御装置30の4つの側面にそれぞれ1機ずつ、合計4機のロケット50が搭載されてもよい。ロケット50の機数が2又は4であっても、上述の手順でこれらロケット50を海の上空において更に上空へ発射させることができる。
【0045】
(2) 上記実施形態では、3機のロケット50が姿勢制御装置30の筐体31の3つの側面にそれぞれ搭載されていた。それに対して、図9及び図10に示すロケット発射装置1Cのように、複数機、具体的には4機のロケット50が姿勢制御装置30の筐体31の1つの側面に搭載されてもよい。この場合、ロケットホルダ40は、ロケット50の把持・解放のみならず、ロケット50を傾動させてロケット50の発射仰角を調整するように構成されている。具体的には、ロケットホルダ40は上部ホルダ41と下部ホルダ42を有し、上部ホルダ41及び下部ホルダ42は把持・解放用アクチュエータによりロケット50を把持したり開放したりする。更に、上部ホルダ41は伸縮アクチュエータにより水平方向に伸縮し、上部ホルダ41が収縮した状態では、ロケット50が筐体31の側面に沿って上方に向けられている。上部ホルダ41が伸長した状態では、ロケット50が傾斜し、ロケット50の発射方向が斜め上になるようにロケット50の発射仰角が決められる。以上のようにロケット50が搭載されていても、上述の手順でこれらロケット50を海の上空において更に上空へ発射させることができる。ここで、気球10の上昇及び移動中、上部ホルダ41が収縮しており、ロケット50が上方に向けられている。その後、ロケット50のエンジンの始動の前に、上部ホルダ41が制御ユニット60によって駆動されることによって伸長する。これにより、ロケット50の発射方向が斜め上になるようにロケット50の発射仰角が決められる。なお、図11及び図12に示すロケット発射装置1Dのように、ロケット50を傾動させる4体のロケットホルダ40が姿勢制御装置30の筐体31の4つの側面にそれぞれ設けられ、4機のロケット50が姿勢制御装置30の4つの側面にそれぞれ1機ずつ搭載されてもよい。
【0046】
(3) 上記実施形態及び変形例(1)、(2)においてはロケット50が順次発射するのに対して、ロケット50が同時に発射してもよい。つまり、各ロケット50につき、「(4) エンジン始動」及び「(5) 発射」が並行して行われてもよい。
【0047】
(4) 図13及び図14に示すロケット発射装置1Eのように、気球10の数が複数(具体的には、2であるが、2以上であってもよい)であり、姿勢制御装置30がそれぞれの気球10から吊り下げられ、これら姿勢制御装置30が連結器90によって互いに連結され、ロケット50が姿勢制御装置30にそれぞれ搭載されていてもよい。この場合、気球10が上空へ上昇した後、1機目のロケット50が発射する前に、連結器90の連結が解除されて、姿勢制御装置30が互いに切り離される。その後、各気球10が目的の範囲まで移動した後、上述のようにロケット50が発射する。
【0048】
(5) 上記実施形態及び変形例(1)~(4)においては、姿勢制御装置30が吊り下げ体21によって気球10から吊り下げられていた。それに対して、図15及び図16に示すロケット発射装置1Fのように、連結装置20が吊り下げ体21、連結器90及び複数のロケットホルダ(ロケット支持部)40を有すものの、姿勢制御装置30を有さずともよい。具体的には、連結器90が吊り下げ体21の下端に連結されて吊り下げられ、連結器90の両端にロケットホルダ40が設けられ、ロケット50がロケットホルダ40によって支持されている。このようなロケット発射装置1Fを用いても、上記実施形態の場合と同様に複数のロケット50を上空にて発射させることができる。但し、「(3) 姿勢制御」においては、ロケット50の複数の副エンジン又はガス噴出機構の出力を制御することによってロケット50の姿勢が制御されて、ロケット50の発射方向が目的の方向に決められる。なお、図17に示すように、ロケットホルダ40が吊り下げ体21の下端に連結されていてもよく、この場合でも、ロケット50の複数の副エンジン又はガス噴出機構の出力制御により、ロケット50の発射方向が目的の方向に決められる。
【0049】
(6) 上記実施形態及び変形例(1)~(5)においては、浮揚体が、気球10のように、自己推進力を発生させない無動力浮揚体である。それに対して、浮揚体が、推進力を発生させる飛翔体であってもよい。飛翔体としては、飛行機、回転翼機及び飛行船のいずれであってもよい。回転翼機の場合、複数体の回転翼を有するマルチコプターであってもよいし、メイン回転翼とテール回転翼を有するヘリコプターであってもよい。
【符号の説明】
【0050】
1,1A,1B,1C,1D,1E、1F…ロケット発射装置
10…気球(浮揚体)
20…連結装置
30…姿勢制御装置
40…ロケットホルダ
50…ロケット
図1
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