JP2002193199A - 宇宙機の運用方法及び宇宙機 - Google Patents
宇宙機の運用方法及び宇宙機Info
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 宇宙機の大型化を防ぎつつ長期間の使用を可
能とする宇宙機の運用方法及び宇宙機を提供することを
目的とする。 【解決手段】 本体モジュールＢを宇宙空間において駆
動するための燃料・電力を、本体モジュールＢとは別の
収容モジュールＣ’に予め収容しておき、宇宙空間にお
いて所定のタイミングで本体モジュールＢと収容モジュ
ールＣ’とを接続し、収容モジュールＣ’内の燃料・電
力を本体モジュールＢに供給する。
能とする宇宙機の運用方法及び宇宙機を提供することを
目的とする。 【解決手段】 本体モジュールＢを宇宙空間において駆
動するための燃料・電力を、本体モジュールＢとは別の
収容モジュールＣ’に予め収容しておき、宇宙空間にお
いて所定のタイミングで本体モジュールＢと収容モジュ
ールＣ’とを接続し、収容モジュールＣ’内の燃料・電
力を本体モジュールＢに供給する。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、宇宙機の運用方法
及び宇宙機に関するものである。
及び宇宙機に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】従来、宇宙機を運用する上で必要となる
燃料・電力等の消耗駆動源は、燃料である場合には燃料
タンクに収容された状態で、電力である場合にはバッテ
リーとして宇宙機本体に搭載される。そして、宇宙機を
地上から宇宙空間に打ち上げるに際し、これら燃料タン
ク及びバッテリーに燃料及び電力をそれぞれ充填・充電
してから打ち上げていた。
燃料・電力等の消耗駆動源は、燃料である場合には燃料
タンクに収容された状態で、電力である場合にはバッテ
リーとして宇宙機本体に搭載される。そして、宇宙機を
地上から宇宙空間に打ち上げるに際し、これら燃料タン
ク及びバッテリーに燃料及び電力をそれぞれ充填・充電
してから打ち上げていた。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、上述し
た方法では、宇宙機に対して消耗駆動源は地上において
１度しか供給されないため、宇宙空間において消耗駆動
源が消費されて無くなると、宇宙機は姿勢制御など制御
が困難となり、宇宙機全体を放棄せざるを得ない状態と
なる。つまり、宇宙機の寿命がまだ残っていても、消耗
駆動源が無くなったら宇宙機の運用ができなくなるとい
った問題が生じる。
た方法では、宇宙機に対して消耗駆動源は地上において
１度しか供給されないため、宇宙空間において消耗駆動
源が消費されて無くなると、宇宙機は姿勢制御など制御
が困難となり、宇宙機全体を放棄せざるを得ない状態と
なる。つまり、宇宙機の寿命がまだ残っていても、消耗
駆動源が無くなったら宇宙機の運用ができなくなるとい
った問題が生じる。
【０００４】そして、軌道間輸送機をはじめとした長期
間宇宙空間に滞在する必要のある宇宙機においては上述
したような問題が顕著となる。搭載する燃料タンクやバ
ッテリーを大型化することも考えられるが、宇宙機全体
の重量が増大して打ち上げ時の負担が大きくなる。ま
た、燃料タンクやバッテリーが大型化すると観測機器な
どのぺイロード・各種装置の重量や大きさが制限されて
しまう。
間宇宙空間に滞在する必要のある宇宙機においては上述
したような問題が顕著となる。搭載する燃料タンクやバ
ッテリーを大型化することも考えられるが、宇宙機全体
の重量が増大して打ち上げ時の負担が大きくなる。ま
た、燃料タンクやバッテリーが大型化すると観測機器な
どのぺイロード・各種装置の重量や大きさが制限されて
しまう。
【０００５】本発明は、このような事情に鑑みてなされ
たものであって、宇宙機の大型化を防ぎつつ長期間の使
用を可能とする宇宙機の運用方法及び宇宙機を提供する
ことを目的とする。
たものであって、宇宙機の大型化を防ぎつつ長期間の使
用を可能とする宇宙機の運用方法及び宇宙機を提供する
ことを目的とする。
【０００６】
【課題を解決するための手段】上記の課題を解決するた
め、本発明の宇宙機の運用方法は、宇宙機を宇宙空間に
おいて駆動するための消耗駆動源を、宇宙機とは別の収
容モジュールに予め収容しておき、宇宙空間において所
定のタイミングで宇宙機と収容モジュールとを接続し、
収容モジュール内の消耗駆動源を宇宙機に供給すること
を特徴とする。
め、本発明の宇宙機の運用方法は、宇宙機を宇宙空間に
おいて駆動するための消耗駆動源を、宇宙機とは別の収
容モジュールに予め収容しておき、宇宙空間において所
定のタイミングで宇宙機と収容モジュールとを接続し、
収容モジュール内の消耗駆動源を宇宙機に供給すること
を特徴とする。
【０００７】本発明の宇宙機は、消耗駆動源を収容し、
宇宙空間において接続・分離自在に設けられた収容モジ
ュールが接続されていることを特徴とする。そして、収
容モジュールが接続された際、収容モジュール内の消耗
駆動源を宇宙機に供給する供給装置を備えたことを特徴
とする。
宇宙空間において接続・分離自在に設けられた収容モジ
ュールが接続されていることを特徴とする。そして、収
容モジュールが接続された際、収容モジュール内の消耗
駆動源を宇宙機に供給する供給装置を備えたことを特徴
とする。
【０００８】本発明によれば、宇宙機を駆動するための
消耗駆動源を収容した収容モジュールを宇宙機とは別に
宇宙空間に配しておき、宇宙機と収容モジュールとを所
定のタイミングで接続し、収容モジュールから宇宙機に
消耗駆動源を供給するようにしたので、宇宙機の消耗駆
動源が消費されて無くなっても、収容モジュールから消
耗駆動源を供給することによって、宇宙機の運用を維持
することができる。したがって、従来のように、消耗駆
動源を消費してしまったら宇宙機を放棄せざるを得ない
といったことが無くなるので、宇宙機の運用を長期間維
持することができる。また、消耗駆動源を宇宙機とは別
の収容モジュールに収容しておくことにより、宇宙機の
燃料タンクやバッテリーを大型化する必要が無くなるの
で、宇宙機全体の大型化を防ぐことができる。
消耗駆動源を収容した収容モジュールを宇宙機とは別に
宇宙空間に配しておき、宇宙機と収容モジュールとを所
定のタイミングで接続し、収容モジュールから宇宙機に
消耗駆動源を供給するようにしたので、宇宙機の消耗駆
動源が消費されて無くなっても、収容モジュールから消
耗駆動源を供給することによって、宇宙機の運用を維持
することができる。したがって、従来のように、消耗駆
動源を消費してしまったら宇宙機を放棄せざるを得ない
といったことが無くなるので、宇宙機の運用を長期間維
持することができる。また、消耗駆動源を宇宙機とは別
の収容モジュールに収容しておくことにより、宇宙機の
燃料タンクやバッテリーを大型化する必要が無くなるの
で、宇宙機全体の大型化を防ぐことができる。
【０００９】収容モジュールは宇宙空間を移動するため
の移動装置を備え、宇宙機とは独立して宇宙空間を移動
するので、宇宙機と収容モジュールとの接続動作を任意
の場所で容易に精度良く行うことができる。
の移動装置を備え、宇宙機とは独立して宇宙空間を移動
するので、宇宙機と収容モジュールとの接続動作を任意
の場所で容易に精度良く行うことができる。
【００１０】宇宙機に消耗駆動源を供給することによっ
て収容モジュール内の消耗駆動源が所定量に達したら、
宇宙機と収容モジュールとを分離することにより、宇宙
機を常にコンパクトな状態とすることができる。
て収容モジュール内の消耗駆動源が所定量に達したら、
宇宙機と収容モジュールとを分離することにより、宇宙
機を常にコンパクトな状態とすることができる。
【００１１】そして、宇宙機と収容モジュールとを分離
したら、新たな収容モジュールと宇宙機とを接続するこ
とによって、消耗駆動源が消費された宇宙機に対する消
耗駆動源の供給を持続することができるので、宇宙機を
更に長期間運用することができる。
したら、新たな収容モジュールと宇宙機とを接続するこ
とによって、消耗駆動源が消費された宇宙機に対する消
耗駆動源の供給を持続することができるので、宇宙機を
更に長期間運用することができる。
【００１２】分離された収容モジュールを回収すること
によって、収容モジュールの再利用を行うことができ
る。
によって、収容モジュールの再利用を行うことができ
る。
【００１３】宇宙機は、収容モジュールから供給された
消耗駆動源を収容する収容部を有しており、収容モジュ
ールが分離された際、収容部内の消耗駆動源を用いて駆
動されるので、収容モジュールが接続されていなくて
も、宇宙機は常に姿勢制御など所定の動作を安定して行
うことができる。
消耗駆動源を収容する収容部を有しており、収容モジュ
ールが分離された際、収容部内の消耗駆動源を用いて駆
動されるので、収容モジュールが接続されていなくて
も、宇宙機は常に姿勢制御など所定の動作を安定して行
うことができる。
【００１４】なお、消耗駆動源は、宇宙機を駆動するた
めの燃料又は電力である。
めの燃料又は電力である。
【００１５】そして、宇宙機と収容モジュールとは地上
から宇宙空間に同時又は個別に打ち上げることができ、
打ち上げ時における宇宙機及び収容モジュールの小型化
を実現することができる。また、長期間宇宙空間に滞在
している宇宙機に対して、収容モジュールを介して地上
から消耗駆動源を供給することができる。
から宇宙空間に同時又は個別に打ち上げることができ、
打ち上げ時における宇宙機及び収容モジュールの小型化
を実現することができる。また、長期間宇宙空間に滞在
している宇宙機に対して、収容モジュールを介して地上
から消耗駆動源を供給することができる。
【００１６】
【発明の実施の形態】以下、本発明の宇宙機の運用方法
及び宇宙機の一実施形態について図面を参照しながら説
明する。図１は本発明の宇宙機を説明するための概略構
成図である。また、図２は収容モジュールを説明するた
めの図であり、図３は本体モジュール（宇宙機本体）を
説明するための図である。
及び宇宙機の一実施形態について図面を参照しながら説
明する。図１は本発明の宇宙機を説明するための概略構
成図である。また、図２は収容モジュールを説明するた
めの図であり、図３は本体モジュール（宇宙機本体）を
説明するための図である。
【００１７】図１において、宇宙機システムＳＹＳは、
本体モジュール（宇宙機）Ｂと、この本体モジュールＢ
に接続される収容モジュールＣと、各種観測機器・装置
や荷物などのペイロードＰとを備えている。本体モジュ
ールＢと収容モジュールＣとは、本体モジュールＢの上
端面Ｂｈｂと収容モジュールＣの下端面Ｃｈａとを向か
い合わせるようにして接続される。このとき、姿勢制御
用スラスタ７（後述）と姿勢制御用スラスタ１６（後
述）とは直線上に並ばないようにする。
本体モジュール（宇宙機）Ｂと、この本体モジュールＢ
に接続される収容モジュールＣと、各種観測機器・装置
や荷物などのペイロードＰとを備えている。本体モジュ
ールＢと収容モジュールＣとは、本体モジュールＢの上
端面Ｂｈｂと収容モジュールＣの下端面Ｃｈａとを向か
い合わせるようにして接続される。このとき、姿勢制御
用スラスタ７（後述）と姿勢制御用スラスタ１６（後
述）とは直線上に並ばないようにする。
【００１８】次に、図２を参照しながら収容モジュール
Ｃについて説明する。ここで、図２（ａ）は平面断面図
であり、図２（ｂ）は側方断面図である。図２に示すよ
うに、収容モジュールＣは、燃料を収容した燃料タンク
（供給装置）１と、充電されているバッテリー（供給装
置）２と、燃料タンク１内を加圧する加圧タンク（供給
装置）３を備えている。そして、これらはハウジングＣ
ｈ内部に配置されている。ハウジングＣｈの一端面（下
端面）Ｃｈａには、燃料供給用コネクタ４と電力供給用
コネクタ６とが設けられている。燃料タンク１のそれぞ
れは、燃料供給用コネクタ４に流路５を介してそれぞれ
接続されている。この流路５の途中にはバルブ５ａが設
けられている。バッテリー２のそれぞれは、電力供給用
コネクタ６にそれぞれ接続されている。
Ｃについて説明する。ここで、図２（ａ）は平面断面図
であり、図２（ｂ）は側方断面図である。図２に示すよ
うに、収容モジュールＣは、燃料を収容した燃料タンク
（供給装置）１と、充電されているバッテリー（供給装
置）２と、燃料タンク１内を加圧する加圧タンク（供給
装置）３を備えている。そして、これらはハウジングＣ
ｈ内部に配置されている。ハウジングＣｈの一端面（下
端面）Ｃｈａには、燃料供給用コネクタ４と電力供給用
コネクタ６とが設けられている。燃料タンク１のそれぞ
れは、燃料供給用コネクタ４に流路５を介してそれぞれ
接続されている。この流路５の途中にはバルブ５ａが設
けられている。バッテリー２のそれぞれは、電力供給用
コネクタ６にそれぞれ接続されている。
【００１９】ハウジングＣｈの側面には、姿勢制御用ス
ラスタ（移動装置）７が４つ設けられている。これら姿
勢制御用スラスタ７は、燃料タンク１内の燃料及びバッ
テリー２の電力を用いて駆動し、収容モジュールＣの姿
勢制御を行うとともに、収容モジュールＣを宇宙空間に
おいて任意の位置に移動させる。また、ハウジングＣｈ
の下端面Ｃｈａ側にはドッキングターゲット８、ラッチ
・放出機構９が設けられている。
ラスタ（移動装置）７が４つ設けられている。これら姿
勢制御用スラスタ７は、燃料タンク１内の燃料及びバッ
テリー２の電力を用いて駆動し、収容モジュールＣの姿
勢制御を行うとともに、収容モジュールＣを宇宙空間に
おいて任意の位置に移動させる。また、ハウジングＣｈ
の下端面Ｃｈａ側にはドッキングターゲット８、ラッチ
・放出機構９が設けられている。
【００２０】次に、図３を参照しながら本体モジュール
Ｂについて説明する。ここで、図３（ａ）は平面図であ
り、図３（ｂ）は平面断面図であり、図３（ｃ）は側方
断面図である。図３に示すように、本体モジュールＢ
は、燃料が収容される燃料タンク（収容部）１０と、バ
ッテリー１１と、制御装置ＣＯＮＴとを備えている。そ
して、これらは燃料タンク１０、バッテリー１１、制御
装置ＣＯＮＴはハウジングＢｈ内部に配置されている。
ハウジングＢｈの一端面（下端面）Ｂｈａには、宇宙機
システムＳＹＳ全体の推力を発生させるメインエンジン
Ｅが設けられている。メインエンジンＥには流路１２を
介して燃料タンク１０より燃料が供給されるようになっ
ている。
Ｂについて説明する。ここで、図３（ａ）は平面図であ
り、図３（ｂ）は平面断面図であり、図３（ｃ）は側方
断面図である。図３に示すように、本体モジュールＢ
は、燃料が収容される燃料タンク（収容部）１０と、バ
ッテリー１１と、制御装置ＣＯＮＴとを備えている。そ
して、これらは燃料タンク１０、バッテリー１１、制御
装置ＣＯＮＴはハウジングＢｈ内部に配置されている。
ハウジングＢｈの一端面（下端面）Ｂｈａには、宇宙機
システムＳＹＳ全体の推力を発生させるメインエンジン
Ｅが設けられている。メインエンジンＥには流路１２を
介して燃料タンク１０より燃料が供給されるようになっ
ている。
【００２１】制御装置ＣＯＮＴは、宇宙機システムＳＹ
Ｓ（本体モジュールＢ）全体を制御するものであって、
各種バルブの制御装置やドッキング機構制御装置、通信
装置、リアクションホイールを含んでいる。
Ｓ（本体モジュールＢ）全体を制御するものであって、
各種バルブの制御装置やドッキング機構制御装置、通信
装置、リアクションホイールを含んでいる。
【００２２】ハウジングＢｈの他端面（上端面）Ｂｈｂ
には、燃料受取用コネクタ１３と電力受取用コネクタ１
４とが設けられている。燃料タンク１０のそれぞれは、
燃料受取用コネクタ１３に流路１５を介してそれぞれ接
続されている。バッテリー１１のそれぞれは、電力受取
用コネクタ１４にそれぞれ接続されている。
には、燃料受取用コネクタ１３と電力受取用コネクタ１
４とが設けられている。燃料タンク１０のそれぞれは、
燃料受取用コネクタ１３に流路１５を介してそれぞれ接
続されている。バッテリー１１のそれぞれは、電力受取
用コネクタ１４にそれぞれ接続されている。
【００２３】ハウジングＢｈの側面には、姿勢制御用ス
ラスタ１６が４つ設けられている。これら姿勢制御用ス
ラスタ１６は、燃料タンク１０内の燃料及びバッテリー
１１の電力を用いて駆動し、本体モジュールＢの姿勢制
御を行う。また、ハウジングＢｈの上端面Ｂｈｂ側には
ドッキング誘導装置１７、ラッチ・放出機構１８が設け
られている。上端面Ｂｈｂにはドッキングガイド１９が
設けられている。
ラスタ１６が４つ設けられている。これら姿勢制御用ス
ラスタ１６は、燃料タンク１０内の燃料及びバッテリー
１１の電力を用いて駆動し、本体モジュールＢの姿勢制
御を行う。また、ハウジングＢｈの上端面Ｂｈｂ側には
ドッキング誘導装置１７、ラッチ・放出機構１８が設け
られている。上端面Ｂｈｂにはドッキングガイド１９が
設けられている。
【００２４】図３、図４に示すように、本体モジュール
Ｂの燃料タンク１０には、冷却装置２０が設けられてい
る。この冷却装置２０は本体モジュールＢの燃料タンク
１０を冷却するものであって、図４（ａ）に示すよう
に、燃料タンク１０を囲むように設けられ内部に冷却液
が流れる流路２０ａと、この流路２０ａを流れた冷却液
を放熱する放熱板２０ｂとを備えている。なお、冷却装
置２０としては、図４（ｂ）に示すように、燃料タンク
１０の周囲にペルチエ素子２０ｃを配置し、電力を供給
することによって燃料タンク１０を冷却する構成として
もよい。
Ｂの燃料タンク１０には、冷却装置２０が設けられてい
る。この冷却装置２０は本体モジュールＢの燃料タンク
１０を冷却するものであって、図４（ａ）に示すよう
に、燃料タンク１０を囲むように設けられ内部に冷却液
が流れる流路２０ａと、この流路２０ａを流れた冷却液
を放熱する放熱板２０ｂとを備えている。なお、冷却装
置２０としては、図４（ｂ）に示すように、燃料タンク
１０の周囲にペルチエ素子２０ｃを配置し、電力を供給
することによって燃料タンク１０を冷却する構成として
もよい。
【００２５】図５に示すように、本体モジュールＢの上
端面Ｂｈｂに設けられた燃料受取用コネクタ１３及び電
力受取用コネクタ１４には、金属膜巻き取り式シャッタ
２１がそれぞれ設けられている。
端面Ｂｈｂに設けられた燃料受取用コネクタ１３及び電
力受取用コネクタ１４には、金属膜巻き取り式シャッタ
２１がそれぞれ設けられている。
【００２６】本体モジュールＢと収容モジュールＣとは
接続・分離可能となっている。これら本体モジュールＢ
及び収容モジュールＣを接続する際には、シャッタ２１
を巻き取って燃料受取用コネクタ１３及び電力受取用コ
ネクタ１４を露出させ、ドッキング誘導装置１７、ドッ
キングターゲット８、ドッキングガイド１９を用いて位
置合わせしつつ接続する。このとき、収容モジュールＣ
の燃料供給用コネクタ４と本体モジュールＢの燃料受取
用コネクタ１３とが接続されるように各モジュールを接
続する。同様に、収容モジュールＣの電力供給用コネク
タ６と本体モジュールＢの電力受取用コネクタ１４とが
接続されるように各モジュールを接続する。
接続・分離可能となっている。これら本体モジュールＢ
及び収容モジュールＣを接続する際には、シャッタ２１
を巻き取って燃料受取用コネクタ１３及び電力受取用コ
ネクタ１４を露出させ、ドッキング誘導装置１７、ドッ
キングターゲット８、ドッキングガイド１９を用いて位
置合わせしつつ接続する。このとき、収容モジュールＣ
の燃料供給用コネクタ４と本体モジュールＢの燃料受取
用コネクタ１３とが接続されるように各モジュールを接
続する。同様に、収容モジュールＣの電力供給用コネク
タ６と本体モジュールＢの電力受取用コネクタ１４とが
接続されるように各モジュールを接続する。
【００２７】以上説明したような構成を有する宇宙機の
運用方法の実施例について、図６を参照しながら説明す
る。一例として、図６（ａ）に示すように、本体モジュ
ールＢ、収容モジュールＣ、ペイロードＰを接続した状
態で、この宇宙機ＳＹＳを地上から宇宙空間に打ち上げ
る。そして、宇宙空間に放出されたら、所定の位置にお
いてペイロードＰを放出する。
運用方法の実施例について、図６を参照しながら説明す
る。一例として、図６（ａ）に示すように、本体モジュ
ールＢ、収容モジュールＣ、ペイロードＰを接続した状
態で、この宇宙機ＳＹＳを地上から宇宙空間に打ち上げ
る。そして、宇宙空間に放出されたら、所定の位置にお
いてペイロードＰを放出する。
【００２８】本体モジュールＢは、コネクタを介して収
容モジュールＣから供給される燃料及び電力を用いて駆
動される。燃料の供給は、収容モジュールＣの加圧タン
ク（供給装置）３を用いて燃料タンク１内を加圧するこ
とにより行われる。本体モジュールＢは収容モジュール
Ｃから燃料及び電力を供給されつつ駆動する。燃料及び
電力は、本体モジュールＢの燃料タンク１０及びバッテ
リー１１に一旦ストックされてから駆動力として利用さ
れる。ここで、本体モジュールＢの燃料タンク１０は高
圧燃料を供給されることによって温度上昇するので、冷
却装置２０によって所定の温度に制御する。やがて、収
容モジュールＣの燃料タンク１に収容されている燃料や
バッテリー２に充電されている電力が消費されて無くな
ってくる。
容モジュールＣから供給される燃料及び電力を用いて駆
動される。燃料の供給は、収容モジュールＣの加圧タン
ク（供給装置）３を用いて燃料タンク１内を加圧するこ
とにより行われる。本体モジュールＢは収容モジュール
Ｃから燃料及び電力を供給されつつ駆動する。燃料及び
電力は、本体モジュールＢの燃料タンク１０及びバッテ
リー１１に一旦ストックされてから駆動力として利用さ
れる。ここで、本体モジュールＢの燃料タンク１０は高
圧燃料を供給されることによって温度上昇するので、冷
却装置２０によって所定の温度に制御する。やがて、収
容モジュールＣの燃料タンク１に収容されている燃料や
バッテリー２に充電されている電力が消費されて無くな
ってくる。
【００２９】燃料タンク１内の燃料又はバッテリー２の
電力のいずれか一方が所定量まで減少したら、図６
（ｂ）に示すように、この燃料タンク１及びバッテリー
２を備えている収容モジュールＣと本体モジュールＢと
を分離する。収容モジュールＣと本体モジュールＢとを
分離したら、シャッタ２１を巻き出して燃料受取用コネ
クタ１３及び電力受取用コネクタ１４を覆う。
電力のいずれか一方が所定量まで減少したら、図６
（ｂ）に示すように、この燃料タンク１及びバッテリー
２を備えている収容モジュールＣと本体モジュールＢと
を分離する。収容モジュールＣと本体モジュールＢとを
分離したら、シャッタ２１を巻き出して燃料受取用コネ
クタ１３及び電力受取用コネクタ１４を覆う。
【００３０】分離された収容モジュールＣは、宇宙空間
に予め設置されている回収装置（マニピュレータ）など
によって回収される。あるいは、回収動作として、収容
モジュールＣに設けられている姿勢制御用スラスタ７を
用いて、回収装置まで移動し回収されるようにしてもよ
い。回収された収容モジュールＣは再利用される。
に予め設置されている回収装置（マニピュレータ）など
によって回収される。あるいは、回収動作として、収容
モジュールＣに設けられている姿勢制御用スラスタ７を
用いて、回収装置まで移動し回収されるようにしてもよ
い。回収された収容モジュールＣは再利用される。
【００３１】収容モジュールＣが分離され、単体となっ
た本体モジュールＢは、自身の燃料タンク（収容部）１
０に残っている燃料及びバッテリー（収容部）１１に充
電されている電力を用いて、姿勢制御用スラスタ１６及
びリアクションホイールなどを駆動させ、姿勢制御を行
う。
た本体モジュールＢは、自身の燃料タンク（収容部）１
０に残っている燃料及びバッテリー（収容部）１１に充
電されている電力を用いて、姿勢制御用スラスタ１６及
びリアクションホイールなどを駆動させ、姿勢制御を行
う。
【００３２】図６（ｃ）に示すように、単体で姿勢制御
を行っている本体モジュールＢに対して、新たな収容モ
ジュールＣ’がアクセスされる。この新たな収容モジュ
ールＣ’は、宇宙空間に待機されていたものである。こ
の場合、収容モジュールＣ’は別のロケットなどによっ
て地上から打ち上げられて宇宙空間に配置されたり、宇
宙ステーションなどに予め待機されていたものである。
この新たな収容モジュールＣ’の燃料タンク１には燃料
が十分に満たされており、バッテリー２には十分な量の
電力が充電されている。
を行っている本体モジュールＢに対して、新たな収容モ
ジュールＣ’がアクセスされる。この新たな収容モジュ
ールＣ’は、宇宙空間に待機されていたものである。こ
の場合、収容モジュールＣ’は別のロケットなどによっ
て地上から打ち上げられて宇宙空間に配置されたり、宇
宙ステーションなどに予め待機されていたものである。
この新たな収容モジュールＣ’の燃料タンク１には燃料
が十分に満たされており、バッテリー２には十分な量の
電力が充電されている。
【００３３】そして、本体モジュールＢに新たな収容モ
ジュールＣ’を接続する。この際、シャッタ２１を巻き
取って燃料受取用コネクタ１３及び電力受取用コネクタ
１４を露出させ、ドッキング誘導装置１７、ドッキング
ターゲット８、ドッキングガイド１９を用いて位置合わ
せしつつ接続する。このとき、収容モジュールＣの燃料
供給用コネクタ４と本体モジュールＢの燃料受取用コネ
クタ１３とが接続されるように各モジュールを接続す
る。同様に、収容モジュールＣの電力供給用コネクタ６
と本体モジュールＢの電力受取用コネクタ１４とが接続
されるように各モジュールを接続する。
ジュールＣ’を接続する。この際、シャッタ２１を巻き
取って燃料受取用コネクタ１３及び電力受取用コネクタ
１４を露出させ、ドッキング誘導装置１７、ドッキング
ターゲット８、ドッキングガイド１９を用いて位置合わ
せしつつ接続する。このとき、収容モジュールＣの燃料
供給用コネクタ４と本体モジュールＢの燃料受取用コネ
クタ１３とが接続されるように各モジュールを接続す
る。同様に、収容モジュールＣの電力供給用コネクタ６
と本体モジュールＢの電力受取用コネクタ１４とが接続
されるように各モジュールを接続する。
【００３４】そして、図６（ｄ）に示すように、新たな
収容モジュールＣ’と本体モジュールＢとが接続した
ら、収容モジュールＣ’から本体モジュールＢに燃料及
び電力を供給して、本体モジュール（宇宙機本体）Ｂの
運用を続行する。これに新たにペイロードＰを接続する
ことで別のペイロードの輸送に使用が可能となる。
収容モジュールＣ’と本体モジュールＢとが接続した
ら、収容モジュールＣ’から本体モジュールＢに燃料及
び電力を供給して、本体モジュール（宇宙機本体）Ｂの
運用を続行する。これに新たにペイロードＰを接続する
ことで別のペイロードの輸送に使用が可能となる。
【００３５】以上説明したように、本体モジュールＢを
駆動するための燃料・電力を収容した収容モジュール
Ｃ’を本体モジュールＢとは別に宇宙空間に配してお
き、燃料又は電力のいずれか一方が所定量まで減少した
段階で、本体モジュールＢと収容モジュールＣ’とを接
続し、収容モジュールＣ’から本体モジュールＢに燃料
・電力を供給するようにしたので、本体モジュールＢや
それまで接続されていた収容モジュールＣの燃料・電力
が消費されて無くなっても、新たな収容モジュールＣ’
から燃料・電力を供給することによって、本体モジュー
ルＢの運用を持続することができる。したがって、従来
のように、燃料・電力を消費してしまったら本体モジュ
ール（宇宙機）Ｂを放棄せざるを得ないといったことが
無くなるので、本体モジュールＢの運用を長期間維持す
ることができる。また、燃料・電力を本体モジュールＢ
とは別の収容モジュールＣに収容しておくことにより、
本体モジュールＢの燃料タンク１０やバッテリー１１を
大型化する必要が無くなるので、本体モジュールＢの大
型化を防ぐことができる。
駆動するための燃料・電力を収容した収容モジュール
Ｃ’を本体モジュールＢとは別に宇宙空間に配してお
き、燃料又は電力のいずれか一方が所定量まで減少した
段階で、本体モジュールＢと収容モジュールＣ’とを接
続し、収容モジュールＣ’から本体モジュールＢに燃料
・電力を供給するようにしたので、本体モジュールＢや
それまで接続されていた収容モジュールＣの燃料・電力
が消費されて無くなっても、新たな収容モジュールＣ’
から燃料・電力を供給することによって、本体モジュー
ルＢの運用を持続することができる。したがって、従来
のように、燃料・電力を消費してしまったら本体モジュ
ール（宇宙機）Ｂを放棄せざるを得ないといったことが
無くなるので、本体モジュールＢの運用を長期間維持す
ることができる。また、燃料・電力を本体モジュールＢ
とは別の収容モジュールＣに収容しておくことにより、
本体モジュールＢの燃料タンク１０やバッテリー１１を
大型化する必要が無くなるので、本体モジュールＢの大
型化を防ぐことができる。
【００３６】そして、分離された収容モジュールＣを回
収することによって、収容モジュールＣの再利用を行う
ことができるので、低コスト化を実現することができ
る。
収することによって、収容モジュールＣの再利用を行う
ことができるので、低コスト化を実現することができ
る。
【００３７】収容モジュールＣは宇宙空間を移動するた
めのスラスタ（移動装置）７を備え、本体モジュールＢ
とは独立して宇宙空間を移動するので、本体モジュール
Ｂと収容モジュールＣとの接続動作を任意の場所で容易
に精度良く行うことができるとともに、収容モジュール
Ｃの回収動作も効率良く行うことができる。
めのスラスタ（移動装置）７を備え、本体モジュールＢ
とは独立して宇宙空間を移動するので、本体モジュール
Ｂと収容モジュールＣとの接続動作を任意の場所で容易
に精度良く行うことができるとともに、収容モジュール
Ｃの回収動作も効率良く行うことができる。
【００３８】本体モジュールＢは、収容モジュールＣか
ら供給された燃料・電力を一時的に蓄えておく燃料タン
ク１０及びバッテリー１１を備えており、収容モジュー
ルＣが分離された際、これら燃料タンク１０及びバッテ
リー１１の燃料及び電力を用いて駆動されるので、収容
モジュールＣが接続されていなくても、本体モジュール
Ｂは常に姿勢制御など所定の動作を安定して行うことが
できる。
ら供給された燃料・電力を一時的に蓄えておく燃料タン
ク１０及びバッテリー１１を備えており、収容モジュー
ルＣが分離された際、これら燃料タンク１０及びバッテ
リー１１の燃料及び電力を用いて駆動されるので、収容
モジュールＣが接続されていなくても、本体モジュール
Ｂは常に姿勢制御など所定の動作を安定して行うことが
できる。
【００３９】なお、本実施形態において、打ち上げ時に
ペイロードＰ、収容モジュールＣ、本体モジュールＢを
接続した状態で打ち上げるように説明したが、本体モジ
ュールＢに直接ペイロードＰを接続し、収容モジュール
Ｃを本体モジュールＢ及びペイロードＰとは個別に打ち
上げるようにしてもよい。
ペイロードＰ、収容モジュールＣ、本体モジュールＢを
接続した状態で打ち上げるように説明したが、本体モジ
ュールＢに直接ペイロードＰを接続し、収容モジュール
Ｃを本体モジュールＢ及びペイロードＰとは個別に打ち
上げるようにしてもよい。
【００４０】
【発明の効果】本発明の宇宙機の運用方法及び宇宙機に
よれば、宇宙機を駆動するための消耗駆動源を収容した
収容モジュールを宇宙機とは別に宇宙空間に配してお
き、宇宙機と収容モジュールとを所定のタイミングで接
続し、収容モジュールから宇宙機に消耗駆動源を供給す
るようにしたので、宇宙機の消耗駆動源が消費されて無
くなっても、収容モジュールから消耗駆動源を供給する
ことによって、宇宙機の運用を維持することができる。
したがって、従来のように、消耗駆動源を消費してしま
ったら宇宙機を放棄せざるを得ないといったことが無く
なるので、宇宙機の運用を長期間維持することができ
る。また、消耗駆動源を宇宙機とは別の収容モジュール
に収容しておくことにより、宇宙機の燃料タンクやバッ
テリーを大型化する必要が無くなるので、宇宙機全体の
大型化を防ぐことができる。
よれば、宇宙機を駆動するための消耗駆動源を収容した
収容モジュールを宇宙機とは別に宇宙空間に配してお
き、宇宙機と収容モジュールとを所定のタイミングで接
続し、収容モジュールから宇宙機に消耗駆動源を供給す
るようにしたので、宇宙機の消耗駆動源が消費されて無
くなっても、収容モジュールから消耗駆動源を供給する
ことによって、宇宙機の運用を維持することができる。
したがって、従来のように、消耗駆動源を消費してしま
ったら宇宙機を放棄せざるを得ないといったことが無く
なるので、宇宙機の運用を長期間維持することができ
る。また、消耗駆動源を宇宙機とは別の収容モジュール
に収容しておくことにより、宇宙機の燃料タンクやバッ
テリーを大型化する必要が無くなるので、宇宙機全体の
大型化を防ぐことができる。
【図１】本発明の宇宙機の一実施形態を説明するための
構成図である。
構成図である。
【図２】収容モジュールを説明するための図である。
【図３】本体モジュール（宇宙機）を説明するための図
である。
である。
【図４】冷却装置を説明するための図である。
【図５】コネクタに設けらたシャッタを説明するための
図である。
図である。
【図６】本発明の宇宙機の運用方法を説明するための図
である。
である。
１ 燃料タンク（供給装置） ２ バッテリー（供給装置） ３ 加圧タンク（供給装置） ４ 燃料供給用コネクタ ６ 電力供給用コネクタ ７ 姿勢制御用スラスタ（駆動装置） １０ 燃料タンク（収容部） １１ バッテリー（収容部） １３ 燃料受取用コネクタ １４ 電力受取用コネクタ ２０ 冷却装置 Ｂ 本体モジュール（宇宙機） Ｃ、Ｃ’ 収容モジュール Ｐ ペイロード ＳＹＳ 宇宙機システム（宇宙機）
Claims (10)
- 【請求項１】 宇宙機を宇宙空間において駆動するため
の消耗駆動源を、前記宇宙機とは別の収容モジュールに
予め収容しておき、宇宙空間において所定のタイミング
で前記宇宙機と前記収容モジュールとを接続し、前記収
容モジュール内の消耗駆動源を前記宇宙機に供給するこ
とを特徴とする宇宙機の運用方法。 - 【請求項２】 前記収容モジュールは宇宙空間を移動す
るための移動装置を備え、前記宇宙機とは独立して宇宙
空間を移動することを特徴とする請求項１に記載の宇宙
機の運用方法。 - 【請求項３】 前記宇宙機に前記消耗駆動源を供給する
ことによって前記収容モジュール内の前記消耗駆動源が
所定量に達したら、前記宇宙機と前記収容モジュールと
を分離することを特徴とする請求項１又は２に記載の宇
宙機の運用方法。 - 【請求項４】 前記宇宙機と前記収容モジュールとを分
離したら、新たな収容モジュールと前記宇宙機とを接続
することを特徴とする請求項３に記載の宇宙機の運用方
法。 - 【請求項５】 前記分離された収容モジュールを回収す
ることを特徴とする請求項３又は４に記載の宇宙機の運
用方法。 - 【請求項６】 前記宇宙機は、前記収容モジュールから
供給された消耗駆動源を収容する収容部を有しており、
前記収容モジュールが分離された際、前記収容部内の消
耗駆動源を用いて駆動されることを特徴とする請求項３
〜５のいずれかに記載の宇宙機の運用方法。 - 【請求項７】 前記消耗駆動源は、前記宇宙機を駆動す
るための燃料又は電力であることを特徴とする請求項１
〜６のいずれかに記載の宇宙機の運用方法。 - 【請求項８】 前記宇宙機と前記収容モジュールとは地
上から宇宙空間に同時又は個別に打ち上げられることを
特徴とする請求項１〜７のいずれかに記載の宇宙機の運
用方法。 - 【請求項９】 消耗駆動源を収容し、宇宙空間において
接続・分離自在に設けられた収容モジュールが接続され
ていることを特徴とする宇宙機。 - 【請求項１０】 前記収容モジュールが接続された際、
該収容モジュール内の消耗駆動源を宇宙機に供給する供
給装置を備えたことを特徴とする請求項９に記載の宇宙
機。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000399403A JP2002193199A (ja) | 2000-12-27 | 2000-12-27 | 宇宙機の運用方法及び宇宙機 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000399403A JP2002193199A (ja) | 2000-12-27 | 2000-12-27 | 宇宙機の運用方法及び宇宙機 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2002193199A true JP2002193199A (ja) | 2002-07-10 |
Family
ID=18864188
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2000399403A Pending JP2002193199A (ja) | 2000-12-27 | 2000-12-27 | 宇宙機の運用方法及び宇宙機 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2002193199A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2021511255A (ja) * | 2018-01-16 | 2021-05-06 | アリアングループ・エス・ア・エス | 連続推進力によって駆動される宇宙船からペイロードを放出する方法 |
-
2000
- 2000-12-27 JP JP2000399403A patent/JP2002193199A/ja active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2021511255A (ja) * | 2018-01-16 | 2021-05-06 | アリアングループ・エス・ア・エス | 連続推進力によって駆動される宇宙船からペイロードを放出する方法 |
| JP7191119B2 (ja) | 2018-01-16 | 2022-12-16 | アリアングループ・エス・ア・エス | 連続推進力によって駆動される宇宙船からペイロードを放出する方法 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A711 | Notification of change in applicant |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A712 Effective date: 20040226 |
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| A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20040517 |