JP2005059850A - スピン安定化した宇宙飛行体のための射出装置 - Google Patents

Abstract

【課題】射出または放出装置において、本質的に安全で、しかも軽量且つ信頼性があるように構成し、且つ放出される放出飛行体に対し、並進運動と回転運動との予め正確に設定可能な組み合わせ運動を実施させることができるように構成する。
【解決手段】放出飛行体（１）は球体（５）により射出容器（２）内で支持されている。球体（５）は放出飛行体（１）の外壁と射出容器（２）の内壁との間に放出方向にスパイラル状に立ち上がるように設けた少なくとも１つの溝軌道（３，４）内に配置されている。駆動要素（６）は回転駆動要素として構成されている。
【選択図】図１

Description

本発明は、スピン安定化した飛行体を上位の宇宙飛行体、特に宇宙ステーションから射出させるための装置であって、放出される放出飛行体に駆動要素を介して回転運動と並進運動とを組み合わせた運動を実施させ、放出飛行体を射出容器内で保持、案内するための手段が設けられている前記装置に関するものである。

従来、人工衛星から宇宙飛行体を射出させるためのこの種の一連の射出装置が開発され、たとえば偵察衛星において露光したフィルムを搭載した帰還カプセルを射出するために開発された。この種の適用例においては、放出される下位飛行体の質量、サイズは比較的小さかった。他の装置としては、回転軸またはスピンを安定化させた通信衛星或いは小型衛星がスペースシャトルから射出させるために開発された。前者はサイズがかなり大きな飛行体であり、たとえば２．５メートル以上のサイズを持ち、質量も比較的大きかった。これに対し後者はサイズも質量も小さな飛行体である。両ケースとも、宇宙飛行体は圧力付勢されていない容器から放出され、放出される衛星の方向精度に対する要求は比較的低いものであった。放出した衛星自身による姿勢制御を追加的に行なっていたからである。同様の装置は中程度のサイズの再突入カプセルに対しても知られるようになった。

これらの公知の装置はいずれも、コンテナに収納された原動機、ばね圧機構、爆発コードのような別個の機構を利用して、放出される放出飛行体をまずはスピン安定化の目的で回転させ、その後放出のために加速させるものである。これら公知の装置においては、放出飛行体を保持し案内するための手段が補助的に設けられている。

さらに、開発中のいわゆる"Orbital Payload Retrieval System (OPRS)"との関連で冒頭で述べた種類の放出装置が提案されている。この放出装置においては、国際宇宙ステーションＩＳＳに搭乗している宇宙飛行士が放出機構を設置し、テストし、最後にすばやく切換え操作することによりこの放出機構を操作する。

従来公知の放出機構の主要な欠点は、比較的重量がかさばること、構成が複雑であること、特に有人衛星軌道ミッションに適用する場合には、爆発物および／または強力なコイルばねを使用することである。爆発物および／または強力なコイルばねは、誤作動した場合に、放出装置のすぐ近くにいたり、放出装置の設置をしなければならない宇宙飛行士を負傷させる大きな危険性を秘めている。

本発明の課題は、冒頭で述べた種類の射出または放出装置において、本質的に安全で、しかも軽量且つ信頼性があるように構成すること、放出される放出飛行体に対し、並進運動と回転運動との予め正確に設定可能な組み合わせ運動を実施させることができるように構成することである。

この課題は、本発明によれば、放出飛行体が球体により射出容器内で支持され、球体が放出飛行体の外壁と射出容器の内壁との間に放出方向にスパイラル状に立ち上がるように設けた少なくとも１つの溝軌道内に配置されていること、駆動要素が回転駆動要素として構成されていることによって解決される。

本発明による装置は回転駆動部として回転ばねまたは電動機を使用し、放出飛行体をスピン安定化させるための回転運動の生成と放出過程に必要な並進運動の生成とを、溝軌道で支持され案内されるように本発明にしたがって設けられる従動球体を介して前記２つの運動を機械的に結合させることにより組み合わせるものである。

本発明による装置の上記構成は一連の利点をもたらす。その主要なものを挙げると、有人宇宙飛行体で爆発物の使用を回避でき、よって宇宙飛行士に対する潜在的危険性がかなり減少し、同様にスピン安定化機構および放出機構の重量、体積を低減でき、よって宇宙飛行システム全体の軽量化が達成され、或いは、可能な有効積載重量および有効積載体積の最大化が達成できる。また、必要とする機械部品および電気部品の数量が少ないために射出機構の複雑性が減り、したがって装置の信頼性、効率が最大限に発揮される。さらに、本発明の有利な実施形態で設けられる回転ばねを使用すると、放出する上位の宇宙飛行体側またはカプセル側は電気エネルギーを必要としない。これにより、上位の宇宙飛行体にカプセルまたは放出機構の強電流給電部を設ける必要がなくなる。

本発明の有利な構成は他の請求項に含まれている。溝軌道の最初のセクション、有利には完全な１回転よりも短いセクションを、さしあたりピッチなしで構成し、その後溝軌道を漸次、構造的に予め設定されたピッチへ移行させることにより、回転加速の開始はいかなる初期抵抗もなく行われ、よってエネルギー伝達の効率が著しく改善される。

本発明の有利な実施形態で設けられる回転ばねを使用する場合、回転ばねをすでに底部において予め緊張させる代わりに、ばね軸をして射出容器の底部を貫通させ、適当な工具（たとえばトルクレンチ）を用いて帰還ミッションの開始直前になって締める（緊張させる）ようにしてもよい。これにより、宇宙飛行士による設置中に機構全体のエネルギーがなくなり、負傷の危険性が実質的になくなる。回転ばねを緊張させるために必要なトルクを低減させるため、本発明による装置の有利な他の構成では、上流側にリダクションギヤを設けてもよい。

放出飛行体と射出容器との間にあって捕獲されない球体、よって自在に運動可能な球体を使用する場合には、溝軌道の終端部に球体捕獲部を設けるのが有利である。球体捕獲部はたとえばスクリューラビリンスとして構成されていてよく、球体が宇宙空間へ放出されずに、宇宙ステーションの内部に留まるようにする。

本発明の有利な他の構成で射出容器の底部に設けられる穴により、上位の宇宙飛行体または宇宙ステーションの圧力付勢されるモジュール内の圧力の全部またはその一部は放出飛行体を加速させるために利用され、この場合空気圧が宇宙ステーションの内部から放出飛行体へ作用して該放出飛行体を補助的に加速させる。

次に、本発明の実施形態を添付の図面を用いて詳細に説明する。
図１に図示した装置全体において、射出過程を行なった直後には、飛行体１は射出容器２の外側にある。図からわかるように、飛行体１の外壁にも、切開して図示した射出容器２の内壁の図示した一部領域（部分領域）にも、それぞれスパイラル状の溝軌道３，４が設けられている。溝軌道３，４内には球体５が可動自在に配置されている。これらの従動球体５は、射出過程の間、支持球体および案内球体としても機能する。

飛行体１の外壁と射出容器２の内壁との間での球体５の支持態様は、図２の拡大図からも明らかである。なお図２においては、飛行体１またはその下部部分領域は射出容器２の内側にあるように図示されている。この拡大図では、射出容器２の底部に配置された回転ばね６の形態の回転駆動装置も認められる。回転ばね６の軸７は射出容器２の底部を貫通しており、したがって適当な工具（たとえばトルクレンチ）を用いて射出過程の開始直前に締めることができるので、ミッション開始前に地上でこの軸７を予め締める必要はない。回転ばね６を緊張させるために必要なトルクを低減させるため、図面には図示していないが、さらにリダクションギヤを上流側に設けることができる。

なお、本実施形態で設けられている回転ばねの代わりに、電気作動する機構、特に電動機を設けてもよい。

図３は、切開して図示した射出容器２の内部を示したものである。球体５のための捕獲容器８も認められる。球体５は溝軌道３の端部に配置されている。溝軌道３はたとえばスクリューラビリンスとして構成されていてよく、球体５が宇宙空間へ逃げて潜在性危険物にならずに、宇宙ステーション内に留まらせるようにしている。

放出される放出飛行体１は、滑り落ちることのできる駆動ピンに係合する回転ばね（宇宙飛行軌道で組み付け直前に緊張させる）により、或いは、電気作動する機構により、放出過程開始時に回転せしめられ、これにより球体５が溝軌道３，４内で運動し、放出飛行体１は球体５により案内されて溝軌道３，４に沿って射出容器２から前方へ移動する。このとき、本来伝達される回転エネルギーの一部が、溝軌道３，４内で運動している従動球体５を介して並進エネルギーに変換される。

放出過程の開始は、溝軌道内へ突出してスタート時点まで複数個の球体５のうちの１個をブロックしているロックピン９を引き戻すことにより行なう。ロックピン９の引き戻しは、たとえば、衝撃なしでわずかなエネルギー量で作動可能な非爆発性パラフィンアクチュエータによって行なう。

上記構成により溝３，４のピッチは固定されているので、回転速度と並進速度との比率は正確に決定されており、その結果スピン安定性に必要な、飛行体１の回転エネルギーと並進エネルギーとの最適な比率は、いかなる場合も保証されている。

ここで説明している実施形態の場合、溝軌道の最初のセクション（有利には完全な１回転よりも短い）はさしあたりピッチなしで実施され、その後溝軌道は構造的に予め設定されているピッチに移行するようになっているので、回転加速の開始は実質的にいかなる初期抵抗もなく行われ、よってエネルギー伝達の効率は著しく大きくなる。

射出容器の壁と放出飛行体の底部との間の空間の容器壁に複数の穴を設けることにより、上位の宇宙飛行体（宇宙ステーション）の圧力付勢されるモジュール内の圧力の全部もしくは前もって決定可能な一部を、放出飛行体（カプセル）を加速させるために利用してもよい。この場合、空気圧が宇宙ステーションの内部から放出飛行体へ作用して、該放出飛行体を補助的に加速させる。

なお、最後に補足しておくと、本発明の範囲内では、溝軌道を飛行体１の外壁と射出容器２の内壁の両方に配置してよく、或いはこれとは択一的に、いずれか一方にのみ設けてもよい。

射出容器と放出されたばかりの飛行体とを断面で示した全体構成図である。 射出容器とその中にある放出飛行体の一部分との断面図である。 射出容器を切開してその内部を示した図である。

符号の説明

１ 放出飛行体
２ 射出容器
３，４ 溝軌道
５ 球体
６ 回転ばね
７ 軸
８ 捕獲容器
９ ロックピン

Claims (10)

1. スピン安定化した飛行体を上位の宇宙飛行体、特に宇宙ステーションから射出させるための装置であって、放出される放出飛行体に駆動要素を介して回転運動と並進運動とを組み合わせた運動を実施させ、放出飛行体を射出容器内で保持、案内するための手段が設けられている前記装置において、
   放出飛行体（１）が球体（５）により射出容器（２）内で支持され、球体（５）が放出飛行体（１）の外壁と射出容器（２）の内壁との間に放出方向にスパイラル状に立ち上がるように設けた少なくとも１つの溝軌道（３，４）内に配置されていること、
   駆動要素（６）が回転駆動要素として構成されていること、
   を特徴とする装置。
2. 少なくとも１つの溝軌道（３）が射出容器（２）の内壁に配置されていることを特徴とする、請求項１に記載の装置。
3. 少なくとも１つの溝軌道（４）が放出飛行体（１）の外壁に配置されていることを特徴とする、請求項１または２に記載の装置。
4. 溝軌道（３，４）が、射出容器（２）の底部に隣接する第１のセクションでピッチなしに構成され、第２のセクションではじめてピッチを有していることを特徴とする、請求項１から３までのいずれか一つに記載の装置。
5. 溝軌道（３）の終端部に球体捕獲部（８）が配置されていることを特徴とする、請求項１から４までのいずれか一つに記載の装置。
6. 駆動要素が回転ばね（６）から成っていることを特徴とする、請求項１から５までのいずれか一つに記載の装置。
7. 回転ばね（６）の軸（７）が射出容器（２）の底部を貫通し、付設の工具を用いて締め付け可能であることを特徴とする、請求項６に記載の装置。
8. 上流側にリダクションギヤが設けられていることを特徴とする、請求項７に記載の装置。
9. 駆動要素が電動機から成っていることを特徴とする、請求項１から５までのいずれか一つに記載の装置。
10. 射出容器（２）の底部に、空気を導入させる穴が設けられていることを特徴とする、請求項１から９までのいずれか一つに記載の装置。

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