JP2005521590A - 宇宙船、宇宙船の構築方法、及び宇宙船に使用されるアダプター - Google Patents

Abstract

本発明は宇宙船（１）の構築方法に関し、キャリアロケット（２）と衛星等である少なくとも１つの積載物（３）とを含んでおり、第１積載物は、キャリアロケットと第１積載物との間に提供されるアダプター（４）によってキャリアロケットに取り付けられるものであり、相対的に軽量であるアダプターの第１部分（５）を第１積載物の下部に取り付け、相対的に重いアダプターの第２部分（６）をキャリアロケット上に取り付け、その後、第１積載物と共にアダプターの第１部分をアダプターの第２部分に取り付け、アダプターの第１部分を永久接続状態でアダプターの第２部分上に固定することを特徴とする。

Description

本発明は宇宙船の構築方法に関し、少なくとも一つのキャリアロケット及び少なくとも一つの、例えば衛星等の第１積載物から成る。その第１積載物は、キャリアロケットと第１積載物の間にアダプターによってキャリアロケットに取り付けられる。

本発明は宇宙船用のアダプターにも関する。このアダプターは第１部分及び第２部分から構成され、第１部分は第１積載物と連結するように設計され、第２部分はキャリアロケットと連結するように設計されている。このようなアダプターは既知の技術であり、例えば、スエーデン特許SE-C-515 850に開示されている。

この既知のアダプターは２つの部分から構成され、第１部分は衛星形態の積載物と分離可能な状態で連結される。一方、第２部分はキャリアロケットと分離不能状態で連結される。第１部分及び第２部分は互いに分離可能な状態で連結されるため、宇宙空間において、アダプターの第２部分及びキャリアロケットはアダプターの第１部分から外れることができる。従って、第１部分は、必要な装備が提供されれば、いわゆる“自由飛行衛星”として独立して飛行することができる。

既知のシステムにおける問題としては、アダプターの第１部分内のスペースは非常に限られているため、アダプターに収容される第２積載物は比較的小さくなければならないことである。この問題は、アダプターの第１部分を大きくしても解決することができない。何故なら、重量が増加し衛星とアダプターの第１部分との間の連結部のストレスが宇宙船の組立作業における建設上の問題を引き起こすからである。本発明は、このような問題の解決策を発見すること、並びに、第２積載物を文献SE-C-515 850に開示された装置より大きく重くすることができ、第１積載物に加えて第２積載物を現状の宇宙船に装着させる方法を提供することを目的としている。

この目的を達成させるため、宇宙船の組立方法を提案する。２部分で成るアダプターが使用され、アダプターの相対的に軽量である第１部分が第１積載物の下部に取り付けられ、アダプターの相対的に重い第２部分はキャリアロケット上に取り付けられる。その後、第１積載物とアダプターの第１部分が共にアダプターの第２部分上に取り付けられる。アダプターの第１部分は永久接続状態でアダプターの第２部分に固定される。これにより、必要な構造的、電気的、熱的連結が完成される。

従って、本発明のアダプターは、完成状態では、アダプターの第１部分及びアダプターの第２部分は永久接続されていることを特徴とする。これら２部分の比較では、第１部分は相対的に軽量であり、アダプターの第２部分は相対的に重い。よってアダプターの第１部分と第１積載物の間の連結部のストレスは限定的となる。一方、第２部分の重量は相当に大きな第２積載物を取り付けることを可能にする。

先行技術との重要な相違は、アダプターが第１積載物及びキャリアロケットの両方から分離可能なため、アダプターを一体的、すなわち第１部分と第２部分とを共に独立した宇宙船である“自由飛行宇宙船”として機能させることができる。

キャリアロケットが正確な軌道に到達し、本発明のアダプターが使用されるという通常の飛行においては、衛星がまず、衛星（第１積載物）とアダプターとの間の連結部における分離機構手段によってアダプターから外れる。引き続き、アダプターとキャリアロケットとの間の連結部に提供される分離機構手段によって、独立宇宙船としてのアダプターがキャリアロケットから外れ、独立飛行が可能になる。

本発明の別の特徴として、第１積載物（衛星）との連結が機能している時は、状況に応じてアダプターが先ずキャリアロケットから外れることが有利である。これは、例えば、キャリアロケットが適切に機能せず、望ましい軌道が到達されないときに役立つ。その際、アダプターは先ず第１積載物（衛星）と連結状態のままで、アダプターの推進力は望ましい衛星軌道に到達するための回復操縦に利用される。この到達時に、アダプターと第１積載物間の連結部における分離機構が、積載物を外すために作動する。その後、積載物が到達した衛星軌道上を進み続ける間に、アダプターは自身の役割を果たす。

上述の機能を実現するため、宇宙空間において到達する軌道をより高くするために、推進力手段は少なくともアダプターの第２部分にも提供されるのが望ましい。

更に、特にアダプターのこの第２部分は第２積載物を取り付けるのに適している。

推進力手段には、イオン又はプラズマエンジン等、電気的推進力手段を用いるのが有利である。このようなエンジンを複数個用いることもできる。これは技術的に試験済みで、第２積載物のためにより多くのスペースが残るように体積が小さいという利点がある。

さらに、第１積載物の少なくとも一部をアダプターの第１部分に延長させることもできる。

別の可能性として、第２積載物の少なくとも一部をキャリアロケット内にまで拡大することもできる。これを実現するためには、例えば、キャリアロケットとアダプターの間に一つ或いは複数個のリングを挿入する方法がある。これにより、第２積載物等のためのスペースをかなり増やすことができる。

本発明はまた、一つのキャリアロケット及び一つの積載物（人工衛星等）で成る現存宇宙船とキャリアロケット上にその積載物を取り付けるためのアダプターによって実現することもできる。このアダプターは本発明によるアダプターの特徴に従うものである。

最後に、本発明は、本発明によるアダプターを、好適には電気的推進力手段を備えた独立した宇宙船として使用する方法にも関する。

この使用方法は好適には、宇宙空間における牽引手段として利用されるアダプターに関する。この方法の利点は、キャリアロケットが既に第一積載物（衛星）を搭載し、アダプターを連結部品として同じ軌道に送り出すことである。望まれる軌道から逸脱した場合、推進力手段によってアダプターに必要な軌道修正を実行させる。既に第１積載物から分離されたアダプターは、積載物の軌道修正を行うため、この積載物と再度連結することができる。

本発明を、非制限的な以下の実施例及び図面を利用して解説する。図面中の類似する部分は、同じ参考番号で表示されている。図１は、キャリアロケット２及び衛星等の第一積載物３を有する本発明による宇宙船１を示す。衛星３はキャリアロケット２上に、キャリアロケット２と衛星３との間に取り付けられたアダプター４を介して取り付けられている。図示の如く、アダプター４は、例えば円錐形状であり、第１部分５と第２部分６とで成る。完全状態では図示の如く、アダプター４の第１部分５並びにアダプター４の第２部分６は、互いにボルト等で永久固定されている。さらに、当業者には周知である、衛星３とアダプター４の第１部分５との間には分離可能な連結部７が存在する。このような分離可能な連結部８は、本発明のアダプター４の第２部分６とキャリアロケット２との間にも使用される。アダプター４の分離後、連結部８はキャリアロケット２上に残される。

宇宙船１の組立には２部分で成るアダプター４が使用され、アダプター４の第２部分６と連結される前に、アダプター４の相対的に軽量である第１部分５が衛星３の下部に取り付けられる。同時、或いは前後に、アダプター４の相対的に重い第２部分６がキャリアロケット２上に取り付けられ、その後、連結状態のアダプター４の第１部分５と衛星３が共にアダプター４の第２部分に取り付けられる。そして図１の如く、アダプター４の第１部分５がアダプター４の第２部分６へ完全に永久固定される。上述の如く、固定には当業者は既知のボルトやその他の手段が用いられる。アダプター４の第１部分５と第２部分６間の接続は特に完全にしてあり、宇宙空間での分離は想定外である。

図２は、本発明によるアダプター４の側面図である。アダプター４の第１部分を示し、最上面には積載物との接続用の分離可能な連結部７が存在する。さらに、アダプター４とキャリアロケットとの接続のために、分離可能なアダプター４の第２部分６と、その下面に取り付けられた連結部８が示されている。

最後に、図３は、積載物と、アダプター４を自由飛行衛星として機能させるための手段とから成るアダプター４を示す。図示の如く、アダプター４の第２部分６は、宇宙でのより高度な軌道飛行に到達するための推進力システム等のために、かなりの大きさのプラットフォーム要素のスペースを提供し、エネルギー供給機器、コンピュータ等、様々な積載物の搭載を可能にする。アダプター４の第２部分６は下面に固定されている折り畳み式ソーラーパネルにスペースを提供し、オプションでパネルを永久的に太陽の方向に向けておくための装置のスペースも提供する。第２積載物で発生した熱は、オプションで１或いは複数個の折り畳み式放熱器を用いた、アダプター４の外部構造要素を介して宇宙空間に放出することができる。

前述の実施例は、請求の範囲に如何なる制限を与えることなく、添付の請求の範囲を制限するものではない。例えば、アダプター４の第１部分５と第２部分６の間には仲介部分を提供することができる。これにより、アダプター４が独立した宇宙船として機能するためのパワーを増加させることができる。この増加したパワーは、例えば、飛行範囲を広げるため、追加の第２積載物及び／又はエネルギー発生及び／又は熱の放出に使われる。打ち上げ段階において、主積載物３として空間に打ち上げられる衛星の突出し部分の多くは、アダプターの第１部分５内に収納することができる。本発明によって、以上の事項を可能にしつつなお、必要な推進力要素並びに第２積載物を搭載する、アダプター４の第２部分６に十分な収容空間を残すことができる。

宇宙船の概略図である。 図１に示される宇宙船の部分である、本発明によるアダプターの概略図である。 積載物が搭載されている、本発明によるアダプターの断面図である。６に十分な収容空間を残すことができる。

Claims (13)

1. 宇宙船（１）の構築方法であって、宇宙船は、キャリアロケット（２）と衛星等である少なくとも一つの第１積載物（３）とを含んでおり、第１積載物は、キャリアロケット（２）と第１積載物（３）との間に提供されるアダプター（４）によってキャリアロケット（２）に取り付けられるものであり、アダプター（４）は第１部分と第２部分とで構成されており、相対的に軽量である第１部分を第１積載物（３）の下部に取り付け、相対的に重い第２部分（６）をキャリアロケット上に取り付け、その後、第１積載物（３）と共にアダプター（４）の第１部分（５）をアダプター（４）の第２部分（６）に取り付け、アダプター（４）の第１部分（５）を永久接続状態でアダプター（４）の第２部分（６）上に固定することを特徴とする、宇宙船の構築方法。
2. アダプター（４）の少なくとも第２部分（６）に推進力手段及び／又は第２積載物を提供することを特徴とする請求項１記載の宇宙船の構築方法。
3. 第１積載物の少なくとも１部は、アダプター（４）の第１部分（５）内に延び入っていることを特徴とする請求項１又は２記載の宇宙船の構築方法。
4. 宇宙船（１）用のアダプター（４）であって、第１部分（５）と第２部分（６）とを含んでおり、第１部分（５）は、第１積載物と連結するように設計されており、第２部分（６）はキャリアロケット（２）と連結するように設計されており、完成状態では、アダプター（４）の第１部分（５）とアダプター（４）の第２部分（６）とは永久接続されることを特徴とするアダプター。
5. アダプター（４）の第１部分（５）は相対的に軽量であり、アダプター（４）の第２部分（６）は相対的に重いことを特徴とする請求項４記載のアダプター。
6. 第１積載物（３）とキャリアロケット（２）から分離可能であって、独立宇宙飛行を実行させるための装備がされることを特徴とする請求項４又は５記載のアダプター。
7. キャリアロケット（２）は外され、第１積載物（３）との連結はそのままであることを特徴とする請求項６記載のアダプター。
8. イオン又はプラズマエンジン等の電気的推進力手段が提供されていることを特徴とする、請求項６又は７記載のアダプター。
9. アダプター（４）の第２部分（６）に、推進力手段及び／又は第２積載物が搭載されることを特徴とする請求項４から８の何れかに記載のアダプター。
10. 第１積載物の少なくとも１部はアダプター（４）の第１部分（５）内に延び入っていることを特徴とする請求項４から８の何れかに記載のアダプター。
11. キャリアロケット（２）、積載物（３）、及び積載物（３）をキャリアロケット（２）上に取り付けるためのアダプター（４）を含んでおり、アダプター（４）は請求項４から１０の何れかに記載のものであることを特徴とする宇宙船。
12. 電気的推進力手段が提供された独立宇宙船としての、請求項１から１０の何れかに記載のアダプターの使用。
13. 宇宙において牽引手段として利用される請求項１２に記載のアダプターの利用。

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