JP2018527243A - スタックを形成するための柱を備える宇宙船、発射装置に設置される少なくとも２つのこのような宇宙船を備えるスタック、および宇宙船を降ろすための方法 - Google Patents

Abstract

衛星等の宇宙船（１、１００）であって、宇宙船（１）の機器を支持するための少なくとも１つの機器搬送モジュール（２）と、同一の長手方向（Ａ）、および機器搬送モジュール（２）の周辺に少なくとも部分的に延びる少なくとも３つの柱（１２）であって、各柱（１２）には、少なくとも１つの解放可能なロック装置（１５）が設けられる、少なくとも３つの柱（１２）と、各柱（１２）を少なくとも２つの他の柱（１２）に横方向に強固に接続する補強構造（１６）と、を備えている。

Description

本発明は、宇宙船の分野に関する。より具体的には地球の周囲の軌道に乗せられるように設計される衛星の分野に関するが、これに限定されない。

従来、衛星は、発射装置を用いて軌道に乗せられる。当該発射装置は、宇宙船を宇宙に搬送し、対象とする軌道に従って降ろす。

衛星の発射コストを削減するために、１度の発射において、降ろされる数基の衛星を１つの発射装置に設置することが周知である。これは、衛星クラスタ打ち上げと称される。より多くの衛星を発射すると、より著しくコストが削減される。

数基の衛星が１つの発射装置に設置される場合における問題は、発射時の応力への対処である。実際、発射段階においては、加速による推進力が生成されるとともに、振動および衝撃が生じる。したがって、１つの衛星の上に他の衛星を積み重ねる単純なスタックは、特に１つ以上の衛星の下に配置される衛星に対して（重力、および／または加速の方向について）、この衛星によって搬送される機器に損傷を与える得る応力を生む。

しかしながら、最新の傾向では、複数の機器と、当該機器を冷却するために大きな表面積を有する放射壁とを備えるより強力な衛星の発射が意図される。数トンの重量を有し得る衛星もある。

したがって、１つの発射装置に複数の衛星を当該衛星への応力を最小限にするための適切な方法で設置するための手段を提供する必要がある。

周知の１つの方法は、発射装置に「ディスペンサ」として知られる構造を据え付ける方法である。米国特許第８，９３９，４０９号は、ディスペンサの例を記載している。ディスペンサは、一般的に、一方では、発射装置に取り付けられる部材と、任意で、他方では、衛星に取り付けられる部材とを備える。すなわち、一方の部材は、衛星を降ろした後、発射装置に固定されたままであり、他方の部材は、降ろされた衛星に付随する。このため、衛星は、棚のような働きをするディスペンサによって支持されており、互いに支持し合わない。

しかしながら、ディスペンサには、降ろす衛星の種類に特定的に適合されるという不利点がある。したがって、ディスペンサの設計は、ディスペンサの用途による。異なる設計の数基の衛星が１つの発射装置から降ろされるということも起こり得、このことは、発射装置におけるディスペンサの構造をより複雑にする。さらに、ディスペンサは、発射装置に不可欠な部材を備える。これらの部材は、発射装置の重量を増し、最終的に、任務に悪影響を及ぼす。また、発射装置における重量配分は、特に降ろされている間は、監視されなければならない。実際、発射時の発射装置のバランスを維持するために、衛星を降ろす順序は、発射装置内における適切な重量配分に常に従わなければならない。したがって、降ろす作業は、より複雑である。

ディスペンサの別の不利点は、衛星の形状および大きさが、ディスペンサによってもたらされる空間によって制限されることである。

各衛星構造に積み重ね専用の接合部分を設けることにより、衛星が直接重なり合うようにし、それにより衛星本体は互いに接触しないが、専用の接合部分を介して接触させることも周知である。

米国特許第８，９１５，４７２号は、２つの衛星を共に取り付けるためのシステムの例を示す。このために、衛星の各々は、衛星の全長にわたって延びるコア構造を備える。当該コア構造には、負荷支持パネルが設置される。第１衛星のコア構造は、プレテンション解放バンドを用いて第２衛星のコア構造に接続される。このとき、２つの衛星間の応力は、それらのコア構造を通して伝達される。

このシステムの不利点は、当該システムが、衛星に機器を取り付けるために使用可能な空間を縮小することである。特に、通信衛星のアンテナは、衛星本体の地球面に設置される。米国特許第８，９１５，４７２号において、２つの衛星の２つのコア構造が他の部材と接触することなくお互い接触することを可能にするために、コア構造は、衛星本体の少なくとも１つの面によってアクセス可能でなければならない。このとき、当該面は、当該面上に衛星機器（特にアンテナ）を設置するためには利用できない。

他の不利点は、前述の不利点の結果として、衛星は、発射装置の内部の空間（フェアリングの下の空間と称される）を最適化するように配置され得ないことである。実際、コア構造の存在により、積み重ねられた衛星がすべて同一の向きである必要がある。

また、米国特許第８，５１１，６１７号は、専用の接合部分構造体を示す衛星のスタックを提供する。この文献において、専用の構造は、衛星本体の外側において円筒形状をなしている。また、このとき、当該円筒体は、衛星が積み重ねられる際に支持体として用いられる。

また、この解決法の不利点は、衛星の外側にある円筒体が、衛星によって搬送される機器のために利用可能な空間を制限することである。さらにまた、外側の円筒体の存在により、衛星の本体と円筒体との間の利用可能な空間に機器を設置することが必要であるため、衛星をどの方向にも配置できない。フェアリングの下の空間もまだ最適化されていない。

最後に、米国特許第８，９１５，４７２号に記載されるコア構造、および米国特許第８，５１１，６１７号に記載される外側の円筒体はともに、衛星の重量を増加させる、比較的巨大かつ壮大な構造である。

したがって、特に前述の不利点を克服するために、発射装置において数基の衛星を積み重ねるための解決法、またはより一般的に、数基の宇宙船を積み重ねるための解決法、が必要である。

本発明の第１の目的は、応力の伝達によって引き起こされる宇宙船への損傷を与えることなく、少なくとも１つの他の宇宙船と共に発射装置に設置され得る宇宙船を提供することにある。

本発明の第２の目的は、衛星の全重量または発射装置の重量を全く増加させないまたは少ししか増加させない、少なくとも１つの他の宇宙船と共に発射装置に設置され得る宇宙船を提供することにある。

本発明の第３の目的は、発射装置に設置される宇宙船の向きに柔軟性を持たせてフェアリングの下の空間を最適化する、少なくとも１つの他の宇宙船と共に発射装置に設置され得る宇宙船を提供することにある。

本発明の第４の目的は、積み重ねられた宇宙船のそれぞれの形状および大きさに柔軟性を持たせる、少なくとも１つの他の宇宙船と共に発射装置に設置され得る宇宙船を提供することにある。

本発明の第５の目的は、少なくとも１つの他の宇宙船と共に発射装置に設置され得る宇宙船であって、当該２つの宇宙船間の接合部分構造体が衛星に設置され得る機器に適合され得る宇宙船を提供することにある。

本発明の第６の目的は、宇宙船が１つずつまたは群を成して降ろされ得る、少なくとも１つの他の宇宙船と共に発射装置に設置され得る宇宙船を提供することにある。

したがって、第１の態様によれば、本発明は、惑星の周囲の軌道に乗せられることを目的とした衛星等の宇宙船であって、
少なくとも１つの機器搬送モジュールと、
少なくとも３つの柱と、
補強構造と、
を備え、
上記少なくとも１つの機器搬送モジュールは、上記宇宙船の機器を支持するための少なくとも１つの機器搬送モジュール、であって、
上記少なくとも３つの柱は、同一の長手方向、および上記機器搬送モジュールの周辺に少なくとも部分的に延びる少なくとも３つの柱であって、
各柱には、下記２つの状態を有し得る少なくとも１つの解放可能なロック装置が設けられ、当該２つの状態とは、
上記ロック装置がさらなるロック装置に取り付けられるロック状態、および
上記ロック装置が他のロック装置から解放されるロック解除状態であって、
上記補強構造は、各柱を少なくとも２つの他の柱に横方向に強固に接続する補強構造である、宇宙船を提供する。

上記補強構造は、脚の形状の補強部材を備えてもよく、上記脚の数は、少なくとも柱の数と対応し、各脚は、２つの柱間に取り付けられる。このとき、上記脚は、上記機器搬送モジュールの壁部と結合されてもよく、上記壁部は、上記宇宙船の機器の支持部を形成する。

上記補強構造は、代案として脚の形状の補強部材を備えてもよく、上記脚の数は、少なくとも柱の数に対応し、各脚は、一方が柱に、他方が１つの取り付け中心に取り付けられる。

有利な点として、上記補強脚は、剪断強化部材によって２つ一組で接続される。

実施形態によれば、３つの柱があり、それらは正三角形の頂点に分布される。

別の実施形態によれば、４つの柱があり、それらは平行四辺形の頂点に分布される。

各解放可能なロック装置は、例えば磁気部材、または火工部材を備えてもよい。

各柱は、上記衛星を別の衛星または接合部分構造体に積み重ねるとともに別の衛星を上記衛星に積み重ねるための、２つの解放可能なロック装置を設けられることが有利であり得る。

好ましくは、必須ではないが、各柱は、２つの端部間に長手方向に延び、各端部にはロック装置が設けられる。ことのき、衛星の積み重ねは、柱の端部から長手方向に行われる。このとき、当該柱によって収容される歪みは主に剪断歪であり、当該柱は、これらの歪みを収容するように（形状および大きさが）設計され得る。

第２の態様によれば、本発明は、上述の、少なくとも２つの宇宙船の組立方法を提供する。当該方法は、
第１宇宙船の上記柱が、第２宇宙船の上記柱と同一の長手方向に少なくとも部分的に延びるように、上記少なくとも２つの上記宇宙船を配置する工程と、
上記第１宇宙船の各ロック装置を、上記第２宇宙船のロック装置と連携する工程と、
上記第２宇宙船の上記ロック装置上にある上記第１宇宙船の上記ロック装置を上記ロック状態に切り替える工程と、
を含む。

第３の態様によれば、本発明は、上述の宇宙船のスタックを提供する。当該宇宙船のスタックは、一緒に固定される少なくとも２つの宇宙船を備えており、該少なくとも２つの宇宙船のうち、第１宇宙船の各柱の上記少なくとも１つの上記解放可能なロック装置は、第２宇宙船の柱のロック装置によってロック位置にあり、各宇宙船用の上記柱は、同一の長手方向に延び、上記スタックは上記ロック装置の状態を制御するための装置をさらに備える、宇宙船のスタックを提供する。

上記スタックの中の上記宇宙船は、特に、上記柱の上記長手方向の方へ、または上記柱の横方向へ向けられ得る地球面と、反地球面とを備える衛星である。

第４の態様によれば、本発明は、宇宙船の発射装置であって、上記発射装置は、宇宙船接合部分構造体と、上述の宇宙船の少なくとも１つの第１スタックとを備える発射装置を提供する。上記スタックの少なくとも上記第１宇宙船は、各柱の上に２つの解放可能なロック装置を備える宇宙船であって、上記第１宇宙船の各柱用の第１ロック装置は、上記第２宇宙船のロック装置上において上記ロック状態にあり、上記第１宇宙船の各柱の第２ロック装置は、上記宇宙船接合部分構造体上において上記ロック状態にある、宇宙船である。

第５の態様によれば、本発明は、上述の発射装置を用いて宇宙船を降ろすための方法であって、降ろされる宇宙船と上記発射装置に残留することを意図される宇宙船とを、１つの宇宙船を解放するために、上記２つの宇宙船の間の上記ロック装置を上記ロック解除状態にすることによって分離する工程を含む方法を提供する。代案として、または組み合わせとして、降ろすための方法は、宇宙船群を降ろすために、降ろされる上記宇宙船群の中の宇宙船と上記発射装置に残留することを意図される上記宇宙船との間の上記ロック装置を上記ロック解除状態にすることによって、上記降ろされる宇宙船群と上記発射装置に残留するように意図される１つの宇宙船とを分離する工程を含む。

本発明の他の特徴および利益は、添付図面を参照して、具体的な諸実施形態の以下の説明に照らして、明らかになるであろう。
機器が設置される本体と、配置される位置に実線で、かつ折り畳まれた位置に点線で示されている太陽電池パネルと、を備える衛星の第１の例の三次元概略図である。 本体を透視した、図１の衛星の三次元図である。 図２の衛星の平面図である。 図１〜図３の衛星の柱、および第１実施形態に係る補強構造の平面概略図である。 図４の柱、および補強構造の三次元図である。 図１〜図３の衛星の柱、および第２実施形態に係る補強構造の平面概略図である。 図６の柱、および補強構造の三次元図である。 図１〜図３の衛星のスタックの実施形態の三次元図である。 図８のスタックの側面図である。 透けて見える発射装置に設置される図１〜図３の衛星のスタックの三次元図である。 図１０の発射装置の平面図である。 互いに反対側に設置される２つの柱の端部に設置される２つの解放可能なロック装置の実施形態の概略図である。 衛星の第２の例のスタックの別の実施形態の三次元図である。 図１３のスタックの中の衛星の平面概略図である。 発射装置に設置された、図１３のスタックの描写である。 発射装置における衛星の積み重ね方法の例を示す図である。

図１〜図１１は、宇宙船の第１の例を示し、特に、地球の周囲の軌道に乗ることが意図される通信衛星１の例である。

本明細書中における「宇宙船」という用語は、機器を運搬するであろう機器搬送モジュールを備えるいかなる部材も意味する。当該部材には宇宙船自体の推進手段が設けられてもよく、または当該部材は、宇宙のある地点に単に降ろされて他の宇宙手段によって拾得されるのを待つように設計されてもよい。

衛星１の機器搬送モジュールは、一般に衛星１の本体２と称される。また、当該衛星１の機器搬送モジュールは、全体が平行六面体の形状を有し、地球の基本方位に関連する西面３、東面４、北面５、および南面６と称される４つの面、ならびに地球に対面する向きに関連する地球面７および反地球面８と称される２つの面を有する。１つ以上のアンテナ９（図面において概略的に示す）は、一般に、地球側を向くように地球面７に設置されている。衛星１には、任務により、多様な機器が装備される。一般的に、衛星１は、最大限の太陽光を受けるように北面５および南面６に備え付けられるソーラーパネル１０を備えてもよい。図１において、ソーラーパネル１０の展開された位置が実線で示される。北面５に備え付けられるソーラーパネル１０のこの面に対して折り畳まれた位置が点線で示される。また、衛星１は、軌道に乗った衛星１の軌道を修正するために複数のスラスターを搭載できる。衛星は、通常、恒星センサ等の光学センサ１１を用いて好ましい方向に調整される。

図２および図３において、南面６に備え付けられたソーラーパネル１０の、面６に対して折り畳まれた位置が示され、また、衛星本体２の構造を示すために（ここでは概略的に示す）、ソーラーパネル１０および南面６は点線で示される。このとき、衛星１は、示される例に係る北面および南面に垂直な同一の長手方向Ａに延びる柱１２を備えていることが分かる。

以下では、用語「長手方向の（longitudinal）」、「長手方向に（longitudinally）」、およびその変形は、長手方向Ａに平行であることを意味する。そして、「横方向の（transverse）」、「横方向に（transversally）」という用語およびその変形は、長手方向Ａに垂直であることを意味する。

柱１２の数は、少なくとも３に等しく、平行六面体の本体２の場合においては、好ましくは４に等しい。柱１２は、一列に並べられてはおらず、３つの柱の場合、例えば三角形の頂点に、または４つの柱１２の場合、四角形の頂点に配置される。

柱１２は、本体２の周辺に設置される。すなわち、柱１２は、本体２の幾何学的中心Ｃから距離を置いて配置される。

柱１２は、図１〜図１１に示すように、本体２の内周に（すなわち、衛星１の本体２の面３〜面８を保持する壁部が柱１２間を囲むとともに柱１２間に延びるように）に設置されてもよい。言い換えれば、柱１２は、本体２の実際の輪郭を具現化する。

または、柱１２は、本体２の外周に設置されてもよい。すなわち、柱は、本体２の実質上の輪郭、およびこの実質上の輪郭の内側に広がる、衛星１本体２の面３〜面８を保持する壁部を規定する。

本体２の幾何学的中心Ｃは、例えば本体２の重心である。４つの柱１２は、好ましくは、北面５および南面６の寸法に応じて長方形または正方形の頂点に、幾何学的中心Ｃから等距離に、配置される。

したがって、図２および図３に示すように、衛星１の西面３、東面４、および地球面７、反地球面８を具現化する本体２の壁部の各々は、２つの柱１２間に取り付けられる。したがって、衛星本体２によって規定される容積は、柱１２を超えない。

各柱１２は、２つの端部、すなわち、いわゆる遠位端部１３、およびいわゆる近接端部１４を備える。本明細書中における「遠位の（distal）」および「近接の（proximal）」という形容詞は、宇宙船の発射装置の接合部分構造体からの距離に関連して用いられる。後程説明するように、近接端部１４は遠位端部１３よりも宇宙船接合部分構造体に近い。衛星１の柱１２の遠位端部１３は、好ましくは１つの横平面にある。同様に、柱１２の近接端部１４も、１つの横平面に配置される。ただし、衛星１のすべての柱１２が、衛星１の構成に適合するために異なる大きさを有することを妨げるものは何もない。端部１３および端部１４のうち少なくとも１つには、解放可能なロック装置１５が設けられる。実際には、衛星１の柱１２の端部１３および端部１４のそれぞれに、解放可能なロック装置１５が設けられる。

柱１２は、少なくとも２つの衛星１を、１つの衛星１の上にもう１つの衛星１を積み重ねることができるように設計されている。具体的には、２つの積み重ねられた衛星１間の応力は、主に柱１２を通して、好ましくは柱１２のみを通して、伝達されるように設計されている。したがって、有利な点として、柱１２の長手寸法は本体２の長手寸法よりも大きく、よりいっそう好ましくは、折り畳まれる際のソーラーパネル１０等の機器を考慮した本体２の長手寸法よりも大きい。より詳細には、示される例によれば、遠位端部１３および近接端部１４は、折り畳まれるソーラーパネル１０と少なくとも同じ高さで接触するとともに、遠位端部１３および近接端部１４が、折り畳まれるソーラーパネル１０を超え得る。

このため、各衛星１の各ロック装置１５は、２つの状態を有してもよい。当該２つの状態とは、
‐衛星１が共に固定されるように、ある衛星１のロック装置１５が別の衛星１のためのロック装置１５等の別の相補的なロック装置に取り付けられるロック状態、および
‐衛星１が他のいずれの衛星１からも物理的に独立するように、ロック装置１５がいかなる他のロック装置からも解放されるロック解除状態、である。

このようにして、２つの衛星１は、例えば第１衛星１の柱１２の遠位端部１３を第２衛星の柱１２の近接端部１４に接合する。これにより、当該２つの衛星１はそれぞれの柱１２を互いに対向しかつ互いの上方に同一の長手方向Ａに従って設置して、積み重ねられる。このとき、第１衛星のロック装置１５は、第２衛星のロック装置１５と連携し、ロック装置１５はそれぞれロック状態に置かれる。このようにして、２つの衛星１は、共に固定される。

後述するように、複数の衛星を宇宙に降ろすために衛星の各スタックは、当該スタックの衛星１を該スタックから分離するための、ロック装置１５用の制御装置を備える。

柱１２は、衛星１の本体２の環境における過密を考慮しながら、衛星１間の応力をより確実に回収するように、本体２の周辺に分布される。実際、柱１２が本体２の幾何学的中心Ｃから、ひいては互いから離れるほど、２つの衛星１のスタックの安定性は増加するとともに、積み重ねられた柱１２における剪断歪は小さくなる。このため、柱１２と好ましい幾何学的中心Ｃとの距離は、衛星本体２の周囲および発射装置内の両方の空間において、可能な限り大きい。これにより、衛星の機械的強度を最大化しながら、柱に必要な物量を最小化する。

また、このような柱１２の配置により、一方では、衛星１を収容するために使用できる空間を最大化することができる。また、他方では、上部または底部の衛星を部分的に衛星１の内部に延ばせるようにすることによって、発射装置のフェアリングの下の衛星のスタックの空間的要件を全体的に最小化することができる。積み重ねられた衛星が応力を受ける際の柱１２の剪断変形を制限するために、衛星１は、それ補強構造１６をさらに備える。当該補強構造１６は、衛星１の柱１２をそれぞれ衛星１の少なくとも２つの他の柱１２に横方向に強固に接続する。

補強構造１６は、柱１２を互いに接続する脚１７の形状の補強部材を備える。このとき、脚１７の数は、柱１２の数に等しい。図２および図３の例によれば、４つの脚１７があり、４つの脚１７は、柱１２によって形成される正方形または長方形の対角線に沿って配置される。より詳細には、各脚１７は一方は柱１２に、他方は本体２の１つの結合中心部に強固に取り付けられる。当該１つの結合中心部は、本明細書に提示する例においては、本体２の幾何学的中心Ｃと結合される。補強構造１６の脚１７は、それぞれ、脚１７が取り付けられる柱１２の長手寸法に略等しい長手寸法を有してもよい。

このようにして、補強構造１６の脚１７は、柱１２を横方向に、特に剪断変形に変形する傾向にある応力にさらされる柱１２を強固にする。

補強構造１６の脚１７は、本体２の内部に格子を形成し、衛星１の本体２の内部の空間的要件をわずかに増大させる。実際、脚１７の厚さ、すなわち、横平面における脚１７の大きさは、本体２の内部に空間を収容するように適合され得る。例えば、図２および図３に示すように、本体１の内部の空間は、４つのタンク１８を設置するために依然として使用可能であり、１対の脚１７は、区画を規定する。

または、補強構造１６は、本体２の壁部によって形成されてもよく、示した例の場合、衛星１の西面３および東面４、ならびに地球面７および反地球面８を具現化する壁部は、柱１２に取り付けられており、対で接続され、剛性も提供する。この場合、補強構造１６は、衛星１の本体２の空間的要件を全く増加させない。

補強構造１６は、剪断応力に対する柱の剛性をさらに向上させ、また脚１７を対で接続するための剪断強化部材１９をさらに備えてもよい。

柱１２、脚１７、および剪断強化部材１９は、発射装置において予期される応力のみならず、衛星１の大きさおよび重量に従って成形される。特に、柱１２は、中空であるとともに、衛星１の機器用の導管またはケーブルを通すために用いられてもよいが、大きな歪みに対応するように充填されていてもよい。また、柱１２の断面は、対象である歪みにより、円形、長方形、Ｔ字型等の断面であってもよい。断面の形状を長さによって変えてもよい。柱１２の材料は、例えば、アルミニウム、チタニウム、複合材料、または他の材料等の、いかなる種類であってもよい。

図４〜図７は、正方形の頂点に配置され、上述したように脚１７によって接続される４つの柱１２、および２つの実施形態に係る剪断強化部材１９の概略図である。第１実施形態（図４および図５）によれば、強化部材１９は、２つの脚１７間に横方向に配置される。例えば、強化部材１９は、２つの隣接する脚１７間に形成される区画に延びる、長手方向の一連の三角形の板の形状である。第２実施形態（図６および図７）によれば、強化部材１９は、２つの隣接する脚１７間に長手方向に配置されており、長方形の板の形状である。この場合、衛星１の西面３および東面４、ならびに地球面７および反地球面８を具現化する本体２の壁部は、剪断強化部材１９として機能することができる。

明細書における衛星の構造により、衛星１間の応力が主に柱１２によって、または柱１２のみによって伝達するように、衛星１を発射装置２０に積み重ねる。積み重ねられた衛星１は、従来的に宇宙船接合部分構造体２１を備える発射装置に設置される。宇宙船接合部分構造体２１は、衛星と発射装置との間の接合を可能にする当業者に周知の構造体であり、また、衛星と発射装置とを共に固定する。任意で、発射装置に応じて、宇宙船接合部分構造体２１は、２つの部分に分解され得る。上記２つの部分とは、発射装置に直接取り付けられるとともに従来の発射装置の接合部分に対応する下方円錐２１ａ、および下方円錐２１ａと衛星１のスタックとの間に配置されるアダプタ２１ｂである。アダプタ２１ｂは、衛星１のスタックによってもたらされる応力の分布を、選択された発射装置の規格および当該発射装置の標準的な下方円錐２１ａに合わせた応力分布へ変化させる。アダプタ２１ｂには、衛星１のスタックが設けられているとする。

図８および図９は、下方円錐２１ａおよびアダプタ２１ｂを用いる宇宙船接合部分構造体２１上の６つの衛星１のスタックの例を示す。衛星の柱１２はすべて、接合部分構造体２１から同一の長手方向Ａに従って置かれている。具体的には、第１衛星１の柱１２の遠位端部１３は、第２衛星の柱１２の近接端部１４に対向しており、第２衛星１の柱１２の遠位端部１３は、第３衛星の柱１２の近接端部１４に対向しており、第６衛星１および最後の衛星１に至るまで同様である。言い換えれば、本明細書に示される例によれば、衛星１の北面５は、スタックにおいて隣接する衛星１の南面６に対向している。

好ましくは、柱１２の長手方向の寸法は、２つの隣接する衛星１のソーラーパネル１０が接触しないようになっている。一般的には、スタックの２つの隣接する衛星１は、柱１２を通してのみ接触している。

解放可能なロック装置１５は、すべて、好ましくは同一であり、衛星１の製造および管理を容易にする。

発射装置におけるフェアリングの下の空間を最大限に利用するために、特に２つの隣接する衛星の機器が干渉しないように衛星１の向きを互い違いにして衛星を積み重ねることによって、柱１２は衛星の積み重ねを可能にする。例えば、スタックの衛星１はすべて、当該衛星１の地球面７および反地球面８を、示したような横方向に向けるように、または長手方向に沿うようにしてもよい。長手方向の周囲の向きは、積み重ねられた衛星１間でも互い違いにされてもよい。例えば、図８および図９にそれぞれ示すように、衛星１の西面３および地球面７は、２つの隣接する衛星１のアンテナ９が互いに干渉しないように、それぞれ、隣接する衛星１の西面３および地球面７とは反対の方へ向けられていてもよい。より一般的には、発射装置に積み重ねられた衛星１の向きは、本体２の異なる面３〜面８における空間的要件に直接左右される。

宇宙船構造体の接合部分２１を設けられた発射装置２０に衛星１を設置するために、衛星１のスタックは、初めに、上述したように形成される。このとき、第１衛星１の柱１２の近接端部１４は、発射装置２０のフェアリング２２下における接合部分構造体２１に対向するように設置される。このとき、接合部分２１の構造は、第１衛星１の解放可能なロック装置１５に連携するように適合される。他の衛星１については、スタックの第１衛星１は、接合部分構造体２１に取り付けられており、好ましくは第１衛星１の柱１２を介してのみ、構造２１と接触する。任意で、スタックの第１衛星１は、第１衛星１の各柱１２の近接端部１４とすでに連結されているアダプタ２１ｂを備えてもよく、その場合は、発射装置に既に実装されている下方円錐２１ａと連結される。または、衛星１は、発射装置２０に１つずつ実装されてもよい。発射装置２０のフェアリング２２と衛星１との間に、中間構造は必要ではない。その結果、空間および重量が増加する。また、衛星１の数を、発射装置２０の収容能力に応じて適合することができる。

積み重ねられた衛星１の数は、衛星の柱１２および補強構造１６の設計に影響を与えない。実際、衛星を積み重ねるためには、柱１２の配置に関連する要件のみが、２つの衛星１の柱１２の端部１３および端部１４の連携を可能にするために必要であることが知られている。このため、同一の衛星１を連続して製造できる。また、柱１２、脚１７、および剪断強化部材１９の大きさを、スタックにおける衛星１の位置に応じて決定することができる。実際、第１衛星１は、宇宙船接合部分構造体２１に最も近いので、通常は他の積み重ねられた衛星１すべての重量による最大の応力に対応する。したがって、第１衛星の柱１２および補強構造１６は、スタックの他の衛星１に対して大きくてもよい。同様に、スタックの最後の衛星１の柱１２および補強構造１６は、通常より小さくてもよい。

図１２は、第１衛星の柱１２ａの遠位端部１３ａと第２衛星の柱１２ｂの近接端部１４ｂとの間の、解放可能なロック装置１５の実施形態を示す。この例によれば、解放可能なロック装置１５は一方的である。すなわち、ロック状態からロック解除状態への移行のみであり、ロック状態へは戻らない。このため、解放可能なロック装置１５は低コストである。ただし、解放可能なロック装置１５をロック解除後に再度ロックすることを可能にすることでこれらの装置の地上での試験段階を可能にする別の代替の実施形態を排除するものではない。

この例において、柱１２ａおよび柱１２ｂは、少なくとも端部から中空になっている。

第１衛星の柱１２ａにおける解放可能なロック装置１５は、雄部２３を備える。当該雄部２３は、柱１２ａの遠位端部１３ａに挿入されるとともに、当該遠位端部１３ａに、例えばネジ２５によって強固に取り付けられる。第２衛星の柱１２ｂにおける解放可能なロック装置１５は、第１衛星のロック装置１５に対して付加的なものであるとともに、雌部２４を備える。当該雌部２４は、柱１２ｂの近接端部１４ｂに挿入されるとともに、当該近接端部１４ｂに、ネジ２５によって同様に強固に取り付けられる。解放可能なロック装置１５をロック状態に切り替えるために、雄部２３は雌部２４に挿入されるとともに、例えばネジであるロック手段２６は、２つの部分２３、および部分２４を接続する。好ましくは、２つの柱１２ａと１２ｂとの間の長手方向の変位を可能にするために、２つの部分２３と部分２４との間に隙間が設けられる。制動手段２７は、図１２においてバネを用いて概略的に示されている。制動手段２７は雄部２３に備え付けられてもよく、これにより、第２衛星の柱１２ｂが第１衛星の柱１２ａに近づくとき、例えば衝撃および／または振動の結果、２つの柱１２ａと柱１２ｂとの間の接触は少なくなる。ロック手段２６は、ロック解除手段（図１２には図示されていない）に連結される。これらのロック解除手段により、雄部２３と雌部２４との間の接触をなくすことができ、その結果、ロック装置１５はロック解除状態となる。これらは、例えばネジ型ロック手段２６を解放するための点火手段であってもよい。または、ロック手段２６は、電磁石等の磁気部材を備える。当該磁気部材は、２つの部分２３と部分２４とを接続可能にする電流を供給し、ロック装置１５をロック状態にする。その場合、ロック装置１５をロック解除状態にするための電源を切ればよい。または、ロック手段２６は、各柱の端部の周囲に配置されてもよい。

また、衛星を降ろす段階中、制動手段２７があらかじめ積み重ねられた２つの衛星の分離を容易にすることによって、ロック手段２６のロック解除状態への切り替えに続いて衛星がそれぞれ離れていくことを可能にする。

衛星１００の第２の例を、図１３〜図１５に示す。

第２の例に係る衛星１００も、北面１０５、南面１０６、東面１０７、および西面１０８と称される、地球の基本方位に関連する４つの面と、地球面１０４、および反地球面１０３と称される、地球に対面する向きに関連する２つの面を有する本体１０２を備える。アンテナ１０９、北面１０５および南面１０６上に折り畳まれているように示されるソーラーパネル１１０等の機器は、本体１０２上に組み立てられる。また、アンテナ１１１は、地球面１０４に設けられてもよい。衛星１００は、例えば、通信衛星である。

また、衛星１００は、柱１１２を備える。第２の例によれば、柱１１２は、衛星１００の本体１０２の外周に設置されるとともに、北面１０５および南面１０６に垂直な同一の長手方向Ａに、前述したように延びている。より詳細には、この第２の例によれば、２つの柱１１２は、地球面１０４に接して配置されるとともに、他の２つの柱は、反地球面１０３に接して配置される。

柱１１２は、衛星１００の本体１０２の周りの空間的要件と衛星１００のスタックに対する機械的強度要件との間のバランスを取っての配置される。

実際、上記に概要を説明したのと同様に、各柱１１２には、少なくとも１つ、実際には２つの解放可能なロック装置１５が提供される。解放可能なロック装置１５は柱１２の一端１３および一端１４にそれぞれ配置されて、衛星１００を共に組み立てることを可能にする。また、任意で発射装置１２０の衛星接合部分構造１２１と共に組み立てることを可能にする。上記に概要を説明した様式と同様に、衛星接合部分構造１２１は、発射装置側の下方円錐、および衛星側のアダプタという図示しない２つの部材を備えてもよい。解放可能なロック装置１１５は、既に説明したロック装置と略同一である。補強構造１１６は、第１の例の補強構造と略同一であるとともに、格子状の脚１１７を備える。当該脚１１７は、衛星本体１０２の幾何学的中心Ｃを介して柱１１２を共に接続する。北面１０５、南面１０６、地球面１０４、および半地球面１０３を保持する壁部は、脚１１７に代わって壁部自体で補強構造１１６を形成するか、剪断強化部材として柱１１２の剪断抵抗に関与してもよい。

第２の例に係る衛星１００のスタックは、第１実施形態を参照して既に説明されたスタックと略同一である。したがって、積み重ねられた衛星１００は、それらの北面１０５および南面１０６から互いに対向するとともに、発射装置１２０のフェアリング１２２下の空間的要件、および利用可能な空間に応じて、長手方向の周囲に互いに異なる方へ向けられてもよい。

本明細書における衛星１および衛星１００は、異種のスタック、すなわち、２種類以上の衛星を有するスタックの作成を可能にする。したがって、発射装置２２０に設置される１つのスタックについて、数基の衛星１、衛星１００、ならびに図１６に係る本例の場合における、ＰＲＯＤ１、ＰＲＯＤ２、ＰＲＯＤ３、およびＰＲＯＤ４と命名された互いに異なる様々な生産拠点によってもたらされる、Ｓ１、Ｓ２、Ｓ３、Ｓ４、およびＳ５と命名された５つの衛星が考えられ、また、発射場においてスタックを形成することが可能である。例えば、衛星Ｓ１および衛星Ｓ２は、同一の生産拠点ＰＲＯＤ１からもたらされる。衛星Ｓ２は、部材Ｅ１および部材Ｅ２を組み立てることによって形成される。当該部材Ｅ１および部材Ｅ２は、後に、および別々に、宇宙に降ろされることを意図されていてもよい。このとき、生産拠点ＰＲＯＤ１は、衛星Ｓ２の上に積み重ねられた衛星Ｓ１、ならびに２つの衛星Ｓ１および衛星Ｓ２との間のロック装置１５およびロック装置１１５（このとき、ロック状態にある）、を備える群を提供する。衛星Ｓ３は、生産拠点ＰＲＯＤ２からもたらされる。衛星Ｓ４は、生産拠点ＰＲＯＤ３からもたらされる。衛星Ｓ５は、生産拠点ＰＲＯＤ４からもたらされる３つの部材Ｅ３、部材Ｅ４、部材Ｅ５で構成される。したがって、発射場には、衛星Ｓ１およびＳ２、衛星Ｓ３、衛星Ｓ４、ならびに衛星Ｓ５を備える群がある。５つの衛星Ｓ１〜衛星Ｓ５の柱１２および柱１１２は、互いに異なっていてもよいが、スタックを可能にするために配置される。

衛星Ｓ４は、発射装置２２０の衛星接合部分構造２２１に初めにロックされる。任意で、衛星Ｓ４は、あらかじめアダプタと連結されていてもよく、その後、発射装置にすでに据え付けられた下方円錐を用いて発射装置に連結される。次に、衛星Ｓ１および衛星Ｓ２で構成される群の下のロック衛星Ｓ５によって、発射装置２２０の外側に新たな群が形成される。次に、当該新たな衛星群であるＳ５、Ｓ２、およびＳ１は、発射装置２２０における衛星Ｓ４の上に積み重ねられ、衛星Ｓ４と衛星Ｓ５との間のロック装置１５を、ロック状態にする。最後に、衛星Ｓ３が、当該新たな衛星群であるＳ５、Ｓ２、およびＳ１の衛星Ｓ１の上にロックされる。ロック装置の状態のための制御装置は、発射装置に搭載されるか、または衛星Ｓ１〜衛星Ｓ５、もしくは群の中の衛星のうちそれぞれ１つに搭載される数基のモジュールを備えてもよい。命令は、制御装置にプログラムされるか、または地上から発信されてもよい。衛星Ｓ３および衛星Ｓ４は、柱を備える本発明に係る構造を必ずしも有していないが、それにもかかわらず、発射中に働く応力を、相互に連結される衛星のスタックによって収容する能力だけでなく、互換性のあるロック手段／ロック解除手段も有する。

発射装置２２０における積み重ねおよび組み立ての順序は、生産拠点によって提供されるもの、および衛星Ｓ１〜衛星Ｓ５が宇宙に降ろされる順番、に従って調整されてもよい。

発射装置２２０が宇宙に出ると、衛星Ｓ１〜衛星Ｓ５は、ロック装置の状態のための制御装置を通して降ろされてもよい。例えば、衛星Ｓ３は、衛星Ｓ３と衛星Ｓ１との間のロック装置１５をロック解除状態にすることによって、初めに降ろされる。次に、衛星Ｓ５、Ｓ２およびＳ１の群は、すべて降ろされてもよく、衛星Ｓ４と衛星Ｓ５との間のロック装置１５をロック解除状態にする。このとき、衛星Ｓ５、Ｓ２、およびＳ１は、宇宙に降ろされた時点で互いから分離されてもよい。最後に、衛星Ｓ４が衛星接合部分構造２２１から分離される。ロック装置の状態のための制御装置は、前もって衛星を降ろす順序をプログラムしてもよい。

当該降ろす順序は、発射装置内の潜在的なバランス問題を考慮しなくてもよい。

本発明にかかる宇宙船は、当該宇宙船の軌道（ＬＥＯ、ＧＥＯ、ＭＥＯ、ＨＥＯ）に関わらず、いかなる種類の宇宙での任務（通信、ナビゲーション、地球観測宇宙船、科学、および宇宙探査）にも適している。

さらに、この構造によって１つの機器が宇宙に降ろされてもよい。

また、衛星の一群は、（例えば、衛生の軌道面に応じて）群で降ろされてもよいし、１つずつ降ろされてもよい。

本発明に係る宇宙船は、一般的に１トン以上の重量の衛星に好適であるが、一般性を喪失することなく、数キログラムのより小さな衛星にも適用され得、この場合、発射装置のフェアリングの下に「並んで」位置付けられる１つ以上のスタックも可能とする。

本発明は、宇宙船の分野に関する。より具体的には地球の周囲の軌道に乗せられるように設計される衛星の分野に関するが、これに限定されない。

従来、衛星は、発射装置を用いて軌道に乗せられる。当該発射装置は、宇宙船を宇宙に搬送し、対象とする軌道に従って降ろす。

衛星の発射コストを削減するために、１度の発射において、降ろされる数基の衛星を１つの発射装置に設置することが周知である。これは、衛星クラスタ打ち上げと称される。より多くの衛星を発射すると、より著しくコストが削減される。

数基の衛星が１つの発射装置に設置される場合における問題は、発射時の応力への対処である。実際、発射段階においては、加速による推進力が生成されるとともに、振動および衝撃が生じる。したがって、１つの衛星の上に他の衛星を積み重ねる単純なスタックは、特に１つ以上の衛星の下に配置される衛星に対して（重力、および／または加速の方向について）、この衛星によって搬送される機器に損傷を与える得る応力を生む。

しかしながら、最新の傾向では、複数の機器と、当該機器を冷却するために大きな表面積を有する放射壁とを備えるより強力な衛星の発射が意図される。数トンの重量を有し得る衛星もある。

したがって、１つの発射装置に複数の衛星を当該衛星への応力を最小限にするための適切な方法で設置するための手段を提供する必要がある。

周知の１つの方法は、発射装置に「ディスペンサ」として知られる構造を据え付ける方法である。米国特許第８，９３９，４０９号は、ディスペンサの例を記載している。ディスペンサは、一般的に、一方では、発射装置に取り付けられる部材と、任意で、他方では、衛星に取り付けられる部材とを備える。すなわち、一方の部材は、衛星を降ろした後、発射装置に固定されたままであり、他方の部材は、降ろされた衛星に付随する。このため、衛星は、棚のような働きをするディスペンサによって支持されており、互いに支持し合わない。

しかしながら、ディスペンサには、降ろす衛星の種類に特定的に適合されるという不利点がある。したがって、ディスペンサの設計は、ディスペンサの用途による。異なる設計の数基の衛星が１つの発射装置から降ろされるということも起こり得、このことは、発射装置におけるディスペンサの構造をより複雑にする。さらに、ディスペンサは、発射装置に不可欠な部材を備える。これらの部材は、発射装置の重量を増し、最終的に、任務に悪影響を及ぼす。また、発射装置における重量配分は、特に降ろされている間は、監視されなければならない。実際、発射時の発射装置のバランスを維持するために、衛星を降ろす順序は、発射装置内における適切な重量配分に常に従わなければならない。したがって、降ろす作業は、より複雑である。

ディスペンサの別の不利点は、衛星の形状および大きさが、ディスペンサによってもたらされる空間によって制限されることである。

各衛星構造に積み重ね専用の接合部分を設けることにより、衛星が直接重なり合うようにし、それにより衛星本体は互いに接触しないが、専用の接合部分を介して接触させることも周知である。

米国特許第８，９１５，４７２号は、２つの衛星を共に取り付けるためのシステムの例を示す。このために、衛星の各々は、衛星の全長にわたって延びるコア構造を備える。当該コア構造には、負荷支持パネルが設置される。第１衛星のコア構造は、プレテンション解放バンドを用いて第２衛星のコア構造に接続される。このとき、２つの衛星間の応力は、それらのコア構造を通して伝達される。

このシステムの不利点は、当該システムが、衛星に機器を取り付けるために使用可能な空間を縮小することである。特に、通信衛星のアンテナは、衛星本体の地球面に設置される。米国特許第８，９１５，４７２号において、２つの衛星の２つのコア構造が他の部材と接触することなくお互い接触することを可能にするために、コア構造は、衛星本体の少なくとも１つの面によってアクセス可能でなければならない。このとき、当該面は、当該面上に衛星機器（特にアンテナ）を設置するためには利用できない。

他の不利点は、前述の不利点の結果として、衛星は、発射装置の内部の空間（フェアリングの下の空間と称される）を最適化するように配置され得ないことである。実際、コア構造の存在により、積み重ねられた衛星がすべて同一の向きである必要がある。

また、米国特許第８，５１１，６１７号は、専用の接合部分構造体を示す衛星のスタックを提供する。この文献において、専用の構造は、衛星本体の外側において円筒形状をなしている。また、このとき、当該円筒体は、衛星が積み重ねられる際に支持体として用いられる。

また、この解決法の不利点は、衛星の外側にある円筒体が、衛星によって搬送される機器のために利用可能な空間を制限することである。さらにまた、外側の円筒体の存在により、衛星の本体と円筒体との間の利用可能な空間に機器を設置することが必要であるため、衛星をどの方向にも配置できない。フェアリングの下の空間もまだ最適化されていない。

最後に、米国特許第８，９１５，４７２号に記載されるコア構造、および米国特許第８，５１１，６１７号に記載される外側の円筒体はともに、衛星の重量を増加させる、比較的巨大かつ壮大な構造である。

また、米国特許出願第２００８／０７８８８６号は、補強構造を備える宇宙船構造を開示する。

したがって、特に前述の不利点を克服するために、発射装置において数基の衛星を積み重ねるための解決法、またはより一般的に、数基の宇宙船を積み重ねるための解決法、が必要である。

本発明の第１の目的は、応力の伝達によって引き起こされる宇宙船への損傷を与えることなく、少なくとも１つの他の宇宙船と共に発射装置に設置され得る宇宙船を提供することにある。

本発明の第２の目的は、衛星の全重量または発射装置の重量を全く増加させないまたは少ししか増加させない、少なくとも１つの他の宇宙船と共に発射装置に設置され得る宇宙船を提供することにある。

本発明の第３の目的は、発射装置に設置される宇宙船の向きに柔軟性を持たせてフェアリングの下の空間を最適化する、少なくとも１つの他の宇宙船と共に発射装置に設置され得る宇宙船を提供することにある。

本発明の第４の目的は、積み重ねられた宇宙船のそれぞれの形状および大きさに柔軟性を持たせる、少なくとも１つの他の宇宙船と共に発射装置に設置され得る宇宙船を提供することにある。

本発明の第５の目的は、少なくとも１つの他の宇宙船と共に発射装置に設置され得る宇宙船であって、当該２つの宇宙船間の接合部分構造体が衛星に設置され得る機器に適合され得る宇宙船を提供することにある。

本発明の第６の目的は、宇宙船が１つずつまたは群を成して降ろされ得る、少なくとも１つの他の宇宙船と共に発射装置に設置され得る宇宙船を提供することにある。

したがって、第１の態様によれば、本発明は、惑星の周囲の軌道に乗せられることを目的とした衛星等の宇宙船であって、
少なくとも１つの機器搬送モジュールと、
少なくとも３つの柱と、
補強構造と、
を備え、
上記少なくとも１つの機器搬送モジュールは、上記宇宙船の機器を支持するための少なくとも１つの機器搬送モジュール、であって、
上記少なくとも３つの柱は、同一の長手方向、および上記機器搬送モジュールの周辺に少なくとも部分的に延びる少なくとも３つの柱であって、
各柱には、下記２つの状態を有し得る少なくとも１つの解放可能なロック装置が設けられ、当該２つの状態とは、
上記ロック装置がさらなるロック装置に取り付けられるロック状態、および
上記ロック装置が他のロック装置から解放されるロック解除状態であって、
上記補強構造は、各柱を少なくとも２つの他の柱に横方向に強固に接続する補強構造である、宇宙船を提供する。

上記補強構造は、脚の形状の補強部材を備えてもよく、上記脚の数は、少なくとも柱の数と対応し、各脚は、２つの柱間に取り付けられる。このとき、上記脚は、上記機器搬送モジュールの壁部と結合されてもよく、上記壁部は、上記宇宙船の機器の支持部を形成する。

上記補強構造は、代案として脚の形状の補強部材を備えてもよく、上記脚の数は、少なくとも柱の数に対応し、各脚は、一方が柱に、他方が１つの取り付け中心に取り付けられる。

有利な点として、上記補強脚は、剪断強化部材によって２つ一組で接続される。

実施形態によれば、３つの柱があり、それらは正三角形の頂点に分布される。

別の実施形態によれば、４つの柱があり、それらは平行四辺形の頂点に分布される。

各解放可能なロック装置は、例えば磁気部材、または火工部材を備えてもよい。

各柱は、上記衛星を別の衛星または接合部分構造体に積み重ねるとともに別の衛星を上記衛星に積み重ねるための、２つの解放可能なロック装置を設けられることが有利であり得る。

好ましくは、必須ではないが、各柱は、２つの端部間に長手方向に延び、各端部にはロック装置が設けられる。ことのき、衛星の積み重ねは、柱の端部から長手方向に行われる。このとき、当該柱によって収容される歪みは主に剪断歪であり、当該柱は、これらの歪みを収容するように（形状および大きさが）設計され得る。

第２の態様によれば、本発明は、上述の、少なくとも２つの宇宙船の組立方法を提供する。当該方法は、
第１宇宙船の上記柱が、第２宇宙船の上記柱と同一の長手方向に少なくとも部分的に延びるように、上記少なくとも２つの上記宇宙船を配置する工程と、
上記第１宇宙船の各ロック装置を、上記第２宇宙船のロック装置と連携する工程と、
上記第２宇宙船の上記ロック装置上にある上記第１宇宙船の上記ロック装置を上記ロック状態に切り替える工程と、
を含む。

第３の態様によれば、本発明は、上述の宇宙船のスタックを提供する。当該宇宙船のスタックは、一緒に固定される少なくとも２つの宇宙船を備えており、該少なくとも２つの宇宙船のうち、第１宇宙船の各柱の上記少なくとも１つの上記解放可能なロック装置は、第２宇宙船の柱のロック装置によってロック位置にあり、各宇宙船用の上記柱は、同一の長手方向に延び、上記スタックは上記ロック装置の状態を制御するための装置をさらに備える、宇宙船のスタックを提供する。

上記スタックの中の上記宇宙船は、特に、上記柱の上記長手方向の方へ、または上記柱の横方向へ向けられ得る地球面と、反地球面とを備える衛星である。

第４の態様によれば、本発明は、宇宙船の発射装置であって、上記発射装置は、宇宙船接合部分構造体と、上述の宇宙船の少なくとも１つの第１スタックとを備える発射装置を提供する。上記スタックの少なくとも上記第１宇宙船は、各柱の上に２つの解放可能なロック装置を備える宇宙船であって、上記第１宇宙船の各柱用の第１ロック装置は、上記第２宇宙船のロック装置上において上記ロック状態にあり、上記第１宇宙船の各柱の第２ロック装置は、上記宇宙船接合部分構造体上において上記ロック状態にある、宇宙船である。

第５の態様によれば、本発明は、上述の発射装置を用いて宇宙船を降ろすための方法であって、降ろされる宇宙船と上記発射装置に残留することを意図される宇宙船とを、１つの宇宙船を解放するために、上記２つの宇宙船の間の上記ロック装置を上記ロック解除状態にすることによって分離する工程を含む方法を提供する。代案として、または組み合わせとして、降ろすための方法は、宇宙船群を降ろすために、降ろされる上記宇宙船群の中の宇宙船と上記発射装置に残留することを意図される上記宇宙船との間の上記ロック装置を上記ロック解除状態にすることによって、上記降ろされる宇宙船群と上記発射装置に残留するように意図される１つの宇宙船とを分離する工程を含む。

本発明の他の特徴および利益は、添付図面を参照して、具体的な諸実施形態の以下の説明に照らして、明らかになるであろう。
機器が設置される本体と、配置される位置に実線で、かつ折り畳まれた位置に点線で示されている太陽電池パネルと、を備える衛星の第１の例の三次元概略図である。 本体を透視した、図１の衛星の三次元図である。 図２の衛星の平面図である。 図１〜図３の衛星の柱、および第１実施形態に係る補強構造の平面概略図である。 図４の柱、および補強構造の三次元図である。 図１〜図３の衛星の柱、および第２実施形態に係る補強構造の平面概略図である。 図６の柱、および補強構造の三次元図である。 図１〜図３の衛星のスタックの実施形態の三次元図である。 図８のスタックの側面図である。 透けて見える発射装置に設置される図１〜図３の衛星のスタックの三次元図である。 図１０の発射装置の平面図である。 互いに反対側に設置される２つの柱の端部に設置される２つの解放可能なロック装置の実施形態の概略図である。 衛星の第２の例のスタックの別の実施形態の三次元図である。 図１３のスタックの中の衛星の平面概略図である。 発射装置に設置された、図１３のスタックの描写である。 発射装置における衛星の積み重ね方法の例を示す図である。

図１〜図１１は、宇宙船の第１の例を示し、特に、地球の周囲の軌道に乗ることが意図される通信衛星１の例である。

本明細書中における「宇宙船」という用語は、機器を運搬するであろう機器搬送モジュールを備えるいかなる部材も意味する。当該部材には宇宙船自体の推進手段が設けられてもよく、または当該部材は、宇宙のある地点に単に降ろされて他の宇宙手段によって拾得されるのを待つように設計されてもよい。

衛星１の機器搬送モジュールは、一般に衛星１の本体２と称される。また、当該衛星１の機器搬送モジュールは、全体が平行六面体の形状を有し、地球の基本方位に関連する西面３、東面４、北面５、および南面６と称される４つの面、ならびに地球に対面する向きに関連する地球面７および反地球面８と称される２つの面を有する。１つ以上のアンテナ９（図面において概略的に示す）は、一般に、地球側を向くように地球面７に設置されている。衛星１には、任務により、多様な機器が装備される。一般的に、衛星１は、最大限の太陽光を受けるように北面５および南面６に備え付けられるソーラーパネル１０を備えてもよい。図１において、ソーラーパネル１０の展開された位置が実線で示される。北面５に備え付けられるソーラーパネル１０のこの面に対して折り畳まれた位置が点線で示される。また、衛星１は、軌道に乗った衛星１の軌道を修正するために複数のスラスターを搭載できる。衛星は、通常、恒星センサ等の光学センサ１１を用いて好ましい方向に調整される。

図２および図３において、南面６に備え付けられたソーラーパネル１０の、面６に対して折り畳まれた位置が示され、また、衛星本体２の構造を示すために（ここでは概略的に示す）、ソーラーパネル１０および南面６は点線で示される。このとき、衛星１は、示される例に係る北面および南面に垂直な同一の長手方向Ａに延びる柱１２を備えていることが分かる。

以下では、用語「長手方向の（longitudinal）」、「長手方向に（longitudinally）」、およびその変形は、長手方向Ａに平行であることを意味する。そして、「横方向の（transverse）」、「横方向に（transversally）」という用語およびその変形は、長手方向Ａに垂直であることを意味する。

柱１２の数は、少なくとも３に等しく、平行六面体の本体２の場合においては、好ましくは４に等しい。柱１２は、一列に並べられてはおらず、３つの柱の場合、例えば三角形の頂点に、または４つの柱１２の場合、四角形の頂点に配置される。

柱１２は、本体２の周辺に設置される。すなわち、柱１２は、本体２の幾何学的中心Ｃから距離を置いて配置される。

柱１２は、図１〜図１１に示すように、本体２の内周に（すなわち、衛星１の本体２の面３〜面８を保持する壁部が柱１２間を囲むとともに柱１２間に延びるように）に設置されてもよい。言い換えれば、柱１２は、本体２の実際の輪郭を具現化する。

または、柱１２は、本体２の外周に設置されてもよい。すなわち、柱は、本体２の実質上の輪郭、およびこの実質上の輪郭の内側に広がる、衛星１本体２の面３〜面８を保持する壁部を規定する。

本体２の幾何学的中心Ｃは、例えば本体２の重心である。４つの柱１２は、好ましくは、北面５および南面６の寸法に応じて長方形または正方形の頂点に、幾何学的中心Ｃから等距離に、配置される。

したがって、図２および図３に示すように、衛星１の西面３、東面４、および地球面７、反地球面８を具現化する本体２の壁部の各々は、２つの柱１２間に取り付けられる。したがって、衛星本体２によって規定される容積は、柱１２を超えない。

各柱１２は、２つの端部、すなわち、いわゆる遠位端部１３、およびいわゆる近接端部１４を備える。本明細書中における「遠位の（distal）」および「近接の（proximal）」という形容詞は、宇宙船の発射装置の接合部分構造体からの距離に関連して用いられる。後程説明するように、近接端部１４は遠位端部１３よりも宇宙船接合部分構造体に近い。衛星１の柱１２の遠位端部１３は、好ましくは１つの横平面にある。同様に、柱１２の近接端部１４も、１つの横平面に配置される。ただし、衛星１のすべての柱１２が、衛星１の構成に適合するために異なる大きさを有することを妨げるものは何もない。端部１３および端部１４のうち少なくとも１つには、解放可能なロック装置１５が設けられる。実際には、衛星１の柱１２の端部１３および端部１４のそれぞれに、解放可能なロック装置１５が設けられる。

柱１２は、少なくとも２つの衛星１を、１つの衛星１の上にもう１つの衛星１を積み重ねることができるように設計されている。具体的には、２つの積み重ねられた衛星１間の応力は、主に柱１２を通して、好ましくは柱１２のみを通して、伝達されるように設計されている。したがって、有利な点として、柱１２の長手寸法は本体２の長手寸法よりも大きく、よりいっそう好ましくは、折り畳まれる際のソーラーパネル１０等の機器を考慮した本体２の長手寸法よりも大きい。より詳細には、示される例によれば、遠位端部１３および近接端部１４は、折り畳まれるソーラーパネル１０と少なくとも同じ高さで接触するとともに、遠位端部１３および近接端部１４が、折り畳まれるソーラーパネル１０を超え得る。

このため、各衛星１の各ロック装置１５は、２つの状態を有してもよい。当該２つの状態とは、
‐衛星１が共に固定されるように、ある衛星１のロック装置１５が別の衛星１のためのロック装置１５等の別の相補的なロック装置に取り付けられるロック状態、および
‐衛星１が他のいずれの衛星１からも物理的に独立するように、ロック装置１５がいかなる他のロック装置からも解放されるロック解除状態、である。

このようにして、２つの衛星１は、例えば第１衛星１の柱１２の遠位端部１３を第２衛星の柱１２の近接端部１４に接合する。これにより、当該２つの衛星１はそれぞれの柱１２を互いに対向しかつ互いの上方に同一の長手方向Ａに従って設置して、積み重ねられる。このとき、第１衛星のロック装置１５は、第２衛星のロック装置１５と連携し、ロック装置１５はそれぞれロック状態に置かれる。このようにして、２つの衛星１は、共に固定される。

後述するように、複数の衛星を宇宙に降ろすために衛星の各スタックは、当該スタックの衛星１を該スタックから分離するための、ロック装置１５用の制御装置を備える。

柱１２は、衛星１の本体２の環境における過密を考慮しながら、衛星１間の応力をより確実に回収するように、本体２の周辺に分布される。実際、柱１２が本体２の幾何学的中心Ｃから、ひいては互いから離れるほど、２つの衛星１のスタックの安定性は増加するとともに、積み重ねられた柱１２における剪断歪は小さくなる。このため、柱１２と好ましい幾何学的中心Ｃとの距離は、衛星本体２の周囲および発射装置内の両方の空間において、可能な限り大きい。これにより、衛星の機械的強度を最大化しながら、柱に必要な物量を最小化する。

また、このような柱１２の配置により、一方では、衛星１を収容するために使用できる空間を最大化することができる。また、他方では、上部または底部の衛星を部分的に衛星１の内部に延ばせるようにすることによって、発射装置のフェアリングの下の衛星のスタックの空間的要件を全体的に最小化することができる。積み重ねられた衛星が応力を受ける際の柱１２の剪断変形を制限するために、衛星１は、それ補強構造１６をさらに備える。当該補強構造１６は、衛星１の柱１２をそれぞれ衛星１の少なくとも２つの他の柱１２に横方向に強固に接続する。

補強構造１６は、柱１２を互いに接続する脚１７の形状の補強部材を備える。このとき、脚１７の数は、柱１２の数に等しい。図２および図３の例によれば、４つの脚１７があり、４つの脚１７は、柱１２によって形成される正方形または長方形の対角線に沿って配置される。より詳細には、各脚１７は一方は柱１２に、他方は本体２の１つの結合中心部に強固に取り付けられる。当該１つの結合中心部は、本明細書に提示する例においては、本体２の幾何学的中心Ｃと結合される。補強構造１６の脚１７は、それぞれ、脚１７が取り付けられる柱１２の長手寸法に略等しい長手寸法を有してもよい。

このようにして、補強構造１６の脚１７は、柱１２を横方向に、特に剪断変形に変形する傾向にある応力にさらされる柱１２を強固にする。

補強構造１６の脚１７は、本体２の内部に格子を形成し、衛星１の本体２の内部の空間的要件をわずかに増大させる。実際、脚１７の厚さ、すなわち、横平面における脚１７の大きさは、本体２の内部に空間を収容するように適合され得る。例えば、図２および図３に示すように、本体１の内部の空間は、４つのタンク１８を設置するために依然として使用可能であり、１対の脚１７は、区画を規定する。

または、補強構造１６は、本体２の壁部によって形成されてもよく、示した例の場合、衛星１の西面３および東面４、ならびに地球面７および反地球面８を具現化する壁部は、柱１２に取り付けられており、対で接続され、剛性も提供する。この場合、補強構造１６は、衛星１の本体２の空間的要件を全く増加させない。

補強構造１６は、剪断応力に対する柱の剛性をさらに向上させ、また脚１７を対で接続するための剪断強化部材１９をさらに備えてもよい。

柱１２、脚１７、および剪断強化部材１９は、発射装置において予期される応力のみならず、衛星１の大きさおよび重量に従って成形される。特に、柱１２は、中空であるとともに、衛星１の機器用の導管またはケーブルを通すために用いられてもよいが、大きな歪みに対応するように充填されていてもよい。また、柱１２の断面は、対象である歪みにより、円形、長方形、Ｔ字型等の断面であってもよい。断面の形状を長さによって変えてもよい。柱１２の材料は、例えば、アルミニウム、チタニウム、複合材料、または他の材料等の、いかなる種類であってもよい。

図４〜図７は、正方形の頂点に配置され、上述したように脚１７によって接続される４つの柱１２、および２つの実施形態に係る剪断強化部材１９の概略図である。第１実施形態（図４および図５）によれば、強化部材１９は、２つの脚１７間に横方向に配置される。例えば、強化部材１９は、２つの隣接する脚１７間に形成される区画に延びる、長手方向の一連の三角形の板の形状である。第２実施形態（図６および図７）によれば、強化部材１９は、２つの隣接する脚１７間に長手方向に配置されており、長方形の板の形状である。この場合、衛星１の西面３および東面４、ならびに地球面７および反地球面８を具現化する本体２の壁部は、剪断強化部材１９として機能することができる。

明細書における衛星の構造により、衛星１間の応力が主に柱１２によって、または柱１２のみによって伝達するように、衛星１を発射装置２０に積み重ねる。積み重ねられた衛星１は、従来的に宇宙船接合部分構造体２１を備える発射装置に設置される。宇宙船接合部分構造体２１は、衛星と発射装置との間の接合を可能にする当業者に周知の構造体であり、また、衛星と発射装置とを共に固定する。任意で、発射装置に応じて、宇宙船接合部分構造体２１は、２つの部分に分解され得る。上記２つの部分とは、発射装置に直接取り付けられるとともに従来の発射装置の接合部分に対応する下方円錐２１ａ、および下方円錐２１ａと衛星１のスタックとの間に配置されるアダプタ２１ｂである。アダプタ２１ｂは、衛星１のスタックによってもたらされる応力の分布を、選択された発射装置の規格および当該発射装置の標準的な下方円錐２１ａに合わせた応力分布へ変化させる。アダプタ２１ｂには、衛星１のスタックが設けられているとする。

図８および図９は、下方円錐２１ａおよびアダプタ２１ｂを用いる宇宙船接合部分構造体２１上の６つの衛星１のスタックの例を示す。衛星の柱１２はすべて、接合部分構造体２１から同一の長手方向Ａに従って置かれている。具体的には、第１衛星１の柱１２の遠位端部１３は、第２衛星の柱１２の近接端部１４に対向しており、第２衛星１の柱１２の遠位端部１３は、第３衛星の柱１２の近接端部１４に対向しており、第６衛星１および最後の衛星１に至るまで同様である。言い換えれば、本明細書に示される例によれば、衛星１の北面５は、スタックにおいて隣接する衛星１の南面６に対向している。

好ましくは、柱１２の長手方向の寸法は、２つの隣接する衛星１のソーラーパネル１０が接触しないようになっている。一般的には、スタックの２つの隣接する衛星１は、柱１２を通してのみ接触している。

解放可能なロック装置１５は、すべて、好ましくは同一であり、衛星１の製造および管理を容易にする。

発射装置におけるフェアリングの下の空間を最大限に利用するために、特に２つの隣接する衛星の機器が干渉しないように衛星１の向きを互い違いにして衛星を積み重ねることによって、柱１２は衛星の積み重ねを可能にする。例えば、スタックの衛星１はすべて、当該衛星１の地球面７および反地球面８を、示したような横方向に向けるように、または長手方向に沿うようにしてもよい。長手方向の周囲の向きは、積み重ねられた衛星１間でも互い違いにされてもよい。例えば、図８および図９にそれぞれ示すように、衛星１の西面３および地球面７は、２つの隣接する衛星１のアンテナ９が互いに干渉しないように、それぞれ、隣接する衛星１の西面３および地球面７とは反対の方へ向けられていてもよい。より一般的には、発射装置に積み重ねられた衛星１の向きは、本体２の異なる面３〜面８における空間的要件に直接左右される。

宇宙船構造体の接合部分２１を設けられた発射装置２０に衛星１を設置するために、衛星１のスタックは、初めに、上述したように形成される。このとき、第１衛星１の柱１２の近接端部１４は、発射装置２０のフェアリング２２下における接合部分構造体２１に対向するように設置される。このとき、接合部分２１の構造は、第１衛星１の解放可能なロック装置１５に連携するように適合される。他の衛星１については、スタックの第１衛星１は、接合部分構造体２１に取り付けられており、好ましくは第１衛星１の柱１２を介してのみ、構造２１と接触する。任意で、スタックの第１衛星１は、第１衛星１の各柱１２の近接端部１４とすでに連結されているアダプタ２１ｂを備えてもよく、その場合は、発射装置に既に実装されている下方円錐２１ａと連結される。または、衛星１は、発射装置２０に１つずつ実装されてもよい。発射装置２０のフェアリング２２と衛星１との間に、中間構造は必要ではない。その結果、空間および重量が増加する。また、衛星１の数を、発射装置２０の収容能力に応じて適合することができる。

積み重ねられた衛星１の数は、衛星の柱１２および補強構造１６の設計に影響を与えない。実際、衛星を積み重ねるためには、柱１２の配置に関連する要件のみが、２つの衛星１の柱１２の端部１３および端部１４の連携を可能にするために必要であることが知られている。このため、同一の衛星１を連続して製造できる。また、柱１２、脚１７、および剪断強化部材１９の大きさを、スタックにおける衛星１の位置に応じて決定することができる。実際、第１衛星１は、宇宙船接合部分構造体２１に最も近いので、通常は他の積み重ねられた衛星１すべての重量による最大の応力に対応する。したがって、第１衛星の柱１２および補強構造１６は、スタックの他の衛星１に対して大きくてもよい。同様に、スタックの最後の衛星１の柱１２および補強構造１６は、通常より小さくてもよい。

図１２は、第１衛星の柱１２ａの遠位端部１３ａと第２衛星の柱１２ｂの近接端部１４ｂとの間の、解放可能なロック装置１５の実施形態を示す。この例によれば、解放可能なロック装置１５は一方的である。すなわち、ロック状態からロック解除状態への移行のみであり、ロック状態へは戻らない。このため、解放可能なロック装置１５は低コストである。ただし、解放可能なロック装置１５をロック解除後に再度ロックすることを可能にすることでこれらの装置の地上での試験段階を可能にする別の代替の実施形態を排除するものではない。

この例において、柱１２ａおよび柱１２ｂは、少なくとも端部から中空になっている。

第１衛星の柱１２ａにおける解放可能なロック装置１５は、雄部２３を備える。当該雄部２３は、柱１２ａの遠位端部１３ａに挿入されるとともに、当該遠位端部１３ａに、例えばネジ２５によって強固に取り付けられる。第２衛星の柱１２ｂにおける解放可能なロック装置１５は、第１衛星のロック装置１５に対して付加的なものであるとともに、雌部２４を備える。当該雌部２４は、柱１２ｂの近接端部１４ｂに挿入されるとともに、当該近接端部１４ｂに、ネジ２５によって同様に強固に取り付けられる。解放可能なロック装置１５をロック状態に切り替えるために、雄部２３は雌部２４に挿入されるとともに、例えばネジであるロック手段２６は、２つの部分２３、および部分２４を接続する。好ましくは、２つの柱１２ａと１２ｂとの間の長手方向の変位を可能にするために、２つの部分２３と部分２４との間に隙間が設けられる。制動手段２７は、図１２においてバネを用いて概略的に示されている。制動手段２７は雄部２３に備え付けられてもよく、これにより、第２衛星の柱１２ｂが第１衛星の柱１２ａに近づくとき、例えば衝撃および／または振動の結果、２つの柱１２ａと柱１２ｂとの間の接触は少なくなる。ロック手段２６は、ロック解除手段（図１２には図示されていない）に連結される。これらのロック解除手段により、雄部２３と雌部２４との間の接触をなくすことができ、その結果、ロック装置１５はロック解除状態となる。これらは、例えばネジ型ロック手段２６を解放するための点火手段であってもよい。または、ロック手段２６は、電磁石等の磁気部材を備える。当該磁気部材は、２つの部分２３と部分２４とを接続可能にする電流を供給し、ロック装置１５をロック状態にする。その場合、ロック装置１５をロック解除状態にするための電源を切ればよい。または、ロック手段２６は、各柱の端部の周囲に配置されてもよい。

また、衛星を降ろす段階中、制動手段２７があらかじめ積み重ねられた２つの衛星の分離を容易にすることによって、ロック手段２６のロック解除状態への切り替えに続いて衛星がそれぞれ離れていくことを可能にする。

衛星１００の第２の例を、図１３〜図１５に示す。

第２の例に係る衛星１００も、北面１０５、南面１０６、東面１０７、および西面１０８と称される、地球の基本方位に関連する４つの面と、地球面１０４、および反地球面１０３と称される、地球に対面する向きに関連する２つの面を有する本体１０２を備える。アンテナ１０９、北面１０５および南面１０６上に折り畳まれているように示されるソーラーパネル１１０等の機器は、本体１０２上に組み立てられる。また、アンテナ１１１は、地球面１０４に設けられてもよい。衛星１００は、例えば、通信衛星である。

また、衛星１００は、柱１１２を備える。第２の例によれば、柱１１２は、衛星１００の本体１０２の外周に設置されるとともに、北面１０５および南面１０６に垂直な同一の長手方向Ａに、前述したように延びている。より詳細には、この第２の例によれば、２つの柱１１２は、地球面１０４に接して配置されるとともに、他の２つの柱は、反地球面１０３に接して配置される。

柱１１２は、衛星１００の本体１０２の周りの空間的要件と衛星１００のスタックに対する機械的強度要件との間のバランスを取っての配置される。

実際、上記に概要を説明したのと同様に、各柱１１２には、少なくとも１つ、実際には２つの解放可能なロック装置１５が提供される。解放可能なロック装置１５は柱１２の一端１３および一端１４にそれぞれ配置されて、衛星１００を共に組み立てることを可能にする。また、任意で発射装置１２０の衛星接合部分構造１２１と共に組み立てることを可能にする。上記に概要を説明した様式と同様に、衛星接合部分構造１２１は、発射装置側の下方円錐、および衛星側のアダプタという図示しない２つの部材を備えてもよい。解放可能なロック装置１１５は、既に説明したロック装置と略同一である。補強構造１１６は、第１の例の補強構造と略同一であるとともに、格子状の脚１１７を備える。当該脚１１７は、衛星本体１０２の幾何学的中心Ｃを介して柱１１２を共に接続する。北面１０５、南面１０６、地球面１０４、および半地球面１０３を保持する壁部は、脚１１７に代わって壁部自体で補強構造１１６を形成するか、剪断強化部材として柱１１２の剪断抵抗に関与してもよい。

第２の例に係る衛星１００のスタックは、第１実施形態を参照して既に説明されたスタックと略同一である。したがって、積み重ねられた衛星１００は、それらの北面１０５および南面１０６から互いに対向するとともに、発射装置１２０のフェアリング１２２下の空間的要件、および利用可能な空間に応じて、長手方向の周囲に互いに異なる方へ向けられてもよい。

本明細書における衛星１および衛星１００は、異種のスタック、すなわち、２種類以上の衛星を有するスタックの作成を可能にする。したがって、発射装置２２０に設置される１つのスタックについて、数基の衛星１、衛星１００、ならびに図１６に係る本例の場合における、ＰＲＯＤ１、ＰＲＯＤ２、ＰＲＯＤ３、およびＰＲＯＤ４と命名された互いに異なる様々な生産拠点によってもたらされる、Ｓ１、Ｓ２、Ｓ３、Ｓ４、およびＳ５と命名された５つの衛星が考えられ、また、発射場においてスタックを形成することが可能である。例えば、衛星Ｓ１および衛星Ｓ２は、同一の生産拠点ＰＲＯＤ１からもたらされる。衛星Ｓ２は、部材Ｅ１および部材Ｅ２を組み立てることによって形成される。当該部材Ｅ１および部材Ｅ２は、後に、および別々に、宇宙に降ろされることを意図されていてもよい。このとき、生産拠点ＰＲＯＤ１は、衛星Ｓ２の上に積み重ねられた衛星Ｓ１、ならびに２つの衛星Ｓ１および衛星Ｓ２との間のロック装置１５およびロック装置１１５（このとき、ロック状態にある）、を備える群を提供する。衛星Ｓ３は、生産拠点ＰＲＯＤ２からもたらされる。衛星Ｓ４は、生産拠点ＰＲＯＤ３からもたらされる。衛星Ｓ５は、生産拠点ＰＲＯＤ４からもたらされる３つの部材Ｅ３、部材Ｅ４、部材Ｅ５で構成される。したがって、発射場には、衛星Ｓ１およびＳ２、衛星Ｓ３、衛星Ｓ４、ならびに衛星Ｓ５を備える群がある。５つの衛星Ｓ１〜衛星Ｓ５の柱１２および柱１１２は、互いに異なっていてもよいが、スタックを可能にするために配置される。

衛星Ｓ４は、発射装置２２０の衛星接合部分構造２２１に初めにロックされる。任意で、衛星Ｓ４は、あらかじめアダプタと連結されていてもよく、その後、発射装置にすでに据え付けられた下方円錐を用いて発射装置に連結される。次に、衛星Ｓ１および衛星Ｓ２で構成される群の下のロック衛星Ｓ５によって、発射装置２２０の外側に新たな群が形成される。次に、当該新たな衛星群であるＳ５、Ｓ２、およびＳ１は、発射装置２２０における衛星Ｓ４の上に積み重ねられ、衛星Ｓ４と衛星Ｓ５との間のロック装置１５を、ロック状態にする。最後に、衛星Ｓ３が、当該新たな衛星群であるＳ５、Ｓ２、およびＳ１の衛星Ｓ１の上にロックされる。ロック装置の状態のための制御装置は、発射装置に搭載されるか、または衛星Ｓ１〜衛星Ｓ５、もしくは群の中の衛星のうちそれぞれ１つに搭載される数基のモジュールを備えてもよい。命令は、制御装置にプログラムされるか、または地上から発信されてもよい。衛星Ｓ３および衛星Ｓ４は、柱を備える本発明に係る構造を必ずしも有していないが、それにもかかわらず、発射中に働く応力を、相互に連結される衛星のスタックによって収容する能力だけでなく、互換性のあるロック手段／ロック解除手段も有する。

発射装置２２０における積み重ねおよび組み立ての順序は、生産拠点によって提供されるもの、および衛星Ｓ１〜衛星Ｓ５が宇宙に降ろされる順番、に従って調整されてもよい。

発射装置２２０が宇宙に出ると、衛星Ｓ１〜衛星Ｓ５は、ロック装置の状態のための制御装置を通して降ろされてもよい。例えば、衛星Ｓ３は、衛星Ｓ３と衛星Ｓ１との間のロック装置１５をロック解除状態にすることによって、初めに降ろされる。次に、衛星Ｓ５、Ｓ２およびＳ１の群は、すべて降ろされてもよく、衛星Ｓ４と衛星Ｓ５との間のロック装置１５をロック解除状態にする。このとき、衛星Ｓ５、Ｓ２、およびＳ１は、宇宙に降ろされた時点で互いから分離されてもよい。最後に、衛星Ｓ４が衛星接合部分構造２２１から分離される。ロック装置の状態のための制御装置は、前もって衛星を降ろす順序をプログラムしてもよい。

当該降ろす順序は、発射装置内の潜在的なバランス問題を考慮しなくてもよい。

本発明にかかる宇宙船は、当該宇宙船の軌道（ＬＥＯ、ＧＥＯ、ＭＥＯ、ＨＥＯ）に関わらず、いかなる種類の宇宙での任務（通信、ナビゲーション、地球観測宇宙船、科学、および宇宙探査）にも適している。

さらに、この構造によって１つの機器が宇宙に降ろされてもよい。

また、衛星の一群は、（例えば、衛生の軌道面に応じて）群で降ろされてもよいし、１つずつ降ろされてもよい。

本発明に係る宇宙船は、一般的に１トン以上の重量の衛星に好適であるが、一般性を喪失することなく、数キログラムのより小さな衛星にも適用され得、この場合、発射装置のフェアリングの下に「並んで」位置付けられる１つ以上のスタックも可能とする。

Claims (18)

1. 惑星の周囲の軌道に乗せられることを目的とした衛星等の宇宙船（１、１００）であって、
   少なくとも１つの機器搬送モジュール（２、１０２）と、
   少なくとも３つの柱（１２、１１２）と、
   補強構造（１６、１１６）と、
   を備え、
   上記少なくとも１つの機器搬送モジュール（２、１０２）は、上記宇宙船（１、１００）の機器を支持するための少なくとも１つの機器搬送モジュール（２、１０２）、であって、
   上記少なくとも３つの柱（１２、１１２）は、同一の長手方向（Ａ）、および上記機器搬送モジュール（２、１０２）の周辺に少なくとも部分的に延びる少なくとも３つの柱（１２、１１２）であって、
   各柱（１２、１１２）には、下記２つの状態を有し得る少なくとも１つの解放可能なロック装置（１５、１１５）が設けられ、当該２つの状態とは、
   上記ロック装置（１５、１１５）がさらなるロック装置（１５、１１５）に取り付けられるロック状態、および
   上記ロック装置（１５、１１５）が他のロック装置（１５、１１５）から解放されるロック解除状態であって、
   上記補強構造（１６、１１６）は、各柱（１２、１１２）を少なくとも２つの他の柱（１２、１１２）に横方向に強固に接続する補強構造（１６、１１６）である、宇宙船（１、１００）。
2. 上記補強構造（１６、１１６）は、脚（１７、１１７）の形状の補強部材を備え、上記脚（１７、１１７）の数は、少なくとも柱（１２、１１２）の数と対応し、各脚（１７、１１７）は、２つの柱（１２、１１２）間に取り付けられる、請求項１に記載の宇宙船（１、１００）。
3. 上記脚（１７、１１７）は、上記機器搬送モジュール（２、１０２）の壁部と結合され、上記壁部は、上記宇宙船（１、１００）の機器の支持部を形成する、請求項２に記載の宇宙船（１、１００）。
4. 上記補強構造（１６、１１６）は、脚（１７、１１７）の形状の補強部材を備え、上記脚（１７、１１７）の数は、少なくとも柱（１２、１１２）の数に対応し、各脚（１７、１１７）は、一方が柱（１２、１１２）に、他方が１つの取り付け中心（Ｃ）に取り付けられる、請求項１に記載の宇宙船（１、１００）。
5. 上記補強脚（１７、１１７）は、剪断強化部材（１９）によって２つ一組で接続される、請求項２から４のいずれか１項に記載の宇宙船（１、１００）。
6. ３つの柱（１２、１１２）があり、それらは正三角形の頂点に分布される、請求項１から５のいずれか１項に記載の宇宙船（１、１００）。
7. ４つの柱（１２、１１２）があり、それらは平行四辺形の頂点に分布される、請求項１から５のいずれか１項に記載の宇宙船（１、１００）。
8. 各解放可能なロック装置（１５、１１５）は、磁気部材を備える、請求項１から７のいずれか１項に記載の宇宙船（１、１００）。
9. 各解放可能なロック装置（１５、１１５）は、火工部材を備える、請求項１から８のいずれか１項に記載の宇宙船（１、１００）。
10. 各柱（１２、１１２）には、２つの解放可能なロック装置（１５、１１５）が設けられる、請求項１から９のいずれか１項に記載の宇宙船（１、１００）。
11. 各柱は２つの端部（１３、１４）間に長手方向に延び、各端部（１３、１４）にはロック装置（１５、１１５）が設けられる、請求項１から１０のいずれか１項に記載の宇宙船（１、１００）。
12. 請求項１から１１のいずれか１項に記載の少なくとも２つの宇宙船（１、１００）の組立方法であって、
    第１宇宙船（１、１００）の上記柱（１２、１１２）が、第２宇宙船（１、１００）の上記柱（１２、１１２）と同一の長手方向に少なくとも部分的に延びるように、上記少なくとも２つの上記宇宙船（１、１００）を配置する工程と、
    上記第１宇宙船（１、１００）の各ロック装置（１５、１１５）を、上記第２宇宙船（１、１００）のロック装置（１５、１１５）と連携する工程と、
    上記第２宇宙船（１、１００）の上記ロック装置（１５、１１５）上にある上記第１宇宙船（１、１００）の上記ロック装置（１５、１１５）を上記ロック状態に切り替える工程と、
    を含む、組立方法。
13. 請求項１から１１のいずれか１項に記載の宇宙船（１、１００）のスタックであって、一緒に固定される少なくとも２つの宇宙船（１、１００）を備えており、該少なくとも２つの宇宙船（１、１００）のうち、第１宇宙船（１、１００）の各柱（１２、１１２）の上記少なくとも１つの上記解放可能なロック装置（１５、１１５）は、第２宇宙船（１、１００）の柱（１２、１１２）のロック装置（１５、１１５）とのロック位置にあり、各宇宙船用の上記柱（１２、１１２）は、同一の長手方向（Ａ）に延びており、
    上記ロック装置（１５、１１５）の状態を制御するための装置をさらに備える、宇宙船（１、１００）のスタック。
14. 上記宇宙船（１、１００）は、上記柱（１２、１１２）の上記長手方向（Ａ）の方へ向けられている地球面（７、１０４）と、反地球面（８、１０３）とを備える衛星である、請求項１３に記載の宇宙船（１、１００）のスタック。
15. 上記宇宙船（１、１００）は、上記柱（１２、１１２）の横方向へ向けられている地球面（７、１０４）と反地球面（８、１０３）とを備える衛星である、請求項１３に記載の宇宙船（１、１００）のスタック。
16. 宇宙船（１、１００）の発射装置（２０、１２０、２２０）であって、上記発射装置は、
    宇宙船接合部分構造体（２１、１２１、２２１）と、
    請求項１３から１５のいずれか１項に記載の宇宙船（１、１００）の少なくとも１つの第１スタックとを備え、
    上記スタックの少なくとも上記第１宇宙船（１、１００）は、請求項１０または請求項１１に記載の宇宙船（１、１００）であって、上記第１宇宙船（１、１００）の各柱（１２、１１２）用の第１ロック装置（１５、１１５）は上記第２宇宙船（１、１００）のロック装置（１５、１１５）上において上記ロック状態にあり、上記第１宇宙船（１、１００）の各柱（１２、１１２）の第２ロック装置（１５、１１５）は、上記宇宙船接合部分構造体（２１、１２１、２２１）上において上記ロック状態にある、発射装置（２０、１２０、２２０）。
17. 請求項１６に記載の発射装置（２１、１２１、２２１）を用いて宇宙船（１、１００）を降ろすための方法であって、
    降ろされる宇宙船（１、１００）と上記発射装置に残留することを意図される宇宙船（１、１００）とを、１つの宇宙船（１、１００）を解放するために、上記２つの宇宙船（１、１００）の間の上記ロック装置（１５、１１５）を上記ロック解除状態にすることによって分離する工程を含む、方法。
18. 請求項１６に記載の発射装置（２１、１２１、２２１）を用いて宇宙船（１、１００）を降ろすための方法であって、宇宙船（１、１００）群を降ろすために、降ろされる宇宙船群の中の宇宙船（１、１００）と発射装置（２０、１２０、２２０）に残留することを意図される上記宇宙船（１、１００）との間の上記ロック装置（１５、１１５）を上記ロック解除状態にすることによって、上記降ろされる宇宙船（１、１００）群と上記発射装置に残留するように意図される１つの宇宙船（１、１００）とを分離する工程を含む、方法。

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