JP2019172264A - ロケット結合リング及び宇宙機 - Google Patents

Abstract

【課題】打ち上げ時に宇宙機に加わる負担を抑制することが可能な構造のロケット結合リングを提供する。【解決手段】ロケット結合リング１００は、宇宙機本体に装着されるとともに宇宙機本体をロケットに結合させるものである。このロケット結合リング１００は、環状のリング本体１０と、リング本体１０の上端からそれぞれ上方に突出して設けられた複数の突出部２１と、複数の突出部２１の各々の上端部に設けられ宇宙機本体２００を支持する複数の支持部２２と、を備えている。すなわち、支持部２２は、対応する突出部２１の上端部に設けられている。複数の突出部２１は、リング本体１０の周方向において間欠的に配置され、且つ、それぞれリング本体１０の径方向に弾性変形可能である。【選択図】図２

Description

本発明は、ロケット結合リング及び宇宙機に関する。

人工衛星などの宇宙機を打ち上げるためのロケットに対して宇宙機を結合するために、ロケット結合リングが用いられる。

特許文献１には、炭素繊維強化樹脂製の環状のリング本体を有するロケット結合リングが記載されている。このロケット結合リングのリング本体の上端部は、外側に屈曲して環状のフランジ部を構成している。このフランジ部が、人工衛星の下端に固定されるようになっている。リング本体においてフランジ部を除く部位は円筒形であり、フランジ部はドーナツ形の平板である。

特開２００３−２６７３００号公報

ところで、宇宙機の打ち上げ時には、ロケットからの宇宙機に対して大きな荷重が加わる。また、打ち上げ時には、ロケットから宇宙機に対して、様々な大きさの荷重が様々な方向に加わり、且つ、その荷重の向きや大きさは、時々刻々と変化する。

特許文献１の技術では、リング本体が、円筒形の部分と、当該円筒形の部分の先端側に連接されたドーナツ形の平板なフランジ部と、を有しているため、リング本体が全体的に高剛性である。このため、特許文献１の技術では、打ち上げ時に際に、宇宙機に対して様々な向きに大きな負担が加わるため、宇宙機に対する予期せぬ応力集中が発生する。

本発明は、上記の課題に鑑みなされたものであり、打ち上げ時に宇宙機に加わる予期せぬ応力集中を緩和し、宇宙機に加わる機械的な負荷を軽減することが可能な構造のロケット結合リングを提供するものである。

本発明によれば、宇宙機本体に装着されるとともに前記宇宙機本体をロケットに結合させるロケット結合リングであって、環状のリング本体と、前記リング本体の上端からそれぞれ上方に突出して設けられた複数の突出部と、前記複数の突出部の各々の上端部に設けられ、前記宇宙機本体を支持する複数の支持部と、を備え、前記複数の突出部は、前記リング本体の周方向において間欠的に配置され、且つ、それぞれ前記リング本体の径方向に弾性変形可能であるロケット結合リングが提供される。

また、本発明によれば、本発明のロケット結合リングと、前記ロケット結合リングが装着された宇宙機本体と、を備える宇宙機が提供される。

本発明によれば、ロケット結合リングは、リング本体の上端からそれぞれ上方に突出して設けられた複数の突出部と、複数の突出部の各々の上端部に設けられて宇宙機本体を支持する複数の支持部と、を備え、複数の突出部は、リング本体の周方向において間欠的に配置され、且つ、それぞれリング本体の径方向に弾性変形可能である。このため、打ち上げ時にロケットから宇宙機本体に対して加わる荷重の向きや大きさに応じて、周方向において間欠的に配置された複数の突出部が個別に変形することによって、宇宙機本体に加わる荷重を吸収することができる。
よって、打ち上げ時に宇宙機本体に加わる予期せぬ応力集中を緩和し、宇宙機本体に加わる機械的な負荷を軽減することができる。

第１の実施形態に係るロケット結合リングの平面図である。 第１の実施形態に係るロケット結合リングを示す図であり、このうち図２（ａ）は斜視図、図２（ｂ）は側面図である。 図３（ａ）は図１のＡ−Ａ線に沿った側断面図、図３（ｂ）は図２（ａ）のＢ部の拡大図である。 図４（ａ）はロケット結合リングの突出部、支持部及びその周辺部の側面図、図４（ｂ）はロケット結合リングの支持部の平面図である。 第１の実施形態に係る宇宙機を示す図であり、このうち図５（ａ）は斜視図、図５（ｂ）は側面図である。 図６（ａ）及び図６（ｂ）は図５（ａ）における構体の図示を省略したときの宇宙機を示す図であり、このうち図６（ａ）は斜視図、図６（ｂ）は平面図である。 図６（ａ）のＣ部の拡大図である。 図８（ａ）は第１の実施形態に係る宇宙機の平面図、図８（ｂ）は宇宙機をロケットに結合した状態を示す側断面図である。 図９（ａ）は図８（ｂ）のＥ部の拡大図、図９（ｂ）は図８（ｂ）のＦ部の拡大図である。 図１０（ａ）及び図１０（ｂ）は第２の実施形態に係るロケット結合リングの突出部、支持部及びその周辺部の斜視図である。 第２の実施形態に係るロケット結合リングの突出部、支持部及びその周辺部の側面図である。 第３の実施形態に係るロケット結合リングの側断面図である。

以下、本発明の実施形態について、図面を用いて説明する。なお、すべての図面において、同様の構成要素には同一の符号を付し、適宜に説明を省略する。

〔第１の実施形態〕
先ず、図１から図９を用いて第１の実施形態を説明する。
図１及び図２に示すように、本実施形態に係るロケット結合リング１００は、宇宙機本体２００（図５）に装着されるとともに宇宙機本体２００をロケット５００（図８（ｂ））に結合させるものである。
このロケット結合リング１００は、環状のリング本体１０と、リング本体１０の上端からそれぞれ上方に突出して設けられた複数の突出部２１と、複数の突出部２１の各々の上端部に設けられ宇宙機本体２００を支持する複数の支持部２２と、を備えている。すなわち、支持部２２は、対応する突出部２１の上端部に設けられている。複数の突出部２１は、リング本体１０の周方向において間欠的に配置され、且つ、それぞれリング本体１０の径方向に弾性変形可能である。
以下、詳細に説明する。

本明細書では、ロケット結合リング１００において、宇宙機本体２００（図５）に固定される側を上方（上側）、ロケット５００（図８（ｂ））のＰＡＦ（Ｐａｙｌｏａｄ Ａｔｔａｃｈ Ｆｉｔｔｉｎｇ）４００（図８（ｂ））に固定される側を下方（下側）とそれぞれ称する。したがって、リング本体１０の上に突出部２１及び支持部２２が配置されている。
また、リング本体１０の軸心方向、リング本体１０の周方向、リング本体１０の径方向を、それぞれ単に、軸心方向、周方向、径方向と称する。なお、軸心方向とは、リング本体１０の下端面（ロケット５００側の端面）に対する法線方向を意味する。
リング本体１０は、環状（短筒状）に形成されており、その中央には、リング本体１０を上下に貫通する開口１０ａが形成されている。

突出部２１は、支持部２２よりも、径方向に弾性変形容易に形成されている。突出部２１は、平板状に形成されていることが好ましい。

突出部２１は、リング本体１０の上端部を基端として上方に突出し、リング本体１０の上端よりも上方に突出している。突出部２１の基端となるリング本体１０の上端部は、例えば、リング本体１０の端面であることが挙げられる。ただし、リング本体１０の内周面又は外周面を基端として、突出部２１が形成されていても良い。
複数の突出部２１の各々が突出する方向は、リング本体１０の軸心方向における一方（一方向）であり、且つ、上方（宇宙機本体２００側）である。突出部２１が突出する方向は、軸心方向に対して平行な方向であることが好ましい。ただし、突出部２１が突出する方向は、軸心方向に対して平行な方向に限らず、軸心方向に対して若干（例えば１０度以内）の傾斜角度で傾斜した方向であっても良い。

突出部２１の数は、複数であれば特に限定されないが、３個以上であることが好ましく、例えば、１０個以上とすることができる。
複数の突出部２１の突出高さは、互いに等しいことが好ましい。ただし、複数の突出部２１の中には、他の突出部２１とは突出高さが異なる突出部２１が含まれていても良い。
複数の突出部２１の配置間隔は、等間隔（一定間隔）であることが好ましい。ただし、等間隔以外の所定間隔で、複数の突出部２１が間欠的に配置されていても良い。

より具体的には、複数の突出部２１の各々は、宇宙機本体２００から支持部２２を介して下方に作用して当該突出部２１を圧縮させる荷重を受けるものであり、且つ、リング本体１０の軸心方向（上下方向）よりもリング本体１０の径方向に変形容易にそれぞれ形成されている。

突出部２１が軸心方向よりも径方向に変形容易であるとは、リング本体１０が固定（例えばリング本体１０の下端部が固定）された状態で、突出部２１に対し、ある大きさの荷重が軸心方向に作用した場合よりも、当該大きさの荷重が径方向に作用した場合の方が、突出部２１の変形量が大きくなることを意味する。
より具体的には、例えば、各突出部２１は、軸心方向に沿った板状部であることにより、軸心方向よりも径方向に変形容易となっている。
特に、各突出部２１が、軸心方向における圧縮剛性が強化された構造となっていることによって、より好適に、各突出部２１が軸心方向よりも径方向に変形容易にすることができる。

なお、突出部２１は、周方向よりも径方向に変形容易であることが好ましい。突出部２１が軸心方向よりも径方向に変形容易であるとは、リング本体１０が固定（例えばリング本体１０の下端部が固定）された状態で、突出部２１に対し、ある大きさの荷重が周方向に作用した場合よりも、当該大きさの荷重が径方向に作用した場合の方が、突出部２１の変形量が大きくなることを意味する。
より具体的には、例えば、ロケット結合リング１００において、複数の突出部２１と複数の支持部２２とリング本体１０とを含む部分は、炭素繊維強化樹脂複合材により一体成形されており、且つ、当該部分は、薄肉の筒形状に形成されている。
そして、各突出部２１は、径方向よりも周方向に幅広に形成されている。これにより、各突出部２１は、周方向よりも径方向に変形容易となっている。

なお、各突出部２１の厚み方向は、リング本体１０の径方向である。
例えば、各突出部２１は、径方向における幅（突出部２１の厚み）と比べて、周方向における幅が、５倍以上となっていることが好ましく、１０倍以上となっていることが更に好ましい。

なお、互いに隣接する突出部２１どうしの間隙３０には、ロケット結合リング１００よりも柔軟な充填材が充填されていても良いし、ロケット結合リング１００よりも柔軟な膜が張設されていても良い。このような構成とした場合にも、突出部２１が径方向において変形容易とすることができる。

図２から図４に示すように、複数の突出部２１の各々は、軸心方向に対して平行に配置されている。
一方、複数の支持部２２の各々は、対応する突出部２１の上端部に連接されているとともに、突出部２１に対して直交して配置されている。
すなわち、支持部２２の各々は、各支持部２２が設けられている突出部２１に対して直交している。
なお、支持部２２は、軸心方向に対して直交して配置されていることが好ましい。
各支持部２２は、互いに同一平面上に配置され、且つ、リング本体１０の軸心を中心とする同一円周上に配置されていることが好ましい。
支持部２２は、例えば、突出部２１の先端から、径方向外方に突出している。
支持部２２には、例えば、支持部２２に対して宇宙機本体２００を固定するための固定孔２３が、当該支持部２２を上下に貫通して形成されている。一例として、図４（ｂ）に示すように、支持部２２の中央部に単数（１つ）の固定孔２３が形成されている。ただし、支持部２２には複数の固定孔２３が形成されていても良い。
固定孔２３を用いて、後述する圧力容器２１０の被支持部２１１を支持部２２に固定できるようになっている。

ここで、リング本体１０の上端から上方への突出部２１の突出長は、例えば、突出部２１の板厚よりも長く、突出部２１の上端から径方向外方への支持部２２の突出長よりも長いことが好ましい。

また、図２（ａ）、図２（ｂ）、図３（ｂ）及び図４（ａ）に示すように、複数の突出部２１の各々における突出方向先端部（先端部２１ａ）よりも、複数の突出部２１の各々における基端部２１ｂの方が、リング本体１０の周方向に幅広に形成されている。
これにより、各突出部２１の変形性を十分に確保しつつも、各突出部２１の基端部の構造的強度を十分に確保することができる。

また、基端部２１ｂは、リング本体１０側、すなわち基端側に向けて徐々に幅広となっていることが好ましい。これにより、突出部２１とリング本体１０との境界部の構造的強度を十分に確保できるため、当該境界部におけるロケット結合リング１００の破損を抑制することができる。

上記においても説明したように、リング本体１０と複数の突出部２１とは炭素繊維強化樹脂複合材により一体成形されている。
この場合に、軸心方向における複数の突出部２１の各々の圧縮剛性が、軸心方向におけるリング本体１０の圧縮剛性よりも大きくなるように、リング本体１０と複数の突出部２１とにおける炭素繊維の配向性がそれぞれ設定されていることが好ましい。
このようにすることにより、軸心方向における突出部２１の圧縮強度を十分なものとし、軸心方向における突出部２１の耐荷重性を十分に確保することができ、突出部２１の座屈変形も抑制できる。
ここで、圧縮剛性とは、単位断面積あたりの、圧縮方向への変形しにくさである。

リング本体１０と、複数の突出部２１の各々とは、炭素繊維が軸心方向に配向している軸心方向配向層をそれぞれ有している。
一例として、リング本体１０及び複数の突出部２１を構成する炭素繊維強化樹脂複合材は、図４（ａ）に示される０°方向（軸心方向）に配向している第１炭素繊維４１を含む第１層（軸心方向配向層）と、０°方向に対して＋４５°の方向（図４（ａ）に示される＋４５°方向）に配向している第２炭素繊維４２を含む第２層と、０°方向に対して−４５°の方向（図４（ａ）に示される−４５°方向に配向している第３炭素繊維４３を含む第３層と、０°方向に対して９０°の方向（図４（ａ）に示される９０°方向に配向している第４炭素繊４４を含む第４層と、をそれぞれ１層以上有している。
この場合に、少なくとも第１層は、リング本体１０と複数の突出部２１とに亘って連続して設けられていることが好ましい。
しかも、リング本体１０よりも複数の突出部２１の方が、軸心方向配向層（第１層）の比率が大きいことが好ましい。
このようにすることにより、容易に、軸心方向における複数の突出部２１の各々の圧縮剛性を、軸心方向におけるリング本体１０の圧縮剛性よりも大きくすることができ、突出部２１の座屈変形を抑制することができる。

また、例えば、リング本体１０が、第１層、第２層、第３層及び第４層を均等に備えている一方で、各突出部２１が、第１層、第２層及び第３層を均等に備えている構成としても良い。すなわち、リング本体１０が備える層のうち、１／４ずつが、第１層、第２層、第３層及び第４層である一方で、各突出部２１が備える層のうち、１／３ずつが、第１層、第２層及び第３層であっても良い。このようにすることにより、リング本体１０よりも複数の突出部２１の方が、第１層の比率が大きい構造を実現することができる。
このように、各突出部２１は、第４層（９０°方向に配向している第４炭素繊４４を含む層）を備えていなくても良い。

ここで、突出部２１における炭素繊維強化樹脂複合材の層数は、リング本体１０における炭素繊維強化樹脂複合材の層数よりも少なくても良いし、リング本体１０における炭素繊維強化樹脂複合材の層数と同数であっても良い。
後者の場合、突出部２１における第１層の層数が、リング本体１０における第１層の層数よりも多いことにより、リング本体１０よりも複数の突出部２１の方が、第１層の比率が大きくなる。
ただし、前者の場合、突出部２１における第１層の層数が、リング本体１０における第１層の層数よりも少ない場合でも、リング本体１０よりも複数の突出部２１の方が、第１層の比率が大きい構造を実現し得る。

図２（ａ）、図２（ｂ）及び図３（ａ）に示すように、リング本体１０は、ロケット５００（図８（ｂ））側に配置される第１環状部１１と、第１環状部１１と複数の突出部２１の各々とを相互に連結している第２環状部１２と、を備えている。
そして、第２環状部１２は、複数の突出部２１側に向けて縮径している。
例えば、第１環状部１１及び第２環状部１２は、それぞれ環状（筒状）に形成されており、このうち第２環状部１２は、上方に向けてテーパー状に縮径している。
これにより、リング本体１０の下端部（ロケット５００側の端部）の径が大きい場合に、複数の支持部２２を小径の円周上に配置することが可能となる。よって、ロケット５００に比べて小さい宇宙機３００を、複数の支持部２２によって好適に支持することが可能となる。
ただし、第２環状部１２は、テーパー状に形成されていなくても良く、軸心方向において径が一定の筒状に形成されていても良い。

ここで、第１環状部１１は、第２環状部１２と一体成形された第１部分１１ａと、第１部分１１ａの外周側に固定された第２部分１１ｂと、を備えている。
第１部分１１ａ及び第２部分１１ｂは、それぞれ環状（筒状）に形成されている。
第２環状部１２は、上方に向けてテーパー状に縮径しているのに対し、第１部分１１ａは、例えば、軸心方向における位置にかかわらず一定径の円筒形状に形成されている。
第２部分１１ｂは、例えば、第１部分１１ａの外周面に沿って設けられた円筒部１４と、円筒部１４の下側に連接され下方に向けて拡径しているテーパー部１５と、テーパー部１５の下側に連接された外フランジ部１６及び内フランジ部１７と、を備えている。
外フランジ部１６は、テーパー部１５の下端から外方（径方向外方）に突出した環状の部分であり、内フランジ部１７は、テーパー部１５の下端から内方（径方向内方）に突出した環状の部分である。外フランジ部１６の下端面と内フランジ部１７の下端面とは、例えば、互いに面一となっている。

ロケット結合リング１００は、例えば、その全体が一体成形されている。すなわち、例えば、複数の突出部２１、複数の支持部２２、第２環状部１２、円筒部１４、テーパー部１５、外フランジ部１６及び内フランジ部１７が、炭素繊維強化樹脂複合材により一体成形されている。
例えば、ロケット結合リング１００の内周形状を画定する図示しない型枠（内型）の周囲に、複数の突出部２１、複数の支持部２２、第２環状部１２及び第１部分１１ａを構成する炭素繊維プリプレグを複数層積層して配置し、更に、第１部分１１ａを構成する炭素繊維プリプレグの外周面を含む範囲に円筒部１４を構成する炭素繊維プリプレグを複数層積層して配置するとともに、テーパー部１５、外フランジ部１６及び内フランジ部１７を構成する炭素繊維プリプレグを複数層積層して配置する。
その状態で、炭素繊維プリプレグを加熱加圧することにより、ロケット結合リング１００の全体を一体成形することができる。
ロケット結合リング１００の外周形状は、図示しない熱収縮性チューブにより圧縮されることによって形成されても良いし、図示しない外型により画定されても良い。
円筒部１４とテーパー部１５との境界の内周には、環状の段差面１８が形成されており、当該段差面１８に対し、第１部分１１ａの下端面が接している。

なお、第２部分１１ｂは、第１部分１１ａとは別体に形成された後、第１部分１１ａと嵌合することにより第１部分１１ａに固定されていても良い。
この場合、第２部分１１ｂには、上方に向けて開口した嵌入孔が形成されており、当該嵌入孔に対し、第１部分１１ａが嵌入されることにより、第１部分１１ａと第２部分１１ｂとが相互に嵌合する。この場合、第１部分１１ａと嵌入孔とは、例えば、相互に接着固定したり、ボルト等の止着部材によっても相互に固定したりすることができる。

図３（ａ）に示すように、リング本体１０の径方向において、複数の支持部２２の各々が、外フランジ部１６の外周部よりも中心側に位置している（外フランジ部１６の外周部よりも径方向内側に収まっている）ことが好ましく、第１部分１１ａの外周面１３よりも中心側に位置している（外周面１３よりも径方向内側に収まっている）ことが更に好ましい。
このようにすることにより、リング本体１０の下端部（ロケット５００側の端部）の径が大きい場合に、複数の支持部２２を小径の円周上に配置することが可能となる。よって、ロケット５００に比べて小さい宇宙機３００を、複数の支持部２２によって好適に支持することが可能となる。

次に、本実施形態に係る宇宙機３００について説明する。
図５（ａ）及び図５（ｂ）に示すように、本実施形態に係る宇宙機３００は、上述したロケット結合リング１００と、当該ロケット結合リング１００が装着された宇宙機本体２００と、を備えている。
宇宙機３００は、例えば、人工衛星であることが挙げられる。ただし、宇宙機３００は、探査機等の、人工衛星以外の宇宙空間を航行する航行体であっても良い。

宇宙機本体２００は、例えば、圧力容器２１０と、構体２２０と、を備えている。
構体２２０には、制御機器などの各種の機器が搭載されている。
宇宙機本体２００は、他に、スラスタ、アンテナ、太陽電池及びバッテリ等を備えている。

図６（ａ）及び図６（ｂ）は、宇宙機３００の構成要素のうち、構体２２０の図示を省略して示す図であり、このうち図６（ａ）は斜視図、図６（ｂ）は平面図である。

圧力容器２１０には、燃料と酸化剤とを含む推進剤が充填されている。圧力容器２１０の形状は特に限定されないが、外周面の全体が滑らかな曲面で構成された球状体であることが好ましい。そのような球状体としては、図５（ａ）及び図５（ｂ）に示されるような長円回転体の他、長楕円体などが挙げられる。

圧力容器２１０は、当該圧力容器２１０の外周面２１０ａから外方に突出している被支持部２１１を備えている。この被支持部２１１に対し、ロケット結合リング１００の複数の支持部２２の各々が固定されている。
これにより、ロケット結合リング１００によって、圧力容器２１０、ひいては宇宙機本体２００の全体を支持できるようになっている。

より具体的には、例えば、圧力容器２１０は、複数の被支持部２１１を備え、これら複数の被支持部２１１は、環状に並んで配置されている。そして、これら複数の被支持部２１１が、ロケット結合リング１００の複数の支持部２２にそれぞれ固定されている。すなわち、例えば、圧力容器２１０には、ロケット結合リング１００の支持部２２と同数の被支持部２１１が、複数の支持部２２の配置間隔と同じ配置間隔で形成されており、各支持部２２に対しが、１つずつの被支持部２１１が固定されている。

なお、被支持部２１１は、圧力容器２１０の下部に配置されている。
図７に示すように、被支持部２１１は、例えば、平板状の突出片として形成されており、支持部２２上に重ねて配置されて、支持部２２によって支持される。すなわち、ロケット結合リング１００は、例えば、突出部２１の突出方向における先端部に設けられた支持部２２にて被支持部２１１、ひいては圧力容器２１０を支持する。
被支持部２１１には、当該被支持部２１１を上下に貫通する固定孔２１１ａが形成されている。
図９（ａ）に示すように、ボルト等の止着部材５０によって、支持部２２と被支持部２１１とが相互に固定されている。なお、図７においては、止着部材５０の図示を省略している。

図６（ａ）及び図６（ｂ）に示すように、圧力容器２１０の外周面２１０ａにおいて、被支持部２１１が形成されている部分よりも上側の部分には、外周面２１０ａからそれぞれ外方に突出しているとともに、環状に並んで配置された複数の構体支持部２１２が形成されている。
これら構体支持部２１２は、例えば、被支持部２１１と同様の形状のものである。
構体２２０は、これら構体支持部２１２に固定されている。
これにより、圧力容器２１０は、構体支持部２１２によって構体２２０を支持している（図８（ａ）、図８（ｂ）参照）。

図８（ｂ）は図８（ａ）のＤ−Ｄ線に沿った側断面図である。
図８（ｂ）に示すように、宇宙機３００は、当該宇宙機３００のロケット結合リング１００の下端部が、ロケット５００のＰＡＦ４００に結合されることによって、ロケット５００により支持される。
ＰＡＦ４００は、例えば、環状に形成されており、ロケット５００の先端部に固定されている。

図９（ｂ）に示すように、ＰＡＦ４００の先端には、例えば、外フランジ部４０１が形成されている。
外フランジ部４０１とロケット結合リング１００の下端部の外フランジ部１６とが相互に連結されることにより、宇宙機本体２００がロケット結合リング１００を介してＰＡＦ４００に結合されるようになっている。
外フランジ部４０１と外フランジ部１６との連結は、例えば、マルマンクランプバンドなどの連結部材６００を用いて行うことができる。

なお、図８（ｂ）に示すように、圧力容器２１０は、例えば、ロケット結合リング１００の下端よりも下方に突出した突出部２１０ｂを備えている。この場合、ロケット５００に宇宙機３００が結合された状態で、突出部２１０ｂは、ＰＡＦ４００内に入り込むようになっている。

ここで、圧力容器２１０は、ロードパス（荷重の通り道）を構成している。また、圧力容器２１０を支える複数の突出部２１も、ロードパスを構成している。

以上のような第１の実施形態に係るロケット結合リング１００は、リング本体１０の上端からそれぞれ上方に突出して設けられた複数の突出部２１と、複数の突出部２１の各々の上端部に設けられて宇宙機本体２００を支持する複数の支持部２２と、を備え、複数の突出部２１は、リング本体の周方向において間欠的に配置され、且つ、それぞれリング本体１０の径方向に弾性変形可能である。このため、打ち上げ時にロケット５００から宇宙機本体２００に対して加わる荷重の向きや大きさに応じて、周方向において間欠的に配置された複数の突出部２１が個別に変形することによって、宇宙機本体２００に加わる荷重を吸収することができる。
よって、打ち上げ時に宇宙機本体に加わる予期せぬ応力集中を緩和し、宇宙機本体に加わる機械的な負荷を軽減することができる。

より具体的には、例えば、複数の突出部２１のうちの特定の突出部２１が径方向に変形して荷重を吸収している際にも、他の３つ以上の突出部２１が宇宙機本体２００を支持していることによって、ロケット結合リング１００により宇宙機本体２００を継続的に支持しつつ、宇宙機本体２００に加わる応力を緩和することができる。このため、突出部２１の数は、４つ以上であることが好ましいと言える。

また、打ち上げ時に宇宙機本体２００に対して瞬間的に加わる荷重を、突出部２１が径方向において均一に変形することによっても吸収することができ、このことからも、打ち上げ時に宇宙機本体２００に加わる負担を抑制することができる。

ここで、本実施形態では、圧力容器２１０がロードパスを構成していて、打ち上げ時には、大きな荷重が圧力容器２１０に作用する。
これに対し、本実施形態では、宇宙機３００とロケット５００との間のロードパス（荷重の通り道）に、ストレスリリーフ構造である突出部２１が配置された構造となっているため、圧力容器２１０に加わる予期せぬ応力集中を緩和することができ、圧力容器２１０の負担を抑制することができる。

〔第２の実施形態〕
次に、図１０（ａ）、（ｂ）及び図１１を用いて第２の実施形態に係るロケット結合リング１００を説明する。
上記の第１の実施形態では、突出部２１と支持部２２とが炭素繊維強化樹脂複合材により一体成形されている例を説明した。これに対し、本実施形態の場合、突出部２１と支持部２２とが互いに別部材により構成されている。

ここで、ロケット結合リング１００は、リング本体１０の第２環状部１２の上端の上側に連接されている筒状の起立部７１を備えており、起立部７１は、軸心方向に起立している。
起立部７１において、各突出部２１と対応する部分は、部分的に上方に向けて山型に突出した基端側突出部７１ａとなっており、基端側突出部７１ａは、突出部２１の基端部を構成している。

すなわち、突出部２１は、基端側突出部７１ａと、基端側突出部７１ａから上方に向けて突出している薄板部７２を備えて構成されている。薄板部７２は、基端側突出部７１ａよりも薄い板状に形成されている。
なお、本実施形態の場合、０°方向（軸心方向）に配向している第１炭素繊維を含む第１層（軸心方向配向層）は、薄板部７２と起立部７１とに亘って連続して設けられていることが好ましく、起立部７１と第２環状部１２とに亘って連続して設けられていることが好ましい。

一方、支持部２２は、薄板部７２の上端部の外面に沿って配置されている支持構造体２６と、薄板部７２の上端部の内面に沿って配置されている固定板２７と、を備えて構成されている。すなわち、支持構造体２６と固定板２７とは、薄板部７２の上端部を間に挟んで、径方向における外側と内側とにそれぞれ配置されている。

支持構造体２６は、薄板部７２の上端部の外面に沿って配置される外面側板状部２６ｆと、外面側板状部２６ｆの上端から径方向外方に向けて突出している上側板状部２６ｅと、これら外面側板状部２６ｆと上側板状部２６ｅとの間の部分に形成されている複数のリブ２６ｇ（図１１参照）と、を含んで構成されている。
上側板状部２６ｅの上面は、支持構造体２６が薄板部７２に固定された状態で水平となるようになっている。

更に、支持構造体２６の上側板状部２６ｅには、当該上側板状部２６ｅを上下に貫通する固定孔２６ｂが形成されている。
この固定孔２６ｂは、上記の第１の実施形態における固定孔２３に相当するものであり、固定孔２６ｂを用いて、圧力容器２１０の被支持部２１１を支持構造体２６に対して固定できるようになっている。

上側板状部２６ｅにおいて、固定孔２６ｂが形成されている部位は、局部的に、周囲と比べて厚肉に形成されている。すなわち、上側板状部２６ｅは、部分的に厚肉の厚肉部２６ｄを備えている。これにより、圧力容器２１０の被支持部２１１を上側板状部２６ｅに対して強固に固定することができる。

支持構造体２６の外面側板状部２６ｆには、当該外面側板状部２６ｆを表裏に貫通する固定孔２６ｃ（図１１）が形成されている。固定板２７には、当該固定板２７を表裏に貫通する固定孔２７ａ（図１０（ｂ））が、固定孔２６ｃと対応する位置に形成されている。更に、薄板部７２の上端部には、固定孔２７ａ及び２６ｃと対応する位置に、当該薄板部７２を表裏に貫通する固定孔（不図示）が形成されている。これら固定孔を通して図示しないボルト等の止着部材を止着することによって、薄板部７２の上端部に対して、支持構造体２６及び固定板２７が固定されている。ここで、薄板部７２に対する支持構造体２６及び固定板２７の固定は、ボルト等の止着部材と接着剤とを併用して行うことが好ましい。
なお、支持構造体２６の内面側上部には、下向きの段差面２６ａが形成されており、段差面２６ａが薄板部７２の上端面及び固定板２７の上端面に接している。

ここで、支持部２２を構成する支持構造体２６及び固定板２７は、例えば、金属材料により構成されている。
一方、リング本体１０及び突出部２１（基端側突出部７１ａ及び薄板部７２）は、炭素繊維強化樹脂複合材により一体成形されている。

すなわち、支持部２２は、突出部２１（基端側突出部７１ａ及び薄板部７２）とは別部材の固定板２７及び支持構造体２６を備えて構成されているため、支持部２２を十分な構造的強度のものとして作製することが容易となる。

〔第３の実施形態〕
次に、図１２を用いて第３の実施形態に係るロケット結合リング１００を説明する。
上記の第１及び第２の実施形態では、突出部２１がリング本体１０と一体成形されている例を説明したが、本実施形態の場合、突出部２１は、リング本体１０とは別体に成形された後、リング本体１０に固定されている。
一例として、リング本体１０は、第１及び第２の実施形態と同様に、炭素繊維強化樹脂複合材により形成されている。
一方、突出部２１及び支持部２２は、例えば、金属材料により一体形成されている。

例えば、リング本体１０の第２環状部１２の上端部は、軸心方向に対して平行な筒状の支持壁部１２ａとなっている。
そして、突出部２１の下部は、支持壁部１２ａを挟持できるように二股に分岐した構造の挟持部２５となっている。すなわち、挟持部２５は、径方向において支持壁部１２ａの内側に配置される板状部２５１と、径方向において支持壁部１２ａの外側に配置される板状部２５２と、を備え、板状部２５１と板状部２５２とによって支持壁部１２ａを挟持できるように構成されている。
支持壁部１２ａ、板状部２５１及び板状部２５２には、各々を径方向に貫通する固定孔１９、固定孔２５１ａ及び固定孔２５２ａがそれぞれ形成されている。
例えば、ボルト等の止着部材６０によって、挟持部２５と支持壁部１２ａとが相互に固定されている。

第３の実施形態によれば、靱性に優れる金属材料により構成された突出部２１及び支持部２２によって宇宙機３００を支持することができるため、ロケット結合リング１００の耐久性及び信頼性を十分に確保することができる。

以上、図面を参照して各実施形態を説明したが、これらは本発明の例示であり、上記以外の様々な構成を採用することもできる。

本実施形態は以下の技術思想を包含する。
（１）宇宙機本体に装着されるとともに前記宇宙機本体をロケットに結合させるロケット結合リングであって、環状のリング本体と、前記リング本体の上端からそれぞれ上方に突出して設けられた複数の突出部と、前記複数の突出部の各々の上端部に設けられ、前記宇宙機本体を支持する複数の支持部と、を備え、前記複数の突出部は、前記リング本体の周方向において間欠的に配置され、且つ、それぞれ前記リング本体の径方向に弾性変形可能であるロケット結合リング。
（２）前記複数の突出部の各々は、前記宇宙機本体から支持部を介して下方に作用して当該突出部を圧縮させる荷重を受けるものであり、且つ、リング本体の軸心方向よりも前記リング本体の径方向に変形容易にそれぞれ形成されている（１）に記載のロケット結合リング。
（３）前記リング本体と前記複数の突出部とが炭素繊維強化樹脂複合材により一体成形され、前記軸心方向における前記複数の突出部の各々の圧縮剛性が、前記軸心方向における前記リング本体の圧縮剛性よりも大きくなるように、前記リング本体と前記複数の突出部とにおける炭素繊維の配向性がそれぞれ設定されている（２）に記載のロケット結合リング。
（４）前記リング本体と、前記複数の突出部の各々とは、前記炭素繊維が前記軸心方向に配向している軸心方向配向層をそれぞれ有しており、少なくとも一層の前記軸心方向配向層は、前記リング本体と前記複数の突出部とに亘って連続して設けられており、前記リング本体よりも前記複数の突出部の方が、前記軸心方向配向層の比率が大きい（３）に記載のロケット結合リング。
（５）前記複数の突出部の各々における突出方向先端部よりも、前記複数の突出部の各々における基端部の方が、前記リング本体の周方向に幅広に形成されている（１）から（４）のいずれか一項に記載のロケット結合リング。
（６）前記支持部の各々は、各支持部が設けられている突出部に対して直交している（１）から（５）のいずれか一項に記載のロケット結合リング。
（７）前記リング本体は、前記ロケット側に配置される第１環状部と、前記第１環状部と前記複数の突出部の各々とを相互に連結している第２環状部と、を備え、前記第２環状部は前記複数の突出部側に向けて縮径している（１）から（６）のいずれか一項に記載のロケット結合リング。
（８）前記第１環状部は、前記第２環状部と一体成形された第１部分と、前記第１部分の外周側に固定された第２部分と、を備える（７）に記載のロケット結合リング。
（９）前記リング本体の径方向において、前記複数の支持部の各々が、前記第１部分の外周面よりも中心側に位置している（８）に記載のロケット結合リング。
（１０）（１）から（９）のいずれか一項に記載のロケット結合リングと、前記ロケット結合リングが装着された宇宙機本体と、を備える宇宙機。
（１１）前記宇宙機本体は、圧力容器を備え、
前記圧力容器は、当該圧力容器の外周面から外方に突出している被支持部を備え、前記被支持部に対し、前記ロケット結合リングの前記複数の支持部の各々が固定されている（１０）に記載の宇宙機。

１０ リング本体
１０ａ 開口
１１ 第１環状部
１１ａ 第１部分
１１ｂ 第２部分
１２ 第２環状部
１２ａ 支持壁部
１３ 外周面
１４ 円筒部
１５ テーパー部
１６ 外フランジ部
１７ 内フランジ部
１８ 段差面
１９ 固定孔
２１ 突出部
２１ａ 先端部
２１ｂ 基端部
２２ 支持部
２３ 固定孔
２５ 挟持部
２５１、２５２ 板状部
２５１ａ、２５２ａ 固定孔
２６ 支持構造体
２６ａ 段差面
２６ｂ 固定孔
２６ｃ 固定孔
２６ｄ 厚肉部
２６ｅ 上側板状部
２６ｆ 外面側板状部
２６ｇ リブ
２７ 固定板
２７ａ 固定孔
３０ 間隙
４１ 第１炭素繊維
４２ 第２炭素繊維
４３ 第３炭素繊維
４４ 第４炭素繊維
７１ 起立部
７１ａ 基端側突出部
７２ 薄板部
５０ 止着部材
６０ 止着部材
１００ ロケット結合リング
２００ 宇宙機本体
２１０ 圧力容器
２１０ａ 外周面
２１０ｂ 突出部
２１１ 被支持部
２１１ａ 固定孔
２１２ 構体支持部
２２０ 構体
３００ 宇宙機
４００ ＰＡＦ
４０１ 外フランジ部
５００ ロケット
６００ 連結部材

Claims (2)

1. 宇宙機本体に装着されるとともに前記宇宙機本体をロケットに結合させるロケット結合リングであって、
   環状のリング本体と、
   前記リング本体の上端からそれぞれ上方に突出して設けられた複数の突出部と、
   前記複数の突出部の各々の上端部に設けられ、前記宇宙機本体を支持する複数の支持部と、
   を備え、
   前記複数の突出部は、前記リング本体の周方向において間欠的に配置され、且つ、それぞれ前記リング本体の径方向に弾性変形可能であるロケット結合リング。
2. 請求項１に記載のロケット結合リングと、
   前記ロケット結合リングが装着された宇宙機本体と、
   を備える宇宙機。

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