【発明の詳細な説明】Detailed Description of the Invention
【発明の目的】[Object of the invention]
（産業上の利用分野） この発明は、例えば地球の周回軌道上において超高層
大気圏（地上高度が約100Km〜1000Kmの範囲における大
気圏）内の観測や電気力学的な実験、あるいは極低重力
下での材料実験などのミッションを行うのに利用される
テザード衛星システムに関するものである。 （従来の技術） 従来、上記したようなテザード衛星システムとして
は、例えば第６図に示すようなものがある。 第６図に示すように、従来のテザード衛星システム
は、地球周回軌道上の航行体101から地球方向（第６図
では下方向）へ延長したテザー（TETHER）102の先端に
衛星103をつないでいる。衛星103はあらかじめ航行体10
1に搭載されており、航行体101に設けたテザー繰り出し
・巻き取り装置104によって前記テザー102を繰り出すこ
とにより目的の高度に送られ、所定のミッションを遂行
したのちには、前記テザー繰り出し・巻き取り装置104
によって前記テザー102を巻き取ることにより再び航行
体101に回収される。一例として、航行体101の地球周回
軌道半径は約250Km〜500Km、テザー102の延長距離は数K
m〜100Km程度であり、前記衛星103を反地球方向に送り
出すこともできる。 上記したテザード衛星システムは、1983年の17th Ae
rospase Mechanisms Symposiumにて頒布された「TETH
ERD SATELLITE CONTROL MECHANISM」に記載されてい
る。 （発明が解決しようとする問題点） ところが、上記した従来のテザード衛星システムにあ
っては、例えば超高層大気圏の観測を所定の高度毎に分
けて行う場合、テザー102の繰り出し（あるいは巻き取
り）による衛星103の地球方向に対する降下（あるいは
上昇）を、各所定の高度に到達する毎に停止させて観測
することになるため、すべての所定高度の観測を完了す
るまでに多くの時間を必要とするという問題点がある。 また、各所定高度における観測の間に、航行体101は
地球周回軌道上を移動していることから、各所定高度毎
の周回軌道方向の観測区域にすれを生じることになり、
同一観測区域内での各所定高度の観測結果を得ることが
できないという問題点を有している。 （発明の目的） この発明は、以上のような問題点に着目してなされた
ものであり、例えば超高層大気圏内の観測を所定の高度
毎に分けて行う場合に、各所定高度における観測を同時
に行うことが可能であり、その結果、観測時間の短縮化
を実現できると共に、周回軌道方向の同一観測区域内に
おける各所定高度の観測結果を得ることが可能なテザー
ド衛星システムを提供することを目的としている。(Industrial field of application) This invention is, for example, on the earth's orbit around the earth, observation in the upper atmosphere (atmosphere in the range of ground altitude of about 100km ~ 1000km), electrodynamic experiments, or under extremely low gravity. It is related to the tethered satellite system used for conducting missions such as material experiments. (Prior Art) Conventionally, as a tethered satellite system as described above, for example, there is one as shown in FIG. As shown in FIG. 6, in the conventional tethered satellite system, a satellite 103 is connected to the tip of a tether (TETHER) 102 extending from the navigation body 101 in an orbit around the earth toward the earth (downward in FIG. 6). There is. Satellite 103 has 10
The tether feeding / winding device 104 mounted on the navigation body 101 feeds the tether 102 to the target altitude, and after performing a predetermined mission, the tether feeding / winding device is installed. Taker 104
Then, the tether 102 is wound up to be recovered by the navigation body 101 again. As an example, the orbiting radius of the navigation body 101 is about 250 Km to 500 Km, and the extension distance of the tether 102 is several K.
It is about m to 100 km, and the satellite 103 can also be sent in the anti-earth direction. The above-mentioned tethered satellite system is based on the 1983 17th Ae
"TETH distributed at the rospase Mechanisms Symposium
ERD SATELLITE CONTROL MECHANISM ". (Problems to be solved by the invention) However, in the above-described conventional tethered satellite system, for example, when the observation of the upper atmosphere is carried out at predetermined altitudes, the tether 102 is fed (or wound). Since the descent (or ascent) of the satellite 103 toward the earth due to will be stopped and observed each time each predetermined altitude is reached, it takes a lot of time to complete the observation of all the predetermined altitudes. There is a problem of doing. Further, during the observation at each predetermined altitude, since the navigation body 101 is moving in the orbit around the earth, it causes a slip in the observation area in the orbit direction for each predetermined altitude,
There is a problem that it is not possible to obtain observation results at each predetermined altitude within the same observation area. (Object of the Invention) The present invention has been made in view of the above problems. For example, when the observation in the upper atmosphere is divided into predetermined altitudes, the observation at each predetermined altitude is performed. It is possible to simultaneously perform the observation, and as a result, it is possible to realize a shortened observation time and to provide a tethered satellite system that can obtain observation results at each predetermined altitude in the same observation area in the orbit direction. Has an aim.
【発明の構成】Configuration of the Invention
（問題点を解決するための手段） この発明は、地球周回軌道上の航行体（あるいは母衛
星）から延長させたテザーの先端に衛星（あるいは子衛
星）をつないだテザード衛星システムにおいて、前記航
行体（あるいは母衛星）と衛星（あるいは子衛星）とを
つないでいる１本のテザーに、当該テザー上を個別に移
動可能とした衛星（あるいは子衛星）を複数個設け、前
記複数個の衛星（あるいは子衛星）には、テザー把持装
置をそれぞれ設けた構成としたことを特徴としている。 （実施例） 以下、この発明を図面に基づいて説明する。 第１図〜第５図はこの発明の一実施例によるテザード
衛星システムを示すものであり、この実施例では、地球
周回軌道上において超高層大気圏（地上高度が約100Km
〜1000Kmの範囲の大気圏）内の観測を行うテザード衛星
システムを例に挙げて説明する。 すなわち、図示例のテザード衛星システムは、第１図
に示すように、地球周回軌道上の航行体１から地球Ｅ方
向へ延長させたテザー２の先端2aに、超高層大気圏内の
希薄大気や放射線の観測を行う第１衛星３をつないでい
ると共に、前記航行体１と第１衛星３とをつなぐ１本の
テザー２に、第１衛星３と同様な観測を行う複数個（こ
の実施例では２個）の衛星（第１衛星３側から順に第２
衛星4,第３衛星５）を設けている。前記第１衛星３およ
び第2,第３衛星4,5は、第３図に示すようにして、あら
かじめ、航行体１の底部（第３図下部）に設けた衛星保
持部1aに順次結合固定してあり、この場合、衛星保持部
1aと第３衛星５、および各衛星3,4,5同士は、それぞれ
の結合状態を地上あるいは航行体１からの指令信号など
により解除することができるようにした結合手段６によ
って各々結合してある。 前記第１衛星３は、第１図および第２図に示すよう
に、前記結合手段６による第２衛星４との結合が解除さ
れた状態において、当該第１衛星３の航行体１側に備え
たスラスタ3a（第２図にのみ示す）からのガス噴射や図
示しない分離用スプリングの力および航行体１に内蔵し
てあるモータ７により回動するリール８を備えたテザー
繰り出し・巻き取り装置９のテザー２の繰り出し動作に
よって地球Ｅ方向に下降するようにしてある。また、こ
の第１衛星３には、図示はしないが、あらかじめ設定さ
れた超高層大気圏内における自己の姿勢を維持する姿勢
制御系や、航行体１に対して観測データを出力する送信
機器が搭載してある。 一方、第2,第３衛星4,5は、各々の中心をテザー２が
貫通するようになすことによりこのテザー２上を個別に
移動できるものとしてあり、この場合、第2,第３衛星4,
5の各上下端の中心には、テザー把持装置10がそれぞれ
設けてある。また、第2,第３衛星4,5にはスピン軸（テ
ザー２）まわりの回転制御系や送信機器が備えてある。 ここで、前記テザー把持装置10についてさらに詳述す
れば、テザー把持装置10は、第４図（ａ）に示すよう
に、略円筒状をなす本体11の内側に、テザー２を把持す
るためのコレット12を収納すると共に、本体11の外側
に、駆動源としてのソレノイド13を備えたシリンダ14を
嵌装している。 前記コレット12は、第４図（ｂ）にも示すように、周
方向に複数個（この実施例では４個）分割した磁性体か
らなるチャック用爪12aを本体11の内部に摺動可能に配
設し、同じく本体11の内部に摺動可能に配設した鍔付円
筒状をなす同期用磁石製スライダ15の鍔部分に吸着させ
て各チャック用爪12aの摺動方向における一体的な移動
を可能にしてなるものである。このコレット12の磁石製
スライダ15と、本体11の上端11aの内側にねじ結合した
中空状のセット用スリーブ16との間には、圧縮したコイ
ルスプリング17が、前記セット用スリーブ16の本体11の
内部側に突出する小径部16aに嵌装した状態で設けてあ
り、コレット12は、前記コイルスプリング17の反発力に
よって下方に移動することができるようにしてある。こ
の場合、チャック用爪12aには、本体11の略中央から下
端11b側にかけての内部に形成した先細テーパ部11cに当
接しうるテーパ曲面12bが形成してあり、上記のよう
に、コレット12が下方に移動する際に、チャック用爪12
a同士が互いに接近しかつ本体11の中心に向かって移動
することにより、テザー２を把持することができるよう
にしてある（第５図（ａ），（ｂ）に示す状態）。 また、チャック用爪12aのテーパ曲面12bの上側には断
面が略Ｖ字形をなす環状溝部12cが形成してあると共
に、本体11の略中央にはボール挿通孔11dが形成してあ
り、チャック用爪12aの環状溝部12cと、本体11のボール
挿通孔11dとを合致させ、両者間にロックボール18を挿
入して互いに係合させることにより、コレット12を本体
11の略中央付近に固定しておくこと、すなわち、テザー
２に対してチャック用爪12aが接触しないようにしてお
くことができるようにしてある。この場合、磁石製スラ
イダ15の鍔部に形成した貫通孔15aから、前記セット用
スリーブ16の小径部16aの先端が下方に突出しており、
当該先端に形成した環状斜面16bが、チャック用爪12aに
形成した斜面受12dに当接して、チャック用爪12aを本体
11の内面側に押圧すると共に、前記シリンダ14の略中央
の内側に形成した環状凸部14aによって本体11のボール
挿通孔11dを閉塞して、ロックボール18の抜けを防止す
ることにより、コレット12のテザー解放時における固定
状態を確実に保つことができるようにしてある。 前記シリンダ14は本体11に対してその軸方向に摺動可
能としてあり、その下端14bが本体11の下端11bの外側に
ねじ結合した衛星装着用のフランジ19に当接しうると共
に、前記環状凸部14aが本体11の上端11a側の外周に形成
した段部11eに当接しうるようにしてある。また、この
シリンダ14の上端14cの第４図（ａ）左側にはソレノイ
ド13が装着固定してあって、このソレノイド13は、その
出力軸をロックピン13aとして形成してあり、このロッ
クピン13aは、ソレノイド13の作動時以外は、シリンダ1
4の上端14c側に形成したピン孔14dから本体11側に突出
するようにしてある。この場合、第４図（ａ）に示すよ
うに、シリンダ14の環状凸部14aが本体11のボール挿通
孔11dを閉塞した状態において、本体11のピン孔14dに対
応する位置に環状溝11fを形成して、ピン孔14dを貫通す
るロックピン13aを環状溝11fに係合させることにより、
シリンダ14を上記した状態で固定することができるよう
にしてある。さらに、シリンダ14の下端14b側の内周に
はスプリング受14eが形成してあると共に、このスプリ
ング受14eと前記フランジ19との間にはコイルスプリン
グ20が圧縮した状態で設けてあり、ソレノイド13を作動
してロックピン13aと本体11の環状溝11fとの係合を解除
した際に、前記コイルスプリング20の反発力によって、
シリンダ14を上方向に移動させ、当該シリンダ14の環状
凸部14aの下側に形成した環状凹部14fを本体11のボール
挿通孔11d上に位置させることができるようにしてあ
る。 したがって、上記したテザー把持装置10によるテザー
２の把持要領は、まず、自分自身が搭載している機器等
を作動させることによって、ソレノイド13に通電してロ
ックピン13aを引き込み動作させることによりシリンダ1
4と本体11との係合状態を解除し、コイルスプリング20
の反発力によりシリンダ14を移動させ、その環状凹部14
fを本体11のボール挿通孔11d上に位置させる。このと
き、ボール挿通孔11d内のロックボール18は、コレット1
2のチャック用爪12aの環状溝部12cに押圧されてシリン
ダ14の環状凹部14f側に抜け出る。次いで、ロックボー
ル18によるボール挿通孔11dとの係合が解かれたコレッ
ト12が、第５図（ａ）に示すようにして、コイルスプリ
ング17の反発力により下方向に移動し、チャック爪用12
aが本体11の先細テーパ部11cによって第５図（ｂ）に示
すようにしてつぼめられることにより、テザー２を把持
する。 そこで、このテザード衛星システムの各衛星3,4,5の
観測所定高度への送り込み動作を説明する。 まず、航行体１あるいは地上からの指令信号により、
結合手段６による第１衛星３と第２衛星４との結合が解
除される。次いで、第１衛星３に備えたスラスタ3aのガ
ス噴射や図示しない分離用スプリングの力およびテザー
繰り出し・巻き取り装置９のテザー２の繰り出し動作に
よって第１衛星３は下降を開始する。このとき、第2,第
３衛星4,5に各々備えたテザー把持装置10は、いずれも
第４図（ａ），（ｂ）に示すように、テザー２を捕捉し
ていない状態を保持しており、第１衛星３の下降に何ら
支障を来たすことはない。その後、第１衛星３の航行体
１からの距離が、あらかじめ設定された第２衛星４との
間隔になった時点で、第２衛星４を第３衛星５から切離
す。その後、第２衛星４に設けたテザー把持装置10のソ
レノイド13に通電し、上述したようにしてテザー２を把
持する。このようにして、テザー２に固定された第２衛
星４は、第１衛星３のガス噴射および第１衛星３に作用
する引力によってこれと共に下降する。また、第３衛星
５も同じ要領で航行体１から切離され、各衛星3,4,5は
所定の間隔をもって所定の高度に送られ、超高層大気圏
内の稀薄大気や放射線などの観測を行う。 つまり、超高層大気圏内の複数の所定高度毎における
同時観測がなされることとなり、その結果、従来と比べ
て観測時間の短縮化が図られ、加えて、周回軌道方向の
同一観測区域内における複数の高度の観測データが得ら
れることとなる。 また、各衛星3,4,5からの観測データが航行体１を介
して地上へ送信されるようになせば、各衛星3,4,5に搭
載される送信機器の小形化が図られ、したがって、消費
電力が少なくなることから、航行体１を含めた総重量の
軽減が実現することとなる。 なお、この実施例では、地球周回軌道上において超高
層大気圏内の観測を行うテザード衛星システムを例示し
たが、これとは別に例えば電気力学的な実験を行うミッ
ションにこの発明を適用してもよい。 また、このテザード衛星システムの詳細な構成が上記
実施例に限定されるものではなく、航行体１が母衛星で
あり、衛星3,4,5が子衛星であってもよいし子衛星と孫
衛星をつないでいるテザード衛星システムであってもよ
い。 さらに、前記実施例では、第１衛星３が第２衛星４と
の所定距離まで下降したとき第２衛星４を解除して、そ
して、テザー２に把持させて第１衛星３と共に第２衛星
４を降下させる場合を示したが、第１衛星３を航行体１
と所定距離まで降下させたのち、第２衛星４を解除し、
テザー２に沿って下降させ、第１衛星３との所定距離の
ところでテザー２を把持させる要領としてもよい。(Means for Solving Problems) The present invention relates to a tethered satellite system in which a satellite (or a subsatellite) is connected to the tip of a tether extended from a navigation body (or mother satellite) in an orbit around the earth. A plurality of satellites (or sub-satellites) individually movable on the tether are provided in one tether that connects the body (or mother satellite) and the satellite (or sub-satellite), and the plurality of satellites are provided. (Or a satellite satellite) is characterized by having a tether gripping device. (Example) Hereinafter, the present invention will be described with reference to the drawings. 1 to 5 show a tethered satellite system according to an embodiment of the present invention. In this embodiment, in the orbit around the earth, the upper atmosphere (ground altitude is about 100 km
An explanation will be given by taking a tethered satellite system for observing in the atmosphere of up to 1000 km) as an example. That is, as shown in FIG. 1, the tethered satellite system of the illustrated example has a tip 2a of a tether 2 extended from the navigation body 1 in the orbit around the earth in the direction of the earth E to a dilute atmosphere or radiation in the upper atmosphere. A plurality of observations similar to those of the first satellite 3 are made on one tether 2 which connects the navigation body 1 and the first satellite 3 while connecting the first satellite 3 for making observations (in this embodiment, 2 satellites (second satellite in order from the first satellite 3 side)
Satellite 4 and third satellite 5) are provided. As shown in FIG. 3, the first satellite 3 and the second and third satellites 4 and 5 are sequentially coupled and fixed to a satellite holding portion 1a provided at the bottom of the navigation body 1 (lower portion of FIG. 3) in advance. In this case, the satellite holding unit
The 1a and the third satellite 5, and the respective satellites 3, 4 and 5 are connected to each other by a connecting means 6 capable of releasing the respective connected states by a command signal from the ground or the navigation body 1. is there. As shown in FIGS. 1 and 2, the first satellite 3 is provided on the navigation body 1 side of the first satellite 3 in a state where the coupling with the second satellite 4 is released by the coupling means 6. A tether feeding / winding device 9 provided with a reel 8 which is rotated by gas injection from a thruster 3a (only shown in FIG. 2), the force of a separation spring (not shown), and a motor 7 incorporated in the navigation body 1. It is arranged to descend in the direction of the earth E by the unwinding operation of the tether 2. Further, although not shown, the first satellite 3 is equipped with an attitude control system for maintaining its own attitude in a preset upper atmosphere and a transmitting device for outputting observation data to the navigation body 1. I am doing it. On the other hand, the second and third satellites 4 and 5 are individually movable on the tether 2 by making the tether 2 pass through the centers of the second and third satellites 4 and 5, and in this case, the second and third satellites 4 and ,
A tether gripping device 10 is provided at the center of each of the upper and lower ends of 5. The second and third satellites 4 and 5 are provided with a rotation control system around the spin axis (tether 2) and a transmitting device. Here, the tether gripping device 10 will be described in more detail. As shown in FIG. 4 (a), the tether gripping device 10 holds the tether 2 inside the main body 11 having a substantially cylindrical shape. A collet (12) is housed and a cylinder (14) equipped with a solenoid (13) as a drive source is fitted on the outside of the main body (11). As shown in FIG. 4 (b), the collet 12 has a plurality of (four in this embodiment) circumferentially divided chuck claws 12a made of a magnetic material that can slide inside the main body 11. An integral movement in the sliding direction of each chuck claw 12a by being attracted to the flange portion of the synchronous magnet slider 15 having a flanged cylindrical shape which is also slidably disposed inside the main body 11. Will be possible. A compressed coil spring 17 is provided between the magnet slider 15 of the collet 12 and the hollow set sleeve 16 screwed to the inside of the upper end 11a of the main body 11 of the main body 11 of the set sleeve 16. The collet 12 is provided so as to be fitted in the small diameter portion 16a protruding inward, and the collet 12 can be moved downward by the repulsive force of the coil spring 17. In this case, the chuck claw 12a is formed with a tapered curved surface 12b capable of contacting the tapered taper portion 11c formed inside from the substantial center of the main body 11 to the lower end 11b side, and as described above, the collet 12 is formed. When moving downward, the chuck jaws 12
The tethers 2 can be held by the a's approaching each other and moving toward the center of the main body 11 (states shown in FIGS. 5 (a) and 5 (b)). Further, an annular groove 12c having a substantially V-shaped cross section is formed above the tapered curved surface 12b of the chuck claw 12a, and a ball insertion hole 11d is formed substantially at the center of the main body 11 for chucking. By aligning the annular groove portion 12c of the claw 12a with the ball insertion hole 11d of the main body 11 and inserting the lock ball 18 between them to engage with each other, the collet 12 is attached to the main body.
It is possible to fix it near the center of 11, that is, to prevent the chucking claw 12a from coming into contact with the tether 2. In this case, from the through hole 15a formed in the flange portion of the magnet slider 15, the tip of the small diameter portion 16a of the setting sleeve 16 projects downward,
The annular sloped surface 16b formed at the tip comes into contact with the sloped surface receiver 12d formed on the chuck claw 12a, and the chuck claw 12a is attached to the main body.
While pressing the inner surface of 11 and blocking the ball insertion hole 11d of the main body 11 by the annular projection 14a formed inside the center of the cylinder 14 to prevent the lock ball 18 from coming off, the collet 12 It is designed so that the fixed state when the tether is released can be reliably maintained. The cylinder 14 is slidable in the axial direction with respect to the main body 11, and its lower end 14b can abut on a satellite mounting flange 19 screwed to the outside of the lower end 11b of the main body 11, and the annular convex portion 14a can be brought into contact with a stepped portion 11e formed on the outer periphery of the main body 11 on the upper end 11a side. A solenoid 13 is mounted and fixed on the left side of the upper end 14c of the cylinder 14 in FIG. 4 (a). The solenoid 13 has its output shaft formed as a lock pin 13a. Cylinder 1 except when solenoid 13 is operating
The pin hole 14d formed on the upper end 14c side of 4 protrudes toward the main body 11 side. In this case, as shown in FIG. 4 (a), when the annular projection 14a of the cylinder 14 closes the ball insertion hole 11d of the main body 11, the annular groove 11f is formed at a position corresponding to the pin hole 14d of the main body 11. By forming, by engaging the lock pin 13a penetrating the pin hole 14d to the annular groove 11f,
The cylinder 14 can be fixed in the above-mentioned state. Further, a spring receiver 14e is formed on the inner periphery of the lower end 14b side of the cylinder 14, and a coil spring 20 is provided between the spring receiver 14e and the flange 19 in a compressed state, and the solenoid 13 When the lock pin 13a and the annular groove 11f of the main body 11 are disengaged from each other by the repulsive force of the coil spring 20,
The cylinder 14 is moved upward so that the annular recess 14f formed on the lower side of the annular projection 14a of the cylinder 14 can be positioned above the ball insertion hole 11d of the main body 11. Therefore, the procedure for gripping the tether 2 by the above-described tether gripping device 10 is as follows. First, by actuating a device or the like mounted on the tether 2, the solenoid 13 is energized and the lock pin 13a is retracted to operate.
4 and the engagement state between the main body 11 and the coil spring 20
The cylinder 14 is moved by the repulsive force of the
Position f on the ball insertion hole 11d of the main body 11. At this time, the lock ball 18 in the ball insertion hole 11d is the collet 1
The second chuck claw 12a is pressed by the annular groove 12c and comes out of the cylinder 14 toward the annular recess 14f. Next, the collet 12, which is disengaged from the ball insertion hole 11d by the lock ball 18, is moved downward by the repulsive force of the coil spring 17 as shown in FIG. 12
The tapered taper portion 11c of the main body 11 is squeezed as shown in FIG. 5 (b) to grip the tether 2. Therefore, the operation of sending each satellite 3, 4, 5 of this tethered satellite system to a predetermined observation altitude will be described. First, by the command signal from the navigation body 1 or the ground,
The coupling between the first satellite 3 and the second satellite 4 by the coupling means 6 is released. Then, the first satellite 3 starts to descend by the gas injection of the thruster 3a provided in the first satellite 3, the force of the separation spring (not shown), and the operation of the tether 2 of the tether feeding / winding device 9 to feed. At this time, the tether gripping device 10 provided on each of the second and third satellites 4 and 5 holds the state in which the tether 2 is not captured, as shown in FIGS. 4 (a) and 4 (b). Therefore, the descent of the first satellite 3 will not be hindered. After that, the second satellite 4 is separated from the third satellite 5 when the distance between the first satellite 3 and the navigation body 1 reaches a preset distance from the second satellite 4. After that, the solenoid 13 of the tether gripping device 10 provided on the second satellite 4 is energized to grip the tether 2 as described above. In this way, the second satellite 4 fixed to the tether 2 descends together with the gas injection of the first satellite 3 and the attractive force acting on the first satellite 3. In addition, the third satellite 5 is also separated from the navigation body 1 in the same manner, and the satellites 3, 4 and 5 are sent to a predetermined altitude at predetermined intervals to observe the dilute atmosphere and radiation in the upper atmosphere. To do. In other words, simultaneous observation at multiple predetermined altitudes in the upper atmosphere will be performed, resulting in a shorter observation time than before, and in addition, multiple observations in the same observation area in the orbital direction will occur. The observation data of the altitude of will be obtained. Also, if the observation data from each satellite 3, 4, 5 is transmitted to the ground via the navigation body 1, the size of the transmission equipment mounted on each satellite 3, 4, 5 can be reduced, Therefore, since the power consumption is reduced, the total weight including the navigation body 1 can be reduced. In addition, in this embodiment, the tethered satellite system for observing the upper atmosphere in the orbit around the earth is exemplified, but the present invention may be applied to a mission for conducting an electrodynamic experiment, for example, separately from this. . Further, the detailed configuration of this tethered satellite system is not limited to the above embodiment, the navigation body 1 may be the mother satellite, and the satellites 3, 4, and 5 may be the satellites, or the satellites and the grandchildren. It may be a tethered satellite system connecting satellites. Further, in the above-described embodiment, when the first satellite 3 descends to a predetermined distance from the second satellite 4, the second satellite 4 is released, and then the tether 2 holds the first satellite 3 and the second satellite 4 together. Although the case of lowering the first satellite 3 is shown,
After descending to a predetermined distance, the second satellite 4 is released,
The procedure may be such that the tether 2 is lowered along the tether 2 and held at a predetermined distance from the first satellite 3.
【発明の効果】【The invention's effect】
以上説明してきたように、この発明によれば、上記し
た構成としたため、例えば超高層大気圏内の観測を所定
の高度毎に分けて行う場合に、各所定高度における観測
を同時に行うことが可能となることから、観測時間を大
幅に短縮することができると共に、周回軌道方向の同一
観測区域内における各所定高度の観測データを得ること
が可能になり、加えて、航行体を介して複数の衛星から
の観測データを地上へ送信するようになすことにより、
各衛星に搭載される送信機器を小形化のものとすること
ができ、その結果、航行体を含めた全体の軽量化が実現
可能であるという極めて優れた効果をもたらしうるもの
である。As described above, according to the present invention, because of the above-described configuration, it is possible to simultaneously perform observation at each predetermined altitude when, for example, observation in the upper atmosphere is divided for each predetermined altitude. As a result, the observation time can be greatly shortened, and it becomes possible to obtain observation data at each predetermined altitude in the same observation area in the orbit direction, and in addition, multiple satellites can be transmitted via the navigation body. By transmitting the observation data from the ground,
The transmitting device mounted on each satellite can be miniaturized, and as a result, it is possible to bring about an extremely excellent effect that the overall weight including the navigation body can be reduced.
【図面の簡単な説明】[Brief description of drawings]
第１図，第２図および第３図はこの発明の一実施例によ
るテザード衛星システムの概要を示すものであり、各々
航行体から衛星をすべて切離した際の状況説明図、航行
体から衛星を１個切離した際の状況説明図、および衛星
切離し前の状況説明図、第４図（ａ），（ｂ）は第１図
〜第３図におけるテザー把持装置のテザー把持前の状態
を示すものであり、各々縦断面図および第４図（ａ）の
Ａ−Ａ線断面図、第５図（ａ），（ｂ）はテザー把持装
置のテザー把持後の状態を示すものであり、各々縦断面
図および第５図（ａ）のＢ−Ｂ線断面図、第６図は従来
のテザード衛星システムの概要を示す側面図である。 １……航行体、２……テザー、３……第１衛星（衛
星）、４……第２衛星（衛星）、５……第３衛星（衛
星）、10……テザー把持装置。FIG. 1, FIG. 2 and FIG. 3 show an outline of a tethered satellite system according to an embodiment of the present invention. Each of them is an explanatory view of the situation when all the satellites are separated from the navigation body, and the satellites from the navigation body. A situation explanatory diagram when one is separated, and a situation explanatory diagram before the satellite is separated, and FIGS. 4A and 4B show a state before the tether grasping of the tether grasping device in FIGS. 1 to 3. FIG. 5A and FIG. 5B show a state after the tether gripping of the tether gripping device, respectively. FIG. 6 is a side view showing an outline of a conventional tethered satellite system, and FIG. 6 is a sectional view taken along the line BB of FIG. 1 ... Navigation object, 2 ... Tether, 3 ... First satellite (satellite), 4 ... Second satellite (satellite), 5 ... Third satellite (satellite), 10 ... Tether gripping device.
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 小山 孝一郎 東京都目黒区駒場４丁目６番１号 文部 省宇宙科学研究所内 (56)参考文献 特開 昭58−22799（ＪＰ，Ａ) 米国特許4097010（ＵＳ，Ａ) ─────────────────────────────────────────────────── ─── Continuation of front page (72) Koichiro Koyama 4-6-1 Komaba, Meguro-ku, Tokyo Inside Institute for Space Science Research (56) References JP-A-58-22799 (JP, A) US Patent 4097010 (US, A)