JP3223171B2 - ロケットフェアリングの分割構造および分割方法 - Google Patents
ロケットフェアリングの分割構造および分割方法Info
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
- B64G1/645—Separators
-
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Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、デュアルあるいは
それ以上の複数の衛星打上用のロケットフェアリングの
分割構造および分割方法に関する。
それ以上の複数の衛星打上用のロケットフェアリングの
分割構造および分割方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】図１３は、従来技術のデュアル衛星打上
用のロケットフェアリングの分割構造を示す正面図であ
る。衛星を打ち上げるにあたって、打上効率を向上する
ために、１機の推進用ロケット本体（以下、単に「本
体」という場合がある）１に、２つの衛星２，３が搭載
され、これら２つの衛星２，３が同時に打ち上げられて
いる。本体１の先端部１１には、複数の収容空間４，５
が形成されるフェアリング６が設けられている。フェア
リング６は、各衛星２，３を支持する支持台７，８と、
各衛星２，３を外囲する周壁９，１０とを有する。フェ
アリング６の各収容空間４，５に、各衛星２，３がそれ
ぞれ収容され、これらの衛星２，３は、フェアリング６
内で、支持台７，８に本体１側でそれぞれ支持されてい
る。
用のロケットフェアリングの分割構造を示す正面図であ
る。衛星を打ち上げるにあたって、打上効率を向上する
ために、１機の推進用ロケット本体（以下、単に「本
体」という場合がある）１に、２つの衛星２，３が搭載
され、これら２つの衛星２，３が同時に打ち上げられて
いる。本体１の先端部１１には、複数の収容空間４，５
が形成されるフェアリング６が設けられている。フェア
リング６は、各衛星２，３を支持する支持台７，８と、
各衛星２，３を外囲する周壁９，１０とを有する。フェ
アリング６の各収容空間４，５に、各衛星２，３がそれ
ぞれ収容され、これらの衛星２，３は、フェアリング６
内で、支持台７，８に本体１側でそれぞれ支持されてい
る。
【０００３】図１４は、従来技術のフェアリング６を分
解して示す正面図である。フェアリング６は、複数の分
割体１２〜１５に分割可能である。分割体１２は、円錐
台状の支持台７と、円筒状の周壁部分１６とを有し、支
持台７は、周壁部分１６の軸線方向一端部に連なり、周
壁部分１６に入り込んでいる。支持台７は、本体１の先
端部１１の一部によって構成され、この分割体１２は、
本体１の先端部１１に一体的に固定されている。分割体
１３は、円錐台状の支持台８と、円筒状の周壁部分１７
とを有し、支持台８は、周壁部分１７の軸線方向一端部
に連なって、周壁部分１７から先細状に突出している。
この分割体１３は、周壁部分１７の軸線方向他端部で、
分割体１２の周壁部分１６の軸線方向他端部に結合解除
可能に結合されている。各分割体１２，１３によって収
容空間４が規定され、この収容空間４内の衛星２を外囲
する周壁９は、各周壁部分１６，１７から成る。
解して示す正面図である。フェアリング６は、複数の分
割体１２〜１５に分割可能である。分割体１２は、円錐
台状の支持台７と、円筒状の周壁部分１６とを有し、支
持台７は、周壁部分１６の軸線方向一端部に連なり、周
壁部分１６に入り込んでいる。支持台７は、本体１の先
端部１１の一部によって構成され、この分割体１２は、
本体１の先端部１１に一体的に固定されている。分割体
１３は、円錐台状の支持台８と、円筒状の周壁部分１７
とを有し、支持台８は、周壁部分１７の軸線方向一端部
に連なって、周壁部分１７から先細状に突出している。
この分割体１３は、周壁部分１７の軸線方向他端部で、
分割体１２の周壁部分１６の軸線方向他端部に結合解除
可能に結合されている。各分割体１２，１３によって収
容空間４が規定され、この収容空間４内の衛星２を外囲
する周壁９は、各周壁部分１６，１７から成る。
【０００４】各分割体１４，１５は、衛星３を外囲する
周壁部分であり、半円筒状部分１８，１９と、半円錐状
部分２０，２１とをそれぞれ有し、相互に結合解除可能
に結合され、この結合された状態で、軸線方向一端部が
先細状となって塞がれる有底筒状となる。各分割体１
４，１５は、有底筒状となるように相互に結合された状
態で、開放される軸線方向他端部側において、各半周壁
部分１８，１９が各分割体１３の周壁部分１７の軸線方
向一端部に、結合解除可能にそれぞれ結合されている。
この状態で、支持台８は、各半円筒状部分１８，１９に
よって形成される円筒内に入り込んでいる。各分割体１
４，１５および支持台８によって収容空間５が規定さ
れ、この収容空間５内の衛星３を外囲する周壁１０は、
各分割体１４，１５から成る。
周壁部分であり、半円筒状部分１８，１９と、半円錐状
部分２０，２１とをそれぞれ有し、相互に結合解除可能
に結合され、この結合された状態で、軸線方向一端部が
先細状となって塞がれる有底筒状となる。各分割体１
４，１５は、有底筒状となるように相互に結合された状
態で、開放される軸線方向他端部側において、各半周壁
部分１８，１９が各分割体１３の周壁部分１７の軸線方
向一端部に、結合解除可能にそれぞれ結合されている。
この状態で、支持台８は、各半円筒状部分１８，１９に
よって形成される円筒内に入り込んでいる。各分割体１
４，１５および支持台８によって収容空間５が規定さ
れ、この収容空間５内の衛星３を外囲する周壁１０は、
各分割体１４，１５から成る。
【０００５】このようなフェアリング６に収容される各
衛星２，３は、周壁９，１０が分割されることによっ
て、各収容空間４，５が開放され、各支持台７，８から
分離されて放てきされる。詳しく述べると、まず各分割
体１４，１５が、相互にかつ分割体１３から結合解除さ
れて、周壁１０が軸線を含む分割面で、いわば縦割りで
分割されて、衛星３から離反するように開頭され、収容
空間５が開放され、衛星３が支持台８から分離されて放
てきされる。次に分割体１３が、分割体１２から結合解
除されて、周壁９が軸線に垂直な分割面で、いわば横割
りで分割されて、衛星２から離反するように開頭され、
収容空間４が開放され、衛星２が支持台７から分離され
て放てきされる。
衛星２，３は、周壁９，１０が分割されることによっ
て、各収容空間４，５が開放され、各支持台７，８から
分離されて放てきされる。詳しく述べると、まず各分割
体１４，１５が、相互にかつ分割体１３から結合解除さ
れて、周壁１０が軸線を含む分割面で、いわば縦割りで
分割されて、衛星３から離反するように開頭され、収容
空間５が開放され、衛星３が支持台８から分離されて放
てきされる。次に分割体１３が、分割体１２から結合解
除されて、周壁９が軸線に垂直な分割面で、いわば横割
りで分割されて、衛星２から離反するように開頭され、
収容空間４が開放され、衛星２が支持台７から分離され
て放てきされる。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】図１５は、フェアリン
グ６を示す断面図である。この従来技術のフェアリング
６では、本体１寄りに配置される衛星２が収容される収
容空間４は、前述のように周壁９が横割りに分離されて
開放され、さらに周壁９の一部を構成する周壁部分１６
は、衛星２の本体１寄りの部分を外囲した状態で保持さ
れている。また衛星２は、フェアリング６の軸線方向に
平行に、かつ衛星２が角変位することなく、支持台７か
ら分離して放てきすることが困難であり、衛星２の放て
き方向の誤差、すなわちフェアリング６の軸線方向から
のずれ、および衛星２の角変位動作が生じてしまう場合
がある。したがって衛星２の本体１寄りの部分を、外周
面が周壁部分１６と同様に円筒状となるように形成する
と、衛星２の放てき方向の誤差、および衛星２の角変位
などによって、衛星２の放てき時に、衛星２の本体１寄
りの部分に、周壁部分１６が干渉するおそれがある。
グ６を示す断面図である。この従来技術のフェアリング
６では、本体１寄りに配置される衛星２が収容される収
容空間４は、前述のように周壁９が横割りに分離されて
開放され、さらに周壁９の一部を構成する周壁部分１６
は、衛星２の本体１寄りの部分を外囲した状態で保持さ
れている。また衛星２は、フェアリング６の軸線方向に
平行に、かつ衛星２が角変位することなく、支持台７か
ら分離して放てきすることが困難であり、衛星２の放て
き方向の誤差、すなわちフェアリング６の軸線方向から
のずれ、および衛星２の角変位動作が生じてしまう場合
がある。したがって衛星２の本体１寄りの部分を、外周
面が周壁部分１６と同様に円筒状となるように形成する
と、衛星２の放てき方向の誤差、および衛星２の角変位
などによって、衛星２の放てき時に、衛星２の本体１寄
りの部分に、周壁部分１６が干渉するおそれがある。
【０００７】このうな干渉を防ぐためには、衛星２の包
絡領域２７、すなわち搭載できる衛星の形状が、小さく
なってしまう。つまり本体１から離反する側の衛星３の
包絡領域２８は、本体１寄りの部分を円筒状とすること
ができるのに対して、衛星２の包絡領域２７は、本体１
寄りの部分を先細の円錐台状にしなければならない。し
たがって衛星２の包絡領域２７は、衛星３の包絡領域２
８と、同一の外径の円筒状の領域を確保ることができ
ず、小さくなってしまう。
絡領域２７、すなわち搭載できる衛星の形状が、小さく
なってしまう。つまり本体１から離反する側の衛星３の
包絡領域２８は、本体１寄りの部分を円筒状とすること
ができるのに対して、衛星２の包絡領域２７は、本体１
寄りの部分を先細の円錐台状にしなければならない。し
たがって衛星２の包絡領域２７は、衛星３の包絡領域２
８と、同一の外径の円筒状の領域を確保ることができ
ず、小さくなってしまう。
【０００８】したがって本発明の目的は、１機の推進用
ロケット本体に複数の搭載物を搭載するときに、本体寄
りに配置される搭載物の広い包絡領域を得ることができ
るロケットフェアリングの分割構造および分割方法を提
供することである。
ロケット本体に複数の搭載物を搭載するときに、本体寄
りに配置される搭載物の広い包絡領域を得ることができ
るロケットフェアリングの分割構造および分割方法を提
供することである。
【０００９】
【課題を解決するための手段】本発明は、推進用ロケッ
ト本体の先端部に、搭載物を収容する複数の収容空間が
形成されるフェアリングが設けられ、このフェアリング
は、各搭載物を支持する支持台と、各搭載物を外囲する
周壁とを有し、各搭載物は、各収容空間内で支持台によ
って推進用ロケット本体側で支持され、各搭載物を支持
台から分離するときに、各搭載物を外囲する周壁を分割
して、その搭載物が収容される収容空間を開放するロケ
ットフェアリングの分割構造において、最も推進用ロケ
ット本体寄りに配置される搭載物を外囲する周壁は、そ
の軸線を含む平面で相互に分割可能な各周壁部分から成
り、各周壁部分を、推進用ロケット本体寄りの端部にお
ける周方向両端部間の中央位置で、最も推進用ロケット
本体寄りに配置される搭載物を支持する支持台に連結す
るためのヒンジ手段が設けられ、最も推進用ロケット本
体寄りに配置される搭載物を外囲する各周壁部分に、推
進用ロケット本体から離反する側の端部が相互に離反す
るようにヒンジ手段を中心にして角変位させる力を与え
る開頭手段が設けられ、最も推進用ロケット本体寄りに
配置される搭載物を支持する支持台は、ロケット本体と
一体に形成され、最も推進用ロケット本体寄りに配置さ
れる搭載物を外囲する各外周壁部分を、最も推進用ロケ
ット本体寄りに配置される搭載物の放てき時に干渉しな
い保持角度位置まで角変位された状態で、保持するため
の保持手段が設けられることを特徴とするロケットフェ
アリングの分割構造である。
ト本体の先端部に、搭載物を収容する複数の収容空間が
形成されるフェアリングが設けられ、このフェアリング
は、各搭載物を支持する支持台と、各搭載物を外囲する
周壁とを有し、各搭載物は、各収容空間内で支持台によ
って推進用ロケット本体側で支持され、各搭載物を支持
台から分離するときに、各搭載物を外囲する周壁を分割
して、その搭載物が収容される収容空間を開放するロケ
ットフェアリングの分割構造において、最も推進用ロケ
ット本体寄りに配置される搭載物を外囲する周壁は、そ
の軸線を含む平面で相互に分割可能な各周壁部分から成
り、各周壁部分を、推進用ロケット本体寄りの端部にお
ける周方向両端部間の中央位置で、最も推進用ロケット
本体寄りに配置される搭載物を支持する支持台に連結す
るためのヒンジ手段が設けられ、最も推進用ロケット本
体寄りに配置される搭載物を外囲する各周壁部分に、推
進用ロケット本体から離反する側の端部が相互に離反す
るようにヒンジ手段を中心にして角変位させる力を与え
る開頭手段が設けられ、最も推進用ロケット本体寄りに
配置される搭載物を支持する支持台は、ロケット本体と
一体に形成され、最も推進用ロケット本体寄りに配置さ
れる搭載物を外囲する各外周壁部分を、最も推進用ロケ
ット本体寄りに配置される搭載物の放てき時に干渉しな
い保持角度位置まで角変位された状態で、保持するため
の保持手段が設けられることを特徴とするロケットフェ
アリングの分割構造である。
【００１０】本発明に従えば、推進用ロケット本体の先
端部に設けられるフェアリングには、複数の搭載物が各
収容空間に収容され、各搭載物は、各搭載物を外囲する
周壁が分割されて開頭され、収容空間が開放された状態
で、支持台から分離されて放てきされる。フェアリング
は、各搭載物を支持する各支持台と、各搭載物を外囲す
る各周壁とを有する。最も推進用ロケット本体寄りの搭
載物を外囲する周壁は、相互に分割可能な各周壁部分か
ら成る。このような各周壁部分は、推進用ロケット本体
寄りの端部における周方向の中央位置で、ヒンジ手段に
よって、支持台に連結される。最も推進用ロケット本体
寄りに配置される搭載物に対して推進用ロケット本体か
ら離反する側に配置される他の搭載物が放てきされた
後、最も推進用ロケット本体寄りに配置される搭載物を
放てきするにあたっては、他の搭載物を支持する支持台
が分割され、さらに最も推進用ロケット本体寄りに配置
される搭載物を外囲する周壁が各周壁部分に分割され
る。最も推進用ロケット本体寄りに配置される搭載物を
外囲する各周壁部分は、開頭手段によってヒンジ手段を
中心にして角変位させる力が与えられ、推進用ロケット
本体寄りの端部が支持台に連結された状態で角変位さ
れ、搭載物を放てきする放てき方向前方が広く開放され
る。さらにこの各周壁部分は、搭載物の放てき時に干渉
しない保持角度位置まで角変位された状態で保持手段に
よって保持される。最も推進用ロケット本体寄りに配置
される搭載物を外囲する各周壁部分を、支持台から分割
して角変位させ保持することによって、この最も推進用
ロケット本体寄りの搭載物を放てきするときに、各周壁
部分は搭載物に近接しておらず、かつ放てき方向前方に
広く開放領域が確実に確保され、この最も推進用ロケッ
ト本体寄りの搭載物が、分割前の周壁によって規定され
る収容空間よりもわずかに小さいだけの搭載物であっ
て、しかもこの搭載物が、フェアリングの軸線から傾斜
してずれた方向に、および／または角変位運動しながら
放てきされても、各周壁部分が搭載物に干渉してしまう
ことを防ぐことができる。したがって収容空間に可及的
に大きな搭載物の包絡領域を得ることができる。最も推
進用ロケット本体寄りに配置される搭載物を支持する支
持台は、推進用ロケット本体に一体に形成されており、
したがって上述のように最も推進用ロケット本体寄りに
配置される搭載物を外囲する各周壁部分を、支持台に係
合される状態で保持することによって、これら各周壁部
分が推進用ロケット本体から分離されてしまうことを防
ぐことができる。さらに保持手段は、各周壁部分が搭載
物に近づく方向に戻ることを防ぐことがきる。このよう
に最も推進用ロケット本体寄りの搭載物のための可及的
に大きな包絡領域を得ることができるとともに、さらに
加えて最も推進用ロケット本体寄りの搭載物の支持台お
よび周壁部分を、推進用ロケット本体に連結した状態を
保ち、単独で分散される分割体の個数を少なくし、宇宙
空間、軌道上に放てきされるコンタミネーションを減少
することができる。
端部に設けられるフェアリングには、複数の搭載物が各
収容空間に収容され、各搭載物は、各搭載物を外囲する
周壁が分割されて開頭され、収容空間が開放された状態
で、支持台から分離されて放てきされる。フェアリング
は、各搭載物を支持する各支持台と、各搭載物を外囲す
る各周壁とを有する。最も推進用ロケット本体寄りの搭
載物を外囲する周壁は、相互に分割可能な各周壁部分か
ら成る。このような各周壁部分は、推進用ロケット本体
寄りの端部における周方向の中央位置で、ヒンジ手段に
よって、支持台に連結される。最も推進用ロケット本体
寄りに配置される搭載物に対して推進用ロケット本体か
ら離反する側に配置される他の搭載物が放てきされた
後、最も推進用ロケット本体寄りに配置される搭載物を
放てきするにあたっては、他の搭載物を支持する支持台
が分割され、さらに最も推進用ロケット本体寄りに配置
される搭載物を外囲する周壁が各周壁部分に分割され
る。最も推進用ロケット本体寄りに配置される搭載物を
外囲する各周壁部分は、開頭手段によってヒンジ手段を
中心にして角変位させる力が与えられ、推進用ロケット
本体寄りの端部が支持台に連結された状態で角変位さ
れ、搭載物を放てきする放てき方向前方が広く開放され
る。さらにこの各周壁部分は、搭載物の放てき時に干渉
しない保持角度位置まで角変位された状態で保持手段に
よって保持される。最も推進用ロケット本体寄りに配置
される搭載物を外囲する各周壁部分を、支持台から分割
して角変位させ保持することによって、この最も推進用
ロケット本体寄りの搭載物を放てきするときに、各周壁
部分は搭載物に近接しておらず、かつ放てき方向前方に
広く開放領域が確実に確保され、この最も推進用ロケッ
ト本体寄りの搭載物が、分割前の周壁によって規定され
る収容空間よりもわずかに小さいだけの搭載物であっ
て、しかもこの搭載物が、フェアリングの軸線から傾斜
してずれた方向に、および／または角変位運動しながら
放てきされても、各周壁部分が搭載物に干渉してしまう
ことを防ぐことができる。したがって収容空間に可及的
に大きな搭載物の包絡領域を得ることができる。最も推
進用ロケット本体寄りに配置される搭載物を支持する支
持台は、推進用ロケット本体に一体に形成されており、
したがって上述のように最も推進用ロケット本体寄りに
配置される搭載物を外囲する各周壁部分を、支持台に係
合される状態で保持することによって、これら各周壁部
分が推進用ロケット本体から分離されてしまうことを防
ぐことができる。さらに保持手段は、各周壁部分が搭載
物に近づく方向に戻ることを防ぐことがきる。このよう
に最も推進用ロケット本体寄りの搭載物のための可及的
に大きな包絡領域を得ることができるとともに、さらに
加えて最も推進用ロケット本体寄りの搭載物の支持台お
よび周壁部分を、推進用ロケット本体に連結した状態を
保ち、単独で分散される分割体の個数を少なくし、宇宙
空間、軌道上に放てきされるコンタミネーションを減少
することができる。
【００１１】本発明において、「開頭」は、搭載物を放
てきするために、収容空間を開放することができるよう
に、周壁部分などを変位させることを意味し、周壁部分
などは、他の部分から完全に分離されてもよく、また他
の部分とヒンジまたは索条などによって係合されていて
もよい。
てきするために、収容空間を開放することができるよう
に、周壁部分などを変位させることを意味し、周壁部分
などは、他の部分から完全に分離されてもよく、また他
の部分とヒンジまたは索条などによって係合されていて
もよい。
【００１２】
【００１３】
【００１４】また本発明は、最も推進用ロケット本体寄
りに配置される搭載物に対して推進用ロケット本体から
離反する側において隣接して配置される搭載物を支持す
る支持台は、前記最も推進用ロケット本体寄りに配置さ
れる搭載物を外囲する周壁の周壁部分に一体的に設けら
れることを特徴とする。
りに配置される搭載物に対して推進用ロケット本体から
離反する側において隣接して配置される搭載物を支持す
る支持台は、前記最も推進用ロケット本体寄りに配置さ
れる搭載物を外囲する周壁の周壁部分に一体的に設けら
れることを特徴とする。
【００１５】本発明に従えば、推進用ロケット本体から
離反する側において隣接する搭載物を支持する支持台
は、最も推進用ロケット本体寄りの搭載物を外囲する周
壁部分に一体的に設けられる。これによって分割される
フェアリングの分割数を少なくし、他の部分と分離され
てしまい単独で分散される分割体の個数を少なくするこ
とができる。
離反する側において隣接する搭載物を支持する支持台
は、最も推進用ロケット本体寄りの搭載物を外囲する周
壁部分に一体的に設けられる。これによって分割される
フェアリングの分割数を少なくし、他の部分と分離され
てしまい単独で分散される分割体の個数を少なくするこ
とができる。
【００１６】
【００１７】
【００１８】
【００１９】
【００２０】さらに本発明は、推進用ロケット本体の先
端部に、搭載物を収容する複数の収容空間が形成される
フェアリングが設けられ、このフェアリングは、各搭載
物を支持する支持台と、各搭載物を外囲する周壁とを有
し、各搭載物は、各収容空間内で支持台によって推進用
ロケット本体側で支持され、各搭載物を支持台から分離
するときに、各搭載物を外囲する周壁を分割して、その
搭載物が収容される収容空間を開放するロケットフェア
リングの分割方法において、最も推進用ロケット本体寄
りに配置される搭載物を外囲する周壁は、その軸線を含
む平面で相互に分割可能な各周壁部分から成り、各周壁
部分を、ロケット本体寄りの端部における周方向両端部
間の中央位置で、各周壁部分が外囲する搭載物を支持す
る支持台に、ヒンジ手段によって連結し、最も推進用ロ
ケット本体寄りに配置される搭載物を支持する支持台
を、ロケット本体と一体に形成し、最も推進用ロケット
本体寄りに配置される搭載物に対して推進用ロケット本
体から離反する側に配置される他の搭載物を、この他の
搭載物を外囲する周壁を分割して、この他の搭載物が収
容される収容空間を開放した後に放てきし、前記他の搭
載物を支持する支持台を放てきするとともに、最も推進
用ロケット本体寄りに配置される搭載物を外囲する周壁
を、各周壁部分に分割し、これら各周壁部分を、推進用
ロケット本体に離反する側の端部が相互に離反するよう
に角変位させ、最も推進用ロケット本体寄りに配置され
る搭載物の放てき時に干渉しない保持角度位置まで角変
位させて、保持することを特徴とするロケットフェアリ
ングの分割方法である。
端部に、搭載物を収容する複数の収容空間が形成される
フェアリングが設けられ、このフェアリングは、各搭載
物を支持する支持台と、各搭載物を外囲する周壁とを有
し、各搭載物は、各収容空間内で支持台によって推進用
ロケット本体側で支持され、各搭載物を支持台から分離
するときに、各搭載物を外囲する周壁を分割して、その
搭載物が収容される収容空間を開放するロケットフェア
リングの分割方法において、最も推進用ロケット本体寄
りに配置される搭載物を外囲する周壁は、その軸線を含
む平面で相互に分割可能な各周壁部分から成り、各周壁
部分を、ロケット本体寄りの端部における周方向両端部
間の中央位置で、各周壁部分が外囲する搭載物を支持す
る支持台に、ヒンジ手段によって連結し、最も推進用ロ
ケット本体寄りに配置される搭載物を支持する支持台
を、ロケット本体と一体に形成し、最も推進用ロケット
本体寄りに配置される搭載物に対して推進用ロケット本
体から離反する側に配置される他の搭載物を、この他の
搭載物を外囲する周壁を分割して、この他の搭載物が収
容される収容空間を開放した後に放てきし、前記他の搭
載物を支持する支持台を放てきするとともに、最も推進
用ロケット本体寄りに配置される搭載物を外囲する周壁
を、各周壁部分に分割し、これら各周壁部分を、推進用
ロケット本体に離反する側の端部が相互に離反するよう
に角変位させ、最も推進用ロケット本体寄りに配置され
る搭載物の放てき時に干渉しない保持角度位置まで角変
位させて、保持することを特徴とするロケットフェアリ
ングの分割方法である。
【００２１】本発明に従えば、推進用ロケット本体の先
端部に設けられるフェアリングには、複数の搭載物が各
収容空間に収容され、各搭載物は、各搭載物を外囲する
周壁が分割されて開頭され、収容空間が開放された状態
で、支持台から分離されて放てきされる。フェアリング
は、各搭載物を支持する各支持台と、各搭載物を外囲す
る各周壁とを有する。最も推進用ロケット本体寄りの搭
載物を外囲する周壁は、相互に分割可能な各周壁部分か
ら成る。このような各周壁部分は、推進用ロケット本体
寄りの端部における周方向の中央位置で、ヒンジ手段に
よって、支持台に連結される。最も推進用ロケット本体
寄りに配置される搭載物に対して推進用ロケット本体か
ら離反する側に配置される他の搭載物が放てきされた
後、最も推進用ロケット本体寄りに配置される搭載物を
放てきするにあたっては、他の搭載物を支持する支持台
が分割され、さらに最も推進用ロケット本体寄りに配置
される搭載物を外囲する周壁が各周壁部分に分割され
る。最も推進用ロケット本体寄りに配置される搭載物を
外囲する各周壁部分は、開頭手段によってヒンジ手段を
中心にして角変位させる力が与えられ、推進用ロケット
本体寄りの端部が支持台に連結された状態で角変位さ
れ、搭載物を放てきする放てき方向前方が広く開放され
る。さらにこの各周壁部分は、搭載物の放てき時に干渉
しない保持角度位置まで角変位された状態で保持手段に
よって保持される。最も推進用ロケット本体寄りに配置
される搭載物を外囲する各周壁部分を、支持台から分割
して角変位させ保持することによって、この最も推進用
ロケット本体寄りの搭載物を放てきするときに、各周壁
部分は搭載物に近接しておらず、かつ放てき方向前方に
広く開放領域が確実に確保され、この最も推進用ロケッ
ト本体寄りの搭載物が、分割前の周壁によって規定され
る収容空間よりもわずかに小さいだけの搭載物であっ
て、しかもこの搭載物が、フェアリングの軸線から傾斜
してずれた方向に、および／または角変位運動しながら
放てきされても、各周壁部分が搭載物に干渉してしまう
ことを防ぐことができる。したがって収容空間に可及的
に大きな搭載物の包絡領域を得ることができる。最も推
進用ロケット本体寄りに配置される搭載物を支持する支
持台は、推進用ロケット本体に一体に形成されており、
したがって上述のように最も推進用ロケット本体寄りに
配置される搭載物を外囲する各周壁部分を、支持台に係
合される状態で保持することによって、これら各周壁部
分が推進用ロケット本体から分離されてしまうことを防
ぐことができる。さらに保持手段は、各周壁部分が搭載
物に近づく方向に戻ることを防ぐことがきる。このよう
に最も推進用ロケット本体寄りの搭載物のための可及的
に大きな包絡領域を得ることができるとともに、さらに
加えて最も推進用ロケット本体寄りの搭載物の支持台お
よび周壁部分を、推進用ロケット本体に連結した状態を
保ち、単独で分散される分割体の個数を少なくし、宇宙
空間、軌道上に放てきされるコンタミネーションを減少
することができる。
端部に設けられるフェアリングには、複数の搭載物が各
収容空間に収容され、各搭載物は、各搭載物を外囲する
周壁が分割されて開頭され、収容空間が開放された状態
で、支持台から分離されて放てきされる。フェアリング
は、各搭載物を支持する各支持台と、各搭載物を外囲す
る各周壁とを有する。最も推進用ロケット本体寄りの搭
載物を外囲する周壁は、相互に分割可能な各周壁部分か
ら成る。このような各周壁部分は、推進用ロケット本体
寄りの端部における周方向の中央位置で、ヒンジ手段に
よって、支持台に連結される。最も推進用ロケット本体
寄りに配置される搭載物に対して推進用ロケット本体か
ら離反する側に配置される他の搭載物が放てきされた
後、最も推進用ロケット本体寄りに配置される搭載物を
放てきするにあたっては、他の搭載物を支持する支持台
が分割され、さらに最も推進用ロケット本体寄りに配置
される搭載物を外囲する周壁が各周壁部分に分割され
る。最も推進用ロケット本体寄りに配置される搭載物を
外囲する各周壁部分は、開頭手段によってヒンジ手段を
中心にして角変位させる力が与えられ、推進用ロケット
本体寄りの端部が支持台に連結された状態で角変位さ
れ、搭載物を放てきする放てき方向前方が広く開放され
る。さらにこの各周壁部分は、搭載物の放てき時に干渉
しない保持角度位置まで角変位された状態で保持手段に
よって保持される。最も推進用ロケット本体寄りに配置
される搭載物を外囲する各周壁部分を、支持台から分割
して角変位させ保持することによって、この最も推進用
ロケット本体寄りの搭載物を放てきするときに、各周壁
部分は搭載物に近接しておらず、かつ放てき方向前方に
広く開放領域が確実に確保され、この最も推進用ロケッ
ト本体寄りの搭載物が、分割前の周壁によって規定され
る収容空間よりもわずかに小さいだけの搭載物であっ
て、しかもこの搭載物が、フェアリングの軸線から傾斜
してずれた方向に、および／または角変位運動しながら
放てきされても、各周壁部分が搭載物に干渉してしまう
ことを防ぐことができる。したがって収容空間に可及的
に大きな搭載物の包絡領域を得ることができる。最も推
進用ロケット本体寄りに配置される搭載物を支持する支
持台は、推進用ロケット本体に一体に形成されており、
したがって上述のように最も推進用ロケット本体寄りに
配置される搭載物を外囲する各周壁部分を、支持台に係
合される状態で保持することによって、これら各周壁部
分が推進用ロケット本体から分離されてしまうことを防
ぐことができる。さらに保持手段は、各周壁部分が搭載
物に近づく方向に戻ることを防ぐことがきる。このよう
に最も推進用ロケット本体寄りの搭載物のための可及的
に大きな包絡領域を得ることができるとともに、さらに
加えて最も推進用ロケット本体寄りの搭載物の支持台お
よび周壁部分を、推進用ロケット本体に連結した状態を
保ち、単独で分散される分割体の個数を少なくし、宇宙
空間、軌道上に放てきされるコンタミネーションを減少
することができる。
【００２２】
【発明の実施の形態】図１は、本発明の実施の一形態の
ロケットフェアリングの分割構造が実施されるフェアリ
ング３０を示す正面図である。フェアリング３０は、デ
ュアル衛星打上用のフェアリングであって、衛星を打ち
上げるときの効率を向上するために、１機の推進用ロケ
ット本体（以下、単に「本体」という場合がある）３１
に、２つの人工衛星（以下、単に「衛星」という場合が
ある）３２，３３を搭載して、これら２つの衛星３２，
３３を同時に打ち上げるために用いられる。フェアリン
グ３０は、ロケットエンジンによって推進力を発生する
本体３１の先端部３５に設けられ、複数、本実施の形態
では衛星と同数の２つの収容空間３６，３７が形成され
る。このフェアリング３０は、各衛星３２，３３を支持
する支持台５１，５４と、各衛星３２，３３を外囲する
周壁４３，４４とを有する。各衛星３２，３３は、各収
容空間３６，３７に個別に収容され、各収容空間３６，
３７内で、各支持台５１，５４によって、本体３１側で
それぞれ支持されている。
ロケットフェアリングの分割構造が実施されるフェアリ
ング３０を示す正面図である。フェアリング３０は、デ
ュアル衛星打上用のフェアリングであって、衛星を打ち
上げるときの効率を向上するために、１機の推進用ロケ
ット本体（以下、単に「本体」という場合がある）３１
に、２つの人工衛星（以下、単に「衛星」という場合が
ある）３２，３３を搭載して、これら２つの衛星３２，
３３を同時に打ち上げるために用いられる。フェアリン
グ３０は、ロケットエンジンによって推進力を発生する
本体３１の先端部３５に設けられ、複数、本実施の形態
では衛星と同数の２つの収容空間３６，３７が形成され
る。このフェアリング３０は、各衛星３２，３３を支持
する支持台５１，５４と、各衛星３２，３３を外囲する
周壁４３，４４とを有する。各衛星３２，３３は、各収
容空間３６，３７に個別に収容され、各収容空間３６，
３７内で、各支持台５１，５４によって、本体３１側で
それぞれ支持されている。
【００２３】図２は、フェアリング３０を分解して示す
正面図である。図１をも併せて参照して、フェアリング
３０は、複数の分割体５１〜５６に分割可能である。分
割体５１は、円錐台状の支持台５１から成り、本実施の
形態では、この分割体５１は、本体３１の先端部３５に
一体に形成されている。各分割体５２，５３は、直円筒
状の周壁４３を軸線を含む平面で分離した半直円筒状の
周壁部分であり、直円筒状となるように、相互に結合解
除可能に結合される。さらに各分割体５２，５３は直円
筒状に結合された状態で、軸線方向一端部が、本体３１
の先端部３５である分割体５１の大径となる軸線方向一
端部に、結合解除可能に結合されている。各分割体５
２，５３が分割体５１に結合された状態では、分割体５
１は、各分割体５２，５３から成る直円筒内に、突出し
て入り込んでいる。分割体５４は、支持台５４であっ
て、円錐台状の支持部４１と、直円筒状の外周部分６０
とを有し、支持部４１は、外周部分６０の軸線方向一端
部に連なって、外周部分６０から離反するように先細状
に突出している。この分割体５４は、外周部分６０の軸
線方向他端部で、各分割体５２，５３の軸線方向他端部
に結合解除可能に結合されている。
正面図である。図１をも併せて参照して、フェアリング
３０は、複数の分割体５１〜５６に分割可能である。分
割体５１は、円錐台状の支持台５１から成り、本実施の
形態では、この分割体５１は、本体３１の先端部３５に
一体に形成されている。各分割体５２，５３は、直円筒
状の周壁４３を軸線を含む平面で分離した半直円筒状の
周壁部分であり、直円筒状となるように、相互に結合解
除可能に結合される。さらに各分割体５２，５３は直円
筒状に結合された状態で、軸線方向一端部が、本体３１
の先端部３５である分割体５１の大径となる軸線方向一
端部に、結合解除可能に結合されている。各分割体５
２，５３が分割体５１に結合された状態では、分割体５
１は、各分割体５２，５３から成る直円筒内に、突出し
て入り込んでいる。分割体５４は、支持台５４であっ
て、円錐台状の支持部４１と、直円筒状の外周部分６０
とを有し、支持部４１は、外周部分６０の軸線方向一端
部に連なって、外周部分６０から離反するように先細状
に突出している。この分割体５４は、外周部分６０の軸
線方向他端部で、各分割体５２，５３の軸線方向他端部
に結合解除可能に結合されている。
【００２４】各分割体５５，５６は、周壁部分であり、
半直円筒状部分６３，６４と、半円錐状部分６５，６６
とをそれぞれ有し、相互に結合解除可能に接続され、こ
の結合された状態で、軸線方向一端部が先細状となって
塞がれる有底筒状となる。各分割体５５，５６は、有底
筒状となるように相互に結合された状態で、開放される
軸線方向他端部側で、各半直円筒状部分６３，６４が分
割体５４の外周部分６０の軸線方向一端部に、結合解除
可能にそれぞれ結合されている。この状態で、支持部４
１は、各半直円筒状部分６３，６４から成る直円筒内に
突出して入り込んでいる。
半直円筒状部分６３，６４と、半円錐状部分６５，６６
とをそれぞれ有し、相互に結合解除可能に接続され、こ
の結合された状態で、軸線方向一端部が先細状となって
塞がれる有底筒状となる。各分割体５５，５６は、有底
筒状となるように相互に結合された状態で、開放される
軸線方向他端部側で、各半直円筒状部分６３，６４が分
割体５４の外周部分６０の軸線方向一端部に、結合解除
可能にそれぞれ結合されている。この状態で、支持部４
１は、各半直円筒状部分６３，６４から成る直円筒内に
突出して入り込んでいる。
【００２５】各分割体５１〜５４によって収容空間３６
が規定され、この収容空間３６内で分割体５１によって
支持される衛星３２は、各分割体５２，５３から成る周
壁４３によって半径方向外方から外囲される。各分割体
５４〜５６によって収容空間３７が規定され、この収容
空間３７内で分割体５４に支持される衛星３３は、各分
割体５５，５６から成る周壁４４によって半径方向外方
から外囲される。また本実施の形態では、衛星３３を支
持する分割体５４は、外周部６０が、各周壁４３，４４
と面一となるように設けられており、衛星３２を外囲す
る周壁の一部として機能している。
が規定され、この収容空間３６内で分割体５１によって
支持される衛星３２は、各分割体５２，５３から成る周
壁４３によって半径方向外方から外囲される。各分割体
５４〜５６によって収容空間３７が規定され、この収容
空間３７内で分割体５４に支持される衛星３３は、各分
割体５５，５６から成る周壁４４によって半径方向外方
から外囲される。また本実施の形態では、衛星３３を支
持する分割体５４は、外周部６０が、各周壁４３，４４
と面一となるように設けられており、衛星３２を外囲す
る周壁の一部として機能している。
【００２６】このようなフェアリング３０を用いて、各
衛星３２，３３を打ち上げるときには、各衛星３２，３
３は、フェアリング３０の各収容空間３６，３７にそれ
ぞれ収容された状態で、本体３１の推進力によって衛星
を放てきすべき軌道まで打ち上げられる。この軌道まで
打ち上げられたとき、各衛星３２，３３は、各衛星３
２，３３を外囲する周壁４３，４４が周壁部分である各
分割体５２，５３，５５，５６に分割されて各収容空間
３６，３７が開放され、支持台である各分割体５１，５
４から分離されて放てきされる。
衛星３２，３３を打ち上げるときには、各衛星３２，３
３は、フェアリング３０の各収容空間３６，３７にそれ
ぞれ収容された状態で、本体３１の推進力によって衛星
を放てきすべき軌道まで打ち上げられる。この軌道まで
打ち上げられたとき、各衛星３２，３３は、各衛星３
２，３３を外囲する周壁４３，４４が周壁部分である各
分割体５２，５３，５５，５６に分割されて各収容空間
３６，３７が開放され、支持台である各分割体５１，５
４から分離されて放てきされる。
【００２７】詳しく述べると、各衛星３２，３３は、ま
ず本体３１から離反する側に配置される衛星３３から放
てきされる。まず第１に、ロケットが所定の高度に達
し、フェアリング３０により空力加熱等の環境から衛星
３２，３３を保護する必要がなくなった時点で、各分割
体５５，５６が、相互にかつ分割体５４から分割されて
衛星３３から離反するように開頭される。各分割体５
５，５６は、各半直円筒状部分６３，６４の軸線方向他
端部が、周方向両端部間の中央位置において、ヒンジ手
段７０，７１によって連結されている。各ヒンジ手段７
０，７１は、各分割体５５，５６が図１に示すように相
互に結合された状態から第１の所定の角度未満の角度範
囲で角変位しているときには、各分割体５５，５６と分
割体５４とを角変位可能にそれぞれ係合し、各分割体５
５，５６が分割体５４に対して第１の所定の角度以上角
変位したときには、各分割体５５，５６が分割体５４か
ら離脱することができるように、各分割体５５，５６と
分割体５４とを連結する。
ず本体３１から離反する側に配置される衛星３３から放
てきされる。まず第１に、ロケットが所定の高度に達
し、フェアリング３０により空力加熱等の環境から衛星
３２，３３を保護する必要がなくなった時点で、各分割
体５５，５６が、相互にかつ分割体５４から分割されて
衛星３３から離反するように開頭される。各分割体５
５，５６は、各半直円筒状部分６３，６４の軸線方向他
端部が、周方向両端部間の中央位置において、ヒンジ手
段７０，７１によって連結されている。各ヒンジ手段７
０，７１は、各分割体５５，５６が図１に示すように相
互に結合された状態から第１の所定の角度未満の角度範
囲で角変位しているときには、各分割体５５，５６と分
割体５４とを角変位可能にそれぞれ係合し、各分割体５
５，５６が分割体５４に対して第１の所定の角度以上角
変位したときには、各分割体５５，５６が分割体５４か
ら離脱することができるように、各分割体５５，５６と
分割体５４とを連結する。
【００２８】また各分割体５４〜５６は、結合および結
合解除手段７２〜７４によって、結合解除可能にそれぞ
れ結合されている。結合および結合解除手段７２〜７４
による結合が解除されると、各分割体５４〜５６はそれ
ぞれ分割される。このように各分割体５４〜５６が相互
に分割されると、図示しないばねなどによって実現され
る開頭手段によって各分割体５５，５６に、ヒンジ手段
７０，７１を中心として、各分割体５５，５６の軸線方
向一端部が相互に離反するように、すなわち先端部を開
くように開頭する力、本実施の形態ではばね力が与えら
れ、各分割体５５，５６が矢符Ｃ１，Ｃ２の方向に角変
位される。各分割体５５，５６が第１の所定の角度より
小さい第２の所定の角度以上にばねなどの開頭手段の力
によって角変位されると、以降において各分割体５５，
５６は慣性およびロケットの推進力の反力によって角変
位しながら開頭を続け、さらに第１の所定の角度になっ
た時点で、各分割体５５，５６がヒンジ手段７０，７１
から解放され、分割体５４から離反するように、矢符Ｄ
１，Ｄ２方向に開頭、すなわち分離されて放てきされ
る。このように衛星３３を外囲する周壁４４は、分割さ
れた後に、衛星から離反するように開頭される。各分割
体５５，５６がこのように開頭された後に、衛星３３
が、分割体５４から分離され、図示しないばね手段によ
って、分割体５４から離反する方向、すなわち本体３１
から離反する方向Ｅに押圧され、放てきされる。
合解除手段７２〜７４によって、結合解除可能にそれぞ
れ結合されている。結合および結合解除手段７２〜７４
による結合が解除されると、各分割体５４〜５６はそれ
ぞれ分割される。このように各分割体５４〜５６が相互
に分割されると、図示しないばねなどによって実現され
る開頭手段によって各分割体５５，５６に、ヒンジ手段
７０，７１を中心として、各分割体５５，５６の軸線方
向一端部が相互に離反するように、すなわち先端部を開
くように開頭する力、本実施の形態ではばね力が与えら
れ、各分割体５５，５６が矢符Ｃ１，Ｃ２の方向に角変
位される。各分割体５５，５６が第１の所定の角度より
小さい第２の所定の角度以上にばねなどの開頭手段の力
によって角変位されると、以降において各分割体５５，
５６は慣性およびロケットの推進力の反力によって角変
位しながら開頭を続け、さらに第１の所定の角度になっ
た時点で、各分割体５５，５６がヒンジ手段７０，７１
から解放され、分割体５４から離反するように、矢符Ｄ
１，Ｄ２方向に開頭、すなわち分離されて放てきされ
る。このように衛星３３を外囲する周壁４４は、分割さ
れた後に、衛星から離反するように開頭される。各分割
体５５，５６がこのように開頭された後に、衛星３３
が、分割体５４から分離され、図示しないばね手段によ
って、分割体５４から離反する方向、すなわち本体３１
から離反する方向Ｅに押圧され、放てきされる。
【００２９】次に本体３１寄りに配置される衛星３２が
放てきされる。衛星３３が放てきされた後に、本体３１
によって衛星３２を放てきすべき軌道まで移動し、衛星
３２が放てきされるべき軌道に達したときに、各分割体
５２〜５４が相互に分割されるとともに、各分割体５
２，５３が分割体５１から分割されて衛星３２から離反
するように開頭される。
放てきされる。衛星３３が放てきされた後に、本体３１
によって衛星３２を放てきすべき軌道まで移動し、衛星
３２が放てきされるべき軌道に達したときに、各分割体
５２〜５４が相互に分割されるとともに、各分割体５
２，５３が分割体５１から分割されて衛星３２から離反
するように開頭される。
【００３０】各分割体５２，５３は、軸線方向一端部
が、周方向両端部間の中央位置において、ヒンジ手段７
５，７６によって連結されている。各ヒンジ手段７５，
７６は、前述のヒンジ手段７０，７１と同様の構成を有
し、各分割体５２，５３が図１に示すように相互に結合
された状態から第１の所定の角度未満の角度範囲で角変
位しているときには、各分割体５２，５３と分割体５１
とを角変位可能に連結し、各分割体５２，５３が分割体
５１に対して、第１の所定の角度以上角変位したときに
は、各分割体５２，５３は、分割体５１から離脱するこ
とができるように、各分割体５２，５３と分割体５１と
を連結する。
が、周方向両端部間の中央位置において、ヒンジ手段７
５，７６によって連結されている。各ヒンジ手段７５，
７６は、前述のヒンジ手段７０，７１と同様の構成を有
し、各分割体５２，５３が図１に示すように相互に結合
された状態から第１の所定の角度未満の角度範囲で角変
位しているときには、各分割体５２，５３と分割体５１
とを角変位可能に連結し、各分割体５２，５３が分割体
５１に対して、第１の所定の角度以上角変位したときに
は、各分割体５２，５３は、分割体５１から離脱するこ
とができるように、各分割体５２，５３と分割体５１と
を連結する。
【００３１】また各分割体５１〜５４は、結合および結
合解除手段１５０〜１５３によって結合解除可能に結合
されている。結合および結合解除手段１５０〜１５３に
よる結合が解除されると、各分割体５１〜５４は分割さ
れる。このように各分割体５１〜５４が相互に分割され
ると、図示しないばねなどによって実現される開頭手段
によって分割体５４が各分割体５２，５３から分離さ
れ、衛星３３から離反する方向、すなわち本体から離反
する方向Ｆに開頭、すなわち放てきされ、後述のばねな
どによって実現される開頭手段８７，８８によって、各
分割体５２，５３に、ヒンジ手段７５，７６を中心とし
て、各分割体５２，５３の軸線方向他端部が相互に離反
するように、すなわち先端部を開くように開頭する力、
本実施の形態ではばね力が与えられ、各分割体５２，５
３が矢符Ｇ１，Ｇ２の方向に角変位される。各分割体５
２，５３が第１の所定角度よりも小さい第２の所定の角
度以上に開頭手段８７，８８の力によって角変位される
と、以降において各分割体５２，５３は、慣性およびロ
ケットの推進力の反力によって角変位しながら開頭を続
け、さらに第１の所定の角度よりも小さく、かつ第２の
所定の角度よりも大きい第３の所定の角度まで角変位し
たとき、後述するように開頭手段８７，８８によって保
持される。このように衛星３２を外囲する周壁４３は、
分割された後に、衛星３２から離反するように開頭され
る。各分割体５２，５３がこのように開頭された後に、
衛星３２が、分割体５１から分離され、図示しないばね
手段によって、分割体５１から離反する方向、すなわち
本体３１から離反する方向Ｈに押圧され、放てきされ
る。
合解除手段１５０〜１５３によって結合解除可能に結合
されている。結合および結合解除手段１５０〜１５３に
よる結合が解除されると、各分割体５１〜５４は分割さ
れる。このように各分割体５１〜５４が相互に分割され
ると、図示しないばねなどによって実現される開頭手段
によって分割体５４が各分割体５２，５３から分離さ
れ、衛星３３から離反する方向、すなわち本体から離反
する方向Ｆに開頭、すなわち放てきされ、後述のばねな
どによって実現される開頭手段８７，８８によって、各
分割体５２，５３に、ヒンジ手段７５，７６を中心とし
て、各分割体５２，５３の軸線方向他端部が相互に離反
するように、すなわち先端部を開くように開頭する力、
本実施の形態ではばね力が与えられ、各分割体５２，５
３が矢符Ｇ１，Ｇ２の方向に角変位される。各分割体５
２，５３が第１の所定角度よりも小さい第２の所定の角
度以上に開頭手段８７，８８の力によって角変位される
と、以降において各分割体５２，５３は、慣性およびロ
ケットの推進力の反力によって角変位しながら開頭を続
け、さらに第１の所定の角度よりも小さく、かつ第２の
所定の角度よりも大きい第３の所定の角度まで角変位し
たとき、後述するように開頭手段８７，８８によって保
持される。このように衛星３２を外囲する周壁４３は、
分割された後に、衛星３２から離反するように開頭され
る。各分割体５２，５３がこのように開頭された後に、
衛星３２が、分割体５１から分離され、図示しないばね
手段によって、分割体５１から離反する方向、すなわち
本体３１から離反する方向Ｈに押圧され、放てきされ
る。
【００３２】このように本発明は、本体３１の先端部３
５に、衛星３２，３３を収容する複数の収容空間３６，
３７が形成されるフェアリング３０が設けられ、各衛星
３２，３３は、各収容空間３６，３７内で分割体５１，
５４によって本体３１側で支持され、各衛星３２，３３
をフェアリング３０の一部である分割体５１，５４から
分離するときに、各衛星３２，３３を外囲する周壁４
３，４４を、周壁部分である分割体５２，５３，５５，
５６に分割して、その衛星３２，３３が収容される収容
空間３６，３７を開放する推進用ロケットフェアリング
の分割構造において、複数の衛星３２，３３のうち、本
体３１寄りに配置される衛星３２を外囲する周壁４３
は、周壁部分である各分割体５２，５３に分割されて衛
星３２から離反する方向に開頭される。
５に、衛星３２，３３を収容する複数の収容空間３６，
３７が形成されるフェアリング３０が設けられ、各衛星
３２，３３は、各収容空間３６，３７内で分割体５１，
５４によって本体３１側で支持され、各衛星３２，３３
をフェアリング３０の一部である分割体５１，５４から
分離するときに、各衛星３２，３３を外囲する周壁４
３，４４を、周壁部分である分割体５２，５３，５５，
５６に分割して、その衛星３２，３３が収容される収容
空間３６，３７を開放する推進用ロケットフェアリング
の分割構造において、複数の衛星３２，３３のうち、本
体３１寄りに配置される衛星３２を外囲する周壁４３
は、周壁部分である各分割体５２，５３に分割されて衛
星３２から離反する方向に開頭される。
【００３３】また各衛星３２，３３の放てきにあたって
は、本体３１寄りに配置される衛星３２に対して本体３
１から離反する側において隣接して配置される他の衛星
３３を、この他の衛星３３を外囲する領域の周壁４４を
分割して、この他の衛星３３が収容される収容空間３７
を開放した後に、支持台５４から分離して放てきし、衛
星３３を支持する分割体５４と、本体３１寄りに配置さ
れる衛星３２を外囲する周壁４３の分割体５２，５３と
を、本体３１寄りに配置される衛星３２から離反する方
向に開頭させ、本体３１寄りに配置される衛星３２が収
容される収容空間３６を開放する。
は、本体３１寄りに配置される衛星３２に対して本体３
１から離反する側において隣接して配置される他の衛星
３３を、この他の衛星３３を外囲する領域の周壁４４を
分割して、この他の衛星３３が収容される収容空間３７
を開放した後に、支持台５４から分離して放てきし、衛
星３３を支持する分割体５４と、本体３１寄りに配置さ
れる衛星３２を外囲する周壁４３の分割体５２，５３と
を、本体３１寄りに配置される衛星３２から離反する方
向に開頭させ、本体３１寄りに配置される衛星３２が収
容される収容空間３６を開放する。
【００３４】このように複数の衛星３２，３３のうち、
本体３１寄りに配置される衛星３２を外囲する周壁４３
は、分割体５２，５３に分割されて衛星３２から離反す
る方向に開頭される。これによって図３に示すように、
本体３１寄りの衛星３２を分割体５１から分離して放て
きするときには、周壁４３が衛星３２を近接した位置で
外囲せず、衛星３２から退避しているので、分割前の周
壁４３によって規定される収容空間３６よりもわずかに
小さいだけの包絡領域８３に配置される衛星３２であっ
ても、衛星３２がフェアリング３０の軸線方向から傾斜
してずれた放てき方向に放てきされ、および／または衛
星３２が角変位運動をしながら放てきされても、衛星３
２に周壁４３が干渉してしまうことがない。したがって
衛星３２の本体３１寄りの部分を、先細となるテーパ
状、たとえば円筒状であるフェアリング３０に対応した
円錐台状にして、干渉をさける必要がなく、円筒状とす
ることができ、収容空間３６に可及的に大きな衛星３２
の包絡領域８３を得ることができる。つまり従来技術で
は、本体３１から離反する側の衛星３３の包絡領域８４
と同一の外径を有する円筒状の包絡領域を得ることがで
きなかったのに対して、本発明のように、衛星３２を外
囲する周壁４３の全部分を、衛星３２から離反するよう
に開頭させて退避させることによって、衛星３３の包絡
領域８４と同一の外径を有する円筒状の包絡領域８３を
得ることができる。この包絡領域８３は、１機の本体で
１つの衛星を打ち上げるシングル衛星打上用のフェアリ
ングにおける包絡領域と同じ外径を確保している。
本体３１寄りに配置される衛星３２を外囲する周壁４３
は、分割体５２，５３に分割されて衛星３２から離反す
る方向に開頭される。これによって図３に示すように、
本体３１寄りの衛星３２を分割体５１から分離して放て
きするときには、周壁４３が衛星３２を近接した位置で
外囲せず、衛星３２から退避しているので、分割前の周
壁４３によって規定される収容空間３６よりもわずかに
小さいだけの包絡領域８３に配置される衛星３２であっ
ても、衛星３２がフェアリング３０の軸線方向から傾斜
してずれた放てき方向に放てきされ、および／または衛
星３２が角変位運動をしながら放てきされても、衛星３
２に周壁４３が干渉してしまうことがない。したがって
衛星３２の本体３１寄りの部分を、先細となるテーパ
状、たとえば円筒状であるフェアリング３０に対応した
円錐台状にして、干渉をさける必要がなく、円筒状とす
ることができ、収容空間３６に可及的に大きな衛星３２
の包絡領域８３を得ることができる。つまり従来技術で
は、本体３１から離反する側の衛星３３の包絡領域８４
と同一の外径を有する円筒状の包絡領域を得ることがで
きなかったのに対して、本発明のように、衛星３２を外
囲する周壁４３の全部分を、衛星３２から離反するよう
に開頭させて退避させることによって、衛星３３の包絡
領域８４と同一の外径を有する円筒状の包絡領域８３を
得ることができる。この包絡領域８３は、１機の本体で
１つの衛星を打ち上げるシングル衛星打上用のフェアリ
ングにおける包絡領域と同じ外径を確保している。
【００３５】また衛星３２を外囲する周壁４３が分割さ
れる分割体５２，５３は、本体３１寄りの一部でヒンジ
手段７５，７６によって角変位可能に設けられており、
さらに分割体５２，５３を衛星３２から離反する方向に
変位する力を、各分割体５２，５３に与える開頭手段８
７，８８を含む。この開頭手段８７，８８は、たとえば
図４に示すような、一端部が各分割体５２，５３に連結
され、他端部が本体３１の先端部３５に連結される圧縮
コイルばねを有するばね手段によって実現される。
れる分割体５２，５３は、本体３１寄りの一部でヒンジ
手段７５，７６によって角変位可能に設けられており、
さらに分割体５２，５３を衛星３２から離反する方向に
変位する力を、各分割体５２，５３に与える開頭手段８
７，８８を含む。この開頭手段８７，８８は、たとえば
図４に示すような、一端部が各分割体５２，５３に連結
され、他端部が本体３１の先端部３５に連結される圧縮
コイルばねを有するばね手段によって実現される。
【００３６】このように各分割体５２，５３は、本体３
１寄りの一部でヒンジ手段７５，７６によって角変位可
能に設けられている。これによって衛星３２を分割体５
１から分離して放てきするときに、その放てき方向前方
に広い開放領域を確保することができる。したがってさ
らに周壁４３の衛星３２への干渉を少なくすることがで
き、軸線方向の寸法が大きな衛星を搭載することが可能
になる。また開頭手段８７，８８によって、衛星３２か
ら離反する方向に変位する力を、各分割体５２，５３に
与えることができ、各分割体５２，５３を衛星３２から
離反するように確実に開頭することができる。
１寄りの一部でヒンジ手段７５，７６によって角変位可
能に設けられている。これによって衛星３２を分割体５
１から分離して放てきするときに、その放てき方向前方
に広い開放領域を確保することができる。したがってさ
らに周壁４３の衛星３２への干渉を少なくすることがで
き、軸線方向の寸法が大きな衛星を搭載することが可能
になる。また開頭手段８７，８８によって、衛星３２か
ら離反する方向に変位する力を、各分割体５２，５３に
与えることができ、各分割体５２，５３を衛星３２から
離反するように確実に開頭することができる。
【００３７】また前記開頭手段８７，８８は、前記分割
される分割体５２，５３を所定位置に保持する保持手段
としての機能も有する。この保持手段でもある開頭手段
８７，８８は、各分割体５２，５３の分割体５１に対す
る角変位角度が前記第３の所定の角度に選ばれ、ヒンジ
手段７５，７６による係合状態が解除されない角度位置
で、各分割体５２，５３を保持することができる。これ
によって衛星３２から離反するように所定位置まで開頭
された分割体５２，５３が、所定位置から衛星３２に近
づく方向に戻ることを確実に防ぐことができ、衛星３２
を放てきするときに分割体５２，５３が衛星３２に干渉
することを確実に防ぐことができる。
される分割体５２，５３を所定位置に保持する保持手段
としての機能も有する。この保持手段でもある開頭手段
８７，８８は、各分割体５２，５３の分割体５１に対す
る角変位角度が前記第３の所定の角度に選ばれ、ヒンジ
手段７５，７６による係合状態が解除されない角度位置
で、各分割体５２，５３を保持することができる。これ
によって衛星３２から離反するように所定位置まで開頭
された分割体５２，５３が、所定位置から衛星３２に近
づく方向に戻ることを確実に防ぐことができ、衛星３２
を放てきするときに分割体５２，５３が衛星３２に干渉
することを確実に防ぐことができる。
【００３８】さらにこのように、最も本体３１寄りに配
置される衛星３２を外囲する周壁４３の各分割体５２，
５３は、本体３１寄りの一部が本体３１にヒンジ手段７
５，７６によって連結され、かつ開頭手段８７，８８に
よって前述のように所定位置に保持されて、本体３１に
係合されている。これによってフェアリング３０の他の
部分から完全に分離されてしまう分割体の個数を少なく
し、しかも本実施の形態では、本体３１と一体の分割体
５１に各分割体５２，５３が係合され、単独で分散され
る分割体の個数を少なくすることができる。したがって
宇宙空間に、軌道上に放てきされて漂うコンタミネーシ
ョンを少なくすることができる。
置される衛星３２を外囲する周壁４３の各分割体５２，
５３は、本体３１寄りの一部が本体３１にヒンジ手段７
５，７６によって連結され、かつ開頭手段８７，８８に
よって前述のように所定位置に保持されて、本体３１に
係合されている。これによってフェアリング３０の他の
部分から完全に分離されてしまう分割体の個数を少なく
し、しかも本実施の形態では、本体３１と一体の分割体
５１に各分割体５２，５３が係合され、単独で分散され
る分割体の個数を少なくすることができる。したがって
宇宙空間に、軌道上に放てきされて漂うコンタミネーシ
ョンを少なくすることができる。
【００３９】図５はヒンジ手段７１の一部を示す斜視図
であり、図６はヒンジ手段７１付近を示す断面図であ
る。ヒンジ手段７１は、分割体５６に固定されるヒンジ
片９０と、分割体５４に固定されるヒンジ片９１とを有
している。ヒンジ片９０は、相互に間隔をあけて配置さ
れる一対の板部材９３ａ，９３ｂを有し、各板部材９３
ａ，９３ｂ間にわたってヒンジピンが９４が設けられる
とともに、板部材９３ａ，９３ｂの端部に、ヒンジピン
９４から離反する方向に伸び、開放する切欠き９５ａ，
９５ｂが形成されている。ヒンジ片９１は、板部材９８
を有し、板部材の厚み方向両側に同一の直線に沿って突
出するヒンジピン９６ａ，９６ｂが設けられるととも
に、各ヒンジピン９６ａ，９６ｂの軸線を中心とする円
弧にそって延び、開放する切欠き９７が形成される。
であり、図６はヒンジ手段７１付近を示す断面図であ
る。ヒンジ手段７１は、分割体５６に固定されるヒンジ
片９０と、分割体５４に固定されるヒンジ片９１とを有
している。ヒンジ片９０は、相互に間隔をあけて配置さ
れる一対の板部材９３ａ，９３ｂを有し、各板部材９３
ａ，９３ｂ間にわたってヒンジピンが９４が設けられる
とともに、板部材９３ａ，９３ｂの端部に、ヒンジピン
９４から離反する方向に伸び、開放する切欠き９５ａ，
９５ｂが形成されている。ヒンジ片９１は、板部材９８
を有し、板部材の厚み方向両側に同一の直線に沿って突
出するヒンジピン９６ａ，９６ｂが設けられるととも
に、各ヒンジピン９６ａ，９６ｂの軸線を中心とする円
弧にそって延び、開放する切欠き９７が形成される。
【００４０】このようなヒンジ手段７６は、ヒンジ片９
０の各板部材９３ａ，９３ｂ間にヒンジ片９１の板部材
９８を配置し、ヒンジ片９０の各切欠き９５ａ，９５ｂ
内にヒンジ片９１各ヒンジピン９６ａ，９６ｂを嵌まり
込ませるとともに、ヒンジ片９１の切欠き９７内にヒン
ジ片９０のヒンジピン９４を嵌まり込ませて連結され
る。このようなヒンジ手段７６では、各ヒンジピン９
４；９６ａ，９６ｂが、各切欠き９７；９５ａ，９５ｂ
にそれぞれ嵌まり込んだ状態では、各ヒンジ片９０，９
１は、各ヒンジピン９６ａ，９６ｂの軸線Ｌ１０まわり
の角変位だけが可能であり、ヒンジピン９４が切欠き９
７から抜け出た状態においては、各ヒンジピン９６ａ，
９６ｂが各切欠き９５ａ，９５ｂから抜け出るように、
相互に離反するように変位することができる。
０の各板部材９３ａ，９３ｂ間にヒンジ片９１の板部材
９８を配置し、ヒンジ片９０の各切欠き９５ａ，９５ｂ
内にヒンジ片９１各ヒンジピン９６ａ，９６ｂを嵌まり
込ませるとともに、ヒンジ片９１の切欠き９７内にヒン
ジ片９０のヒンジピン９４を嵌まり込ませて連結され
る。このようなヒンジ手段７６では、各ヒンジピン９
４；９６ａ，９６ｂが、各切欠き９７；９５ａ，９５ｂ
にそれぞれ嵌まり込んだ状態では、各ヒンジ片９０，９
１は、各ヒンジピン９６ａ，９６ｂの軸線Ｌ１０まわり
の角変位だけが可能であり、ヒンジピン９４が切欠き９
７から抜け出た状態においては、各ヒンジピン９６ａ，
９６ｂが各切欠き９５ａ，９５ｂから抜け出るように、
相互に離反するように変位することができる。
【００４１】詳しく述べると、図７（１）に示すよう
に、ヒンジピン７４が切欠き９７の最深部に配置される
位置と、図７（２）に示すように、ヒンジピン７４が切
欠き９７の開放端に配置される位置、すなわち板部材９
８の各ヒンジピン９６ａ，９６ｂとは反対側から切欠き
９７に臨む部分９９の先端９９ａと、各ヒンジピン９６
ａ，９６ｂの軸線Ｌ１０とを含む平面１６０よりも、切
欠き９７の最深部側に、ヒンジピン９４の少なくとも一
部が嵌まり込んでいる位置にあって、各ヒンジ片９０，
９１は、各ヒンジピン９６ａ，９６ｂの軸線Ｌ１０まわ
りに相互に角変位可能に連結される。図７（３）に示す
ように、ヒンジピン９４が、切欠き９７から抜け出てし
まう、すなわちヒンジピン９４が前記平面１６０より
も、切欠き９７の最深部から離反する側に位置すると、
各ヒンジピン９６ａ，９６ｂが各切欠き９５ａ，９５ｂ
から抜け出るように、各ヒンジ片９０，９１は、相互に
離反する方向に変位することができる。
に、ヒンジピン７４が切欠き９７の最深部に配置される
位置と、図７（２）に示すように、ヒンジピン７４が切
欠き９７の開放端に配置される位置、すなわち板部材９
８の各ヒンジピン９６ａ，９６ｂとは反対側から切欠き
９７に臨む部分９９の先端９９ａと、各ヒンジピン９６
ａ，９６ｂの軸線Ｌ１０とを含む平面１６０よりも、切
欠き９７の最深部側に、ヒンジピン９４の少なくとも一
部が嵌まり込んでいる位置にあって、各ヒンジ片９０，
９１は、各ヒンジピン９６ａ，９６ｂの軸線Ｌ１０まわ
りに相互に角変位可能に連結される。図７（３）に示す
ように、ヒンジピン９４が、切欠き９７から抜け出てし
まう、すなわちヒンジピン９４が前記平面１６０より
も、切欠き９７の最深部から離反する側に位置すると、
各ヒンジピン９６ａ，９６ｂが各切欠き９５ａ，９５ｂ
から抜け出るように、各ヒンジ片９０，９１は、相互に
離反する方向に変位することができる。
【００４２】ヒンジ片９０は、各切欠き７５ａ，７５ｂ
がヒンジピン７４よりも相手方となる分割体５４に近接
する位置に配置される状態で、分割体５６に固定され
る。また、ヒンジ片９１は、切欠き７７が各ヒンジピン
７６ａ，７６ｂよりも相手方となる分割体５６に近接す
る位置に配置され、かつ切欠き７７が分割体５６とは反
対がわで開放する状態で、分割体５４に固定される。こ
のようなヒンジ手段７１は、分割体５６が、分割体５４
に結合された状態で、各ヒンジピン９４；９６ａ，９６
ｂが、各切欠き９７；９５ａ，９５ｂの最深部にそれぞ
れ嵌まり込んだ状態となるように、各分割体５４，５６
を連結する。このようなヒンジ手段７１を用いることに
よって、各分割体５５，５６が図１に示すように相互
に、かつ分割体５４に結合される位置と、この位置から
第１の所定の角度以上角変位して、ヒンジピン９４が切
欠き９７から完全に抜け出てしまうまでの位置との間で
は、分割体５６と分割体５４とが角変位可能に連結さ
れ、第１の所定の角度以上角変位したとき、すなわちヒ
ンジピン９４が切欠き９７から抜け出たときには、各分
割体５６は、分割体５４から離脱することができる。
がヒンジピン７４よりも相手方となる分割体５４に近接
する位置に配置される状態で、分割体５６に固定され
る。また、ヒンジ片９１は、切欠き７７が各ヒンジピン
７６ａ，７６ｂよりも相手方となる分割体５６に近接す
る位置に配置され、かつ切欠き７７が分割体５６とは反
対がわで開放する状態で、分割体５４に固定される。こ
のようなヒンジ手段７１は、分割体５６が、分割体５４
に結合された状態で、各ヒンジピン９４；９６ａ，９６
ｂが、各切欠き９７；９５ａ，９５ｂの最深部にそれぞ
れ嵌まり込んだ状態となるように、各分割体５４，５６
を連結する。このようなヒンジ手段７１を用いることに
よって、各分割体５５，５６が図１に示すように相互
に、かつ分割体５４に結合される位置と、この位置から
第１の所定の角度以上角変位して、ヒンジピン９４が切
欠き９７から完全に抜け出てしまうまでの位置との間で
は、分割体５６と分割体５４とが角変位可能に連結さ
れ、第１の所定の角度以上角変位したとき、すなわちヒ
ンジピン９４が切欠き９７から抜け出たときには、各分
割体５６は、分割体５４から離脱することができる。
【００４３】ヒンジ手段７１について詳しく述べたけれ
ども、他の各ヒンジ手段７０，７５，７６もまた、ヒン
ジ手段７１と同様の構成を有し、同様の動作をして同様
の効果を達成することができる。
ども、他の各ヒンジ手段７０，７５，７６もまた、ヒン
ジ手段７１と同様の構成を有し、同様の動作をして同様
の効果を達成することができる。
【００４４】また各分割体５２，５３を分割体５１に対
して角変位させるための開頭手段８７，８８は、前述の
ように保持手段としての機能を有しており、この保持手
段によって各分割体５２，５３が保持される位置は、ヒ
ンジピン９４の少なくとも一部が切欠き９７内に嵌まり
込んでいる第３の所定の角度に対応する位置に選ばれ
る。これによって、各分割体５２，５３と分割体５１と
の係合状態が維持される。
して角変位させるための開頭手段８７，８８は、前述の
ように保持手段としての機能を有しており、この保持手
段によって各分割体５２，５３が保持される位置は、ヒ
ンジピン９４の少なくとも一部が切欠き９７内に嵌まり
込んでいる第３の所定の角度に対応する位置に選ばれ
る。これによって、各分割体５２，５３と分割体５１と
の係合状態が維持される。
【００４５】図８は図４の上側からみた平面図であり、
図９は図８の切断面線ＩＸ−ＩＸからみた断面図であ
る。衛星５２を放てきするときに、この衛星５２は、衛
星５２の放てき方向のずれなどが生じても、収容空間３
６の最も本体３１寄りの最外周位置となる仮想円１１０
を含み、フェアリング３０の軸線に対する傾斜角度θ１
が一例として述べると６．４度であり、本体３１から離
反するにつれて拡開する仮想円錐面１１５よりも外側に
でないように放てきすることができる。分割体５２が円
錐面１１５の外側にある状態から、円錐面１１５に近づ
くように、分割体５２を角変位させたときに、最初に円
錐面１１５と交差する分割体５２の部分は、分割体５２
の本体３１寄りの端部の周方向両端部１１２であり、こ
の部分１１２が円錐面１１５に交差しない位置に、分割
体５２を保持する保持位置を決定するばよい。これによ
って前述のように、衛星３２の放てき時の分割体５２の
干渉を防ぐことができる。分割体５３についても保持位
置を同様に決定すればよい。
図９は図８の切断面線ＩＸ−ＩＸからみた断面図であ
る。衛星５２を放てきするときに、この衛星５２は、衛
星５２の放てき方向のずれなどが生じても、収容空間３
６の最も本体３１寄りの最外周位置となる仮想円１１０
を含み、フェアリング３０の軸線に対する傾斜角度θ１
が一例として述べると６．４度であり、本体３１から離
反するにつれて拡開する仮想円錐面１１５よりも外側に
でないように放てきすることができる。分割体５２が円
錐面１１５の外側にある状態から、円錐面１１５に近づ
くように、分割体５２を角変位させたときに、最初に円
錐面１１５と交差する分割体５２の部分は、分割体５２
の本体３１寄りの端部の周方向両端部１１２であり、こ
の部分１１２が円錐面１１５に交差しない位置に、分割
体５２を保持する保持位置を決定するばよい。これによ
って前述のように、衛星３２の放てき時の分割体５２の
干渉を防ぐことができる。分割体５３についても保持位
置を同様に決定すればよい。
【００４６】また図６に併せて示すように、結合および
結合解除手段７４は、各分割体５４，５６を結合するた
めのボルト１０１およびナット１０２と、各分割体５
４，５６の結合を解除するための膨張型密封導爆線（以
下、「ＥＳＭＤＣ」(Expandable Shielded Mild Detona
ting Cord)と略記する場合がある）１０３とを有する。
各分割体５４，５６には、相互に対向する対向壁部１０
５，１０６がそれぞれ形成され、ボルト１０１は、周方
向にほぼ等間隔をあけた複数箇所で、これらの対向壁部
１０５，１０６を分割体５６側から挿通し、このボルト
１０１には、分割体５４側でナット１０２が螺着され
る。またボルト１０１は、分割体５６側でＴ形形状の押
さえ部材１０８を挿通している。
結合解除手段７４は、各分割体５４，５６を結合するた
めのボルト１０１およびナット１０２と、各分割体５
４，５６の結合を解除するための膨張型密封導爆線（以
下、「ＥＳＭＤＣ」(Expandable Shielded Mild Detona
ting Cord)と略記する場合がある）１０３とを有する。
各分割体５４，５６には、相互に対向する対向壁部１０
５，１０６がそれぞれ形成され、ボルト１０１は、周方
向にほぼ等間隔をあけた複数箇所で、これらの対向壁部
１０５，１０６を分割体５６側から挿通し、このボルト
１０１には、分割体５４側でナット１０２が螺着され
る。またボルト１０１は、分割体５６側でＴ形形状の押
さえ部材１０８を挿通している。
【００４７】ＥＳＭＤＣ１０３は、金属被覆された管内
に火薬が密封されて紐状に構成される。このＥＳＭＤＣ
１０３は、各分割体５４，５６が結合される領域全体に
わたって、すなわち分割体５６の周方向の全長にわたっ
て延びて設けられている。またボルト１０１は、分割体
５６の周方向の全長にわたって、間隔をあけて設けられ
ており、これらのボルト１０１が挿通する押さえ部材１
０８と、対向壁部１０５とによってＥＳＭＤＣ１０３を
挟持した状態で、ナット１０２に締め付けられ、各分割
体５４，５６が結合されるとともに、ＥＳＭＤＣ１０３
が保持される。ＥＳＭＤＣ１０３は、２本設けられ、各
ボルト１０１の両側を通るように配置される。
に火薬が密封されて紐状に構成される。このＥＳＭＤＣ
１０３は、各分割体５４，５６が結合される領域全体に
わたって、すなわち分割体５６の周方向の全長にわたっ
て延びて設けられている。またボルト１０１は、分割体
５６の周方向の全長にわたって、間隔をあけて設けられ
ており、これらのボルト１０１が挿通する押さえ部材１
０８と、対向壁部１０５とによってＥＳＭＤＣ１０３を
挟持した状態で、ナット１０２に締め付けられ、各分割
体５４，５６が結合されるとともに、ＥＳＭＤＣ１０３
が保持される。ＥＳＭＤＣ１０３は、２本設けられ、各
ボルト１０１の両側を通るように配置される。
【００４８】各ＥＳＭＤＣ１０３には、それぞれ個別に
起爆手段が接続されており、この起爆手段によって各Ｅ
ＳＭＤＣを爆発させることによって、各ボルト１０１を
軸線方向一箇所でくびれた部分で分断し、これによって
各分割体５４，５６の結合を解除し、各分割体５４，５
６を結合解除することができる。またＥＳＭＤＣ１０３
を２本設け、起爆手段によって個別に起爆させる構成と
することによって、いずれか一方の起爆手段の故障など
が発生して、一方のＥＳＭＤＣ１０３が不発であって
も、他方ＥＳＭＤＣ１０３だけの爆発によって各ボルト
１０１を分断することが可能であり、各分割体５４，５
６を確実に結合解除することができる。
起爆手段が接続されており、この起爆手段によって各Ｅ
ＳＭＤＣを爆発させることによって、各ボルト１０１を
軸線方向一箇所でくびれた部分で分断し、これによって
各分割体５４，５６の結合を解除し、各分割体５４，５
６を結合解除することができる。またＥＳＭＤＣ１０３
を２本設け、起爆手段によって個別に起爆させる構成と
することによって、いずれか一方の起爆手段の故障など
が発生して、一方のＥＳＭＤＣ１０３が不発であって
も、他方ＥＳＭＤＣ１０３だけの爆発によって各ボルト
１０１を分断することが可能であり、各分割体５４，５
６を確実に結合解除することができる。
【００４９】結合および結合解除手段７４についてだけ
詳しく説明したけれども、他の結合および結合解除手段
７２，７３，１５０〜１５３もまた、同様の構成を有
し、同様に動作し、同様の効果を達成することができ
る。
詳しく説明したけれども、他の結合および結合解除手段
７２，７３，１５０〜１５３もまた、同様の構成を有
し、同様に動作し、同様の効果を達成することができ
る。
【００５０】図１０は、本発明の実施の他の形態のロケ
ットフェアリングの分割構造が実施されるフェアリング
３０Ａの一部を示す正面図である。本実施の形態は、上
述の実施の形態と類似しており、同一の構成を有する部
分には、同一の参照符号を付して説明を省略し、異なる
構成についてだけ説明する。上述の実施の形態では、各
分割体５２，５３を角変位させるためのばね手段とし
て、開頭手段８７，８８を用いられ、本実施の形態で
は、これに代えて、両端部が各分割体５２，５３にそれ
ぞれ固定される圧縮コイルばねを有する開頭手段８９が
用いられる。このばね手段８９もまた、各分割体５２，
５３を開頭する力を与えるとともに、各分割体５２，５
３が所定位置まで角変位したときには、この所定位置で
保持する保持手段としての機能を有している。このよう
なばね手段８９を用いた本実施の形態も上述の実施の形
態と同様の効果を達成することができる。
ットフェアリングの分割構造が実施されるフェアリング
３０Ａの一部を示す正面図である。本実施の形態は、上
述の実施の形態と類似しており、同一の構成を有する部
分には、同一の参照符号を付して説明を省略し、異なる
構成についてだけ説明する。上述の実施の形態では、各
分割体５２，５３を角変位させるためのばね手段とし
て、開頭手段８７，８８を用いられ、本実施の形態で
は、これに代えて、両端部が各分割体５２，５３にそれ
ぞれ固定される圧縮コイルばねを有する開頭手段８９が
用いられる。このばね手段８９もまた、各分割体５２，
５３を開頭する力を与えるとともに、各分割体５２，５
３が所定位置まで角変位したときには、この所定位置で
保持する保持手段としての機能を有している。このよう
なばね手段８９を用いた本実施の形態も上述の実施の形
態と同様の効果を達成することができる。
【００５１】図１１は本発明の実施の他の形態のロケッ
トフェアリングの分割構造が実施されるフェアリング３
０Ｂを示す正面図であり、図１２はフェアリング３０Ｂ
を分解して示す正面図である。本実施の形態は、上述の
実施の形態と類似しており、同一の構成を有する部分に
は、同一の参照符号を付して説明を省略し、異なる構成
についてだけ説明する。上述の各実施の形態では、分割
体である支持台５４が、各分割体５２，５３と分割さ
れ、個別に分離されたけれども、本発明の実施の形態で
は、支持台５４は、半円錐台状の２つの部分１７０，１
７１に分割され、各部分１７０，１７１が各周壁部分５
２，５３に一体化されている。つまり上述の形態では、
各分割体５２〜５４の３つの部分に分割されたフェアリ
ング３０の領域が、本実施の形態では２つの分割体５２
Ｂ，５３Ｂに分割される。これによって前記効果に加え
て、分割される分割体の個数をさらに少なくし、単独で
分散される分割体の個数をさらに少なくすることがで
き、宇宙空間、軌道上に放てきされるコンタミネーショ
ンを減少することができる。
トフェアリングの分割構造が実施されるフェアリング３
０Ｂを示す正面図であり、図１２はフェアリング３０Ｂ
を分解して示す正面図である。本実施の形態は、上述の
実施の形態と類似しており、同一の構成を有する部分に
は、同一の参照符号を付して説明を省略し、異なる構成
についてだけ説明する。上述の各実施の形態では、分割
体である支持台５４が、各分割体５２，５３と分割さ
れ、個別に分離されたけれども、本発明の実施の形態で
は、支持台５４は、半円錐台状の２つの部分１７０，１
７１に分割され、各部分１７０，１７１が各周壁部分５
２，５３に一体化されている。つまり上述の形態では、
各分割体５２〜５４の３つの部分に分割されたフェアリ
ング３０の領域が、本実施の形態では２つの分割体５２
Ｂ，５３Ｂに分割される。これによって前記効果に加え
て、分割される分割体の個数をさらに少なくし、単独で
分散される分割体の個数をさらに少なくすることがで
き、宇宙空間、軌道上に放てきされるコンタミネーショ
ンを減少することができる。
【００５２】本発明は、上述の各実施の形態に限定され
ることはなく、形状などの変更をすることが可能であ
る。たとえば支持部４１は、分割体５２にだけ一体的に
設けられるようにしてもよい。また衛星の個数は、２つ
に限ることはなく、３つ以上でもよい。また搭載物は、
衛星に限らず、探査機などの宇宙機、その他の機器であ
ってもよい。
ることはなく、形状などの変更をすることが可能であ
る。たとえば支持部４１は、分割体５２にだけ一体的に
設けられるようにしてもよい。また衛星の個数は、２つ
に限ることはなく、３つ以上でもよい。また搭載物は、
衛星に限らず、探査機などの宇宙機、その他の機器であ
ってもよい。
【００５３】
【００５４】
【発明の効果】本発明によれば、推進用ロケット本体の
先端部に設けられるフェアリングには、複数の搭載物が
各収容空間に収容され、各搭載物は、各搭載物を外囲す
る周壁が分割されて開頭され、収容空間が開放された状
態で、支持台から分離されて放てきされる。フェアリン
グは、各搭載物を支持する各支持台と、各搭載物を外囲
する各周壁とを有する。最も推進用ロケット本体寄りの
搭載物を外囲する周壁は、相互に分割可能な各周壁部分
から成る。このような各周壁部分は、推進用ロケット本
体寄りの端部における周方向の中央位置で、ヒンジ手段
によって、支持台に連結される。最も推進用ロケット本
体寄りに配置される搭載物に対して推進用ロケット本体
から離反する側に配置される他の搭載物が放てきされた
後、最も推進用ロケット本体寄りに配置される搭載物を
放てきするにあたっては、他の搭載物を支持する支持台
が分割され、さらに最も推進用ロケット本体寄りに配置
される搭載物を外囲する周壁が各周壁部分に分割され
る。最も推進用ロケット本体寄りに配置される搭載物を
外囲する各周壁部分は、開頭手段によってヒンジ手段を
中心にして角変位させる力が与えられ、推進用ロケット
本体寄りの端部が支持台に連結された状態で角変位さ
れ、搭載物を放てきする放てき方向前方が広く開放され
る。さらにこの各周壁部分は、搭載物の放てき時に干渉
しない保持角度位置まで角変位された状態で保持手段に
よって保持される。最も推進用ロケット本体寄りに配置
される搭載物を外囲する各周壁部分を、支持台から分割
して角変位させ保持することによって、この最も推進用
ロケット本体寄りの搭載物を放てきするときに、各周壁
部分は搭載物に近接しておらず、かつ放てき方向前方に
広く開放領域が確実に確保され、この最も推進用ロケッ
ト本体寄りの搭載物が、分割前の周壁によって規定され
る収容空間よりもわずかに小さいだけの搭載物であっ
て、しかもこの搭載物が、フェアリングの軸線から傾斜
してずれた方向に、および／または角変位運動しながら
放てきされても、各周壁部分が搭載物に干渉してしまう
ことを防ぐことができる。したがって収容空間に可及的
に大きな搭載物の包絡領域を得ることができる。最も推
進用ロケット本体寄りに配置される搭載物を支持する支
持台は、推進用ロケット本体に一体に形成されており、
したがって上述のように最も推進用ロケット本体寄りに
配置される搭載物を外囲する各周壁部分を、支持台に係
合される状態で保持することによって、これら各周壁部
分が推進用ロケット本体から分離されてしまうことを防
ぐことができる。さらに保持手段は、各周壁部分が搭載
物に近づく方向に戻ることを防ぐことがきる。このよう
に最も推進用ロケット本体寄りの搭載物のための可及的
に大きな包絡領域を得ることができるとともに、さらに
加えて最も推進用ロケット本体寄りの搭載物の支持台お
よび周壁部分を、推進用ロケット本体に連結した状態を
保ち、単独で分散される分割体の個数を少なくし、宇宙
空間、軌道上に放てきされるコンタミネーションを減少
することができる。
先端部に設けられるフェアリングには、複数の搭載物が
各収容空間に収容され、各搭載物は、各搭載物を外囲す
る周壁が分割されて開頭され、収容空間が開放された状
態で、支持台から分離されて放てきされる。フェアリン
グは、各搭載物を支持する各支持台と、各搭載物を外囲
する各周壁とを有する。最も推進用ロケット本体寄りの
搭載物を外囲する周壁は、相互に分割可能な各周壁部分
から成る。このような各周壁部分は、推進用ロケット本
体寄りの端部における周方向の中央位置で、ヒンジ手段
によって、支持台に連結される。最も推進用ロケット本
体寄りに配置される搭載物に対して推進用ロケット本体
から離反する側に配置される他の搭載物が放てきされた
後、最も推進用ロケット本体寄りに配置される搭載物を
放てきするにあたっては、他の搭載物を支持する支持台
が分割され、さらに最も推進用ロケット本体寄りに配置
される搭載物を外囲する周壁が各周壁部分に分割され
る。最も推進用ロケット本体寄りに配置される搭載物を
外囲する各周壁部分は、開頭手段によってヒンジ手段を
中心にして角変位させる力が与えられ、推進用ロケット
本体寄りの端部が支持台に連結された状態で角変位さ
れ、搭載物を放てきする放てき方向前方が広く開放され
る。さらにこの各周壁部分は、搭載物の放てき時に干渉
しない保持角度位置まで角変位された状態で保持手段に
よって保持される。最も推進用ロケット本体寄りに配置
される搭載物を外囲する各周壁部分を、支持台から分割
して角変位させ保持することによって、この最も推進用
ロケット本体寄りの搭載物を放てきするときに、各周壁
部分は搭載物に近接しておらず、かつ放てき方向前方に
広く開放領域が確実に確保され、この最も推進用ロケッ
ト本体寄りの搭載物が、分割前の周壁によって規定され
る収容空間よりもわずかに小さいだけの搭載物であっ
て、しかもこの搭載物が、フェアリングの軸線から傾斜
してずれた方向に、および／または角変位運動しながら
放てきされても、各周壁部分が搭載物に干渉してしまう
ことを防ぐことができる。したがって収容空間に可及的
に大きな搭載物の包絡領域を得ることができる。最も推
進用ロケット本体寄りに配置される搭載物を支持する支
持台は、推進用ロケット本体に一体に形成されており、
したがって上述のように最も推進用ロケット本体寄りに
配置される搭載物を外囲する各周壁部分を、支持台に係
合される状態で保持することによって、これら各周壁部
分が推進用ロケット本体から分離されてしまうことを防
ぐことができる。さらに保持手段は、各周壁部分が搭載
物に近づく方向に戻ることを防ぐことがきる。このよう
に最も推進用ロケット本体寄りの搭載物のための可及的
に大きな包絡領域を得ることができるとともに、さらに
加えて最も推進用ロケット本体寄りの搭載物の支持台お
よび周壁部分を、推進用ロケット本体に連結した状態を
保ち、単独で分散される分割体の個数を少なくし、宇宙
空間、軌道上に放てきされるコンタミネーションを減少
することができる。
【００５５】
【００５６】
【００５７】
【００５８】
【００５９】さらに本発明によれば、推進用ロケット本
体の先端部に設けられるフェアリングには、複数の搭載
物が各収容空間に収容され、各搭載物は、各搭載物を外
囲する周壁が分割されて開頭され、収容空間が開放され
た状態で、支持台から分離されて放てきされる。フェア
リングは、各搭載物を支持する各支持台と、各搭載物を
外囲する各周壁とを有する。最も推進用ロケット本体寄
りの搭載物を外囲する周壁は、相互に分割可能な各周壁
部分から成る。このような各周壁部分は、推進用ロケッ
ト本体寄りの端部における周方向の中央位置で、ヒンジ
手段によって、支持台に連結される。最も推進用ロケッ
ト本体寄りに配置される搭載物に対して推進用ロケット
本体から離反する側に配置される他の搭載物が放てきさ
れた後、最も推進用ロケット本体寄りに配置される搭載
物を放てきするにあたっては、他の搭載物を支持する支
持台が分割され、さらに最も推進用ロケット本体寄りに
配置される搭載物を外囲する周壁が各周壁部分に分割さ
れる。最も推進用ロケット本体寄りに配置される搭載物
を外囲する各周壁部分は、開頭手段によってヒンジ手段
を中心にして角変位させる力が与えられ、推進用ロケッ
ト本体寄りの端部が支持台に連結された状態で角変位さ
れ、搭載物を放てきする放てき方向前方が広く開放され
る。さらにこの各周壁部分は、搭載物の放てき時に干渉
しない保持角度位置まで角変位された状態で保持手段に
よって保持される。最も推進用ロケット本体寄りに配置
される搭載物を外囲する各周壁部分を、支持台から分割
して角変位させ保持することによって、この最も推進用
ロケット本体寄りの搭載物を放てきするときに、各周壁
部分は搭載物に近接しておらず、かつ放てき方向前方に
広く開放領域が確実に確保され、この最も推進用ロケッ
ト本体寄りの搭載物が、分割前の周壁によって規定され
る収容空間よりもわずかに小さいだけの搭載物であっ
て、しかもこの搭載物が、フェアリングの軸線から傾斜
してずれた方向に、および／または角変位運動しながら
放てきされても、各周壁部分が搭載物に干渉してしまう
ことを防ぐことができる。したがって収容空間に可及的
に大きな搭載物の包絡領域を得ることができる。最も推
進用ロケット本体寄りに配置される搭載物を支持する支
持台は、推進用ロケット本体に一体に形成されており、
したがって上述のように最も推進用ロケット本体寄りに
配置される搭載物を外囲する各周壁部分を、支持台に係
合される状態で保持することによって、これら各周壁部
分が推進用ロケット本体から分離されてしまうことを防
ぐことができる。さらに保持手段は、各周壁部分が搭載
物に近づく方向に戻ることを防ぐことがきる。このよう
に最も推進用ロケット本体寄りの搭載物のための可及的
に大きな包絡領域を得ることができるとともに、さらに
加えて最も推進用ロケット本体寄りの搭載物の支持台お
よび周壁部分を、推進用ロケット本体に連結した状態を
保ち、単独で分散される分割体の個数を少なくし、宇宙
空間、軌道上に放てきされるコンタミネーションを減少
することができる。
体の先端部に設けられるフェアリングには、複数の搭載
物が各収容空間に収容され、各搭載物は、各搭載物を外
囲する周壁が分割されて開頭され、収容空間が開放され
た状態で、支持台から分離されて放てきされる。フェア
リングは、各搭載物を支持する各支持台と、各搭載物を
外囲する各周壁とを有する。最も推進用ロケット本体寄
りの搭載物を外囲する周壁は、相互に分割可能な各周壁
部分から成る。このような各周壁部分は、推進用ロケッ
ト本体寄りの端部における周方向の中央位置で、ヒンジ
手段によって、支持台に連結される。最も推進用ロケッ
ト本体寄りに配置される搭載物に対して推進用ロケット
本体から離反する側に配置される他の搭載物が放てきさ
れた後、最も推進用ロケット本体寄りに配置される搭載
物を放てきするにあたっては、他の搭載物を支持する支
持台が分割され、さらに最も推進用ロケット本体寄りに
配置される搭載物を外囲する周壁が各周壁部分に分割さ
れる。最も推進用ロケット本体寄りに配置される搭載物
を外囲する各周壁部分は、開頭手段によってヒンジ手段
を中心にして角変位させる力が与えられ、推進用ロケッ
ト本体寄りの端部が支持台に連結された状態で角変位さ
れ、搭載物を放てきする放てき方向前方が広く開放され
る。さらにこの各周壁部分は、搭載物の放てき時に干渉
しない保持角度位置まで角変位された状態で保持手段に
よって保持される。最も推進用ロケット本体寄りに配置
される搭載物を外囲する各周壁部分を、支持台から分割
して角変位させ保持することによって、この最も推進用
ロケット本体寄りの搭載物を放てきするときに、各周壁
部分は搭載物に近接しておらず、かつ放てき方向前方に
広く開放領域が確実に確保され、この最も推進用ロケッ
ト本体寄りの搭載物が、分割前の周壁によって規定され
る収容空間よりもわずかに小さいだけの搭載物であっ
て、しかもこの搭載物が、フェアリングの軸線から傾斜
してずれた方向に、および／または角変位運動しながら
放てきされても、各周壁部分が搭載物に干渉してしまう
ことを防ぐことができる。したがって収容空間に可及的
に大きな搭載物の包絡領域を得ることができる。最も推
進用ロケット本体寄りに配置される搭載物を支持する支
持台は、推進用ロケット本体に一体に形成されており、
したがって上述のように最も推進用ロケット本体寄りに
配置される搭載物を外囲する各周壁部分を、支持台に係
合される状態で保持することによって、これら各周壁部
分が推進用ロケット本体から分離されてしまうことを防
ぐことができる。さらに保持手段は、各周壁部分が搭載
物に近づく方向に戻ることを防ぐことがきる。このよう
に最も推進用ロケット本体寄りの搭載物のための可及的
に大きな包絡領域を得ることができるとともに、さらに
加えて最も推進用ロケット本体寄りの搭載物の支持台お
よび周壁部分を、推進用ロケット本体に連結した状態を
保ち、単独で分散される分割体の個数を少なくし、宇宙
空間、軌道上に放てきされるコンタミネーションを減少
することができる。
【図１】本発明の実施の一形態のフェアリング３０を示
す正面図である。
す正面図である。
【図２】フェアリング３０を分解して示す正面図であ
る。
る。
【図３】フェアリング３０を示す断面図である。
【図４】各分割体５２，５３を示す正面図である。
【図５】ヒンジ手段７６を示す斜視図である。
【図６】ヒンジ手段７６付近を示す断面図である。
【図７】ヒンジ手段７６の動作を示す断面図である。
【図８】図４の上側から見た平面図である。
【図９】図８の切断面線ＩＸ−ＩＸから見た断面図であ
る。
る。
【図１０】本発明の実施の他の形態のフェアリング３０
Ａの一部を示す正面図である。
Ａの一部を示す正面図である。
【図１１】本発明の実施のさらに他の形態のフェアリン
グ３０Ｂを示す正面図である。
グ３０Ｂを示す正面図である。
【図１２】フェアリング３０Ｂを分解して示す正面図で
ある。
ある。
【図１３】従来技術のフェアリング１を示す正面図であ
る。
る。
【図１４】フェアリング１を分解して示す正面図であ
る。
る。
【図１５】フェアリング１を示す断面図である。
３０，３０Ａ，３０Ｂ フェアリング ３１ 推進ロケット本体 ３２，３３ 衛星 ３６，３７ 収容空間 ４３，４４ 周壁 ５１，５４ 支持台 ５２，５３，５５，５６ 周壁部分 ７０，７１，７５，７６ ヒンジ手段 ８３，８４ 衛星包絡領域 ８７〜８９ 開頭手段 ７２〜７４，１５０〜１５３ 結合および結合解除手段
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 松永 浩史 東京都港区浜松町２丁目４番１号 宇宙 開発事業団内 (72)発明者 安永 芳文 岐阜県各務原市川崎町１番地 川崎重工 業株式会社 岐阜工場内 (72)発明者 松田 豊 岐阜県各務原市川崎町１番地 川崎重工 業株式会社 岐阜工場内 (56)参考文献 特開 平８−164899（ＪＰ，Ａ) 特開 平５−24598（ＪＰ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) B64G 1/64
Claims (3)
- 【請求項１】 推進用ロケット本体の先端部に、搭載物
を収容する複数の収容空間が形成されるフェアリングが
設けられ、このフェアリングは、各搭載物を支持する支
持台と、各搭載物を外囲する周壁とを有し、各搭載物
は、各収容空間内で支持台によって推進用ロケット本体
側で支持され、各搭載物を支持台から分離するときに、
各搭載物を外囲する周壁を分割して、その搭載物が収容
される収容空間を開放するロケットフェアリングの分割
構造において、 最も推進用ロケット本体寄りに配置される搭載物を外囲
する周壁は、その軸線を含む平面で相互に分割可能な各
周壁部分から成り、各周壁部分を、推進用ロケット本体
寄りの端部における周方向両端部間の中央位置で、最も
推進用ロケット本体寄りに配置される搭載物を支持する
支持台に連結するためのヒンジ手段が設けられ、 最も推進用ロケット本体寄りに配置される搭載物を外囲
する各周壁部分に、推進用ロケット本体から離反する側
の端部が相互に離反するようにヒンジ手段を中心にして
角変位させる力を与える開頭手段が設けられ、 最も推進用ロケット本体寄りに配置される搭載物を支持
する支持台は、ロケット本体と一体に形成され、 最も推進用ロケット本体寄りに配置される搭載物を外囲
する各外周壁部分を、最も推進用ロケット本体寄りに配
置される搭載物の放てき時に干渉しない保持角度位置ま
で角変位された状態で、保持するための保持手段が設け
られることを特徴とするロケットフェアリングの分割構
造。 - 【請求項２】 最も推進用ロケット本体寄りに配置され
る搭載物に対して推進用ロケット本体から離反する側に
おいて隣接して配置される搭載物を支持する支持台は、
前記最も推進用ロケット本体寄りに配置される搭載物を
外囲する周壁の周壁部分に一体的に設けられることを特
徴とする請求項１記載のロケットフェアリングの分割構
造。 - 【請求項３】 推進用ロケット本体の先端部に、搭載物
を収容する複数の収容空間が形成されるフェアリングが
設けられ、このフェアリングは、各搭載物を支持する支
持台と、各搭載物を外囲する周壁とを有し、各搭載物
は、各収容空間内で支持台によって推進用ロケット本体
側で支持され、各搭載物を支持台から分離するときに、
各搭載物を外囲する周壁を分割して、その搭載物が収容
される収容空間を開放するロケットフェアリングの分割
方法において、 最も推進用ロケット本体寄りに配置される搭載物を外囲
する周壁は、その軸線を含む平面で相互に分割可能な各
周壁部分から成り、各周壁部分を、ロケット本体寄りの
端部における周方向両端部間の中央位置で、各周壁部分
が外囲する搭載物を支持する支持台に、ヒンジ手段によ
って連結し、 最も推進用ロケット本体寄りに配置される搭載物を支持
する支持台を、ロケット本体と一体に形成し、 最も推進用ロケット本体寄りに配置される搭載物に対し
て推進用ロケット本体から離反する側に配置される他の
搭載物を、この他の搭載物を外囲する周壁を分割して、
この他の搭載物が収容される収容空間を開放した後に放
てきし、 前記他の搭載物を支持する支持台を放てきするととも
に、最も推進用ロケット本体寄りに配置される搭載物を
外囲する周壁を、各周壁部分に分割し、これら各周壁部
分を、推進用ロケット本体に離反する側の端部が相互に
離反するように角変位させ、最も推進用ロケット本体寄
りに配置される搭載物の放てき時に干渉しない保持角度
位置まで角変位させて、保持することを特徴とするロケ
ットフェアリングの分割方法。
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