JP3943066B2 - Satellite separation structure and rocket - Google Patents
Satellite separation structure and rocket Download PDFInfo
- Publication number
- JP3943066B2 JP3943066B2 JP2003309873A JP2003309873A JP3943066B2 JP 3943066 B2 JP3943066 B2 JP 3943066B2 JP 2003309873 A JP2003309873 A JP 2003309873A JP 2003309873 A JP2003309873 A JP 2003309873A JP 3943066 B2 JP3943066 B2 JP 3943066B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- satellite
- rocket
- artificial
- sub
- detachment
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Lifetime
Links
- 238000000926 separation method Methods 0.000 title description 64
- 108091092878 Microsatellite Proteins 0.000 claims description 12
- 108091092919 Minisatellite Proteins 0.000 claims description 5
- 238000000034 method Methods 0.000 description 5
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 238000007689 inspection Methods 0.000 description 4
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 4
- 238000011161 development Methods 0.000 description 3
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 2
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 2
- 238000013461 design Methods 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 239000013585 weight reducing agent Substances 0.000 description 2
- 230000004308 accommodation Effects 0.000 description 1
- 230000004913 activation Effects 0.000 description 1
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 1
Landscapes
- Toys (AREA)
Description
本発明は、ロケット内部で人工衛星を支持し、当該人工衛星を宇宙空間で当該ロケットから離脱させる人工衛星の離脱構造及び当該離脱構造を備えるロケットに関する。 The present invention relates to an artificial satellite detachment structure that supports an artificial satellite inside a rocket and detaches the artificial satellite from the rocket in space, and a rocket including the detachment structure.
人工衛星は、その質量が１０００ｋｇ以上のものを大型衛星、５００ｋｇ〜１０００ｋｇのものを小型衛星、１００ｋｇ〜５００ｋｇのものをミニ衛星、１０ｋｇ〜１００ｋｇのものをマイクロ衛星、１０ｋｇ以下のものをピコ衛星と分類されることがある。かかる人工衛星のうち大型、小型、及びミニ衛星は、その人工衛星の打ち上げ専用のロケットの頭部に設けられたフェアリングに収納され、該ロケットにて目的の時刻に、目的の高度及び軌道まで移送されて、フェアリングが廃棄され、ロケットの機軸方向（ロケット進行方向）へと当該ロケットから放出されて、この軌道に投入される。 Artificial satellites with a mass of 1000 kg or more are large satellites, 500 to 1000 kg of small satellites, 100 to 500 kg of mini satellites, 10 to 100 kg of micro satellites, and 10 kg or less of pico satellites. May be classified. Among such satellites, large, small, and mini satellites are stored in a fairing provided on the head of a rocket dedicated to launching the satellite, and at the target time and target altitude and orbit. After being transferred, the fairing is discarded, released from the rocket in the direction of the rocket axis (the rocket traveling direction), and put into this orbit.
一旦軌道上での運用を開始した人工衛星は、予定していたミッションの実施が不可能となるような不具合が発生した場合であっても、地上設備のように簡単に修理、改修を行うことができない。このため、人工衛星用の機器及び部品は、軌道上で可及的に不具合が発生しないように、打ち上げ前に綿密な試験及び検査を受け、その信頼性が確保される。 Once a satellite has started operating in orbit, it can be easily repaired and refurbished like a ground facility even if a failure occurs that makes it impossible to carry out the planned mission. I can't. For this reason, equipment and parts for artificial satellites are subjected to a thorough test and inspection prior to launch so as to ensure that their reliability is ensured so as not to cause problems as much as possible in orbit.
特に大型及び小型の人工衛星はシステムが複雑であり、ミッションも多岐に亘り、また搭載される機器及び部品点数も多いため、信頼性確保のための多数の試験及び検査が長期間に亘って実施されることとなる。また、このような人工衛星の組み立てに供された装置等にも、同様に多くの試験及び検査が必要である。 Especially for large and small satellites, the system is complex, the missions are diverse, and there are many devices and parts, so many tests and inspections to ensure reliability are conducted over a long period of time. Will be. Also, a lot of tests and inspections are required for the devices and the like used for assembling such artificial satellites.
一方、ピコ衛星及びマイクロ衛星にあっては、システムが比較的単純であり、その多くが単一のミッション専用のものであり、また機器及び部品点数が比較的少ないため、大型及び小型の人工衛星に比べて必要とする試験及び検査の数及び期間が少なく、開発期間及び開発コストが少なくてすむという利点がある。 On the other hand, for pico satellites and microsatellite systems, the systems are relatively simple, many are dedicated to a single mission, and the number of equipment and parts is relatively small, so large and small satellites. Compared to the above, there are advantages in that the number and period of tests and inspections required are small, and the development period and development cost are reduced.
また、地球観測衛星及び通信衛星は、地球環境の急変及び人工衛星の搭載機器の陳腐化等に対応するため、可及的にその開発期間を短縮することが要望されており、従って、これらの用途に供されるピコ衛星及びマイクロ衛星の需要が高まっている。 In addition, the earth observation satellites and communication satellites are required to shorten their development period as much as possible in order to cope with sudden changes in the global environment and the obsolescence of equipment mounted on artificial satellites. There is an increasing demand for pico and micro satellites for use.
かかるピコ衛星及びマイクロ衛星は、他の大型衛星、小型衛星又はミニ衛星の打ち上げ用のロケットに、所謂ピギーバック方式で搭載されて打ち上げられる（特許文献１参照）。図６は、ピギーバック方式でロケットに搭載された人工衛星の離脱を説明する模式図である。図６に示す如く、このピギーバック方式の打ち上げ方法は、他の大型、小型又はミニ衛星（以下、主衛星という）１０１が収納されているフェアリング１０２内部の余剰空間にピコ衛星又はマイクロ衛星（以下、副衛星という）１０３を艤装し、主衛星１０１をロケット本体１０４から離脱させるとき又は離脱後に、副衛星１０３をロケットの機軸方向へ離脱させるものである。 Such a pico satellite and a micro satellite are launched by being mounted on a launch vehicle for launching other large satellites, small satellites, or mini-satellites in a so-called piggyback system (see Patent Document 1). FIG. 6 is a schematic diagram for explaining the separation of an artificial satellite mounted on a rocket by the piggyback method. As shown in FIG. 6, this piggyback launch method uses a pico satellite or a microsatellite (in a surplus space inside a fairing 102 in which another large, small, or mini satellite (hereinafter referred to as a main satellite) 101 is accommodated. (Hereinafter referred to as a secondary satellite) 103 and when the primary satellite 101 is detached from the rocket body 104 or after the primary satellite 101 is detached, the secondary satellite 103 is detached in the rocket axis direction.
一方、複数の人工衛星を搭載し、ロケットの機軸方向に対して直交する方向へ各人工衛星を離脱させる構成のロケットもある（非特許文献１参照）。このロケットは、フェアリング内部の中央に機軸に沿って延びた離脱構造を有し、その離脱構造の側面に複数の人工衛星を固定支持する構成となっている。そして、ロケットが所要の高度に到達したときに、各人工衛星が離脱構造から機軸方向に対して直交する方向へ離脱されるようになっている。
しかしながら、上述したようなピギーバック方式のロケットにあっては、主衛星及び副衛星を共に機軸方向へ離脱させる構成であり、また主衛星の下方（主衛星の離脱方向上流側）の余剰空間に副衛星が艤装される構成であるため、主衛星をロケット本体から切り離すとき又は切り離し後でしか副衛星を切り離すことができなかった。一般的に、サイズの小さいマイクロ衛星及びピコ衛星等の軌道は、サイズの大きい大型衛星、小型衛星及びミニ衛星等の軌道よりも低く、従って副衛星を主衛星よりも先に離脱させることが要望される場合が多い。従って、従来のピギーバック方式のロケットは、副衛星を最適な高度及び軌道に投入できないことが多く不便であった。 However, in the piggyback rocket as described above, both the main satellite and the sub-satellite are configured to be separated from each other in the axial direction, and in an extra space below the main satellite (upstream in the direction of the main satellite separation). Since the secondary satellite is equipped, the secondary satellite can be disconnected only when or after the primary satellite is disconnected from the rocket body. In general, the orbits of small satellites such as micro satellites and pico satellites are lower than those of large satellites such as large satellites, small satellites, and mini satellites. Often done. Therefore, conventional piggyback rockets are often inconvenient in that the sub-satellite cannot be put into an optimal altitude and orbit.
また、ピギーバック方式のロケットでは、副衛星夫々に個別の離脱構造（インタフェース）を設ける必要があり、よって副衛星及び主衛星のインタフェースが複雑であり、また副衛星の艤装空間にも制限が多く、このようなインタフェース及び艤装空間の調整に多大な時間及び費用を必要としていた。加えて、艤装空間の形状により、多くのピコ衛星又はマイクロ衛星を艤装することができないという不便も生じていた。 In addition, in piggyback rockets, it is necessary to provide separate detachment structures (interfaces) for each sub-satellite, so the interface between the sub-satellite and the main satellite is complicated, and there are many restrictions on the space for the sub-satellite. Therefore, a great amount of time and cost is required to adjust the interface and the fitting space. In addition, due to the shape of the outfitting space, there has been an inconvenience that many pico satellites or microsatellites cannot be equipped.
一方、非特許文献１に開示されているロケットにあっては、フェアリング内部中央に設けられた柱状の離脱構造に各人工衛星が固定支持され、各人工衛星が当該離脱構造から機軸に対して直交する方向へ離脱される構成であり、ロケットの先端には機軸方向へ離脱される主衛星たる大型衛星、小型衛星又はミニ衛星等が搭載される構成とはなっていない。また、かかる離脱構造の先端に主衛星及びその支持構造を設けることは想定されておらず、離脱構造が機軸方向へ延びた細長い柱状であるため、この先端に離脱構造よりも幅の大きい主衛星及びその支持構造を取り付け、更にこの状態でロケットを飛翔させることは強度上の観点から現実的ではない。 On the other hand, in the rocket disclosed in Non-Patent Document 1, each artificial satellite is fixedly supported by a columnar separation structure provided in the center of the fairing, and each artificial satellite is connected to the axle from the separation structure. It is configured to be separated in an orthogonal direction, and is not configured such that a large satellite, a small satellite, a mini-satellite, or the like, which is a main satellite separated in the axial direction, is mounted on the tip of the rocket. In addition, it is not assumed that the main satellite and its support structure are provided at the tip of the separation structure, and the separation structure is a long and narrow columnar shape extending in the direction of the aircraft axis. In addition, it is not realistic from the viewpoint of strength to attach the supporting structure and to fly the rocket in this state.
本発明は、かかる事情に鑑みてなされたものであり、ロケットの機軸方向を中心とした放射方向へ人工衛星を離脱させることができる人工衛星の離脱構造及び該離脱構造を備えるロケットを提供することを目的とする。 The present invention has been made in view of such circumstances, and provides an artificial satellite detachment structure capable of detaching an artificial satellite in a radial direction centered on the rocket axis direction, and a rocket provided with the detachment structure. With the goal.
本発明の他の目的は、任意の時点で副衛星を離脱させることができ、よって副衛星を最適な高度及び軌道に容易に投入することが可能な人工衛星の離脱構造及び該離脱構造を備えるロケットを提供することにある。 Another object of the present invention is to provide an artificial satellite detachment structure and the detachment structure that can detach the subsatellite at any point of time, and thus can easily put the subsatellite into the optimum altitude and orbit. To provide a rocket.
本発明の更に他の目的は、ピギーバック方式の人工衛星の離脱構造に比べて、副衛星及び主衛星のインターフェースを単純化することができ、また艤装の自由度を高めることができる人工衛星の離脱構造及び該離脱構造を備えるロケットを提供することにある。 Still another object of the present invention is to provide an artificial satellite capable of simplifying the interface between the secondary satellite and the primary satellite and increasing the degree of freedom of the outfitting, as compared to the piggyback type satellite separation structure. To provide a detachment structure and a rocket including the detachment structure.
本発明の更に他の目的は、主衛星及びその支持構造を搭載したときであっても、ロケット飛翔時における主衛星及びその支持構造から受ける荷重に耐えうるだけの強度を確保することができる人工衛星の離脱構造及び該離脱構造を備えるロケットを提供することにある。 Still another object of the present invention is to provide an artificial maneuver capable of withstanding the load received from the main satellite and its support structure when the rocket flies, even when the main satellite and its support structure are mounted. It is an object of the present invention to provide a satellite detachment structure and a rocket including the detachment structure.
上記課題を解決するため、本発明に係る人工衛星の離脱構造は、ロケット内部で人工衛星を支持し、当該人工衛星を宇宙空間で当該ロケットから離脱させる人工衛星の離脱構造において、複数の人工衛星を夫々格納する格納空間が、当該ロケットの機軸を中心として放射状に設けられており、夫々の人工衛星を前記機軸を中心として放射方向へ前記格納空間から夫々離脱させるように構成されており、しかも当該ロケットから前記機軸方向へと離脱される他の人工衛星の支持構造を前記機軸方向先端側に取り付けることが可能であり、前記機軸方向基端側がロケット本体に連結されることが可能であるように構成されていることを特徴とする。 In order to solve the above-described problem, the artificial satellite detachment structure according to the present invention includes a plurality of artificial satellites in the detachment structure of the artificial satellite that supports the artificial satellite inside the rocket and causes the artificial satellite to detach from the rocket in space. Storage space for storing each of the satellites is provided radially about the axis of the rocket, and each of the artificial satellites is configured to be separated from the storage space in a radial direction about the axis. It is possible to attach a support structure for another artificial satellite that is detached from the rocket in the axial direction to the distal end side in the axial direction, and the proximal end side in the axial direction can be connected to the rocket body. It is comprised by these.
また、上記課題を解決するため、本発明に係るロケットは、上記発明に係る人工衛星の離脱構造を備える。 Moreover, in order to solve the said subject, the rocket which concerns on this invention is equipped with the separation structure of the artificial satellite which concerns on the said invention.
かかる構成とすることにより、ロケットの機軸方向を中心とした放射方向へ人工衛星を離脱させることができる。また、ロケット本体と他の人工衛星（主衛星）用の支持構造との間に、本発明に係る人工衛星の離脱構造が介装されるので、この人工衛星（副衛星）の離脱（進行）方向（即ち、機軸を中心とした放射方向）には主衛星及びその支持構造がなく、よって副衛星の離脱が主衛星に邪魔されず、任意の時点で副衛星を離脱させることができ、よって人工衛星を最適な高度及び軌道に容易に投入することが可能である。 By adopting such a configuration, the artificial satellite can be detached in the radial direction centered on the rocket axis direction. Further, since the detachment structure of the artificial satellite according to the present invention is interposed between the rocket body and the support structure for another artificial satellite (main satellite), the detachment (progression) of the artificial satellite (secondary satellite) is provided. There is no primary satellite and its supporting structure in the direction (i.e. the radial direction around the axis), so the secondary satellite can be detached at any time, without the secondary satellite leaving the main satellite It is possible to easily put the satellite into the optimal altitude and orbit.
また、複数の人工衛星を纏めて１つの離脱構造に格納することができるため、人工衛星のインタフェースの構成を従来に比して単純化することができ、また格納空間の形状に合致しさえすれば、どのような形状の人工衛星であっても艤装することができるため、人工衛星の艤装の自由度が向上する。 In addition, since a plurality of artificial satellites can be stored together in one separation structure, the configuration of the artificial satellite interface can be simplified as compared with the conventional one, and it can even match the shape of the storage space. For example, since any type of artificial satellite can be equipped, the degree of freedom of the artificial satellite can be improved.
上記発明においては、隣り合う前記格納空間の間の部分を、当該ロケット飛翔時における前記他の人工衛星及びその支持構造から受ける荷重に耐えうるだけの強度を有する構造部分とすることが好ましい。 In the above invention, it is preferable that a portion between the adjacent storage spaces is a structural portion having a strength sufficient to withstand a load received from the other artificial satellite and its supporting structure when the rocket flies.
かかる構成とすることにより、主衛星及びその支持構造を搭載したときであっても、ロケット飛翔時における主衛星及びその支持構造から受ける荷重に耐えうるだけの強度を確保することができる。 By adopting such a configuration, even when the main satellite and its support structure are mounted, it is possible to ensure a strength sufficient to withstand the load received from the main satellite and its support structure when the rocket flies.
また、当該離脱構造は、機軸を中心として放射状に配置された複数の人工衛星（副衛星）をその内部に格納することが可能である程度に、機軸に対して直交する方向のサイズが大きいため、従来の柱状の離脱構造に比べて強度を確保しやすい。 In addition, since the separation structure can store a plurality of artificial satellites (secondary satellites) radially arranged around the axis, the size in the direction orthogonal to the axis is large. It is easier to ensure the strength than the conventional columnar separation structure.
上記発明においては、前記格納空間に格納される人工衛星を固定支持することが可能であって、当該人工衛星の離脱方向へと移動することが可能であるように構成されており、当該人工衛星と共に移動することによって当該人工衛星を前記格納空間から離脱させる離脱手段を備える構成とすることが好ましい。かかる構成とすることにより、ロケット打ち上げ時には人工衛星を支持することができ、またロケットが人工衛星離脱の目標位置に到達したときには、人工衛星を離脱させることができる。 In the above invention, the artificial satellite stored in the storage space can be fixedly supported, and can be moved in the direction in which the artificial satellite is detached. It is preferable to include a detaching means for detaching the artificial satellite from the storage space by moving together. With this configuration, the artificial satellite can be supported at the time of launching the rocket, and the artificial satellite can be detached when the rocket reaches the target position for separation of the artificial satellite.
上記発明においては、ロケット内部に、当該離脱構造が前記機軸方向へ層状に複数積み重ねて搭載することが可能であるように、当該離脱構造の前記機軸方向先端側に設けられたインタフェースと、当該離脱構造の前記機軸方向他端側に設けられたのインタフェースとが合致するように構成されていることが好ましい。かかる構成とすることにより、人工衛星（例えば副衛星）の離脱が他の人工衛星（例えば主衛星）に邪魔されることがなく、任意の時点で人工衛星を離脱させることができ、よって人工衛星を最適な高度及び軌道に容易に投入することが可能である。また、離脱構造の積み重ね段数を調節することにより、人工衛星の搭載個数を自由に決定することができる。 In the above invention, an interface provided on the front end side of the detachment structure in the axial direction and the detachment structure so that a plurality of the detachment structures can be stacked and mounted in the axial direction inside the rocket. It is preferable that the structure is configured to match an interface provided on the other end side in the axial direction of the structure. By adopting such a configuration, it is possible to cause the artificial satellite (eg, the secondary satellite) to leave without being obstructed by other artificial satellites (eg, the main satellite), and to release the artificial satellite at any point in time. Can be easily put into the optimal altitude and orbit. Also, the number of artificial satellites can be freely determined by adjusting the number of stacking stages of the separation structure.
上記発明においては、前記他の人工衛星を大型衛星、小型衛星又はミニ衛星とすることが可能である。また、前記人工衛星をマイクロ衛星又はピコ衛星とすることもできる。 In the above invention, the other artificial satellite can be a large satellite, a small satellite, or a mini-satellite. The artificial satellite may be a micro satellite or a pico satellite.
本発明に係る人工衛星の離脱構造及び当該離脱構造を備えるロケットによれば、ロケットの機軸方向を中心とした放射方向へ人工衛星を離脱させることができる。また、主衛星が当該離脱構造の機軸方向の一方側に搭載される構成であっても、この副衛星の離脱が主衛星に邪魔されることがなく、任意の時点で副衛星を離脱させることができる。 According to the separation structure of the artificial satellite and the rocket having the separation structure according to the present invention, the artificial satellite can be detached in a radial direction centered on the axial direction of the rocket. In addition, even if the main satellite is mounted on one side in the axis direction of the separation structure, the secondary satellite can be detached at any point in time without being distracted by the main satellite. Can do.
また、複数の人工衛星を纏めて１つの離脱構造に格納することができるため、人工衛星のインタフェースの構成を従来に比して単純化することができ、また格納空間の形状に合致しさえすれば、どのような形状の人工衛星であっても艤装することができるため、人工衛星の艤装の自由度が向上する。 In addition, since a plurality of artificial satellites can be stored together in one separation structure, the configuration of the artificial satellite interface can be simplified as compared with the conventional one, and it can even match the shape of the storage space. For example, since any type of artificial satellite can be equipped, the degree of freedom of the artificial satellite can be improved.
以下、本発明の実施の形態に係る人工衛星の離脱構造及びロケットについて、図面を参照しながら具体的に説明する。図１は、本発明の実施の形態に係る人工衛星の離脱構造の一例を示す側面図であり、図２は、図１のII-II線による断面矢視図である。図１に示すように、本発明の実施の形態に係るロケット１は、本発明に係る他の人工衛星たる主衛星２と、該主衛星２の離脱構造３と、本発明に係る離脱構造４と、本発明に係る人工衛星たる副衛星５とから主として構成されている。 Hereinafter, a satellite separation structure and a rocket according to an embodiment of the present invention will be specifically described with reference to the drawings. FIG. 1 is a side view showing an example of an artificial satellite detachment structure according to an embodiment of the present invention, and FIG. 2 is a cross-sectional view taken along line II-II in FIG. As shown in FIG. 1, a rocket 1 according to an embodiment of the present invention includes a main satellite 2, which is another artificial satellite according to the present invention, a separation structure 3 of the main satellite 2, and a separation structure 4 according to the present invention. And the sub-satellite 5 which is an artificial satellite according to the present invention.
ロケット１は、図１に示している領域の下方に、飛翔用の固体モータ又は液体モータ等の推進システムを複数備えている。このような推進システムを複数備えたロケット本体６の上端に、離脱構造４を支持する支持構造７が設けられている。この支持構造７は、尖端が欠落した円錐状をなしており、図示していないがその内部は軽量化のために中空とされている。この支持構造７の下端の直径は、ロケット本体６の外径と略同一となっており、この下端がロケット本体６の上端に固定支持されている。また、支持構造７の上端には離脱構造４が固定支持されている。離脱構造４は、この支持構造７の上端の直径と略同一の外径を有する上下に短寸の円柱形状をなしており、その内部に夫々マイクロ衛星又はピコ衛星等のサイズの小さい人工衛星である４つの副衛星５を搭載している。 The rocket 1 includes a plurality of propulsion systems such as a flying solid motor or liquid motor below the region shown in FIG. A support structure 7 for supporting the separation structure 4 is provided at the upper end of the rocket body 6 provided with a plurality of such propulsion systems. The support structure 7 has a conical shape with a missing point, and although not illustrated, the inside thereof is hollow for weight reduction. The diameter of the lower end of the support structure 7 is substantially the same as the outer diameter of the rocket body 6, and the lower end is fixedly supported on the upper end of the rocket body 6. Further, the detachment structure 4 is fixedly supported on the upper end of the support structure 7. The detachment structure 4 has a vertically short cylindrical shape having an outer diameter substantially equal to the diameter of the upper end of the support structure 7, and is a small satellite such as a microsatellite or a pico satellite inside. Four sub-satellite 5 are installed.
図２に示すように、離脱構造４には各副衛星５を夫々格納する４つの格納空間８が機軸を中心とした円周方向に等間隔に、即ち９０°の間隔を隔てて設けられている。これらの格納空間８は、夫々機軸を中心とした放射方向へ開口しており、図２において矢符で示すように、この開口から副衛星５が放出されるようになっている。また、離脱構造４の格納空間８以外の部分は、ロケット１の飛翔時における主衛星２及び離脱構造３（本発明に係る支持構造）の荷重に少なくとも耐えうるだけの強度を有する構造部分４ａとされている。かかる構造部分４ａは、例えばボックス構造や必要に応じて梁構造等とされており、これによって離脱構造４に十分な強度が確保されている。 As shown in FIG. 2, the separation structure 4 is provided with four storage spaces 8 for storing the sub-satellites 5 at equal intervals in the circumferential direction around the axis, that is, at intervals of 90 °. Yes. Each of these storage spaces 8 is opened in a radial direction centered on the axis, and the sub-satellite 5 is emitted from this opening as indicated by an arrow in FIG. Further, the part other than the storage space 8 of the separation structure 4 includes a structure part 4a having a strength sufficient to withstand at least the load of the main satellite 2 and the separation structure 3 (support structure according to the present invention) when the rocket 1 flies. Has been. Such a structural portion 4a has, for example, a box structure or a beam structure as necessary, and sufficient strength is ensured for the separation structure 4.
また、図１に示すように、離脱構造４の上端には主衛星２用の離脱構造３が固定支持されている。この離脱構造３は、尖端が欠落した円錐状をなしており、図示していないがその内部は軽量化のために中空とされている。この離脱構造３の下端の直径は、離脱構造４の直径と略同一寸法とされている。また、離脱構造３の上端には大型衛星、小型衛星又はミニ衛星等のサイズの大きい人工衛星である主衛星２が固定支持されている。主衛星２と離脱構造３との間には、図示しない支持解除装置が設けられており、この支持解除装置が外部に設けられた制御コンピュータから電気信号を受けることによって、主衛星２の固定支持が解除されるようになっている。また、離脱構造３はバネ（図示せず）を備えており、このバネによって離脱構造３に固定支持された状態の主衛星２は上方、即ち機軸方向へ向けて付勢されている。従って、前記支持解除装置が起動することによって主衛星２の固定支持が解除されたときには、主衛星２が前記バネの付勢力によって上方へ向けて放出され、これによって主衛星２の離脱が達成されることとなる。 Further, as shown in FIG. 1, a separation structure 3 for the main satellite 2 is fixedly supported on the upper end of the separation structure 4. The detachment structure 3 has a conical shape with a missing tip, and although not illustrated, the inside thereof is hollow for weight reduction. The diameter of the lower end of the separation structure 3 is approximately the same as the diameter of the separation structure 4. A main satellite 2, which is a large satellite such as a large satellite, a small satellite, or a mini-satellite, is fixedly supported at the upper end of the separation structure 3. A support release device (not shown) is provided between the main satellite 2 and the separation structure 3, and the support release device receives an electrical signal from a control computer provided outside, thereby fixing the main satellite 2 to the fixed support. Is to be canceled. The detaching structure 3 includes a spring (not shown), and the main satellite 2 fixedly supported by the detaching structure 3 is urged upward, that is, toward the axis. Accordingly, when the fixed support of the main satellite 2 is released by the activation of the support release device, the main satellite 2 is released upward by the biasing force of the spring, and thereby the main satellite 2 is detached. The Rukoto.
このようにロケット１の頭部には、主衛星２，離脱構造３，離脱構造４，副衛星５等が搭載されており、また、これらを覆うようにフェアリング１ａが設けられている。フェアリング１ａは、大気圏内を飛翔中のロケット１が受ける空気抵抗を可及的に低減するように流線型をなしており、また、このときに受ける空力加熱及び衝撃から内部の主衛星２，副衛星５及び種々の電気機器等を保護するように構成されている。 Thus, the main satellite 2, the detachment structure 3, the detachment structure 4, the subsatellite 5 and the like are mounted on the head of the rocket 1, and a fairing 1a is provided so as to cover them. The fairing 1a is streamlined so as to reduce the air resistance received by the rocket 1 flying in the atmosphere as much as possible. Also, the aerial heating and impact received at this time cause internal satellites 2 and The satellite 5 and various electric devices are protected.
また、離脱構造４の機軸方向に対して直交する方向のサイズ、即ち直径が、主衛星２及び離脱構造３の当該方向のサイズよりも大きいため、主として機軸方向に作用する力に対する強度を離脱構造４に確保させやすく、従ってロケット１の飛翔時における主衛星２及び離脱構造３の荷重に耐えるだけの強度を離脱構造４に容易に確保させることができる。 Further, since the size of the separation structure 4 in the direction perpendicular to the axis direction, that is, the diameter is larger than the size of the main satellite 2 and the separation structure 3 in the direction, the strength against the force acting mainly in the axis direction is increased. Therefore, the separation structure 4 can easily have a strength sufficient to withstand the load of the main satellite 2 and the separation structure 3 when the rocket 1 flies.
次に、本発明の実施の形態に係る離脱構造４の構成を更に詳しく説明する。図３は、本発明の実施の形態に係る人工衛星の離脱構造の構成を模式的に示す部分拡大側面断面図であり、（ａ）は副衛星５を離脱させる前の当該離脱構造の状態を示しており、（ｂ）は副衛星５を離脱させるときの当該離脱構造の状態を示している。図３（ａ）に示すように、離脱構造４の各格納空間８には、スライドテーブル９及びバネ１０を有する離脱手段１１が夫々設けられている。スライドテーブル９は側面視においてＬ字状をなすように、平板が中途で略直角に屈曲されたような形状をなしており、ロケット１の打ち上げ時に副衛星５を支持する支持板部１２と、この支持板部１２の一端から立設された押動板部１３とを有している。支持板部１２は、格納空間８の下面と平行に配置されており、図示しないガイドレール等によって、離脱構造４の中心（即ち機軸）から当該格納空間８の開口へ向けて、即ち当該副衛星５の離脱方向へ移動するように移動方向が規制されている。 Next, the structure of the separation structure 4 according to the embodiment of the present invention will be described in more detail. FIG. 3 is a partial enlarged side cross-sectional view schematically showing the structure of the artificial satellite detachment structure according to the embodiment of the present invention. FIG. 3A shows the state of the detachment structure before the secondary satellite 5 is detached. (B) shows the state of the separation structure when the sub-satellite 5 is detached. As shown in FIG. 3A, each storage space 8 of the detaching structure 4 is provided with a detaching means 11 having a slide table 9 and a spring 10. The slide table 9 has a shape in which a flat plate is bent substantially at right angles so as to form an L shape in a side view, and a support plate portion 12 that supports the sub-satellite 5 when the rocket 1 is launched, And a push plate portion 13 erected from one end of the support plate portion 12. The support plate portion 12 is arranged in parallel with the lower surface of the storage space 8 and is guided from the center of the separation structure 4 (that is, the axis) toward the opening of the storage space 8 by the guide rail (not shown), that is, the subsatellite. The movement direction is regulated so as to move in the direction of 5 separation.
また、支持板部１２の上面には、副衛星５を固定支持する支持構造１４が設けられている。この支持構造１４は、ロケット１の打ち上げ時の衝撃から副衛星５を保護するために、副衛星５をスライドテーブル９に固定支持するように構成されている。また、この支持構造には図示しない支持解除装置が設けられていて、当該支持解除装置がロケット１に搭載されている制御用コンピュータ（図示せず）から副衛星５の離脱前に電気信号を受け起動し、副衛星５の固定支持が解除されるようになっている。 A support structure 14 for fixing and supporting the sub-satellite 5 is provided on the upper surface of the support plate portion 12. The support structure 14 is configured to fix and support the sub-satellite 5 on the slide table 9 in order to protect the sub-satellite 5 from an impact when the rocket 1 is launched. Further, this support structure is provided with a support release device (not shown), and the support release device receives an electric signal from the control computer (not shown) mounted on the rocket 1 before the secondary satellite 5 is detached. It is activated and the fixed support of the secondary satellite 5 is released.
また、スライドテーブル９は、バネ１０によって副衛星５の離脱方向へ付勢されている。副衛星５を離脱させる前には、図３（ａ）に示すように、スライドテーブル９は格納空間８の奥部、即ち格納空間８の奥面に近接した部分に位置している。スライドテーブル９にはロック装置１５が付設されており、スライドテーブル９はこのロック装置１５によって格納空間８の奥部で停止するように格納空間８の内壁に対して固定されている。ロック装置１５は、前述した制御用コンピュータに電気的に接続されており、この制御用コンピュータからの電気信号を受けたときにロックを解除するように構成されている。 In addition, the slide table 9 is biased by the spring 10 in the direction in which the subsatellite 5 is detached. Before the sub-satellite 5 is detached, the slide table 9 is located in the back part of the storage space 8, that is, the part close to the back surface of the storage space 8, as shown in FIG. A lock device 15 is attached to the slide table 9, and the slide table 9 is fixed to the inner wall of the storage space 8 by the lock device 15 so as to stop at the back of the storage space 8. The lock device 15 is electrically connected to the control computer described above, and is configured to release the lock when receiving an electrical signal from the control computer.
従って、ロケット１が宇宙空間に到達したときには、支持解除装置が起動されて副衛星５のスライドテーブル９への固定支持が解除され、またロック装置１５のロックが解除されて、図３（ｂ）に示すように、バネ１０の付勢力によってスライドテーブル９が機軸から離反する方向へ移動する。このとき、副衛星５はスライドテーブル９の押動板部１３に接触して押動され、スライドテーブル９と共に機軸から離反する方向へ移動することとなる。そして、スライドテーブル９がその移動限界位置まで到達したときには、スライドテーブル９が停止して、副衛星５のみが移動し、ロケット１の外部へと放出される。このような副衛星５がマイクロ衛星又はピコ衛星等の場合にあっては、ロケット１の質量に対して副衛星５の質量が著しく小さいため、副衛星５の離脱時にロケット１に作用する反力によってロケット１がその軌道を逸脱する可能性は少ない。また、副衛星５の離脱力によってロケット１がその軌道を逸脱するような場合には、適宜にロケットノズルの方向制御又は姿勢制御系を作動させることにより、ロケット１を予定の軌道に修復することが可能である。 Accordingly, when the rocket 1 reaches the outer space, the support release device is activated, the fixed support of the sub-satellite 5 to the slide table 9 is released, and the lock device 15 is unlocked, and FIG. As shown in FIG. 2, the slide table 9 is moved in the direction away from the axle by the urging force of the spring 10. At this time, the sub-satellite 5 comes into contact with the pushing plate portion 13 of the slide table 9 and is pushed and moved together with the slide table 9 in a direction away from the axis. When the slide table 9 reaches the movement limit position, the slide table 9 stops and only the sub-satellite 5 moves and is released to the outside of the rocket 1. In the case where such a subsatellite 5 is a micro satellite or a pico satellite, the mass of the subsatellite 5 is remarkably smaller than the mass of the rocket 1, so that the reaction force acting on the rocket 1 when the subsatellite 5 is detached. The rocket 1 is unlikely to deviate from its orbit. Further, when the rocket 1 deviates from the orbit due to the separation force of the sub-satellite 5, the rocket 1 is restored to the planned orbit by appropriately operating the direction control or attitude control system of the rocket nozzle. Is possible.
次に、かかる主衛星２及び副衛星５の打ち上げ工程について説明する。図４は、本発明の実施の形態に係るロケットの主衛星及び副衛星の離脱を説明する模式図である。ロケット１は、その推進システムを駆動することにより地上より上昇し、宇宙空間に到達する。その後、ロケット１からフェアリング１ａが分離され、フェアリング１ａ内に収納されていた主衛星２等が外部に露出される。次に、ロケット１が更に進行して、副衛星５を軌道投入すべき高度に到達したときには、副衛星５を上述した手順によって離脱させる。副衛星５の離脱が完了した後、ロケット１は必要に応じて移動し、主衛星２を軌道投入すべき高度に到達したときに、上述した手順によって主衛星２を離脱させる。 Next, the launch process of the main satellite 2 and the subsatellite 5 will be described. FIG. 4 is a schematic diagram for explaining the separation of the primary satellite and the secondary satellite of the rocket according to the embodiment of the present invention. The rocket 1 ascends from the ground by driving its propulsion system and reaches the outer space. Thereafter, the fairing 1a is separated from the rocket 1, and the main satellite 2 and the like stored in the fairing 1a are exposed to the outside. Next, when the rocket 1 further travels and reaches the altitude at which the sub-satellite 5 should be put into orbit, the sub-satellite 5 is separated according to the procedure described above. After the sub-satellite 5 is detached, the rocket 1 moves as necessary, and when the main satellite 2 reaches the altitude at which the main satellite 2 is to be put into orbit, the main satellite 2 is detached according to the procedure described above.
このように、本実施の形態に係る人工衛星の離脱構造によれば、副衛星５を主衛星２の離脱に先立って離脱させることができる。また、夫々の副衛星５は同時に離脱させてもよいし、夫々異なるタイミングで離脱させてもよい。従って、本実施の形態に係る人工衛星の離脱構造によれば、例えば、１つの副衛星５は主衛星２よりも先に離脱させ、主衛星２を離脱させた後に、他の副衛星５を離脱させるといった人工衛星の離脱シーケンスも可能であり、従来のピギーバック方式のような人工衛星の離脱タイミングの制限がない。 As described above, according to the artificial satellite separation structure according to the present embodiment, the secondary satellite 5 can be separated prior to the separation of the main satellite 2. Further, the sub-satellites 5 may be separated at the same time, or may be separated at different timings. Therefore, according to the separation structure of the artificial satellite according to the present embodiment, for example, one sub-satellite 5 is disengaged before the main satellite 2, and after disengaging the main satellite 2, the other sub-satellite 5 is A satellite departure sequence such as separation is also possible, and there is no limitation on the departure timing of the satellite as in the conventional piggyback system.
また、１つの離脱構造４に複数（４つ）の副衛星５を纏めて格納することができるため、副衛星５の構成が離脱構造４の格納条件に合致しさえすれば、各人工衛星毎に専用のインタフェースを設計及び製造する必要がなく、副衛星５のインタフェースの構成を従来に比して単純化することができる。また、格納空間の形状に合致しさえすれば、どのような形状の副衛星であっても艤装することができるため、副衛星の艤装の自由度が向上する。 In addition, since a plurality of (four) sub-satellites 5 can be stored together in one separation structure 4, as long as the configuration of the sub-satellite 5 matches the storage conditions of the separation structure 4, each artificial satellite Therefore, it is not necessary to design and manufacture a dedicated interface, and the configuration of the interface of the secondary satellite 5 can be simplified as compared with the conventional one. In addition, any shape of sub-satellite can be equipped as long as it matches the shape of the storage space, so that the degree of freedom of the sub-satellite can be improved.
図５は、本発明の実施の形態に係る人工衛星の離脱構造の他の例を示す側面図である。図５に示すように、本発明の実施の形態に係る人工衛星の離脱構造４は、同じ構成の複数の離脱構造４を機軸方向へ層状に積み重ねることが可能な構成とすることもできる。つまり、離脱構造４の上端の形状及び電気的インタフェース構成等と、離脱構造４の下端の形状及び電気的インタフェース構成等とが適合しており、複数の離脱構造４を上下に積み重ねて連結することで、より一層多くの副衛星５を搭載することが可能となる。また、同一の構成の複数の離脱構造４を使用することにより、設計期間の短縮化及び製造コストの低廉化を図ることができる。 FIG. 5 is a side view showing another example of the separation structure of the artificial satellite according to the embodiment of the present invention. As shown in FIG. 5, the separation structure 4 of the artificial satellite according to the embodiment of the present invention may be configured such that a plurality of separation structures 4 having the same configuration can be stacked in a layered manner in the axis direction. That is, the shape of the upper end of the separation structure 4 and the electrical interface configuration, etc. are compatible with the shape of the lower end of the separation structure 4 and the electrical interface configuration, etc., and a plurality of the separation structures 4 are stacked and connected together. Thus, it becomes possible to mount even more subsatellite 5. Further, by using a plurality of separation structures 4 having the same configuration, the design period can be shortened and the manufacturing cost can be reduced.
また、主衛星２を搭載せず、複数の離脱構造４を積み重ねた積層構造にマイクロ衛星又はピコ衛星のみを搭載することもできる。 In addition, only the micro satellite or the pico satellite can be mounted on the laminated structure in which the plurality of separation structures 4 are stacked without mounting the main satellite 2.
なお、本実施の形態においては、スライドテーブル９及びバネ１０を有する離脱手段１１によって副衛星５を離脱させる構成について述べたが、これに限定されるものではなく、他の構成の離脱手段を用いてもよい。 In the present embodiment, the configuration in which the sub-satellite 5 is detached by the detaching means 11 having the slide table 9 and the spring 10 is described. However, the present invention is not limited to this, and detaching means having other configurations are used. May be.
また、１つの離脱構造４に４つの副衛星５を搭載することができる構成としたが、これに限定されるものではなく、幾つ副衛星５を搭載することができる構成であってもよい。 In addition, although the configuration in which four sub-satellites 5 can be mounted on one separation structure 4 is not limited thereto, any number of sub-satellites 5 may be mounted.
さらに、上述した実施形態は一実施形態であり、本願発明の要旨を損なわない範囲での種々の変更は可能であり、本願発明は上述した実施形態に限定されるものではない。 Furthermore, the above-described embodiment is an embodiment, and various modifications can be made without departing from the scope of the present invention, and the present invention is not limited to the above-described embodiment.
本発明に係る人工衛星の離脱構造及びロケットは、ロケットの機軸方向を中心とした放射方向へ人工衛星を離脱させることができるという効果を奏し、ロケット内部で人工衛星を支持し、当該人工衛星を宇宙空間で当該ロケットから離脱させる人工衛星の離脱構造及び当該離脱構造を備えるロケット等として有用である。 The artificial satellite detachment structure and the rocket according to the present invention have an effect that the artificial satellite can be detached in a radial direction centered on the rocket axis direction, and supports the artificial satellite inside the rocket. It is useful as a detachment structure for an artificial satellite to be detached from the rocket in outer space and a rocket having the separation structure.
１ ロケット
１ａ フェアリング
２ 主衛星
３ 離脱構造
４ 離脱構造
４ａ 構造部分
５ 副衛星
６ ロケット本体
７ 支持構造
８ 格納空間
９ スライドテーブル
１０ バネ
１１ 離脱手段
１２ 支持板部
１３ 押動板部
１４ 支持構造
１５ ロック装置
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Rocket 1a Fairing 2 Primary satellite 3 Detachment structure 4 Detachment structure 4a Structure part 5 Subsatellite 6 Rocket body 7 Support structure 8 Storage space 9 Slide table 10 Spring 11 Detachment means 12 Support plate part 13 Pushing plate part 14 Support structure 15 Locking device
Claims (7)
複数の副衛星を夫々格納する格納空間が、当該ロケットの機軸を中心として放射状に設けられており、夫々の副衛星を前記機軸を中心として放射方向へ前記格納空間から夫々離脱させるように構成されており、しかも当該ロケットから前記機軸方向へと離脱される主衛星の支持構造を前記機軸方向先端側に取り付け、且つ、前記機軸方向基端側がロケット本体に連結されるように構成され、
前記格納空間の夫々を取り囲む構造部分は、前記副衛星を支持する前記機軸方向に向いた底面を少なくとも有し、該底面は、当該ロケット飛翔時における前記機軸方向の荷重に対して格納している前記副衛星を支持するのに十分な強度を有していることを特徴とする人工衛星の離脱構造。 In the detachment structure of the artificial satellite that supports the artificial satellite inside the rocket and separates the artificial satellite from the rocket in space,
A storage space for storing a plurality of sub-satellites is provided radially about the axis of the rocket, and each sub-satellite is configured to be separated from the storage space in a radial direction about the axis. and which, moreover fitted with a supporting structure of the main satellite is detached from the rocket to the axis direction to the axis direction leading end side, and the shaft direction base end side is by Uni configured Ru is coupled to the rocket body,
The structural portion surrounding each of the storage spaces has at least a bottom surface in the axial direction that supports the sub-satellite, and the bottom surface stores the load in the axial direction when the rocket flies. An artificial satellite detachment structure having sufficient strength to support the sub-satellite.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2003309873A JP3943066B2 (en) | 2003-09-02 | 2003-09-02 | Satellite separation structure and rocket |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2003309873A JP3943066B2 (en) | 2003-09-02 | 2003-09-02 | Satellite separation structure and rocket |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2005075209A JP2005075209A (en) | 2005-03-24 |
| JP3943066B2 true JP3943066B2 (en) | 2007-07-11 |
Family
ID=34411904
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2003309873A Expired - Lifetime JP3943066B2 (en) | 2003-09-02 | 2003-09-02 | Satellite separation structure and rocket |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3943066B2 (en) |
Families Citing this family (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP5569150B2 (en) * | 2010-05-31 | 2014-08-13 | 株式会社Ｉｈｉ | Satellite mounted system |
| WO2015176182A1 (en) * | 2014-05-19 | 2015-11-26 | Macdonald, Dettwiler And Associates Inc. | Payload ejection system |
| KR102693445B1 (en) * | 2017-12-01 | 2024-08-07 | 디-오르?? 에스.피.에이. | Method of releasing artificial satellites from Earth orbit |
| CA3083650C (en) * | 2017-12-01 | 2022-09-13 | D-ORBIT S.p.A. | Method for the safe release of artificial satellites in earth's orbit |
| CN112752715B (en) * | 2018-09-24 | 2024-08-06 | 印度空间研究组织 | System and method for launching multiple satellites from a launch vehicle |
| CN115246494A (en) * | 2021-04-27 | 2022-10-28 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | Satellite layout scheme and adapter structure for multi-satellite transmission |
| CN116086253B (en) * | 2022-12-09 | 2024-08-23 | 航天科工火箭技术有限公司 | Multi-star anti-collision separation method |
Family Cites Families (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH04176800A (en) * | 1990-11-13 | 1992-06-24 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Multiple satellite mounting device |
| FR2717770B1 (en) * | 1994-03-22 | 1996-06-14 | Aerospatiale | Multisatellite distributor for launcher. |
| JPH08244697A (en) * | 1995-03-08 | 1996-09-24 | Toshiba Corp | Orbit work system |
| JP3779799B2 (en) * | 1997-07-23 | 2006-05-31 | 日本飛行機株式会社 | Payload ejector |
| DE19856670B4 (en) * | 1998-12-09 | 2004-12-02 | Eads Space Transportation Gmbh | Satellite launching device |
| FR2809375B1 (en) * | 2000-05-25 | 2002-10-11 | Aerospatiale Matra Lanceurs St | METHOD AND DEVICE FOR INTEGRATING SATELLITES ON A LAUNCHER |
-
2003
- 2003-09-02 JP JP2003309873A patent/JP3943066B2/en not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2005075209A (en) | 2005-03-24 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10717551B2 (en) | Systems and methods for deploying a spacecraft arrangement | |
| US20220127022A1 (en) | Multiple space vehicle launch system | |
| RU2175933C2 (en) | Means method and system for launching spacecraft on basis of towed glider | |
| US8939409B2 (en) | Adaptor system for deploying small satellites | |
| US20020171011A1 (en) | System for the delivery and orbital maintenance of micro satellites and small space-based instruments | |
| JP2014530144A (en) | Propulsion bay | |
| CN109795718B (en) | Satellite comprising optical photographic equipment | |
| JPH0655597B2 (en) | Transport aircraft | |
| US9796484B2 (en) | Satellite system comprising two satellites attached to each other and method for launching them into orbit | |
| US20090140100A1 (en) | Reusable orbital vehicle with interchangeable cargo modules | |
| US7392964B1 (en) | Method and apparatus for utilizing a lifeboat for a space station in earth orbit to serve as a lunar spacecraft | |
| JP3943066B2 (en) | Satellite separation structure and rocket | |
| US20140151509A1 (en) | Capsule system, service module, and reuseable reentry payload and docking module | |
| US4324374A (en) | Integrated spacecraft and cradle structure | |
| Sivolella | The space shuttle program: Technologies and accomplishments | |
| US4300737A (en) | Satellite deployment system with remotely controlled relocking capability | |
| US20050109878A1 (en) | Spacecraft and method for building such a spacecraft and an adapter to be used in such a spacecraft | |
| US4326684A (en) | Spacecraft with internal propulsion stages | |
| US4290570A (en) | Three point attachment for an ejectable spacecraft | |
| US4213586A (en) | Spin activated safety circuit for spacecraft | |
| US4303214A (en) | Apparatus for gyroscopic ejection of shuttle launched spacecraft | |
| EP1492706B1 (en) | Spacecraft, method for building such a spacecraft, and adaptor to be used in such a spacecraft | |
| WO2013015840A1 (en) | Capsule system, service module, and reuseable reentry payload and docking module | |
| Taylor et al. | Dream Chaser for Space Transportation: Tourism, NASA, and Military Integrated on a Atlas V | |
| Lindberg | Overview of the pegasus air-launched space booster |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20060124 |
|
| A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20060125 |
|
| A521 | Request for written amendment filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20060322 |
|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20061003 |
|
| A521 | Request for written amendment filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20061130 |
|
| TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20070403 |
|
| A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20070404 |
|
| R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Ref document number: 3943066 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110413 Year of fee payment: 4 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120413 Year of fee payment: 5 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120413 Year of fee payment: 5 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130413 Year of fee payment: 6 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130413 Year of fee payment: 6 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20140413 Year of fee payment: 7 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20140413 Year of fee payment: 7 |
|
| EXPY | Cancellation because of completion of term |