JP4558215B2

JP4558215B2 - Astronomical probe

Info

Publication number: JP4558215B2
Application number: JP2001003389A
Authority: JP
Inventors: 田秀美松; 貫雅一嶋; 井政和高
Original assignee: Fuji Jukogyo KK
Current assignee: Subaru Corp
Priority date: 2001-01-11
Filing date: 2001-01-11
Publication date: 2010-10-06
Anticipated expiration: 2021-01-11
Also published as: JP2002205698A

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、月や火星等の天体の表面に着陸して探査を行う無人の天体探査機に関し、より詳しくは、大幅な小型化および軽量化を達成できるばかりでなく、天体表面における厳しい温度変化にも耐えることができ、さらには無人探査車を容易に発進させることができるように改良された天体探査機に関する。
【０００２】
【従来の技術】
月面に着陸した米国の無人探査機サーベイヤー１号には３本の着陸脚が設けられ、搭載機器を着陸時の衝撃から保護するとともに着陸後の観測に備えて所定の着陸姿勢を維持するようになっていた。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、着陸時の衝撃吸収能力を高めるためには着陸脚を変位させる必要があるが、所定の着陸姿勢を得るためには変位した着陸脚を所定位置まで復元させる必要がある。
このとき、着陸脚を所定位置まで復元させるために衝撃ダンパーやスプリング等を用いたのでは質量の増加が著しく、探査機を軽量化することができない。
【０００４】
また、小型探査機においては着陸脚と降下用エンジンとを接近させて配置せざるを得ないが、着陸時にエンジンの排気熱を受けて着陸脚が溶損するおそれがある。
このとき、着陸脚を断熱材で保護したのでは探査機の質量増加が著しい。
また、着陸脚と降下用エンジンとを離間させて配置すると、探査機を小型化することができない。
【０００５】
一方、月面では昼と夜とが約２０日サイクルで入れ替わるが、月面における温度は昼には摂氏１８０度もの高温となり、夜には摂氏マイナス２００度の極低温となる。
このため、夜間には月面に接触している部分から熱が奪われて搭載機器が作動しなくなるおそれもあり、月面で長期間にわたって探査を続ける場合には低温環境に対する配慮が不可欠である。
【０００６】
他方、探査機本体が着陸脚によって月面から上方に離間していると、無人の探査車を探査機本体から月面に降ろすことが困難となる。
【０００７】
そこで本発明の目的は、上述した従来技術が有する問題点を解消し、大幅な小型化および軽量化を達成できるばかりでなく、天体表面における厳しい温度変化にも耐えることができ、さらには無人探査車を容易に発進させることができるように改良された天体探査機を提供することにある。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
上記の課題を解決する請求項１に記載の手段は、
天体表面に着陸して探査を行う天体探査機であって、
機器類を収納した直方体状の探査機本体と、
その下端が天体表面に当接して着陸時の衝撃を吸収する、前記探査機本体から下方に延設された着陸脚と、を備え、
前記着陸脚は、前記探査機本体の上下方向に延びる中心軸線を含む中央平面内に配設され、
前記探査機本体は、前記中央平面に対して平行にかつ左右対称に配設された、倒伏時に天体表面に接地する左右一対の側面を有し、
前記左右一対の側面には、この天体探査機が天体表面上に倒伏する時の衝撃を吸収する衝撃吸収手段が設けられていることを特徴とする。
【０００９】
すなわち、請求項１に記載の天体探査機は、その探査機本体が天体表面上に倒伏した状態で着陸が完了する。
したがって、着陸脚は着陸時の衝撃を吸収するだけで良く、探査機本体を所定の着陸姿勢に維持するために所定位置に復帰する必要がないから、衝撃ダンパーやスプリング等を不要とし、その質量を大幅に低減することができる。
また、探査機本体を倒伏させれば良いのであるから、着陸脚は１本若しくは２本あれば充分であり、探査機本体に対する配設の自由度が高く、かつ天体探査機を大幅に小型化することができる。
さらには、着陸時の衝撃吸収機能が失われない程度であれば着陸時に降下用エンジンの排気熱を受け着陸脚の一部が溶損しても良いから、着陸脚とエンジンとを接近配置することができ、天体探査機を大幅に小型化することができる。
また、着陸後に探査機本体が左右いずれの方向に横転して天体表面上に倒伏しても、天体表面に対する姿勢が全く同一の状態で天体表面上に着陸することができる。
【００１０】
また請求項２に記載の手段は、請求項１に記載の天体探査機において、前記衝撃吸収手段が、前記左右一対の側面をそれぞれ覆うセラミック製ハニカム材からなることを特徴と
【００１１】
すなわち、請求項２に記載の天体探査機によれば、左右一対の接地面をセラミック製ハニカム材によってそれぞれ覆うので、探査機本体が倒伏するときにハニカム材が圧縮変形することになり、転倒時に探査機本体に作用する衝撃を緩和することができる。
また、セラミック製のハニカム材を用いるので、金属製のハニカム材を用いる場合に比較して天体表面と探査機本体との間の熱伝導を大幅に低減することができる。
これにより、天体表面の温度が極低温となった場合でも、熱伝導によって探査機本体から熱が奪われ、探査機本体の内部に収納した機器類が作動不能となることを防止できる。
なお、セラミック材料としてケイ酸マグネシウムを用いてハニカム材を形成すると、アルミニウム製ハニカム材を用いる場合に対して熱伝導率を１００分の１以下とすることができる。
する。
【００１２】
また請求項３に記載の手段は、請求項１または２に記載の天体探査機において、前記衝撃吸収手段が、前記天体探査機が天体表面上に倒伏する前に展開して倒伏時の衝撃を吸収する、前記左右一対の側面にそれぞれ設けられたエアバッグ装置であることを特徴とする請求項１または２に記載の天体探査機。
【００１３】
すなわち、請求項３に記載の天体探査機によれば、倒伏時に探査機本体に作用する衝撃をエアバッグ装置によって緩和することができる。
このエアバッグ装置は、自動車において一般的に用いられるものとほぼ同一であり、点火された推進薬が発生する大量の膨張ガスによって、例えばナイロン製の生地から風船状に形成されたエアバッグを膨らませるとともに、探査機本体と天体表面とによって挟持されると徐々にガスが抜けるように構成する。
【００１４】
また請求項４に記載の手段は、請求項１乃至３のいずれかに記載の天体探査機において、前記探査機本体の上面が凸状に形成されることを特徴とする
【００１５】
すなわち、請求項４に記載の天体探査機においては、探査機本体が横転する際に勢い余ってその上面が天体表面に接地する事態となっても、探査機本体の上面が凸状に形成されていて接地姿勢が不安定であるから、探査機本体の上面が接地した状態で倒伏することを確実に防止できる。
【００１６】
【発明の実施の形態】
以下、本発明に係る天体探査機の一実施形態を、図１乃至図５を参照して詳細に説明する。
なお、以下の説明においては、鉛直方向を上下方向と言い、かつ探査機本体が着陸後に横転する方向を左右方向と言う。
【００１７】
図１乃至図３に示した本実施形態の天体探査機１００は、その内部に機器類を収納する探査機本体１０を備えている。
この探査機本体１０は、略直方体の箱状に形成されるとともに、その上面１１は切妻屋根形に凸状に形成されている。
また、上面１１を形成する左右一対の蓋体１２，１３を開くと、図５に示したように無人探査車６０を天体表面Ｇ上に降ろすための道板となる。
さらに、探査機本体１０の左右一対の側面１４，１５は、探査機本体１０の上下方向に延びる中心軸Ｃを含む平面Ｐに対して左右対称に配設されている。
【００１８】
探査機本体１０の左右一対の側面１４，１５には、セラミック製ハニカム材２０がそれぞれ取り付けられている。
これらのセラミック製ハニカム材２０は、例えば（株）常磐電気からＧＲＡＮＤＥＸセラミックハニカムとして入手可能であり、ケイ酸マグネシウムを主成分としたノンアスベストの不燃紙とシリカ系の無機接着材、およびシリカ系の無機含浸剤からなる極めて不燃性、耐久性の高い無機質ハニカムコアである。
さらに、不燃性に優れており、摂氏８００度でのバーナ着火試験においてアルミハニカム材の変形が著しいのに対し、このセラミック製ハニカム材２０はほぼ完全にその形状を維持することができる。
【００１９】
図１に示したように、左右一対の探査機本体１０の左右一対の側面１４，１５には、左右一対のエアバッグ装置３０が左右一対のセラミック製ハニカム材２０をそれぞれ貫通するように設けられている。
このエアバッグ装置３０は、自動車に用いられているものとほぼ同一の構造を有し、図４に示したように、点火された推進薬が発生する大量の膨張ガスによって例えばナイロン製の生地から風船状に形成されたエアバッグを膨らませるとともに、探査機本体１０と天体表面Ｇとによって挟持されると徐々にガスが抜けるように構成されている。
なお、エアバッグ装置３０は、後述する着陸脚５０が天体表面Ｇに接地したとき、若しくは探査機本体１０の左右方向の傾斜が所定の角度を超えたときに作動させることができる。
また、左右一対のエアバッグ装置３０を同時に作動させたり、探査機本体１０が転倒する側のエアバッグ装置３０のみを作動させたりすることができる。
【００２０】
探査機本体１０の下面には、探査機本体１０の上下方向に延びる中心軸Ｃと同軸に降下用ロケットエンジン４０が設けられ、天体表面に向かって降下するとき
に下方に向かってガスを噴射して探査機本体１０の降下速度を減少させるようになっている。
【００２１】
図１乃至図３に示したように、探査機本体１０からは前後一対の着陸脚５０が下方に延設されている。
これらの着陸脚５０は、探査機本体１０の中心軸Ｃを含む中央平面Ｐ内において前後対称に、かつ下方に向かって末広がりに延びるように配設されている。
また、これらの着陸脚５０は、図２に示したように探査機本体１０の下面に固定された外筒５１内に先端部分５２がスライド自在に嵌挿されるとともに、外筒５１内には着陸時の衝撃を吸収するハニカムコア５３が挿入されている。
なお、ハニカムコア５３に上述したセラミック製ハニカム材を用いることができる。
【００２２】
図５に示した無人探査車６０は、天体表面Ｇ上を走行するための無限軌道６１を一対の駆動輪６２，６３間に巻き回した上下対称な走行装置を有している。
そして、この無限軌道６１の上下の接地部６１ａ，６１ｂ間の上下方向内側に探査用機器６４が配設されている。
なお、この無人探査車６０は、内部にガスを封入したバッグを隙間に詰め込むことによって探査機本体１０の内部に固定されており、着陸後にこのバッグ内のガスを放出することにより固定が解除される構造となっている。
【００２３】
次に、上述した構造を有する本実施形態の天体探査機１００の作用効果について説明する。
【００２４】
本実施形態の天体探査機１００は、図１に示したように降下用エンジン４０を下方に向かって噴射しつつ天体表面Ｇに向かって降下する。
そして、図２に示したように着陸脚５０の接地部分５４が天体表面Ｇに接地すると、先端部分５２が外筒５１内にスライドしつつ没入してハニカムコア５３を圧縮変形させ、着陸時の衝撃を吸収する。
【００２５】
天体探査機１００が天体表面Ｇ上に着陸した直後には、図３に示したように前後一対の着陸脚５０によって天体表面Ｇ上に直立している。
しかながら、前後一対の着陸脚５０が探査機本体１０の中央平面Ｐ内に配置されているので、やがて左右方向のバランスが崩れ、探査機本体１０は図４に示したように天体表面Ｇに接地する部分を回動の支点として左右いずれかの方向に転倒する。
このとき、探査機本体１０の着陸直後に展開したエアバッグ装置３０がクッションとなり、探査機本体１０が天体表面Ｇ上に転倒する際の衝撃を確実に吸収することができる。
【００２６】
天体表面Ｇに向かって転倒した探査機本体１０は、図５に示したように例えば左側のセラミック製ハニカム材２０を下にして天体表面Ｇ上に倒伏する。
このとき、転倒の勢いが余って探査機本体１０の上面１１が天体表面Ｇ上に接地する事態となっても、探査機本体１０の上面が切妻屋根形に凸状に形成されているので、上面１１を下にして天体表面Ｇ上に倒伏することはない。
また、探査機本体１０の下面から延設されている前後一対の着陸脚５０がカウンタウェイトとなるので、探査機本体１０の上面１１が天体表面Ｇに接地することを妨げる。
さらに、前後一対の着陸脚５０が下方に向かって末広がりに延びているので、探査機本体１０の前後一対の側面１６，１７が天体表面Ｇに接地するように転倒することはない。
【００２７】
図５に示したように、探査機本体１０が例えば左側に転倒したときには、探査
機本体１０は左側のセラミック製ハニカム材２０を下にして天体表面Ｇ上に倒伏
する。
このとき、セラミック製ハニカム材２０は、探査機本体１０が天体表面Ｇ上に転倒する際の衝撃を自らの変形によって吸収する。
同時に、セラミック製ハニカム材２０は、探査機本体１０と天体表面Ｇとの間の熱伝動を遮断し、探査機本体１０の内部に収納した機器類が天体表面Ｇの温度の影響を受けて作動不能となることを防止する。
【００２８】
探査機本体１０の左右一対の側面１４，１５は、中央表面Ｐに対して左右対称に配設されているので、そのいずれが下側となっても探査機本体１０が天体表面Ｇ上に倒伏する姿勢は同一である。
また、探査機本体１０の左右一対の側面１４，１５は、それぞれ大きな矩形状の平面に形成されているので、図５に示したように探査機本体１０が天体表面Ｇ上に倒伏したときの姿勢は極めて安定している。
【００２９】
さらに、探査機本体１０が天体表面Ｇ上に倒伏した状態では、探査機本体１０の上面１１が天体表面Ｇに極めて接近する。
これにより、探査機本体１０の上面を形成する左右一対の蓋体１２，１３を開いて探査機本体１０の上部開口１８を開くと、これらの蓋体１２，１３のいずれかが道板となるので、探査機本体１０の内部に収納した無人探査車６０を容易に天体表面Ｇ上に降ろすことができる。
【００３０】
また、無人探査車６０は、上下対称に形成されるとともに探査用の機器類が上下の接地部分６１ａ，６１ｂの間に配設されているので、探査機本体１０の左右一対の側面１４，１５のいずれが下側となって天体表面Ｇ上に倒伏しても、天体表面Ｇ上に容易に発進することができる。
【００３１】
以上、本発明に係る天体探査機の一実施形態ついて詳しく説明したが、本発明は上述した実施形態によって限定されるものではなく、種々の変更が可能であることは言うまでもない。
例えば、上述した実施形態においては前後一対の着陸脚を用いているが、複数の降下用エンジンを用いる場合には、探査機本体の中心軸と同軸な一本の着陸脚のみを用いることができる。
この場合、例えばガス噴射によって探査機本体を特定の方向に転倒させることができる。
【００３２】
【発明の効果】
以上の説明から明らかなように、本発明の天体探査機は、その探査機本体が天体表面上に倒伏した状態で着陸が完了する。
したがって、着陸脚は着陸時の衝撃を吸収するだけで良く、探査機本体を所定の着陸姿勢に維持するために所定位置に復帰する必要がないから、衝撃吸収ゴム等を不要とし、その質量を大幅に低減することができる。
また、探査機本体を倒伏させれば良いのであるから、着陸脚は１本若しくは２本あれば充分であり、探査機本体に対する配設の自由度が高く、かつ天体探査機を大幅に小型化することができる。
さらには、着陸時の衝撃吸収機能が失われない程度であれば着陸時に降下用エンジンの排気熱を受け着陸脚の一部が溶損しても良いから、着陸脚とエンジンとを接近配置することができ、天体探査機を大幅に小型化することができる。
加えて、探査機本体が天体表面上に倒伏した後には着陸脚が天体表面から離間するので、着陸脚を介した探査機本体と天体表面との間の熱伝導を防止できる。
【００３３】
また本発明の天体探査機は、着陸後に探査機本体が左右いずれの方向に横転して天体表面上に倒伏しても、天体表面に対する姿勢が全く同一の状態で天体表面上に着陸することができる。
【００３４】
また本発明の天体探査機は、左右一対の接地面をセラミック製ハニカム材によってそれぞれ覆うので、探査機本体が転倒するときにハニカム材が圧縮変形することになり、倒伏時に探査機本体に作用する衝撃を緩和することができる。
また、セラミック製のハニカム材を用いるので、金属製のハニカム材を用いる場合に比較して天体表面と探査機本体との間の熱伝導を大幅に低減することができる。
これにより、天体表面の温度が極低温となった場合でも、熱伝導によって探査機本体から熱が奪われ、探査機本体の内部に収納した機器類が作動不能となることを防止できる。
【００３５】
また本発明の天体探査機は、転倒時に探査機本体に作用する衝撃をエアバッグ装置によって緩和することができる。
【００３６】
また本発明の天体探査機は、探査機本体が横転する際に勢い余ってその上面が天体表面に接地する事態となっても、探査機本体の上面が凸状に形成されていて接地姿勢が不安定であるから、探査機本体の上面が接地した状態で倒伏することを確実に防止できる。
【００３７】
また本発明の天体探査機の着陸脚は、着陸時の衝撃を吸収するだけで良く所定位置に復帰する必要がないから、ハニカムコアを用いることにより極めて軽量で小型な着陸脚を構成することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明に係る一実施形態の天体探査機を示す全体斜視図。
【図２】図１に示した天体探査機の側面図。
【図３】図１に示した天体探査機の正面図。
【図４】図１に示した天体探査機が転倒する状態を示した正面図。
【図５】図１に示した天体探査機が天体表面上に倒伏した状態を示す正面図。
【符号の説明】
１０探査機本体
１１上面
１２，１３蓋体
１４，１５左右一対の側面
１６，１７前後一対の側面
１８開口
２０セラミック製ハニカム材
３０エアバッグ装置
４０降下用エンジン
５０着陸脚
５１外筒
５２先端部分
５３ハニカムコア
５４接地部分
６０無人探査車
６１無限軌道
６２，６３駆動輪
６４探査用機器
１００本発明に係る一実施形態の天体探査機[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to an unmanned astronomical spacecraft that performs exploration by landing on the surface of a celestial body such as the moon or Mars. Further, the present invention relates to an astronomical probe improved so that it can withstand the unmanned exploration vehicle and can easily start an unmanned exploration vehicle.
[0002]
[Prior art]
The US unmanned spacecraft Surveyor No. 1 that landed on the moon is equipped with three landing legs to protect the on-board equipment from impact during landing and maintain a predetermined landing posture in preparation for observation after landing. It was like that.
[0003]
[Problems to be solved by the invention]
Incidentally, the landing leg needs to be displaced in order to increase the shock absorption capability at the time of landing, but in order to obtain a predetermined landing posture, it is necessary to restore the displaced landing leg to a predetermined position.
At this time, if an impact damper, a spring, or the like is used to restore the landing leg to a predetermined position, the mass is remarkably increased, and the spacecraft cannot be reduced in weight.
[0004]
In a small spacecraft, the landing leg and the descent engine must be placed close to each other, but the landing leg may be melted by receiving exhaust heat from the engine during landing.
At this time, if the landing leg is protected by a heat insulating material, the mass of the spacecraft will increase significantly.
Further, if the landing leg and the descent engine are arranged apart from each other, the spacecraft cannot be reduced in size.
[0005]
On the other hand, on the moon, the day and the night are switched in a cycle of about 20 days, but the temperature on the moon is as high as 180 degrees Celsius during the day and as low as minus 200 degrees Celsius at night.
For this reason, there is a risk that heat will be lost from the part in contact with the moon at night and the on-board equipment may not operate. .
[0006]
On the other hand, if the spacecraft body is separated upward from the moon surface by the landing legs, it is difficult to lower the unmanned spacecraft from the spacecraft body to the moon surface.
[0007]
Therefore, the object of the present invention is to solve the above-mentioned problems of the prior art, achieve not only a significant reduction in size and weight, but also withstand severe temperature changes on the celestial surface, and further unmanned exploration. An object of the present invention is to provide an astronomical probe improved so that a vehicle can be started easily.
[0008]
[Means for Solving the Problems]
The means according to claim 1, which solves the above problem,
An astronomical probe that makes an exploration by landing on the celestial surface,
And straight rectangular parallelepiped of the spacecraft body that houses the equipment,
A landing leg extending downward from the main body of the probe, the lower end of which contacts the celestial body surface and absorbs impact during landing,
The landing leg is disposed in a central plane including a central axis extending in the vertical direction of the spacecraft body,
The spacecraft main body has a pair of left and right side surfaces arranged in parallel and symmetrically with respect to the central plane, and grounded to the celestial body surface when lying down,
The pair of left and right side surfaces are provided with impact absorbing means for absorbing an impact when the astronomical spacecraft falls on the celestial surface.
[0009]
That is, the astronomical probe according to claim 1 completes landing in a state where the main body of the probe is lying on the celestial surface.
Therefore, the landing leg only needs to absorb the impact at the time of landing, and it is not necessary to return to a predetermined position in order to maintain the probe body in a predetermined landing posture. Can be greatly reduced.
In addition, since it is sufficient to lay down the spacecraft body, it is sufficient to have one or two landing legs, and there is a high degree of freedom in arrangement with respect to the spacecraft body, and the astronomical spacecraft has been greatly reduced in size. can do.
Furthermore, as long as the impact absorbing function at the time of landing is not lost, the landing leg and the engine should be placed close to each other because the landing leg may receive a part of the exhaust heat due to the exhaust heat of the descent engine at the time of landing. As a result, the astronomical spacecraft can be greatly reduced in size.
In addition, even if the spacecraft body rolls over in the left or right direction and falls on the celestial surface after landing, it can land on the celestial surface with the same attitude to the celestial surface.
[0010]
Further, according to a second aspect of the present invention , in the astronomical spacecraft according to the first aspect, the shock absorbing means is made of a ceramic honeycomb material that covers the pair of left and right side surfaces.
That is, according to the astronomical probe according to claim 2 , since the pair of left and right grounding surfaces are respectively covered with the ceramic honeycomb material, the honeycomb material is compressed and deformed when the probe body falls down, and at the time of the fall Impacts acting on the probe body can be mitigated.
Further, since the ceramic honeycomb material is used, the heat conduction between the celestial surface and the probe main body can be greatly reduced as compared with the case where the metal honeycomb material is used.
Thereby, even when the temperature of the celestial body surface becomes extremely low, it is possible to prevent heat from being removed from the main body of the probe due to heat conduction, and the devices housed inside the main body of the explorer from becoming inoperable.
In addition, when a honeycomb material is formed using magnesium silicate as a ceramic material, the thermal conductivity can be reduced to 1/100 or less as compared with the case of using an aluminum honeycomb material.
To do.
[0012]
According to a third aspect of the present invention, there is provided the astronomical probe according to the first or second aspect, wherein the impact absorbing means is deployed before the astronomical probe falls on the celestial surface so as to apply an impact during the falling. The astronomical probe according to claim 1, wherein the astronomical probe is an airbag device provided on each of the pair of left and right side surfaces to be absorbed .
[0013]
That is, according to the astronomical probe according to the third aspect , the impact applied to the main body of the probe when lying down can be mitigated by the airbag device.
This air bag device is almost the same as that generally used in automobiles, and inflates an air bag formed in a balloon shape from a fabric made of nylon, for example, by a large amount of inflating gas generated by an ignited propellant. In addition, the gas is gradually released when it is sandwiched between the spacecraft body and the celestial body surface.
[0014]
According to a fourth aspect of the present invention, in the astronomical probe according to any one of the first to third aspects, the upper surface of the probe main body is formed in a convex shape.
That is, in the astronomical probe according to claim 4 , even when the probe main body rolls over, the upper surface of the probe main body is formed in a convex shape even if the upper surface is grounded to the celestial surface. In addition, since the grounding posture is unstable, it is possible to reliably prevent the probe body from falling down while the upper surface of the probe body is grounded.
[0016]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Hereinafter, an embodiment of the astronomical probe according to the present invention will be described in detail with reference to FIGS. 1 to 5.
In the following description, the vertical direction is referred to as the up-down direction, and the direction in which the probe body rolls over after landing is referred to as the left-right direction.
[0017]
The astronomical probe 100 according to the present embodiment shown in FIGS. 1 to 3 includes a probe main body 10 for storing devices therein.
The probe main body 10 is formed in a substantially rectangular parallelepiped box shape, and its upper surface 11 is formed in a convex shape like a gable roof.
Further, when the pair of left and right lids 12 and 13 forming the upper surface 11 are opened, a road plate for lowering the unmanned exploration vehicle 60 onto the celestial surface G as shown in FIG.
Further, the pair of left and right side surfaces 14 and 15 of the probe main body 10 are disposed symmetrically with respect to the plane P including the central axis C extending in the vertical direction of the probe main body 10.
[0018]
A ceramic honeycomb material 20 is attached to each of the pair of left and right side surfaces 14 and 15 of the probe main body 10.
These ceramic honeycomb materials 20 are available, for example, as GRANDEX ceramic honeycombs from Joban Electric Co., Ltd., non-asbestos non-combustible paper mainly composed of magnesium silicate, silica-based inorganic adhesive, and silica-based It is an inorganic honeycomb core made of an inorganic impregnating agent and extremely incombustible and durable.
Furthermore, it is excellent in nonflammability, and the deformation of the aluminum honeycomb material is remarkable in the burner ignition test at 800 degrees Celsius, whereas the ceramic honeycomb material 20 can maintain its shape almost completely.
[0019]
As shown in FIG. 1, a pair of left and right airbag devices 30 are provided on the pair of left and right side surfaces 14 and 15 of the pair of left and right probe bodies 10 so as to penetrate the pair of left and right ceramic honeycomb materials 20, respectively. ing.
The airbag device 30 has substantially the same structure as that used in an automobile. As shown in FIG. 4, the airbag device 30 is made of, for example, nylon fabric by a large amount of inflation gas generated by an ignited propellant. An air bag formed in a balloon shape is inflated, and gas is gradually released when it is sandwiched between the probe main body 10 and the celestial body surface G.
The airbag device 30 can be operated when a landing leg 50 (to be described later) comes into contact with the celestial surface G or when the horizontal inclination of the probe main body 10 exceeds a predetermined angle.
In addition, the pair of left and right airbag devices 30 can be operated simultaneously, or only the airbag device 30 on the side on which the probe main body 10 falls can be operated.
[0020]
The lower surface of the probe body 10 is provided with a descent rocket engine 40 coaxially with the central axis C extending in the vertical direction of the explorer body 10 and injects gas downward when descending toward the celestial surface. Thus, the descent speed of the probe main body 10 is reduced.
[0021]
As shown in FIGS. 1 to 3, a pair of front and rear landing legs 50 extend downward from the probe main body 10.
These landing legs 50 are arranged so as to extend symmetrically in the central plane P including the central axis C of the probe main body 10 and to extend downward toward the bottom.
In addition, as shown in FIG. 2, these landing legs 50 have a distal end portion 52 slidably inserted into an outer cylinder 51 fixed to the lower surface of the probe body 10, and landing in the outer cylinder 51. A honeycomb core 53 that absorbs the impact of the time is inserted.
The ceramic honeycomb material described above can be used for the honeycomb core 53.
[0022]
The unmanned exploration vehicle 60 shown in FIG. 5 has a vertically symmetric traveling device in which an endless track 61 for traveling on the celestial surface G is wound between a pair of drive wheels 62 and 63.
An exploration device 64 is disposed on the inner side in the vertical direction between the upper and lower grounding portions 61 a and 61 b of the endless track 61.
The unmanned exploration vehicle 60 is fixed inside the probe main body 10 by packing a bag filled with gas in the gap, and released from the bag after landing, the fixation is released. It has a structure.
[0023]
Next, the effect of the astronomical probe 100 of the present embodiment having the above-described structure will be described.
[0024]
The astronomical probe 100 of the present embodiment descends toward the astronomical surface G while injecting the descent engine 40 downward as shown in FIG.
As shown in FIG. 2, when the ground contact portion 54 of the landing leg 50 contacts the celestial body surface G, the tip end portion 52 slides into the outer tube 51 and compresses and deforms the honeycomb core 53. Absorbs shock.
[0025]
Immediately after the astronomical probe 100 has landed on the celestial surface G, as shown in FIG. 3, it stands upright on the celestial surface G by a pair of front and rear landing legs 50.
However, since the pair of front and rear landing legs 50 are arranged in the central plane P of the spacecraft main body 10, the balance in the left-right direction is eventually lost, and the spacecraft main body 10 is placed on the celestial surface G as shown in FIG. It falls down in either the left or right direction with the grounded part as the fulcrum of rotation.
At this time, the airbag device 30 deployed immediately after landing of the spacecraft main body 10 serves as a cushion, and the impact when the spacecraft main body 10 falls on the astronomical surface G can be reliably absorbed.
[0026]
The probe main body 10 that has fallen toward the celestial surface G falls on the celestial surface G with the ceramic honeycomb material 20 on the left side facing down, for example, as shown in FIG.
At this time, even if the upper surface 11 of the probe body 10 is grounded on the celestial surface G due to excessive momentum, the upper surface of the probe body 10 is formed in a gable roof shape in a convex shape, It does not fall on the celestial surface G with the upper surface 11 down.
Further, since the pair of front and rear landing legs 50 extending from the lower surface of the probe main body 10 serves as a counterweight, the upper surface 11 of the probe main body 10 is prevented from contacting the astronomical surface G.
Further, since the pair of front and rear landing legs 50 extend downwardly toward the lower end, the pair of front and rear side surfaces 16 and 17 of the spacecraft main body 10 will not fall over so as to contact the celestial surface G.
[0027]
As shown in FIG. 5, when the probe main body 10 falls to the left side, for example, the probe main body 10 falls on the celestial surface G with the ceramic honeycomb material 20 on the left side facing down.
At this time, the ceramic honeycomb material 20 absorbs the impact when the probe main body 10 falls on the celestial surface G by its deformation.
At the same time, the ceramic honeycomb material 20 blocks the heat transfer between the spacecraft main body 10 and the celestial body surface G, and the devices housed inside the spacecraft main body 10 operate under the influence of the temperature of the celestial body surface G. Prevent it from becoming impossible.
[0028]
Since the pair of left and right side surfaces 14 and 15 of the probe main body 10 are arranged symmetrically with respect to the central surface P, the probe main body 10 falls on the celestial surface G regardless of which of the side faces 14 and 15 is on the lower side. The posture to do is the same.
Further, since the pair of left and right side surfaces 14 and 15 of the spacecraft main body 10 are formed in large rectangular planes, the spacecraft main body 10 falls on the celestial surface G as shown in FIG. The posture is extremely stable.
[0029]
Furthermore, in a state where the probe main body 10 is lying on the celestial surface G, the upper surface 11 of the probe main body 10 is very close to the celestial surface G.
As a result, when the pair of left and right lid bodies 12 and 13 forming the upper surface of the probe main body 10 are opened and the upper opening 18 of the probe main body 10 is opened, one of these lid bodies 12 and 13 becomes a road plate. Therefore, the unmanned exploration vehicle 60 housed inside the probe main body 10 can be easily lowered onto the astronomical surface G.
[0030]
Further, since the unmanned exploration vehicle 60 is formed symmetrically in the vertical direction and the exploration devices are disposed between the upper and lower grounding portions 61a and 61b, the pair of left and right side surfaces 14 and 15 of the probe body 10 Even if any of these fall down and fall on the celestial surface G, the vehicle can easily start on the celestial surface G.
[0031]
As mentioned above, although one embodiment of the astronomical probe according to the present invention has been described in detail, it is needless to say that the present invention is not limited to the above-described embodiment, and various modifications are possible.
For example, in the above-described embodiment, a pair of front and rear landing legs are used, but when a plurality of descent engines are used, only one landing leg coaxial with the central axis of the probe main body can be used. .
In this case, for example, the probe body can be turned over in a specific direction by gas injection.
[0032]
【The invention's effect】
As is clear from the above description, the astronomical probe of the present invention completes landing in a state where the main body of the probe is lying on the celestial surface.
Therefore, the landing leg only needs to absorb the impact at the time of landing, and it is not necessary to return to a predetermined position in order to maintain the probe body in a predetermined landing posture. It can be greatly reduced.
In addition, since it is sufficient to lay down the spacecraft body, it is sufficient to have one or two landing legs, and there is a high degree of freedom in arrangement with respect to the spacecraft body, and the astronomical spacecraft has been greatly reduced in size. can do.
Furthermore, as long as the impact absorbing function at the time of landing is not lost, the landing leg and the engine should be placed close to each other because the landing leg may receive a part of the exhaust heat due to the exhaust heat of the descent engine at the time of landing. As a result, the astronomical spacecraft can be greatly reduced in size.
In addition, since the landing leg is separated from the celestial surface after the probe body has fallen on the celestial surface, heat conduction between the probe body and the celestial surface via the landing leg can be prevented.
[0033]
In addition, the astronomical probe of the present invention may land on the celestial surface with exactly the same attitude to the celestial surface even if the main body of the probe rolls down on either the left or right side after landing and falls on the celestial surface. it can.
[0034]
In addition, since the astronomical probe of the present invention covers the pair of left and right ground planes with the ceramic honeycomb material, the honeycomb material compresses and deforms when the probe body falls down, and acts on the probe body when lying down. Impact can be mitigated.
Further, since the ceramic honeycomb material is used, the heat conduction between the celestial surface and the probe main body can be greatly reduced as compared with the case of using the metal honeycomb material.
Thereby, even when the temperature of the celestial body surface becomes extremely low, it is possible to prevent heat from being removed from the main body of the probe due to heat conduction, and the devices housed inside the main body of the explorer from becoming inoperable.
[0035]
Moreover, the astronomical probe of the present invention can mitigate the impact acting on the main body of the probe at the time of falling by the airbag device.
[0036]
In addition, the astronomical probe of the present invention has a grounding posture because the upper surface of the probe body is formed in a convex shape even when the upper surface of the probe body is grounded to the celestial surface when the probe body rolls over. Since it is unstable, it is possible to reliably prevent the probe body from lying down with the top surface of the probe grounded.
[0037]
In addition, the landing leg of the astronomical probe of the present invention only needs to absorb the impact at the time of landing and does not need to return to a predetermined position, so that a very lightweight and small landing leg can be configured by using a honeycomb core. it can.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is an overall perspective view showing an astronomical probe according to an embodiment of the present invention.
FIG. 2 is a side view of the astronomical probe shown in FIG.
3 is a front view of the astronomical probe shown in FIG. 1. FIG.
4 is a front view showing a state in which the astronomical probe shown in FIG. 1 falls. FIG.
FIG. 5 is a front view showing a state where the astronomical probe shown in FIG. 1 has fallen on the celestial surface.
[Explanation of symbols]
DESCRIPTION OF SYMBOLS 10 Searching device main body 11 Upper surface 12, 13 Lid | cover body 14,15 A pair of left and right side surfaces 16,17 A pair of front and rear sides 18 Opening 20 Ceramic honeycomb material 30 Airbag device 40 Engine for descent 50 Landing leg 51 Honeycomb core 54 Grounding portion 60 Unmanned exploration vehicle 61 Endless track 62, 63 Drive wheel 64 Exploration device 100 Astronomical probe according to one embodiment of the present invention

Claims

An astronomical probe that makes an exploration by landing on the celestial surface,
And straight rectangular parallelepiped of the spacecraft body that houses the equipment,
A landing leg extending downward from the main body of the probe, the lower end of which contacts the celestial body surface and absorbs impact during landing,
The landing leg is disposed in a central plane including a central axis extending in the vertical direction of the spacecraft body,
The spacecraft main body has a pair of left and right side surfaces arranged in parallel and symmetrically with respect to the central plane, and grounded to the celestial body surface when lying down,
An astronomical probe that is provided with shock absorbing means for absorbing an impact when the astronomical probe falls on the celestial surface on the pair of left and right side surfaces.

The astronomical probe according to claim 1, wherein the impact absorbing means is made of a ceramic honeycomb material covering the pair of left and right side surfaces.

The impact absorbing means is an airbag device provided on each of the pair of left and right side surfaces that expands before the astronomical spacecraft falls on the celestial surface and absorbs the impact during the fall. The astronomical probe according to claim 1 or 2.

The astronomical probe according to any one of claims 1 to 3, wherein the probe main body has a convex upper surface.