JP5569150B2

JP5569150B2 - 人工衛星搭載システム

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Publication number: JP5569150B2
Application number: JP2010124841A
Authority: JP
Inventors: 徹也中原; 克基小林; 優片貝
Original assignee: IHI Corp
Current assignee: IHI Corp
Priority date: 2010-05-31
Filing date: 2010-05-31
Publication date: 2014-08-13
Anticipated expiration: 2030-05-31
Also published as: JP2011251560A

Description

本発明は、人工衛星搭載システムに関する。

人工衛星は、その質量に応じて大型衛星（重量１０００ｋｇ以上）、小型衛星（重量１０００〜５００ｋｇ）、ミニ衛星（重量５００〜１００ｋｇ）、マイクロ衛星（重量１００〜１０ｋｇ）、ピコ衛星（重量１０ｋｇ程度）などに分類される。近年では、主に簡易ミッションに用いられ、構造が単純で、開発コストが安く、且つ信頼性の確保が容易な比較的小質量の人工衛星（小型衛星以下の質量を有する人工衛星に分類されるもの：以下、小質量衛星と称す）のニーズが高まっている。

このような小質量衛星の打ち上げ方式として、大型衛星（主衛星）の打ち上げ時に、主衛星を格納するペイロードフェアリング内の余剰空間を利用して小質量衛星（副衛星）をロケットに搭載し、これら主衛星及び副衛星を同時に打ち上げることで打ち上げコストの削減を図る所謂ピギーバック方式が知られている（下記特許文献１参照）。

また、複数の人工衛星をロケットに搭載する技術も公知であるため（下記特許文献２〜４参照）、これらの技術を小質量衛星の複数同時打ち上げに適用することも可能である。

特開２００５−７５２０９号公報特開平５−２７８６９９号公報米国特許第５４１１２２６号公報米国特許第５６１３６５３号公報

小質量衛星の研究及び開発は、企業や研究機関、大学等の様々な団体が行っているが、国家事業として打ち上げられる大型衛星と異なり、これらの団体が小質量衛星の打ち上げのために確保できる予算は少ないため、さらなる打ち上げコストの削減が望まれている。打ち上げコストの削減には、小質量衛星の同時打ち上げ数（言い換えれば同時搭載数）を増やすことが最も効果的である。

この点、小質量衛星の打ち上げにピギーバック方式を採用した場合、ペイロードフェアリング内の空間の大部分は大型衛星によって占められるため、一度にロケットに搭載可能な小質量衛星はせいぜい数個から十数個程度である。また、上記特許文献２〜４の技術も、小質量衛星の同時打ち上げ数を劇的に（例えば数十個以上に）増加できるものではなく、小質量衛星の多数同時打ち上げを実現可能な技術が確立されているとは言えなかった。

本発明は上述した事情に鑑みてなされたものであり、人工衛星の多数同時打ち上げを実現可能な人工衛星搭載システムを提供することを目的とする。

上記課題を解決するために、本発明では、人工衛星搭載システムに係る第１の解決手段として、衛星を１機ずつ収容する収容構造体を複数備え、前記収容構造体は、ロケットの先端部において当該ロケットの機軸に沿って層状に積載されていると共に、前記機軸を中心とする同心円状に配置されているという手段を採用する。

また、本発明では、人工衛星搭載システムに係る第２の解決手段として、上記第１の解決手段において、前記収容構造体の各々は、収容した前記衛星を固定する機能及び当該衛星を前記機軸に直交する方向へ放出する機能を有する衛星固定放出機構を備えるという手段を採用する。

また、本発明では、人工衛星搭載システムに係る第３の解決手段として、上記第２の解決手段において、前記機軸を中心とする同心円状に配置された前記収容構造体の内、外側に配置された収容構造体を内側に配置された収容構造体に固定する機能及び前記外側に配置された収容構造体を前記内側に配置された収容構造体から放出される衛星の放出方向とは異なる方向へ分離する機能を有する収容構造体固定分離機構を備えるという手段を採用する。

また、本発明では、人工衛星搭載システムに係る第４の解決手段として、上記第３の解決手段において、前記収容構造体固定分離機構は、前記外側に配置された収容構造体と前記内側に配置された収容構造体との固定及びその固定の解除を行うロックアクチュエータと、前記外側に配置された収容構造体と前記内側に配置された収容構造体との間に配置された圧縮状態の分離用スプリングとを備えるという手段を採用する。

また、本発明では、人工衛星搭載システムに係る第５の解決手段として、上記第２〜第４のいずれかの解決手段において、前記衛星固定放出機構は、ガスを封入した衛星放出用バルーンと、前記収容構造体の内部空間を前記衛星の収容に供する第１の空間と前記衛星放出用バルーンの収容に供する第２の空間とに分割する可動板と、前記第１の空間に前記衛星が収容され、前記第２の空間に前記衛星放出用バルーンが収容された状態で、前記可動板を前記第２の空間側から非固定支持する支持部材と、前記第１の空間に連通する放出口に設けられ、前記可動板と協同して前記衛星の固定及びその固定の解除を行うロックアクチュエータとを備えるという手段を採用する。

また、本発明では、人工衛星搭載システムに係る第６の解決手段として、上記第２〜第４のいずれかの解決手段において、前記衛星固定放出機構は、ガスを封入した衛星放出用バルーンと、前記収容構造体の内部空間を前記衛星の収容に供する第１の空間と前記衛星放出用バルーンの収容に供する第２の空間とに分割する可動板と、前記衛星の表面において前記可動板と対向する位置に固定された固定板と、前記第１の空間に前記衛星が収容され、前記第２の空間に前記衛星放出用バルーンが収容された状態で、前記可動板及び前記固定板に形成されているネジ穴に対し前記第２の空間側から螺合するロックボルトと、前記ロックボルトと軸結合されたモータとを備えるという手段を採用する。

また、本発明では、人工衛星搭載システムに係る第７の解決手段として、上記第２〜第４のいずれかの解決手段において、前記衛星固定放出機構は、前記衛星の表面に固定された衛星支持体と、前記収容構造体の内壁面において起倒自在に設置され、前記収容構造体の内部空間に対し前記衛星が前記衛星支持体を奥にして収容された状態で起立して当該衛星支持体に係合する係合部材と、加熱による切断が可能な材料から形成され、前記係合部材が前記衛星支持体に係合した状態で締め付け固定されるように巻かれたワイヤと、前記ワイヤを加熱するヒータと、前記衛星支持体と前記収容構造体の内壁面との間に配置された圧縮状態の衛星放出用スプリングとを備えるという手段を採用する。

また、本発明では、人工衛星搭載システムに係る第８の解決手段として、上記第２〜第４のいずれかの解決手段において、前記衛星固定放出機構は、前記衛星の表面に固定された絶縁性を有する衛星支持体と、通電剥離性接着剤を用いて前記衛星支持体に接着された導電板と、前記衛星支持体と前記導電板との間に配置された圧縮状態の衛星放出用スプリングとを備え、前記導電板は、前記収容構造体の内部空間に対して前記衛星が前記衛星支持体及び導電板を奥にして収容された状態で当該内部空間に固定設置されているという手段を採用する。

また、本発明では、人工衛星搭載システムに係る第９の解決手段として、上記第１〜第８のいずれかの解決手段において、前記収容構造体が収容する人工衛星が小質量衛星であるという手段を採用する。

本発明によれば、衛星を１機ずつ収容する収容構造体を、ロケットの先端部において当該ロケットの機軸に沿って層状に積載すると共に、前記機軸を中心とする同心円状に配置するため、限られた衛星搭載スペースを有効利用して効率良く衛星を搭載することができ、その結果、人工衛星の多数同時打ち上げを実現することが可能となる。

本実施形態における人工衛星搭載システムを備えたロケット１の概略構成を示す第１図である。本実施形態における人工衛星搭載システムを備えたロケット１の概略構成を示す第２図である。本実施形態における人工衛星搭載システムを備えたロケット１の概略構成を示す第３図である。本実施形態におけるラック固定分離機構の詳細説明図である。本実施形態におけるロックアクチュエータ６Ａ及び６Ｂ（１２も含む）の詳細説明図である。本実施形態における衛星固定放出機構の詳細説明図である。宇宙空間における小質量衛星Ｓ及び衛星収容ラック５の分離シーケンスを示す第１図である。宇宙空間における小質量衛星Ｓ及び衛星収容ラック５の分離シーケンスを示す第２図である。衛星固定放出機構の第１の変形例を示す図である。衛星固定放出機構の第２の変形例を示す第１図である。衛星固定放出機構の第２の変形例を示す第２図である。衛星固定放出機構の第３の変形例を示す図である。ロックアクチュエータ６Ａ及び６Ｂ（１２）の変形例を示す図である。

以下、図面を参照しながら、本発明の一実施形態について説明する。
図１は、本実施形態における人工衛星搭載システムを備えたロケット１の概略構成を示す側面図である。図２（ａ）は、図１におけるＡ−Ａ矢視断面図であり、図２（ｂ）は、図１におけるＢ−Ｂ矢視断面図であり、図２（ｃ）は、図１におけるＣ−Ｃ矢視断面図であり、図３（ａ）は、図２（ａ）の分解図であり、図３（ｂ）は、図３（ａ）におけるＤ−Ｄ矢視断面図である。

図１に示すように、ロケット１は、ロケット機体２、ラック支持構造体３、ペイロードフェアリング４、及び複数の衛星収容ラック５から概略構成されている。ロケット機体２は、中空の円筒形状を成し、その内部空間にロケットエンジン、推進剤タンクなどの推進システム（図示省略）を搭載している。なお、図１において、符号ＡＸは、ロケット機体２（ロケット１）の機軸を示している。

ラック支持構造体３は、ロケット機体２の先端部に設置されており、後述の衛星収容ラック５を下方から支持するものである。このラック支持構造体３は、ロケット機体２の外径とほぼ同一の直径を有する円状の下面を有すると共に、当該下面に対して平行且つ直径が小さい円状の上面を有している。つまり、このラック支持構造体３は、下面から上面に向かってロケット機体２の機軸ＡＸに沿って徐々に縮径する形状をなしている。

ペイロードフェアリング４は、後述の衛星収容ラック５を覆うようにロケット機体２の先端部に装着された人工衛星保護用のカバー部材であり、中空の円筒形状部４ａ及び円錐形状部４ｂを有している。このペイロードフェアリング４は、ロケット機体２の機軸ＡＸを中心として左右に分離開頭可能な構造となっており、宇宙空間における分離開頭後、ロケット機体２から切り離されて自動的に投棄されるものである。

衛星収容ラック５は、小質量衛星を１機ずつ収容するボックス型の収容構造体である。なお、本実施形態において、小質量衛星とは、大型衛星、小型衛星、ミニ衛星、マイクロ衛星、ピコ衛星などの内、小型衛星以下の質量を有する人工衛星に分類されるものを指し、具体的には質量１０００ｋｇ以下の人工衛星を指す。

これら衛星収容ラック５は、小質量衛星を収容した状態で、ラック支持構造体３の上面において、ロケット機体２の機軸ＡＸに沿って上方に向かって層状に積載されていると共に、当該機軸ＡＸを中心とする同心円状に配置されている。本実施形態では、図２（ａ）に示すように、衛星収容ラック５が、ロケット機体２の機軸ＡＸを中心として３重同心円状に配置されている場合を例示している。

また、本実施形態では、ペイロードフェアリング４の内部空間を有効利用して、衛星収容ラック５の搭載数、つまり小質量衛星の同時搭載数（同時打ち上げ数）を最大化するために、ペイロードフェアリング４の径に応じて衛星収容ラック５の積層数及び配置同心円数を変更している。

例えば、ペイロードフェアリング４の径が最も大きい円筒形状部４ａでは、衛星収容ラック５の積層数を１１層とし（図１参照）、配置同心円数を３つ、つまり３重同心円の全てに衛星収容ラック５を配置する（図２（ａ）参照）。また、次に径が大きい円錐形状部４ｂの下端付近では、衛星収容ラック５の積層数を１３層とし（図１参照）、配置同心円数を２つ、つまり３重同心円の内、最も内側と中間に衛星収容ラック５を配置する（図２（ｂ）参照）。また、次に径が大きい円錐形状部４ｂの中央付近では、衛星収容ラック５の積層数を１５層とし（図１参照）、配置同心円数を１つ、つまり３重同心円の内、最も内側にのみ衛星収容ラック５を配置する（図２（ｃ）参照）。

なお、以下では、３重同心円状に配置された衛星収容ラック５の内、最も外側に配置された衛星収容ラック５の符号を５Ａとし、中間に配置された衛星収容ラック５の符号を５Ｂとし、最も内側に配置された衛星収容ラック５の符号を５Ｃとする。また、以下の説明において、衛星収容ラック５の符号を５Ａ、５Ｂ、５Ｃに区別する必要がない場合には、これらの符号を５に統一する。

詳細は後述するが、これら衛星収容ラック５の各々は、収容した小質量衛星を固定する機能及び当該小質量衛星を機軸ＡＸに直交する方向へ放出する機能を有する衛星固定放出機構を備えている。なお、図２（ａ）において、小質量衛星が放出される方向（放出方向）を符号ＤＳで示している。

また、図２（ａ）に示すように、３重同心円の中間に配置された衛星収容ラック５Ｂの内、符号５Ｂａ、５Ｂｂ、５Ｂｃ、５Ｂｄの４つは、外側の衛星収容ラック５Ａを内側の衛星収容ラック５Ｂに固定するために用いられる固定専用ラックである。これら固定専用ラック５Ｂａ、５Ｂｂ、５Ｂｃ、５Ｂｄは、衛星収容ラック５Ａを衛星収容ラック５Ｂに固定する機能及び衛星収容ラック５Ａを衛星収容ラック５Ｂから放出される小質量衛星の放出方向ＤＳとは異なる方向（分離方向）ＤＲへ分離する機能を有するラック固定分離機構（収容構造体固定分離機構）を備えている。

同様に、３重同心円の最も内側に配置された衛星収容ラック５Ｃの内、符号５Ｃａ、５Ｃｂ、５Ｃｃ、５Ｃｄの４つは、外側の衛星収容ラック５Ｂを内側の衛星収容ラック５Ｃに固定するために用いられる固定専用ラックである。これら固定専用ラック５Ｃａ、５Ｃｂ、５Ｃｃ、５Ｃｄは、衛星収容ラック５Ｂを衛星収容ラック５Ｃに固定する機能及び衛星収容ラック５Ｂを衛星収容ラック５Ｃから放出される小質量衛星の放出方向ＤＳとは異なる方向ＤＲへ分離する機能を有するラック固定分離機構を備えている。

なお、図３（ａ）に示すように、３重同心円の最も外側に配置された衛星収容ラック５Ａは、所定個数ずつ結合されて４つのラックユニットＵＡ１、ＵＡ２、ＵＡ３及びＵＡ４を構成しており、これらラックユニット毎に固定及び分離される。同様に、３重同心円の中間に配置された衛星収容ラック５Ｂは、所定個数ずつ結合されて４つのラックユニットＵＢ１、ＵＢ２、ＵＢ３及びＵＢ４を構成しており、これらラックユニット毎に固定及び分離される。

具体的には、固定専用ラック５ＢａにラックユニットＵＡ１及びＵＡ４が固定され、固定専用ラック５ＢｂにラックユニットＵＡ１及びＵＡ２が固定され、固定専用ラック５ＢｃにラックユニットＵＡ２及びＵＡ３が固定され、固定専用ラック５ＢｄにラックユニットＵＡ３及びＵＡ４が固定される。また、固定専用ラック５ＣａにラックユニットＵＢ１及びＵＢ４が固定され、固定専用ラック５ＣｂにラックユニットＵＢ１及びＵＢ２が固定され、固定専用ラック５ＣｃにラックユニットＵＢ２及びＵＢ３が固定され、固定専用ラック５ＣｄにラックユニットＵＢ３及びＵＢ４が固定される。

なお、図３（ｂ）に示すように、３重同心円の最も内側に配置された衛星収容ラック５Ｃは、ラック支持構造体３の上面において柱状に固定設置されており、衛星収容ラック５Ａ及び５Ｂのように分離されない。なお、この場合は固定専用ラックを上端と下端に設けているが、外側のラックユニットを複数段に分けて、５Ｃの中間に固定専用ラックを設けてもよい。

続いて、図４及び図５を参照しながらラック固定分離機構の詳細について説明する。図４（ａ）は、図２（ａ）の領域Ａ１において、ラックユニットＵＡ１及びＵＡ４が固定専用ラック５Ｂａに固定されている状態を示す拡大図であり、図４（ｂ）は、固定専用ラック５ＢａからラックユニットＵＡ１及びＵＡ４から分離した状態を示す拡大図である。

図４（ａ）に示すように、ラック固定分離機構は、固定専用ラック５Ｂａに設置された２つのロックアクチュエータ６Ａ、６Ｂと、ラックユニットＵＡ１内の１つの衛星収容ラック５Ａに設けられたラック固定用ガイド７Ａ及び分離用スプリング８Ａ、８Ｂと、ラックユニットＵＡ４内の１つの衛星収容ラック５Ａに設けられたラック固定用ガイド７Ｂ及び分離用スプリング８Ｃ、８Ｄとから構成されている。

ロックアクチュエータ６Ａ及び６Ｂは、図５（ａ）に示すように、シリンダケース１０１、第１のシャットオフバルブ１０２、第２のシャットオフバルブ１０３、ロックシリンダ１０４及びロックヒンジ１０５から構成されている。シリンダケース１０１は、ロックシリンダ１０４のピストン部１０４ａによって内部空間を高圧室１０１ａと低圧室１０１ｂとに分割された円筒形状部材である。このシリンダケース１０１には、高圧室１０１ａと外部空間とを連通する高圧連通孔１０１ｃと、低圧室１０１ｂと外部空間とを連通する低圧連通孔１０１ｄとが設けられている。

第１のシャットオフバルブ１０２は、任意のタイミングで高圧連通孔１０１ｃの開閉を行う電磁バルブである。第２のシャットオフバルブ１０３は、任意のタイミングで低圧連通孔１０１ｄの開閉を行う電磁バルブである。ロックシリンダ１０４は、シリンダケース１０１の中心軸上に延設された棒状部材であり、その一端にはピストン部１０４ａが形成され、他端にはＬ字形状の係合部１０４ｂが形成されている。ロックヒンジ１０５は、回転軸１０５ａを中心として回転自在に設けられたＬ字形状部材であり、シリンダケース１０１の中心軸上において当該シリンダケース１０１から離間して設置されている。

シリンダケース１０１の高圧室１０１ａには高圧の液体或いは気体が封入され、低圧室１０１ｂには低圧の液体或いは気体が封入されている。これにより、ロックシリンダ１０４はロックヒンジ１０５へ向けて押し出され、係合部１０４ｂがロックヒンジ１０５の短片に係合し、ロックヒンジ１０５の長片がシリンダケース１０１の中心軸に対して直交する方向に向いた状態でロックヒンジ１０５が固定保持される。

このように、ロックアクチュエータ６Ａのロックヒンジ１０５が固定保持された状態で、ロックヒンジ１０５の長片をラック固定用ガイド７Ａに形成された溝部に係合させることで、ラックユニットＵＡ１と固定専用ラック５Ｂａとが固定される。同様に、ロックアクチュエータ６Ｂのロックヒンジ１０５が固定保持された状態で、ロックヒンジ１０５の長片をラック固定用ガイド７Ｂに形成された溝部に係合させることで、ラックユニットＵＡ４と固定専用ラック５Ｂａとが固定される。

ここで、ラックユニットＵＡ１と固定専用ラック５Ｂａとの間に圧縮状態の分離用スプリング８Ａ及び８Ｂが配置されているため、ラックユニットＵＡ１は常に分離方向ＤＲへの外向きの力が付勢された状態で固定されていることになる。同様に、ラックユニットＵＡ４と固定専用ラック５Ｂａとの間にも圧縮状態の分離用スプリング８Ｃ及び８Ｄが配置されているため、ラックユニットＵＡ４も常に分離方向ＤＲへの外向きの力が付勢された状態で固定されていることになる。

一方、図５（ｂ）に示すように、第１のシャットオフバルブ１０２の開弁によって高圧連通孔１０１ｃを開放させると、シリンダケース１０１の低圧室１０１ｂの圧力が高圧室１０１ａの圧力を上回るため、ロックシリンダ１０４は反対方向へ引き戻され、ロックヒンジ１０５の固定が解除される。これにより、図４（ｂ）に示すように、ラックユニットＵＡ１及びＵＡ４と固定専用ラック５Ｂａとの固定が解除され、分離用スプリング８Ａ、８Ｂ、８Ｃ及び８Ｄの伸長力よって、固定専用ラック５ＢａからラックユニットＵＡ１及びＵＡ４が分離方向ＤＲへ分離される。

次に、図６を参照しながら衛星収容ラック５に設けられた衛星固定放出機構について詳細に説明する。図６（ａ）は、衛星収容ラック５の内部構成を示す側面図である。この図に示すように、衛星固定放出機構は、衛星放出用バルーン９、可動板１０、可動板押上げボルト１１、ロックアクチュエータ１２及び衛星サポートプレート１３から構成されている。なお、以下の説明において小質量衛星の符号をＳとする。

衛星放出用バルーン９は、内部にガスを封入した高耐熱性ゴム（シリコン系、ポリアラミド等）からなるバルーンである。可動板１０は、衛星収容ラック５の内部において小質量衛星Ｓの放出方向ＤＳに沿って移動自在に設置された板状部材であって、衛星収容ラック５の内部空間を小質量衛星Ｓの収容に供する第１の空間５ａと衛星放出用バルーン９の収容に供する第２の空間５ｂとに分割するものである。

可動板押上げボルト１１は、第１の空間５ａに小質量衛星Ｓが収容され、第２の空間５ｂに衛星放出用バルーン９が収容された状態で、小質量衛星Ｓと可動板１０が小質量衛星Ｓの放出方向ＤＳに垂直に保持されるように、可動板１０を第２の空間５ｂ側から非固定支持する支持部材である。ロックアクチュエータ１２は、第１の空間５ａに連通する放出口５ｃ付近に設けられ、可動板１０と協同して小質量衛星Ｓの固定及びその固定の解除を行うものである。

このロックアクチュエータ１２の構造は、ラック固定分離機構に用いられるロックアクチュエータ６Ａ及び６Ｂ（図５参照）と同様である。つまり、ロックヒンジ１０５の係合部１０４ｂをロックヒンジ１０５の短片に係合させ、ロックヒンジ１０５の長片がシリンダケース１０１の中心軸に対して直交する方向に向いた状態とすることで、小質量衛星Ｓが第１の空間５ａ内に固定保持される（図６（ａ）参照）。

宇宙空間では、衛星放出用バルーン９が膨張しようとして可動板１０に放出方向ＤＳへの外向きの力が付勢された状態となるため、小質量衛星Ｓに圧縮荷重が加わることになる。
衛星サポートプレート１３は、このような圧縮荷重から小質量衛星Ｓを保護するために小質量衛星Ｓに取り付けられた強度補強材である。なお、小質量衛星Ｓの強度が十分な場合には、必ずしもこの衛星サポートプレート１３を小質量衛星Ｓに取り付ける必要はない。

一方、図６（ｂ）に示すように、ロックアクチュエータ１２による固定を解除（第１のシャットオフバルブ１０２の開弁によってロックヒンジ１０５の固定を解除）すると、衛星放出用バルーン９が膨張して可動板１０を押し出し、小質量衛星Ｓが衛星収容ラック５の放出口５ｃから放出方向ＤＳへ向けて放出される。

以上説明したロケット１の構成を基に、以下では図７及び図８を参照しながら、宇宙空間における小質量衛星Ｓ及び衛星収容ラック５の分離シーケンスについて説明する。なお、以下の説明において、ペイロードフェアリング４は分離開頭後、ロケット機体２から切り離されて自動的に投棄されたものとする。

まず、図７（ａ）に示すように、３重同心円の最も外側の衛星収容ラック５Ａから小質量衛星Ｓを放出方向ＤＳへ向けて放出する。この工程は、各衛星収容ラック５Ａに設置されたロックアクチュエータ１２におけるロックヒンジ１０５の固定を解除することで実現される。また、平行に隣り合っている衛星を放出する場合は、衝突を避けるために、放出のタイミングをずらしてもよい。

続いて、図７（ｂ）に示すように、３重同心円の最も外側の衛星収容ラック５Ａ（ラックユニットＵＡ１、ＵＡ２、ＵＡ３及びＵＡ４）を、内側の衛星収容ラック５Ｂ（固定専用ラック５Ｂａ、５Ｂｂ、５Ｂｃ、５Ｂｄ）から分離方向ＤＲへ向けて分離する。この工程は、各固定専用ラック５Ｂａ、５Ｂｂ、５Ｂｃ、５Ｂｄに設置されたロックアクチュエータ６Ａ及び６Ｂにおけるロックヒンジ１０５の固定を解除することで実現される。この時、小質量衛星Ｓの放出方向ＤＳと衛星収容ラック５Ａの分離方向ＤＲとは異なるため、分離された衛星収容ラック５Ａが先に放出された小質量衛星Ｓに衝突する虞はない。

続いて、図８（ａ）に示すように、３重同心円の中間の衛星収容ラック５Ｂから小質量衛星Ｓを放出方向ＤＳへ向けて放出する。この工程は、各衛星収容ラック５Ｂに設置されたロックアクチュエータ１２におけるロックヒンジ１０５の固定を解除することで実現される。

続いて、図８（ｂ）に示すように、３重同心円の中間の衛星収容ラック５Ｂ（ラックユニットＵＢ１、ＵＢ２、ＵＢ３及びＵＢ４）を、内側の衛星収容ラック５Ｃ（固定専用ラック５Ｃａ、５Ｃｂ、５Ｃｃ、５Ｃｄ）から分離方向ＤＲへ向けて分離する。この工程は、各固定専用ラック５Ｃａ、５Ｃｂ、５Ｃｃ、５Ｃｄに設置されたロックアクチュエータ６Ａ及び６Ｂにおけるロックヒンジ１０５の固定を解除することで実現される。この時、小質量衛星Ｓの放出方向ＤＳと衛星収容ラック５Ｂの分離方向ＤＲとは異なるため、分離された衛星収容ラック５Ｂが先に放出された小質量衛星Ｓに衝突する虞はない。

最後に、図８（ｃ）に示すように、３重同心円の最も内側の衛星収容ラック５Ｃから小質量衛星Ｓを放出方向ＤＳへ向けて放出する。この工程は、各衛星収容ラック５Ｃに設置されたロックアクチュエータ１２におけるロックヒンジ１０５の固定を解除することで実現される。

以上説明したように、本実施形態によれば、小質量衛星Ｓを１機ずつ収容する衛星収容ラック５を、ロケット１の先端部において当該ロケット１の機軸ＡＸに沿って層状に積載すると共に、機軸ＡＸを中心とする同心円状に配置したため、ペイロードフェアリング４内の限られた衛星搭載スペースを有効利用して効率良く小質量衛星Ｓを搭載することができ、その結果、小質量衛星Ｓの多数同時打ち上げを実現することが可能となる。

なお、本発明は上記実施形態に限定されず、以下のような変形例が挙げられる。
（１）図９は、衛星収容ラック５に設けられた衛星固定放出機構の第１の変形例を示す図である。図９（ａ）に示すように、本変形例における衛星固定放出機構は、衛星放出用バルーン２１、可動板２２、衛星インターフェイスプレート２３、ロックボルト２４及びロックボルト回転用モータ２５から構成されている。

衛星放出用バルーン２１は、内部にガスを封入した高耐熱性ゴム（シリコン系、ポリアラミド等）からなるバルーンである。可動板２２は、衛星収容ラック５の内部において小質量衛星Ｓの放出方向ＤＳに沿って移動自在に設置された板状部材であって、衛星収容ラック５の内部空間を小質量衛星Ｓの収容に供する第１の空間５ａと衛星放出用バルーン９の収容に供する第２の空間５ｂとに分割するものである。

衛星インターフェイスプレート２３は、小質量衛星Ｓの表面において可動板２２と対向する位置に固定された固定板である。ロックボルト２４は、第１の空間５ａに小質量衛星Ｓが収容され、第２の空間５ｂに衛星放出用バルーン２３が収容された状態で、可動板２２及び衛星インターフェイスプレート２３に形成されているネジ穴に対し第２の空間５ｂ側から螺合するものである。ロックボルト回転用モータ２５は、ロックボルト２４と軸結合されたモータである。

宇宙空間では、衛星放出用バルーン２１が膨張しようとして可動板２２に放出方向ＤＳへの外向きの力が付勢された状態となるが、ロックボルト２４によって可動板２２及び衛星インターフェイスプレート２３が固定されているので、小質量衛星Ｓが衛星収容ラック５から放出されることはない。

一方、図９（ｂ）に示すように、ロックボルト回転用モータ２５によってロックボルト２４を回転させて可動板２２及び衛星インターフェイスプレート２３の固定を解除すると、衛星放出用バルーン２１が膨張して可動板２２及び衛星インターフェイスプレート２３を押し出し、小質量衛星Ｓが衛星収容ラック５の放出口５ｃから放出方向ＤＳへ向けて放出される。

（２）図１０及び図１１は、衛星収容ラック５に設けられた衛星固定放出機構の第２の変形例を示す図である。図１０（ａ）は、本変形例における衛星収容ラック５の内部構成図であり、図１１（ａ）は、図１０（ａ）における領域Ａ２の拡大図であり、図１１（ｂ）は、図１０（ａ）のＨ−Ｈ矢視断面図であり、図１１（ｃ）は、図１１（ｂ）における領域Ａ３の拡大図である。これらの図に示すように、本変形例における衛星固定放出機構は、衛星インターフェイスプレート３１、ストッパ３２、締結ワイヤ３３、ワイヤ切断用ヒータ３４、ストッパ解除用スプリング３５及び衛星放出用スプリング３６から構成されている。

衛星インターフェイスプレート３１は、小質量衛星Ｓの表面に固定された衛星支持体である。ストッパ３２は、衛星収容ラック５の内壁面において起倒自在に設置され、衛星収容ラック５の内部空間に対し小質量衛星Ｓが衛星インターフェイスプレート３１を奥にして収容された状態で起立して当該衛星インターフェイスプレート３１に係合する係合部材である。

締結ワイヤ３３は、加熱による切断が可能な材料（例えば、ナイロン、アクリル、真鍮等の金属など）から形成され、ストッパ３２が衛星インターフェイスプレート３１に係合した状態で締め付け固定されるように巻かれたワイヤである。ワイヤ切断用ヒータ３４は、任意のタイミングで締結ワイヤ３３を加熱するヒータ（例えばニクロムヒータ）である。

ストッパ解除用スプリング３５は、衛星インターフェイスプレート３１の側面に形成された凹部において圧縮状態で配置され、ストッパ３２に対して常に外向きの力（ストッパ３２を倒す力）を付勢するスプリング部材である。衛星放出用スプリング３６は、衛星インターフェイスプレート３１の下面（衛星収容ラック５の内壁面に対向する面）に形成された凹部と衛星収容ラック５の内壁面との間に圧縮状態で配置され、衛星インターフェイスプレート３１に対して常に放出方向ＤＳへの外向きの力を付勢するスプリング部材である。

このような衛星固定放出機構において、ワイヤ切断用ヒータ３４による加熱によって締結ワイヤ３３を切断すると、ストッパ解除用スプリング３５の伸長力によってストッパ３２は倒され、衛星放出用スプリング３６の伸長力によって衛星インターフェイスプレート３１が押し出され、小質量衛星Ｓが衛星収容ラック５から放出方向ＤＳへ向けて放出される（図１０（ｂ）参照）。

（３）図１２は、衛星収容ラック５に設けられた衛星固定放出機構の第３の変形例を示す図である。図１２（ａ）に示すように、本変形例における衛星固定放出機構は、衛星インターフェイスプレート４１、通電プレート４２、衛星放出用スプリング４３及びバッテリ４４から構成されている。

衛星インターフェイスプレート４１は、小質量衛星Ｓの表面に固定された絶縁性を有する衛星支持体である。通電プレート４２は、通電剥離性接着剤を用いて衛星インターフェイスプレート４１の下面（衛星収容ラック５の内壁面に対向する面）に接着された導電板である。なお、通電剥離性接着剤とは、通電によって接着力が弱まって剥離する性質を有する接着剤を指す。また、通電プレート４２は、衛星収容ラック５の内部空間に対して小質量衛星Ｓが衛星インターフェイスプレート４１及び通電プレート４２を奥にして収容された状態で当該内部空間に固定設置されている。

衛星放出用スプリング４３は、衛星インターフェイスプレート４１の下面に形成された凹部と通電プレート４２との間に圧縮状態で配置され、衛星インターフェイスプレート４１に対して常に放出方向ＤＳへの外向きの力を付勢するスプリング部材である。バッテリ４４は、通電プレート４２と衛星収容ラック５の内壁面との間に形成された空間に配置されており、任意のタイミングで通電プレート４２に通電するものである。

このような衛星固定放出機構において、バッテリ４４によって通電プレート４２の通電を行うと、衛星インターフェイスプレート４１と通電プレート４２とを接着している通電剥離性接着剤が剥離し、衛星放出用スプリング４３の伸長力によって衛星インターフェイスプレート４１が押し出され、小質量衛星Ｓが衛星収容ラック５の放出口５ｃから放出方向ＤＳへ向けて放出される（図１２（ｂ）参照）。

なお、本変形例では、衛星収容ラック５を絶縁性材料によって構成する必要がある。また、通電プレート４２の通電は、図１２に示したように、衛星収容ラック５に個別に設けられたバッテリ４４を用いて行っても良いし、或いはロケット１内の所定箇所に設置された１つ或いは複数のバッテリから各衛星収容ラック５を用いても良い。

（４）図１３は、ロックアクチュエータ６Ａ、６Ｂ、１２の変形例を示す図である。図１３（ａ）に示すように、本変形例におけるロックアクチュエータが図４と異なる点は、シリンダケース１０１の低圧連通孔１０１ｄと、第２のシャットオフバルブ１０３とが削除され、シリンダケース１０１の低圧室１０１ｂにスプリング１１１が新たに設けられた点である。

シリンダケース１０１の高圧室１０１ａには高圧の液体或いは気体が封入されている。これにより、ロックシリンダ１０４はスプリング１１１を圧縮しつつロックヒンジ１０５へ向けて押し出され、係合部１０４ｂがロックヒンジ１０５の短片に係合し、ロックヒンジ１０５の長片がシリンダケース１０１の中心軸に対して直交する方向に向いた状態でロックヒンジ１０５が固定保持される。

一方、図１３（ｂ）に示すように、第１のシャットオフバルブ１０２の開弁によって高圧連通孔１０１ｃを開放させると、スプリング１１１の伸長力が高圧室１０１ａの圧力を上回るため、ロックシリンダ１０４は反対方向へ引き戻され、ロックヒンジ１０５の固定が解除される。

１…ロケット、２…ロケット機体、３…ラック支持構造体、４…ペイロードフェアリング、５…衛星収容ラック（収容構造体）、Ｓ…小質量衛星

Claims

衛星を１機ずつ収容する収容構造体を複数備え、
前記収容構造体は、ロケットの先端部において当該ロケットの機軸に沿って層状に積載されていると共に、前記機軸を中心とする同心円状に配置されており、
前記収容構造体の各々は、収容した前記衛星を固定する機能及び当該衛星を前記機軸に直交する方向へ放出する機能を有する衛星固定放出機構を備えており、
前記機軸を中心とする同心円状に配置された前記収容構造体の内、外側に配置された収容構造体を内側に配置された収容構造体に固定する機能及び前記外側に配置された収容構造体を前記内側に配置された収容構造体から放出される衛星の放出方向とは異なる方向へ分離する機能を有する収容構造体固定分離機構を備える
ことを特徴とする人工衛星搭載システム。
前記収容構造体固定分離機構は、
前記外側に配置された収容構造体と前記内側に配置された収容構造体との固定及びその固定の解除を行うロックアクチュエータと、
前記外側に配置された収容構造体と前記内側に配置された収容構造体との間に配置された圧縮状態の分離用スプリングと
を備えることを特徴とする請求項１に記載の人工衛星搭載システム。
前記衛星固定放出機構は、
ガスを封入した衛星放出用バルーンと、
前記収容構造体の内部空間を前記衛星の収容に供する第１の空間と前記衛星放出用バルーンの収容に供する第２の空間とに分割する可動板と、
前記第１の空間に前記衛星が収容され、前記第２の空間に前記衛星放出用バルーンが収容された状態で、前記可動板を前記第２の空間側から非固定支持する支持部材と、
前記第１の空間に連通する放出口に設けられ、前記可動板と協同して前記衛星の固定及びその固定の解除を行うロックアクチュエータと
を備えることを特徴とする請求項１又は２に記載の人工衛星搭載システム。
前記衛星固定放出機構は、
ガスを封入した衛星放出用バルーンと、
前記収容構造体の内部空間を前記衛星の収容に供する第１の空間と前記衛星放出用バルーンの収容に供する第２の空間とに分割する可動板と、
前記衛星の表面において前記可動板と対向する位置に固定された固定板と、
前記第１の空間に前記衛星が収容され、前記第２の空間に前記衛星放出用バルーンが収容された状態で、前記可動板及び前記固定板に形成されているネジ穴に対し前記第２の空間側から螺合するロックボルトと、
前記ロックボルトと軸結合されたモータと
を備えることを特徴とする請求項１又は２に記載の人工衛星搭載システム。
前記衛星固定放出機構は、
前記衛星の表面に固定された衛星支持体と、
前記収容構造体の内壁面において起倒自在に設置され、前記収容構造体の内部空間に対し前記衛星が前記衛星支持体を奥にして収容された状態で起立して当該衛星支持体に係合する係合部材と、
加熱による切断が可能な材料から形成され、前記係合部材が前記衛星支持体に係合した状態で締め付け固定されるように巻かれたワイヤと、
前記ワイヤを加熱するヒータと、
前記衛星支持体と前記収容構造体の内壁面との間に配置された圧縮状態の衛星放出用スプリングと
を備えることを特徴とする請求項１又は２に記載の人工衛星搭載システム。
前記衛星固定放出機構は、
前記衛星の表面に固定された絶縁性を有する衛星支持体と、
通電剥離性接着剤を用いて前記衛星支持体に接着された導電板と、
前記衛星支持体と前記導電板との間に配置された圧縮状態の衛星放出用スプリングと
を備え、
前記導電板は、前記収容構造体の内部空間に対して前記衛星が前記衛星支持体及び導電板を奥にして収容された状態で当該内部空間に固定設置されていることを特徴とする請求項１又は２に記載の人工衛星搭載システム。
前記収容構造体が収容する人工衛星が小質量衛星である、請求項１〜６のいずれか一項に記載の人工衛星搭載システム。