JP6933506B2

JP6933506B2 - 宇宙機

Info

Publication number: JP6933506B2
Application number: JP2017116168A
Authority: JP
Inventors: 昌伸藤村
Original assignee: IHI Aerospace Co Ltd
Current assignee: IHI Aerospace Co Ltd
Priority date: 2017-06-13
Filing date: 2017-06-13
Publication date: 2021-09-08
Anticipated expiration: 2037-06-13
Also published as: JP2019001247A

Description

本発明は、複数の衛星をロケットのフェアリング内に搭載し、宇宙空間において各衛星を放出する宇宙機に関する。

複数の衛星をロケットのフェアリング内に搭載し、宇宙空間において衛星を放出する機構が、例えば特許文献１，２に開示されている。

特許文献１では、複数の衛星と支持プレートとの間に傾斜アダプタが配置される。打ち上げ中、傾斜アダプタは所定の搭載位置に位置する。衛星を分離する場合、傾斜アダプタを分離位置にし、衛星を傾斜または揺動させて隣接する衛星から離すように構成されている。

特許文献２では、複数の副衛星を夫々格納する格納空間が、ロケットの機軸を中心として放射状に設けられており、機軸を中心として放射方向へ格納空間から夫々の副衛星を離脱させるように構成されている。

特表平１０−５０３９８８号公報特開２００５−７５２０９号公報

ロケットに複数（例えば２機）の衛星を搭載する場合、（１）フェアリングを上下に連結した２段フェアリングとしてそれぞれに衛星を搭載する、（２）フェアリング内部に衛星搭載容器（例えば、内部円筒）を設け、衛星搭載容器の内部と上部に衛星を搭載する、などの手段が、従来から提案されている。
しかし、２段フェアリングの場合、衛星搭載のためフェアリングの剛性を高める必要がある。また、内部に衛星搭載容器を設ける場合は、衛星搭載容器の重量分の付加質量が必要となる。
従って、（１）（２）のいずれの場合も、単一のフェアリングと比較して重量が増大し、かつ、衛星放出後には、２段フェアリングや衛星搭載容器が宇宙ゴミ（デブリ）となるため、宇宙ゴミが増加する。

一方、例えば２機の衛星を搭載し、１機目を放出した後、２機目を放出するまでに、軌道変更や軌道上待機などのため、宇宙機に長期間利用可能な電源設備を搭載することが要望されている。
しかし、この要望を満たすため、バッテリーの大容量化、又は太陽電池パネルの設置をすると、その分、付加質量が必要となり、宇宙機に搭載可能な衛星の質量が制限される。

本発明は上述した問題点を解決するために創案されたものである。すなわち本発明の目的は、複数の衛星を搭載して衛星を順に放出することができ、宇宙ゴミの増加を防止でき、かつ長期間利用可能な電源設備を搭載することができる宇宙機を提供することにある。

本発明によれば、ロケットのフェアリング内に搭載され、外部に第１衛星を内部に第２衛星をそれぞれ搭載可能な衛星搭載装置を備え、
前記衛星搭載装置は、前記第１衛星を放出後に、前記第２衛星を放出可能な展開位置に展開可能な複数の支持パネルを有し、
前記支持パネルは、前記展開位置において発電可能な太陽電池パネルを有しており、
前記衛星搭載装置は、多角柱の形態を有し、
前記支持パネルは、多角形の底板パネル及び天板パネルと、複数の側板パネルと、を有し、
前記天板パネルは、その外面に前記第１衛星を着脱可能に固定する第１分離機構を有し、
前記底板パネルは、ロケット本体に固定され、その内面に前記第２衛星を着脱可能に固定する第２分離機構を有し、
前記太陽電池パネルは、前記天板パネルの内面、又は、前記側板パネルの内面又は外面に設けられている、宇宙機が提供される。

本発明によれば、第１衛星を放出後に、第２衛星を放出可能な展開位置に複数の支持パネルを展開することにより、第１衛星と第２衛星を搭載して衛星を順に放出することができる。
また、支持パネルは、展開位置において発電可能な太陽電池パネルを有するので、第１衛星を放出後に、発電して長期間電力を供給できる。
さらに、支持パネルが太陽電池パネルの支持機能を兼ねるので、支持パネルが宇宙ゴミとならず、宇宙ゴミの増加を抑制できる。

従って、本発明の宇宙機は、複数の衛星を搭載して衛星を順に放出することができ、宇宙ゴミの増加を防止でき、かつ長期間利用可能な電源設備を搭載することができる。

多段ロケットの一例を示す図である。本発明の宇宙機の実施形態を示す側面図である。衛星搭載装置を断面で示す図２の部分拡大図である。図４は、図３の上面図である。支持パネルの展開状態を示す図４と同様の上面図である。宇宙機の作動説明図である。

以下、本発明の実施形態を添付図面に基づいて詳細に説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。

図１は、多段ロケット１の一例を示す図である。この多段ロケット１は、２つの段接手２ａ，２ｂにより連結された３段のロケット３ａ，３ｂ，３ｃからなる。ノーズフェアリング４は、３段ロケット３ｃの衛星搭載部分（衛星包絡域）を囲んでいる。
ノーズフェアリング４は、内部の衛星を外部（宇宙空間等）に放出する際に、２以上に分割され、外側に離脱するようになっている。

図２は、本発明の宇宙機１００の実施形態を示す側面図である。
この図において、宇宙機１００は、多段ロケット１のフェアリング内（この例でノーズフェアリング４）に収容されており、複数の衛星を搭載するための衛星搭載装置１０を備える。
衛星搭載装置１０は、この例で多角柱の形態を有し、その外部（この図で上面）に第１衛星５ａを、その内部に第２衛星５ｂをそれぞれ搭載可能に構成されている。この例で、第１衛星５ａと第２衛星５ｂはそれぞれ１機であるが、複数であってもよい。
以下、区別が必要な場合を除き第１衛星５ａと第２衛星５ｂを単に「衛星５」と呼ぶ。

なお、衛星搭載装置１０の形態は、この例では６面が正方形である立方体であるが、本発明はその他の形態、例えば直方体、３以上の多角柱、その他であってもよい。

図３は、衛星搭載装置１０を断面で示す図２の部分拡大図であり、図４は、図３の上面図である。
図３、図４において、第１衛星５ａと第２衛星５ｂは、図の明瞭化のため図示を省略している。

図３、図４において、衛星搭載装置１０は、複数の支持パネル１２を有する。
この例において、支持パネル１２は、多角形（例えば直方体）の底板パネル１２ａ及び天板パネル１２ｂと、複数の側板パネル１２ｃ，１２ｄと、を有する。
支持パネル１２は、ＡＬ／ＣＦＲＰハニカムパネル、ＡＬハニカムパネル、ＣＦＲＰ板などの軽量で強度を有する材質で構成される。
天板パネル１２ｂは、その外面（図で上面）に第１衛星５ａを着脱可能に固定する第１分離機構６ａを有する。
底板パネル１２ａは、ロケット本体の支持盤２５に固定され、その内面（図で上面）に第２衛星５ｂを着脱可能に固定する第２分離機構６ｂを有する。
以下、特に必要な場合を除き、第１分離機構６ａと第２分離機構６ｂを単に「分離機構６」と呼ぶ。

衛星搭載装置１０は、さらに、底部ヒンジ１４ａ、頂部ヒンジ１４ｂ、及び連結機構１５を有する。

底部ヒンジ１４ａは、底板パネル１２ａと側板パネル１２ｃ，１２ｄの境界部に設けられ、底板パネル１２ａに対し側板パネル１２ｃ，１２ｄを展開可能に連結する。
頂部ヒンジ１４ｂは、１つの側板パネル１２ｃと天板パネル１２ｂの境界部に設けられ、側板パネル１２ｃに対し天板パネル１２ｂを展開可能に連結する。

連結機構１５は、残りの側板パネル１２ｄと天板パネル１２ｂの境界部に設けられ、残りの側板パネル１２ｄと天板パネル１２ｂを着脱可能に連結する。
連結機構１５は、パネル同士を連結した状態で保持し、制御装置２６（図２参照）からの解除信号で連結を解除する機能を有する。
連結機構１５は、例えばソレノイドにより作動することが好ましいが、後述する分離機構６と同様に、火工品又はモータにより、ピンを引き抜くことにより、連結部が外れ、連結を解除する機構であってもよい。

図５は、支持パネル１２の展開状態を示す図４と同様の上面図である。
この図において、支持パネル１２は、支持パネル１２の展開位置（図５）において発電可能な太陽電池パネル１６を有する。
太陽電池パネル１６は、天板パネル１２ｂの内面、又は、側板パネル１２ｃ，１２ｄの内面又は外面に設けられている。

図３、図５において、衛星搭載装置１０は、支持パネル１２を図５の展開位置に展開する展開装置１７を備える。
展開装置１７は、例えば、底部ヒンジ１４ａ及び頂部ヒンジ１４ｂに内蔵され、底部ヒンジ１４ａ及び頂部ヒンジ１４ｂを展開位置に付勢するバネである。
この構成により、第１衛星５ａを放出後に、連結機構１５によりパネル同士の連結を解除することにより、第２衛星５ｂを放出可能な展開位置に複数の支持パネル１２を展開することができる。

図３、図５において、支持パネル１２の展開位置は、全体がほぼ同一の平面上に位置している。しかし、支持パネル１２の展開位置は、この例に限定されず、全体で平面以外の形態であってもよい。
また、この例では、底板パネル１２ａの周りに側板パネル１２ｃ，１２ｄを展開しているが、それ以外の展開、例えば、側板パネル同士を連結して展開してもよい。

図２において、宇宙機１００は、支持盤２５、衛星搭載装置１０、制御装置２６からなり、さらに、ロケット本体のロケット上段２２と、ロケット上段２２に取り付けられたロケット結合構造２４に結合されている。

ロケット上段２２は、例えば姿勢制御用の推進装置を備え、宇宙機１００を姿勢制御する。
ロケット結合構造２４は、ロケット上段２２に連結され、衛星搭載装置１０を固定する支持盤２５と制御装置２６とを有する。制御装置２６は、例えば通信機能や姿勢制御機能を有するコンピュータ（ＰＣ）であり、太陽電池パネル１６から電力の供給を受け、宇宙機１００とあわせてロケット上段２２の制御が可能である。

なお、上述した支持パネル１２を第２衛星５ｂに設置し、第２衛星５ｂの分離後に第２衛星５ｂへの電源供給に利用してもよい。

図６は、宇宙機１００の作動説明図である。
この図において、（Ａ）は第１衛星５ａの放出時、（Ｂ）は第１衛星５ａの放出後を示している。

本発明によれば、図６（Ａ）に示すように、第１衛星５ａを放出後に、図６（Ｂ）に示すように、第２衛星５ｂを放出可能な展開位置に複数の支持パネル１２を展開することができる。これにより、第１衛星５ａと第２衛星５ｂを搭載して衛星を順に放出することができる。
また、支持パネル１２は、図５に示す展開位置において発電可能な太陽電池パネル１６を有するので、第１衛星５ａを放出後に、発電して長期間電力を制御装置２６に供給し、かつロケット上段２２を用いた姿勢制御をすることができる。
さらに、支持パネル１２が太陽電池パネル１６の支持機能を兼ねるので、支持パネル１２が宇宙ゴミとならず、宇宙ゴミの増加を抑制できる。

従って、本発明の宇宙機１００は、複数の衛星を搭載して衛星を順に放出することができ、宇宙ゴミ（デブリ）の増加を防止でき、かつ長期間利用可能な電源設備およびロケット上段２２の姿勢制御設備を搭載することができる。

なお本発明は上述した実施の形態に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更を加え得ることは勿論である。

１多段ロケット、２ａ，２ｂ段接手、３ａ，３ｂ，３ｃロケット、
４ノーズフェアリング、５衛星、５ａ第１衛星、５ｂ第２衛星、
６分離機構、６ａ第１分離機構、６ｂ第２分離機構、
１０衛星搭載装置、１２支持パネル、１２ａ底板パネル、
１２ｂ天板パネル、１２ｃ，１２ｄ側板パネル、１４ａ底部ヒンジ、
１４ｂ頂部ヒンジ、１５連結機構、１６太陽電池パネル、
１７展開装置、２２ロケット上段、２４ロケット結合構造、
２５支持盤、２６制御装置、１００宇宙機

Claims

ロケットのフェアリング内に搭載され、外部に第１衛星を内部に第２衛星をそれぞれ搭載可能な衛星搭載装置を備え、
前記衛星搭載装置は、前記第１衛星を放出後に、前記第２衛星を放出可能な展開位置に展開可能な複数の支持パネルを有し、
前記支持パネルは、前記展開位置において発電可能な太陽電池パネルを有しており、
前記衛星搭載装置は、多角柱の形態を有し、
前記支持パネルは、多角形の底板パネル及び天板パネルと、複数の側板パネルと、を有し、
前記天板パネルは、その外面に前記第１衛星を着脱可能に固定する第１分離機構を有し、
前記底板パネルは、ロケット本体に固定され、その内面に前記第２衛星を着脱可能に固定する第２分離機構を有し、
前記太陽電池パネルは、前記天板パネルの内面、又は、前記側板パネルの内面又は外面に設けられている、宇宙機。
前記衛星搭載装置は、前記支持パネルを前記展開位置に展開する展開装置を備える、請求項１に記載の宇宙機。
前記衛星搭載装置は、前記底板パネルと前記側板パネルの境界部に設けられ、前記底板パネルに対し前記側板パネルを展開可能に連結する底部ヒンジと、
１つの前記側板パネルと前記天板パネルの境界部に設けられ、前記側板パネルに対し前記天板パネルを展開可能に連結する頂部ヒンジと、
残りの前記側板パネルと前記天板パネルの境界部に設けられ、残りの前記側板パネルと前記天板パネルを着脱可能に連結する連結機構と、を有する、請求項１に記載の宇宙機。