JP7102282B2 - 天体着陸機とその使用方法 - Google Patents
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Description
着陸機が過大な衝突加速度により故障せずに着陸するには、天体の重力に逆らって着陸機を減速させなければならない。大気が無い天体なので、空気抵抗を利用して減速するパラシュート等の着陸方法は使用できない。そのため、このような着陸機では、着陸時の衝撃を緩和すべく、ノズルから天体へ向けて燃焼ガスを噴射しながらゆっくり降下し、ノズルを囲む脚で着陸する。こうした着陸機として、例えば特許文献1が開示されている。
着陸機が真空中で推力を得るには、ノズルの長さが長い方が、排気効率が良くなり、比推力と推力が上がる。推力が上がれば、エンジンを小型にしても、短いノズルの大型のエンジンを搭載した場合と同じ大きさの推力を得ることができる。比推力が上がれば、同じ減速を行う場合でも搭載する燃料を減らすことができる。そのためエンジンの小型化、搭載燃料の減少によって着陸機を軽量化するためには、ノズルの長さが長い方が好ましい。
そのため、従来の着陸機31は、この図のように、長いノズル38を使用していた。
このように従来の着陸機31では、可動機構40を設けた分、脚36の質量が増してしまっていた。その上、可動機構40を設けたことで、故障リスクが高くなってしまっていた。そのため、脚36に可動機構40が無くてもロケットに搭載でき、少ない燃料と小型のエンジンで運用できる着陸機31が求められていた。
前記着陸機本体の下部に固定され下方にガスジェットを噴射して降下速度を制御するスラスタと、
前記着陸機本体の下部に固定され下端が天体表面に当接して前記着陸機本体を支持する着陸脚と、を備え、
前記スラスタは、前記着陸脚の前記下端より下方まで延び上方側と下方側とに該着陸脚の前記下端より上方で分割しているノズルと、
前記ノズルの前記上方側から前記下方側を外して前記ノズルの最下端が前記着陸脚の前記下端より上方に位置するように前記ノズルを変形させるノズル変形機構と、を有する、天体着陸機が提供される。
(A) 前記天体の周囲の軌道上を周回している間に前記ノズルから進行方向に向かって前記ガスジェットを噴射して前記天体表面へ向けて降下を開始し、
(B) 前記ノズルの前記上方側から前記下方側を外して前記ノズルの前記最下端が前記着陸脚の前記下端より上方に位置するように前記ノズルを変形させ、
(C) 前記ノズルの前記最下端から前記ガスジェットを下方に噴射して降下速度を制御する、天体着陸機の使用方法が提供される。
図2は、第1実施形態の天体着陸機1の正面図である。
本実施形態の天体着陸機1は、重力があっても大気が無い天体Aの表面(以下、天体表面a)に着陸する着陸機である。天体着陸機1は、着陸機本体2、スラスタ4、及び着陸脚6を備える。以下の説明において、天体着陸機1を単に着陸機1と呼ぶ。
着陸機本体2は、天体表面aへ向けて降下し着陸する機体であり、内部に、探査車等の搭載物や人を載せている。例えば、この図の例の着陸機1は、着陸機本体2を燃料タンク5の上に載せている。
着陸脚6は、後述するノズル8の分割端面8cより下方まで延びている。また着陸脚6は、着陸機1に搭載するのと同じ大きさのエンジンやノズル38を搭載する従来の着陸機31の脚36より短く構成されている。着陸機1が着陸するときには、着陸脚6の下端が天体表面aに当接して、着陸機本体2を支持する。
図3は、第1実施形態のスラスタ4の説明断面図である。図3(A)は、ノズル8が分離前の図であり、図3(B)は、ノズル8が分離した後の図である。
まず、本実施形態の着陸機1を搭載したロケットを地球から投射し、天体Aの周囲の軌道上(図の一点鎖線)に着陸機1をのせる。
図4(A)は、天体Aの周囲の軌道上(図の一点鎖線)を周回する着陸機1を表している。軌道上を周回している間、着陸機1にかかる天体Aの重力と遠心力とが釣り合っている。言い換えると、天体Aの重力に遠心力が釣り合う速さで、着陸機1が天体Aの周囲を周回している。この着陸機1が天体Aに降りるには、着陸機1にかかる遠心力が天体Aの重力を下回るように着陸機1の周回速度を落とす必要がある。
着陸機1は、ブレーキングを終えた後であって着陸する前に、ノズル変形機構10を作動させ、ノズル8の上方側8aから下方側8bを外してノズル8の最下端8eが着陸脚6の下端より上方に位置するようにノズル8を変形させる。
なお、図4(C)に示したノズル8の下方側8bの分離は、図4(D)に示した着陸のための噴射をしながら行ってもよい。
着陸機1は、天体表面aに向けてノズル8の上方側8aの下端からガスジェットを噴射して降下速度を制御し、天体表面aに着陸する。この時、着陸機本体2の下部には、ノズル8の上方側8aが残されているが、着陸脚6がノズル8の上方側8aの下端より下まで延びているので、天体表面aには着陸脚6が接地する。
図5は、第2実施形態の天体着陸機1の正面図である。また、図6は、第2実施形態のスラスタ4の説明断面図である。図6(A)は、ノズル8が短縮する前の図であり、図6(B)は、ノズル8が短縮した後の図である。
本実施形態のノズル8は、第1実施形態と同様に着陸脚6の下端より上方で上方側8aと下方側8bに分割している。この図のノズル8の分割端面8c(上方側8aと下方側8bが接触する端面)は、ノズル8の中心軸Zを中心とする円筒面に構成されている。これにより、ノズル8の下方側8bを中心軸Zに平行に上方へ移動させることで、ノズル8の上方側8aから下方側8bを外すことができる。
アクチュエータ12は、例えばノズル8の下方側8bに先端が連結する直動シリンダーであってもよい。しかしアクチュエータ12は、ノズル8の下方側8bを中心軸方向に移動させることが出来るのであればこれに限らない。アクチュエータ12は、例えばラック・アンド・ピニオンやリンク機構を有するものであってもよい。
ノズル8の分割端面8cには、燃焼ガスの漏れを防ぐOリング8dが嵌められていることが好ましい。
また、アクチュエータ12があったとしても、一つのアクチュエータ12でノズル8の下方側8bを上下移動させることができるため、複数の脚36のそれぞれに可動機構40が必要であった従来の着陸機31に比べて故障リスクを軽減することができる。なお、アクチュエータ12は、複数あってもよい。
その他の本実施形態の着陸機1の構成、効果、及び使用方法は、第1実施形態のそれらと同様である。
1 天体着陸機(着陸機)、2 着陸機本体、
4 スラスタ、5 燃料タンク、6 着陸脚、
8 ノズル、8a 上方側、8b 下方側、
8c 分割端面、8d Oリング、8e 最下端、
10 ノズル変形機構、10a クランプバンド、10b 火工品、
12 アクチュエータ、31 従来の着陸機、32 着陸機本体、
35 燃料タンク、36 脚、38 ノズル、
40 可動機構、40a シリンダー
Claims (4)
- 天体表面へ向けて降下し着陸する着陸機本体と、
前記着陸機本体の下部に固定され下方にガスジェットを噴射して降下速度を制御するスラスタと、
前記着陸機本体の下部に固定され下端が天体表面に当接して前記着陸機本体を支持する着陸脚と、を備え、
前記スラスタは、前記着陸脚の前記下端より下方まで延び上方側と下方側とに該着陸脚の前記下端より上方で分割しているノズルと、
前記ノズルの前記上方側から前記下方側を外して前記ノズルの最下端が前記着陸脚の前記下端より上方に位置するように前記ノズルを変形させるノズル変形機構と、を有する、天体着陸機。 - 前記ノズル変形機構は、前記ノズルの前記上方側から外れた前記ノズルの前記下方側を上下移動させるアクチュエータを有し、
前記アクチュエータは、前記ノズルの前記下方側を上方へ移動させることによって、前記ノズルの前記上方側の下端、または、前記ノズルの前記下方側の下端が前記ノズルの前記最下端となって前記着陸脚の前記下端より上方に位置するように前記ノズルを変形させる、請求項1に記載の天体着陸機。 - 前記ノズル変形機構は、前記ノズルの前記上方側から前記ノズルの前記下方側を分離することによって、前記ノズルの前記上方側の下端が前記ノズルの前記最下端となって前記着陸脚の前記下端より上方に位置するように前記ノズルを変形させる、請求項1に記載の天体着陸機。
- 請求項1に記載の天体着陸機の使用方法であって、
(A) 前記天体の周囲の軌道上を周回している間に前記ノズルから進行方向に向かって前記ガスジェットを噴射して前記天体表面へ向けて降下を開始し、
(B) 前記ノズルの前記上方側から前記下方側を外して前記ノズルの前記最下端が前記着陸脚の前記下端より上方に位置するように前記ノズルを変形させ、
(C) 前記ノズルの前記最下端から前記ガスジェットを下方に噴射して降下速度を制御する、天体着陸機の使用方法。
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