JPH07108999A - 宇宙飛行体から地上局への送信方法とその装置 - Google Patents
宇宙飛行体から地上局への送信方法とその装置Info
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- JPH07108999A JPH07108999A JP5255747A JP25574793A JPH07108999A JP H07108999 A JPH07108999 A JP H07108999A JP 5255747 A JP5255747 A JP 5255747A JP 25574793 A JP25574793 A JP 25574793A JP H07108999 A JPH07108999 A JP H07108999A
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- space
- spacecraft
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 本発明は宇宙往還機等が大気圏に再突入する
際、その圧縮熱によって発生する電離層による、地上と
の電波送受信障害（電波リンクの遮断）を解消した、宇
宙飛行体から地上局への送信方法とその装置を提供する
ことを目的とする。 【構成】 本発明は地上に向って飛行する宇宙飛行体の
進行方向後方にある中継器を介して、電波を地上局に送
信することを特徴とする宇宙飛行体から地上局への送信
方法を構成とする。
際、その圧縮熱によって発生する電離層による、地上と
の電波送受信障害（電波リンクの遮断）を解消した、宇
宙飛行体から地上局への送信方法とその装置を提供する
ことを目的とする。 【構成】 本発明は地上に向って飛行する宇宙飛行体の
進行方向後方にある中継器を介して、電波を地上局に送
信することを特徴とする宇宙飛行体から地上局への送信
方法を構成とする。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、宇宙往還機等の宇宙飛
行体が大気圏再突入時に生じるＲＦ（RadioFrequency）
リンクの遮断を防止する放出型の中継器等に関する。
行体が大気圏再突入時に生じるＲＦ（RadioFrequency）
リンクの遮断を防止する放出型の中継器等に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来の宇宙往還機等の大気圏再突入で
は、空気層に高速突入するために生じる圧縮熱によって
前方側に電離層が誘起されブラック・アウト（電波受発
信不能）により地上局等との電波リンクの遮断を余義な
くされていた。
は、空気層に高速突入するために生じる圧縮熱によって
前方側に電離層が誘起されブラック・アウト（電波受発
信不能）により地上局等との電波リンクの遮断を余義な
くされていた。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】上記従来の宇宙往還機
等の電波通信装置には解決すべき次の課題があった。
等の電波通信装置には解決すべき次の課題があった。
【０００４】即ち、従来の宇宙往還機等では、ブラック
・アウトにより電波リンクが遮断された場合、ブラック
・アウトが終わる時刻を待って、電波リンクの再開を行
うが、通常、宇宙往還機等の大気圏再突入時での飛行経
路には分散があるので、たとえば地上局では分散も考慮
した上での機体の捕捉をする必要があり、電波リンク運
用及び飛行経路作成上に制約が生じるという問題があっ
た。
・アウトにより電波リンクが遮断された場合、ブラック
・アウトが終わる時刻を待って、電波リンクの再開を行
うが、通常、宇宙往還機等の大気圏再突入時での飛行経
路には分散があるので、たとえば地上局では分散も考慮
した上での機体の捕捉をする必要があり、電波リンク運
用及び飛行経路作成上に制約が生じるという問題があっ
た。
【０００５】本発明は上記課題を解決した宇宙飛行体か
ら地上局への送信方法とその装置を提供することを目的
とする。
ら地上局への送信方法とその装置を提供することを目的
とする。
【０００６】
【課題を解決するための手段】本発明は上記課題の解決
手段として、次の（１）〜（３）に記載の宇宙飛行体か
ら地上局への送信方法とその装置を提供することを目的
とする。
手段として、次の（１）〜（３）に記載の宇宙飛行体か
ら地上局への送信方法とその装置を提供することを目的
とする。
【０００７】（１）．地上に向って飛行する宇宙飛行体
の進行方向後方にある中継器を介して、電波を地上局に
送信することを特徴とする宇宙飛行体から地上局への送
信方法。
の進行方向後方にある中継器を介して、電波を地上局に
送信することを特徴とする宇宙飛行体から地上局への送
信方法。
【０００８】（２）．宇宙飛行体から地上局への電波の
送信を中継するアンテナと、該アンテナを通じて電波を
受信する受信装置及び送信する送信装置と、前記受信装
置への入力を増幅して送信装置に供給する増幅器と、前
記の受信装置、送信装置及び増幅器に電力を供給するバ
ッテリと、前記受信装置、発信装置、増幅器及びバッテ
リを収納する円筒容器と、該円筒容器を自転させる回転
手段とを有する中継器であって、宇宙飛行体が大気圏再
突入前に宇宙飛行体から宇宙空間に放出されて用いられ
ることを特徴とする中継器。
送信を中継するアンテナと、該アンテナを通じて電波を
受信する受信装置及び送信する送信装置と、前記受信装
置への入力を増幅して送信装置に供給する増幅器と、前
記の受信装置、送信装置及び増幅器に電力を供給するバ
ッテリと、前記受信装置、発信装置、増幅器及びバッテ
リを収納する円筒容器と、該円筒容器を自転させる回転
手段とを有する中継器であって、宇宙飛行体が大気圏再
突入前に宇宙飛行体から宇宙空間に放出されて用いられ
ることを特徴とする中継器。
【０００９】（３）．電波の中継器と、該中継器を宇宙
空間に放出する放出手段と、バッテリと、電波の送信装
置と、該送信装置からの電波を発信するアンテナとを備
え、大気圏再突入の際の機体姿勢において機体の背面に
前記アンテナを設けた事を特徴とする宇宙飛行体。
空間に放出する放出手段と、バッテリと、電波の送信装
置と、該送信装置からの電波を発信するアンテナとを備
え、大気圏再突入の際の機体姿勢において機体の背面に
前記アンテナを設けた事を特徴とする宇宙飛行体。
【００１０】ここに、（１）の「宇宙飛行体」とは大気
圏再突入を必要とする飛行体を言い、人工衛星、宇宙往
還機等を含む。
圏再突入を必要とする飛行体を言い、人工衛星、宇宙往
還機等を含む。
【００１１】また、（２）の「回転手段」とは回転軸ま
わりに、トルク、望ましくは偶力を発生するガス噴射手
段を含めたすべての回転手段を言う。
わりに、トルク、望ましくは偶力を発生するガス噴射手
段を含めたすべての回転手段を言う。
【００１２】また、（３）の「放出手段」とは能動的放
出のみならず、圧力、慣性力、遠心力、バネ力その他の
力が働いたとき、受動的に拘束を解いて中継器を放出す
る手段をも含む。
出のみならず、圧力、慣性力、遠心力、バネ力その他の
力が働いたとき、受動的に拘束を解いて中継器を放出す
る手段をも含む。
【００１３】同じく（３）の「機体の背面」とは大気圏
再突入の際の機体姿勢において、地球に面していない機
体面を言う。
再突入の際の機体姿勢において、地球に面していない機
体面を言う。
【００１４】
【作用】本発明は上記のように構成されるので次の作用
を有する。
を有する。
【００１５】（１）．上記（１）の構成にあっては、地
上に向って飛行する宇宙飛行体の進行方向後方にある中
継器を介して電波を地上局に送信するため、宇宙飛行体
が大気圏に突入しながら前方に誘起する電離層とは無関
係な後方中継器を介して地上局と電波連絡が形成される
こととなり、ブラックアウトが生じない。従って、電波
リンクの遮断も生じない。
上に向って飛行する宇宙飛行体の進行方向後方にある中
継器を介して電波を地上局に送信するため、宇宙飛行体
が大気圏に突入しながら前方に誘起する電離層とは無関
係な後方中継器を介して地上局と電波連絡が形成される
こととなり、ブラックアウトが生じない。従って、電波
リンクの遮断も生じない。
【００１６】（２）．上記（２）の構成にあっては、大
気圏へ再突入前に宇宙飛行体から宇宙空間に放出されて
用いられる中継器が、宇宙飛行体から地上局への電波の
送信を中継するアンテナと、該アンテナを通じて電波を
受信する受信装置及び送信する送信装置と、前記受信装
置への入力を増幅して送信装置に供給する増幅器と、前
記の受信装置、送信装置及び増幅器に電力を供給するバ
ッテリと、前記受信装置、発信装置、増幅器及びバッテ
リを収納する円筒容器と、該円筒容器を自転させる回転
手段とを備えるため、中継器はバッテリの電力が所定の
電圧を維持する限り、電波による送受信能力を発揮し、
宇宙飛行体と地上局との中継器としての作用を奏する。
気圏へ再突入前に宇宙飛行体から宇宙空間に放出されて
用いられる中継器が、宇宙飛行体から地上局への電波の
送信を中継するアンテナと、該アンテナを通じて電波を
受信する受信装置及び送信する送信装置と、前記受信装
置への入力を増幅して送信装置に供給する増幅器と、前
記の受信装置、送信装置及び増幅器に電力を供給するバ
ッテリと、前記受信装置、発信装置、増幅器及びバッテ
リを収納する円筒容器と、該円筒容器を自転させる回転
手段とを備えるため、中継器はバッテリの電力が所定の
電圧を維持する限り、電波による送受信能力を発揮し、
宇宙飛行体と地上局との中継器としての作用を奏する。
【００１７】（３）．上記（３）の構成にあっては宇宙
飛行体が電波の中継器と、該中継器を宇宙空間に放出す
る放出手段と、バッテリと、電波の送信装置と、該送信
装置からの電波を発信するアンテナとを備え、大気圏再
突入の際、宇宙飛行体が維持する機体姿勢にあって機体
の背面、即ち地球に面しない側となる面に前記アンテナ
を設けるため、所要の時期、即ち、大気圏突入直前に中
継器を宇宙空間に放出手段によって放出し、宇宙飛行体
の前方となる側、即ち、地球に近い側に大気圏突入の圧
縮熱によって生じる電離層とは無関係な背面のアンテナ
から、バッテリで稼動化した送信器によって電波を発信
し、既に放出されて宇宙飛行体の後方、換言すれば背面
側にある中継器に電波を送り、中継器から地上局と送信
できるため、宇宙飛行体が前方に誘起する電離層に影響
されることなしに宇宙飛行体から地上局へ送信できる。
この結果、ブラックアウトが生じず、従って電波リンク
の遮断が生じない。
飛行体が電波の中継器と、該中継器を宇宙空間に放出す
る放出手段と、バッテリと、電波の送信装置と、該送信
装置からの電波を発信するアンテナとを備え、大気圏再
突入の際、宇宙飛行体が維持する機体姿勢にあって機体
の背面、即ち地球に面しない側となる面に前記アンテナ
を設けるため、所要の時期、即ち、大気圏突入直前に中
継器を宇宙空間に放出手段によって放出し、宇宙飛行体
の前方となる側、即ち、地球に近い側に大気圏突入の圧
縮熱によって生じる電離層とは無関係な背面のアンテナ
から、バッテリで稼動化した送信器によって電波を発信
し、既に放出されて宇宙飛行体の後方、換言すれば背面
側にある中継器に電波を送り、中継器から地上局と送信
できるため、宇宙飛行体が前方に誘起する電離層に影響
されることなしに宇宙飛行体から地上局へ送信できる。
この結果、ブラックアウトが生じず、従って電波リンク
の遮断が生じない。
【００１８】
【実施例】本発明の一実施例を図１〜図３により説明す
る。図１はアンテナ、中継器等を搭載した宇宙往還機の
模式的側面図で、搭載物は透視的に実線で示してある。
る。図１はアンテナ、中継器等を搭載した宇宙往還機の
模式的側面図で、搭載物は透視的に実線で示してある。
【００１９】図２は図１の宇宙往還機に搭載された中継
器２の拡大斜視図（但し、直立状に示す）、図３は図２
の中継器２を長手方向に垂直に見た断面図である。
器２の拡大斜視図（但し、直立状に示す）、図３は図２
の中継器２を長手方向に垂直に見た断面図である。
【００２０】なお、宇宙往還機、中継器等は宇宙空間で
は自由な姿勢を取り得るが本説明では特に断る場合を除
き、「上、下、左、右」は図における上、下、左、右を
言う。
は自由な姿勢を取り得るが本説明では特に断る場合を除
き、「上、下、左、右」は図における上、下、左、右を
言う。
【００２１】図１において、１は地球と宇宙の間を往還
する宇宙往還機、１ａは宇宙空間において放出手段によ
り放出された中継器２に送信するための送信装置、１ｂ
は送信装置１ａ用のバッテリ、１ｃは送信装置１ａから
中継器２に電波発振するためのアンテナ、２は宇宙往還
機１内に搭載されていて、大気圏再突入の直前に放出手
段によって宇宙空間に放出される後述の中継器、３は中
継器２放出手段の要部として宇宙往還機１内に中継器２
を保持拘束し、所要時に分離する分離ボルトである。
する宇宙往還機、１ａは宇宙空間において放出手段によ
り放出された中継器２に送信するための送信装置、１ｂ
は送信装置１ａ用のバッテリ、１ｃは送信装置１ａから
中継器２に電波発振するためのアンテナ、２は宇宙往還
機１内に搭載されていて、大気圏再突入の直前に放出手
段によって宇宙空間に放出される後述の中継器、３は中
継器２放出手段の要部として宇宙往還機１内に中継器２
を保持拘束し、所要時に分離する分離ボルトである。
【００２２】図２において、３ａは上記分離ボルト３を
挿通して中継器２を宇宙往還機１内に固定するための分
離ボルト穴、４は後述の受信装置７、送信装置８等を収
納するための円筒状のカプセル、５はカプセル４の上下
両端に突設された、電波送受信用のアンテナ、６は円筒
状の中継器２をその筒軸まわりに回転させる偶力発生手
段として、カプセル４の長手方向中央部外周の対向位置
に、筒軸に垂直に、かつ、各噴射口が互に逆向きに設け
られたガスジェット装置、７は主として宇宙往還機１か
ら地上局への電波を中継のため受信する受信装置、８は
受信装置７が受信した電波を増幅器９等により所要値に
増幅して主として地上局へ送信する送信装置、９は受信
装置７の受信した微弱電流、電圧を所要値に増幅する増
幅器、１０は送受信用の電源となるバッテリ、１１は分
離ボルト３作動（ボルト切断）後、宇宙往還機１の取付
部を押圧して中継器２を宇宙往還機１から確実に分離放
出するための分離装置、１２はカプセル４に筒軸に垂直
に設けられた盲穴にバネを介して押圧挿入され、その外
端が宇宙往還機１を押圧するよう設けられた分離装置１
１の要部をなすロッドである。
挿通して中継器２を宇宙往還機１内に固定するための分
離ボルト穴、４は後述の受信装置７、送信装置８等を収
納するための円筒状のカプセル、５はカプセル４の上下
両端に突設された、電波送受信用のアンテナ、６は円筒
状の中継器２をその筒軸まわりに回転させる偶力発生手
段として、カプセル４の長手方向中央部外周の対向位置
に、筒軸に垂直に、かつ、各噴射口が互に逆向きに設け
られたガスジェット装置、７は主として宇宙往還機１か
ら地上局への電波を中継のため受信する受信装置、８は
受信装置７が受信した電波を増幅器９等により所要値に
増幅して主として地上局へ送信する送信装置、９は受信
装置７の受信した微弱電流、電圧を所要値に増幅する増
幅器、１０は送受信用の電源となるバッテリ、１１は分
離ボルト３作動（ボルト切断）後、宇宙往還機１の取付
部を押圧して中継器２を宇宙往還機１から確実に分離放
出するための分離装置、１２はカプセル４に筒軸に垂直
に設けられた盲穴にバネを介して押圧挿入され、その外
端が宇宙往還機１を押圧するよう設けられた分離装置１
１の要部をなすロッドである。
【００２３】なお、分離ボルト３には、いわゆる火工品
として内部に装填した爆薬を通電爆発させ、ボルト体を
切断して被固定体（即ち中継器２）を解放する形式のボ
ルトが用いられているが、勿論、これに限定されるもの
ではない。
として内部に装填した爆薬を通電爆発させ、ボルト体を
切断して被固定体（即ち中継器２）を解放する形式のボ
ルトが用いられているが、勿論、これに限定されるもの
ではない。
【００２４】また、受信装置７、送信装置８はたとえ
ば、地上局から宇宙往還機１への指令電波をも中継可能
に設けられても勿論よく、本実施例の場合もそのよう構
成されている。従って、特に呼び出していないが、宇宙
往還機１にはそのための受信設備も備えてある。
ば、地上局から宇宙往還機１への指令電波をも中継可能
に設けられても勿論よく、本実施例の場合もそのよう構
成されている。従って、特に呼び出していないが、宇宙
往還機１にはそのための受信設備も備えてある。
【００２５】次に上記構成の作用について説明する。
【００２６】中継器２は、図１に示すように宇宙往還機
１内に収納され、宇宙往還機１とともに打上げられ、大
気圏再突入のための軌道離脱の際に格納扉を開いて分離
ボルト３を作動させ、結合が切れるとロッド１２がバネ
で押し出され、その反力で宇宙往還機１と分離する。そ
の後、ガスジェット装置６が作動してスピンにより姿勢
安定する。
１内に収納され、宇宙往還機１とともに打上げられ、大
気圏再突入のための軌道離脱の際に格納扉を開いて分離
ボルト３を作動させ、結合が切れるとロッド１２がバネ
で押し出され、その反力で宇宙往還機１と分離する。そ
の後、ガスジェット装置６が作動してスピンにより姿勢
安定する。
【００２７】姿勢安定後は、地上局と宇宙往還機１との
中継ＲＦリンクとなる。すなわち、バッテリ１ｂ及び送
信装置１ａから、アンテナ１ｃを介して送信された宇宙
往還機１からの信号及び地上局からの信号を受信装置７
で受信し、増幅器９で増幅し、送信装置８からアンテナ
５を介して送信する。
中継ＲＦリンクとなる。すなわち、バッテリ１ｂ及び送
信装置１ａから、アンテナ１ｃを介して送信された宇宙
往還機１からの信号及び地上局からの信号を受信装置７
で受信し、増幅器９で増幅し、送信装置８からアンテナ
５を介して送信する。
【００２８】本実施例では分離装置１１及びスピン安定
のためのガスジェット装置６を中継器２側に設けたが同
等の機能を宇宙往還機１側に設けても良い。
のためのガスジェット装置６を中継器２側に設けたが同
等の機能を宇宙往還機１側に設けても良い。
【００２９】以上のようにして、宇宙往還機１と地上局
との電波リンクが常に可能となる。
との電波リンクが常に可能となる。
【００３０】即ち、大気圏再突入時は図１の姿勢の宇宙
往還機１の下前方が地球側となり、そちらの側の大気が
圧縮され、圧縮熱を発生して空気が電離し、送受信不能
に陥るのに対し、アンテナ１ｃが設けられた背面側は電
波的に何らの影響を受けないので、後方上部空間に浮か
ぶ中継器２を介し、地上局と電波による送受信ができ
る。
往還機１の下前方が地球側となり、そちらの側の大気が
圧縮され、圧縮熱を発生して空気が電離し、送受信不能
に陥るのに対し、アンテナ１ｃが設けられた背面側は電
波的に何らの影響を受けないので、後方上部空間に浮か
ぶ中継器２を介し、地上局と電波による送受信ができ
る。
【００３１】以上の通り、本実施例によれば、宇宙往還
機１が大気圏再突入の際、自からが搭載していた中継器
２を再突入直前に放出して宇宙空間に浮かべ、宇宙往還
機１は地上局との電波信号送受を背面側に設けたアンテ
ナ１ｃにより中継器２を介して行なうので、大気圏再突
入時、宇宙往還機１の地球側に誘起される電離層とは無
関係に地上局との電波受発信を行なうことができるとい
う利点がある。
機１が大気圏再突入の際、自からが搭載していた中継器
２を再突入直前に放出して宇宙空間に浮かべ、宇宙往還
機１は地上局との電波信号送受を背面側に設けたアンテ
ナ１ｃにより中継器２を介して行なうので、大気圏再突
入時、宇宙往還機１の地球側に誘起される電離層とは無
関係に地上局との電波受発信を行なうことができるとい
う利点がある。
【００３２】即ち、従来、大気圏再突入の際、生じてい
た電波リンクの遮断を防止できるという利点がある。
た電波リンクの遮断を防止できるという利点がある。
【００３３】
【発明の効果】本発明は上記のように構成されるので次
の効果を有する。
の効果を有する。
【００３４】即ち、本発明によれば宇宙往還機等の宇宙
飛行体と地上局との電波リンクが常に可能となることに
よって次の（１），（２）効果が得られる。
飛行体と地上局との電波リンクが常に可能となることに
よって次の（１），（２）効果が得られる。
【００３５】（１）大気圏再突入時の飛行経路の分散を
考慮して電波リンク再開のための捕捉を行う必要がなく
なる。
考慮して電波リンク再開のための捕捉を行う必要がなく
なる。
【００３６】（２）電波リンクの再開のための捕捉を考
慮して飛行経路を作成する必要がなくなり、これにより
生じる余裕で制御性、荷重、熱防御等他の宇宙往還機に
関する負担を軽減することができる。
慮して飛行経路を作成する必要がなくなり、これにより
生じる余裕で制御性、荷重、熱防御等他の宇宙往還機に
関する負担を軽減することができる。
【図１】本発明の一実施例に係る中継器を搭載した宇宙
往還機の側面図（透視図）、
往還機の側面図（透視図）、
【図２】図１に示す中継器２の拡大斜視図、
【図３】図２の中継器２を長手方向に垂直に見た断面図
である。
である。
１ 宇宙往還機 １ａ 送信装置 １ｂ バッテリ １ｃ アンテナ ２ 中継器 ３ 分離ボルト ３ａ 分離ボルト穴 ４ カプセル ５ アンテナ ６ ガスジェット装置 ７ 受信装置 ８ 送信装置 ９ 増幅器 １０ バッテリ １１ 分離装置 １２ ロッド
Claims (3)
- 【請求項１】 地上に向って飛行する宇宙飛行体の進行
方向後方にある中継器を介して、電波を地上局に送信す
ることを特徴とする宇宙飛行体から地上局への送信方
法。 - 【請求項２】 宇宙飛行体から地上局への電波の送信を
中継するアンテナと、該アンテナを通じて電波を受信す
る受信装置及び送信する送信装置と、前記受信装置への
入力を増幅して送信装置に供給する増幅器と、前記の受
信装置、送信装置及び増幅器に電力を供給するバッテリ
と、前記受信装置、発信装置、増幅器及びバッテリを収
納する円筒容器と、該円筒容器を自転させる回転手段と
を有する中継器であって、宇宙飛行体が大気圏再突入前
に宇宙飛行体から宇宙空間に放出されて用いられること
を特徴とする中継器。 - 【請求項３】 電波の中継器と、該中継器を宇宙空間に
放出する放出手段と、バッテリと、電波の送信装置と、
該送信装置からの電波を発信するアンテナとを備え、大
気圏再突入の際の機体姿勢において機体の背面に前記ア
ンテナを設けた事を特徴とする宇宙飛行体。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5255747A JPH07108999A (ja) | 1993-10-13 | 1993-10-13 | 宇宙飛行体から地上局への送信方法とその装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5255747A JPH07108999A (ja) | 1993-10-13 | 1993-10-13 | 宇宙飛行体から地上局への送信方法とその装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH07108999A true JPH07108999A (ja) | 1995-04-25 |
Family
ID=17283075
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP5255747A Withdrawn JPH07108999A (ja) | 1993-10-13 | 1993-10-13 | 宇宙飛行体から地上局への送信方法とその装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH07108999A (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2008170094A (ja) * | 2007-01-12 | 2008-07-24 | Mitsubishi Electric Corp | 飛しょう体 |
| JP2012091681A (ja) * | 2010-10-27 | 2012-05-17 | Ihi Aerospace Co Ltd | 落下位置データの取得方法と装置 |
| WO2013069757A1 (ja) * | 2011-11-11 | 2013-05-16 | Nakamura Takuju | 流体力利用構造物 |
-
1993
- 1993-10-13 JP JP5255747A patent/JPH07108999A/ja not_active Withdrawn
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2008170094A (ja) * | 2007-01-12 | 2008-07-24 | Mitsubishi Electric Corp | 飛しょう体 |
| JP2012091681A (ja) * | 2010-10-27 | 2012-05-17 | Ihi Aerospace Co Ltd | 落下位置データの取得方法と装置 |
| WO2013069757A1 (ja) * | 2011-11-11 | 2013-05-16 | Nakamura Takuju | 流体力利用構造物 |
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Legal Events
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| A300 | Application deemed to be withdrawn because no request for examination was validly filed |
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