JPH10226399A - モジュール式宇宙船開発方法 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 （修正有） 【課題】 過剰な時間、複雑さ及び経費を伴うことなく
宇宙船をより効率的に設計しそして製造する方法を提供
する。 【解決手段】 設計の複雑さは、ペイロードモジュール
へ移行され、該モジュールの設計は、他の宇宙船任務に
も再使用できる。各モジュールは、親の宇宙船構造体と
はほぼ独立するように設計され、該構造体の設計は、他
のモジュールを受け入れるように簡単化できる。各モジ
ュールは、それ自身の、熱的管理と、電力調整と、蓄電
及び発電能力と、姿勢制御システムを含み設計され、親
構造体へ取り付けられる。骨組インターフェイスは、デ
ータバス接続、未調整電力の接続、及び高周波（ＲＦ）
接続を簡単に与えることができる。これにより、システ
ムレベルの設計が非常に簡単になる。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、一般に、宇宙船の
設計及び開発に係り、より詳細には、地球軌道を回る衛
星のような無人宇宙船の設計に係る。

【０００２】

【従来の技術】慣例的に、各宇宙船は、その意図された
目的又は任務に独特のものと考えられている。一般に、
宇宙船は、推進、通信、発電及び蓄電、姿勢制御及び熱
制御のような機能を遂行するために複雑なサブシステム
の組合せを含む。各サブシステムは、宇宙船の任務に基
づいて異なる要件及び特定の機能を有する。簡単な宇宙
船であっても、独特に相互接続されそして必要に応じて
遂行するよう制御されねばならない数百の部品をもつサ
ブシステムを有することになる。

【０００３】本発明以前の宇宙船設計のプロセスは、設
計者がサブシステム及び他の部品間の全ての複雑な相互
接続を指定し、そして後でこれら全ての部品についての
厳密な且つ経費のかかる統合及びテストを実行すること
を必要とする。この高レベルの複雑さでの統合及びテス
トは、非常に労力がかかる上に、通常は、単一の宇宙船
設計に有効であるに過ぎない。高レベルの設計の複雑さ
は、各任務ごとに設計を変更する必要性とあいまって、
長期の経費のかかる非反復性の開発サイクルを招き、そ
のコストは、個々の宇宙船の反復コストを何倍も上回る
ことになる。

【０００４】

【発明が解決しようとする課題】ある設計者は、標準的
な宇宙船「バス」の概念を導入し、その意図された目的
は、異なる宇宙任務に対して「標準」ビヒクル（乗物）
を形成することである。しかしながら、このようないわ
ゆる標準バスは、ある任務から次の任務へと多数の特注
の変更をしばしば必要とする。同じ宇宙船に使用される
同一のユニットでも、宇宙船内の配置、向き及び順応が
異なるために、個々の分析、順応及び文書化をしばしば
必要とする。部品又はサブシステム間にデータを送信す
るための標準化されたコネクタハードウェア及びデータ
バスを使用することにより設計コストを減少することが
最初にある程度進歩した。しかしながら、これらの標準
化された特徴があっても、宇宙船設計プロセスは、非常
にコストのかかる設計労力と厳密で詳細なシステム統合
及びテスト段階とを依然として必要とする。

【０００５】宇宙船は、現在、ペイロード又はバス機能
によりグループ分けされる電子装置を収容するのに外部
ボックス構造体を使用している。典型的に、多数のこの
ようなボックスが単一の宇宙船に使用され、そしてかさ
ばるワイヤハーネスが迷路状のボックスを相互接続す
る。データバスは、ハーネスの重量を減少するために控
え目に使用されるだけである。ペイロードは、通常、２
つ以上の熱的に最適化されたパネルにグループ分けさ
れ、パネルとバスとアンテナとの間には非標準的な相互
接続を伴う。部品を変更又は追加するときには、通常、
全システムレベルの設計が壊され、機械的な配置、電気
的な相互接続又は熱的な設計の変更がしばしば必要とな
る。ある任務から次の任務へ、ペイロードスループッ
ト、推進システムパラメータ、電力供給、ワイヤハーネ
ス、熱的設計又はプロセッサ能力の変更を行わねばなら
ない。この形式の変更は、いわゆる標準的な宇宙船バス
が使用されたときでも、ある任務から次の任務への設計
再使用の程度を著しく制限する。

【０００６】理想的には、生産スケジュールを短縮しそ
して既存の設計の再使用を増加し、しかも任務の融通性
を制限しない新規な宇宙船設計プロセスが要望される。
以下の説明から明らかとなるように、本発明は、これら
の目標を満足し且つそれを上回るものである。

【０００７】

【課題を解決するための手段】本発明は、開発時間を短
縮し、システムレベルの設計の複雑さを最小にし且つ設
計の再使用を最大にする宇宙船設計方法に関する。簡単
に且つ一般的に述べると、本発明の方法は、先ず、親の
宇宙船構造体、推進システム、任務により必要とされる
機能を遂行するための複数の宇宙船ペイロードモジュー
ル、及び必要な付加的な宇宙船部品を選択する段階を含
む。親の宇宙船構造体は、推進システムの取り付けを受
け入れるに充分な大きさであると共に、複数の宇宙船ペ
イロードモジュールの取り付けを受け入れるに充分な大
きさであるように選択される。更に重要な段階は、まだ
設計されていない複数の宇宙船モジュールの各々を、上
記親の構造体により与えられる選択された非常に少数の
サービスを除いて、上記親の宇宙船構造体とは独立して
動作するように設計することである。この解決策では、
宇宙船設計における必要な複雑さが、モジュール自体の
中に存在するように限定される。モジュールが選択され
そして別々に設計されると、それに続く段階は、宇宙船
モジュールを製造しそしてテストし、そのテストされた
宇宙船モジュール、付加的な宇宙船部品及び親の構造体
を組み立て、そして最後に、その組み立てられた宇宙船
をテストして、それが任務を遂行するように意図された
ように動作することを保証する。

【０００８】より詳細には、宇宙船モジュールの各々を
設計する段階は、独立した構造完全性をもつようにモジ
ュールを設計し、そして親構造体とは熱的に独立するよ
うに充分に大きな放熱器をもつようモジュールを設計す
ることを含む。上記方法は、更に、親構造体とは独立し
た電力管理能力をもつようにモジュールを設計すること
を含む。電力管理能力は、電力調整、蓄電及び発電を含
む。

【０００９】宇宙船の組み立ては、モジュールを相互接
続する標準化された骨組構造体を介して宇宙船モジュー
ルの各々を親構造体に取り付けることを含む。この骨組
構造体は、モジュールへの又はモジュールからの信号及
びサービスを搬送する。これは、例えば、モジュールへ
の及びモジュールからのデータ信号を搬送するためのデ
ータバスと、モジュールへ未調整の電力を供給するため
の電力バスと、モジュールへの又はモジュールからのＲ
Ｆ信号を転送するための高周波（ＲＦ）バスとを含む。

【００１０】本発明の方法は、宇宙船の設計上の複雑さ
がそれらの相互接続ではなくモジュール内に限定される
ので、システムレベルの設計プロセスを著しく簡単化す
る。各モジュールが、親構造体により供給される必要の
あるサービスとほぼ独立した状態では、宇宙船の全シス
テムレベルの設計が非常に簡単となる。その結果、宇宙
船モジュールの統合及びテストが簡単な手順へ変換され
る。モジュールの設計の変更は、システム設計への影響
を最小にして行うことができる。たとえモジュールの変
更が統合及びテストの繰り返しを必要としても、このよ
うな変更が大きなスケジュールの遅れを招くことはほと
んどない。

【００１１】以上の説明から、本発明は、宇宙船設計の
分野に著しい進歩をもたらすことが明らかであろう。特
に、本発明の方法を用いると、宇宙船を開発する非反復
性及び反復性の両方のコストが減少され、新たな宇宙船
を開発する時間が節減され、宇宙船に含まれる構成部品
の数が減少され、設計変更を容易に受け入れることがで
き、宇宙船の重量が減少され、設計再使用の確率が高ま
り、標準部品の使用が増加され、そして所与の打ち上げ
ビヒクルに使用できる蓄積量が増加される。本発明の他
の特徴及び効果は、以下の詳細な説明から明らかとなろ
う。

【００１２】

【発明の実施の形態】説明の目的で添付図面に示された
ように、本発明は、宇宙船を設計する方法に関する。本
発明の方法は、地球軌道を回る衛星のような無人宇宙船
の設計に関して説明するが、有人又は無人に関わりなく
他の形式の宇宙船にも同じ原理を適用することができ
る。従来、特定の任務のための宇宙船の設計は、宇宙船
のサブシステム及び部品の全ての相互接続を指定する独
特で且つ複雑な設計努力として行われている。これに続
いて、製造後に、相互接続されたサブシステム及び部品
を統合してテストするための同等に複雑な努力が払われ
る。従って、形成される宇宙船は、その任務の要件を満
足するように独特に特注されるが、それに必要とされる
設計及び開発努力は、乗物を他の任務での使用に適応さ
せることにほとんど使用されない。

【００１３】図１は、公知の方法を示す概略図である。
ブロック１０で示された任務のための機能的要件は、ブ
ロック１２で示された反復設計努力へ与えられ又は入力
される。設計努力１２は、種々の宇宙船システム及びサ
ブシステムに関連した人間を含む設計チームを伴う長く
且つ複雑な協働ベンチャーを表す。設計チームは、サブ
システムとそれらの部品との間の種々の相互接続のため
の詳細な仕様を形成する。データ、電力及び制御信号の
ための特定のインターフェイスが確立される。サブシス
テムの各々に対して構造細部が指定される。熱的特性が
推定され、与えられる。というのは、宇宙船設計の重要
な特徴は、その部品に発生した熱が充分に消散されるよ
う確保することだからである。ブロック１２に示すよう
に、この設計努力は、反復性のものである。サブシステ
ムを著しく変更すると、例えば、相互接続設計、熱的設
計又は推進力設計のどこかで変更が必要となる。これら
の設計反復は、各サブシステム設計者がその結果に満足
しそして全宇宙船の設計者が乗物がその所望の機能を遂
行すると満足するまで続けられる。このプロセスは完成
までに数カ月又は何年も要する。

【００１４】設計努力１２の後に、宇宙船のサブシステ
ム及び部品がブロック１４で示すように製造される。設
計は独特なものであるから、製造プロセスは、入手可能
なサブシステムの使用のみを限定するが、燃料バルブや
電気スイッチのような在庫型部品を非常に特定の設計レ
ベルで使用することができる。この製造段階の後に、乗
物は、完成からほど遠いものである。独特且つ複雑な設
計であるために、乗物を打ち上げる（１８）までに、ブ
ロック１６で示された対応的に複雑な統合及びテスト
（Ｉ＆Ｔ）努力を必要とする。統合及びテストは、反復
設計努力１２で作られた設計仕様を使用し、その設計仕
様が満足されるよう確保するために各サブシステム又は
部品インターフェイスが個々にテストされる。ある場合
には、最初の設計の欠陥がこの段階で露呈し、最初の設
計及び製造部品に対する修正が必要となる。たとえこの
ような欠陥が見つからなくても、統合及びテスト努力
は、設計努力と同様に、関係技術者に高い要求を課する
と共に、何時間もの作業を必要とする。コストの観点か
ら更に重要なことは、反復設計努力１２並びに統合及び
テスト努力１６のコストをその後の任務に分散させるこ
とができず、ほとんどの場合に、異なる１組の機能的要
件に対し全努力を繰り返すことが必要となる。

【００１５】本発明によれば、宇宙船の機能は、システ
ムの定義、統合及びテストのプロセスの複雑さが著しく
減少されるように多数の観点で互いにほぼ独立したモジ
ュールにおいて実行される。この概念が図２に示されて
いる。「プログラム１」と示された第１の宇宙船プログ
ラムの場合に、プログラムの機能的要件１０．１は、そ
のプログラムのシステム定義プロセス２０．１へ送られ
る。本発明の設計プロセスの重要な特徴は、宇宙船モジ
ュールの「オフライン」開発２２にある。この点におい
て、「オフライン」開発とは、モジュールを他の宇宙船
任務にも再使用できるようにシステム定義プロセスとは
独立してモジュールが設計されることを意味する。モジ
ュールは、次いで、ブロック２４に示すように製造さ
れ、統合及びテスト（Ｉ＆Ｔ）努力２６．１で統合及び
テストされ、そして２８．１で示すように宇宙船が打ち
上げられる。

【００１６】ライン３０．１で概略的に示したように、
システム定義プロセス２０．１は、比較的簡単な１組の
インターフェイス仕様をモジュール開発努力２２へ与え
る。しかしながら、ほとんどの部分に対し、各モジュー
ルは、集中型宇宙船「バス」により通常行われる機能の
全部ではなく幾つかを実行するように設計される。ある
従来の宇宙船の場合と同様に、各モジュールは、それ自
身の「ペイロード」機能及びデータ管理機能を遂行す
る。例えば、通信衛星の場合に、ペイロード機能は、デ
ジタル及び高周波（ＲＦ）モジュール機能の動作を含
む。更に、本発明により設計されたモジュールは、その
構造、熱、電源及び姿勢制御機能の幾つか又は全部を実
行する役目を果たす。以下に詳細に述べるように、各モ
ジュールは、ライン３０．１で示すようにモジュール開
発プロセス２２に指定された均一なインターフェイスを
介して宇宙船に構造上統合されるように設計される。図
中のこのラインは、システム定義プロセスのモジュール
選択特徴も表す。オフラインモジュール開発プロセス２
２は、モジュールのカタログを作成し、その各々は、ほ
とんど又は全く修正せずに再使用するためにシステム定
義プロセスにおいて選択することができる。

【００１７】各設計されたモジュールは、比較的簡単な
１組のシステムパラメータを、ライン３２．１で示すよ
うに、システム定義プロセス２０．１へ供給する。シス
テム定義プロセス２０．１は、ライン３４．１で示すよ
うに、統合及びテストプロセス２６．１のための１組の
システム定義を発生する。従来の反復設計プロセスで発
生されるシステム設計パラメータとは対照的に、統合及
びテストプロセス２６．１のために発生される定義は、
比較的簡単である。というのは、モジュール相互接続の
複雑さが著しく低減されているからである。従って、製
造（２４）の後に、統合及びテスト機能２６．１も同様
に複雑さが低減される。これらモジュールは、上記の均
一のインターフェイスを用いて宇宙船に簡単に組み立て
られ、そしてテスト手順も、形式的で且つ比較的簡単な
手順に変換される。本発明の１つの実施形態では、モジ
ュール開発プロセス２２において他のモジュールと共に
設計されそして統合及びテストプロセス２６．１の間に
作動されるテストモジュールによりテストを実行し、種
々のモジュールに対して１組の予め定められたテストを
行って、それらモジュールが所望の機能を遂行しそして
互いに適切にインターフェイスするよう確保することが
できる。テストモジュールは、他のモジュールとは異な
り、任務又はプログラムの機能的要件に特定のものであ
って、修正なしに再使用できなくてもよい。

【００１８】図２の下部は、「プログラム２」と示され
た第２のプログラム又は任務に対して宇宙船を設計する
ための並列なプロセスを示す。このプロセスは、個別の
機能的要件１０．２、個別のシステム定義プロセス２
０．２、個別の統合及びテストプロセス２６．２並びに
個別の打ち上げ事象２８．２を使用するが、共通のオフ
ラインモジュール開発努力２２及び製造段階２４を使用
することができる。

【００１９】更に特定の例として、図３は、本発明に使
用することのできる形式の宇宙船モジュール４０の構造
細部を示す。この例のモジュール４０は、平らな一般的
に長方形の放射パネル４２上に構成され、このパネル
は、それ以降の図から明らかなように、単一シリンダ４
４として図５に示された親構造体に取り付けられる。親
構造体は、非常に簡単で且つ軽量でよい。というのは、
各モジュール４０が、親構造体４４への取付点からそれ
自身構造的に充分なものだからである。モジュール４０
は、パネル４２に取り付けられて放射カバー４８により
保護された電子素子４６を備えている。電子素子４６
は、図４に示すように、カバー４８の下に設置された回
路板５２に取り付けられた電子及びＲＦ素子５０を含
む。モジュール４０は、親構造体４４に取り付けるため
の１組の構造支持ブラケット５４、５６及び５８を有す
る。放射パネル４２は、両方向への放熱のために公称２
面を有するが、支持又は親構造体に平行に取り付けられ
るときのように片面放射器として使用することもでき
る。一部分が６０で示された熱パイプは、放射器４２の
熱効率及び容量を増加するのに使用できる。

【００２０】６２で概略的に示されたインターフェイス
は、「骨組」構造体（図３には示さず）へ接続するため
に設けられ、これにより、多数のモジュールが相互接続
されて宇宙船の親構造体４４に取り付けられる。この統
制された相互接続インターフェイスは、モジュールを相
互接続するのに現在使用されているワイヤハーネスに取
って代わるものである。種々の構成が意図されるが、例
えば、インターフェイス６２は、電磁干渉（ＥＭＩ）に
対して効果的にシールドされたコネクタを経てモジュー
ル４０へのペイロード、ＲＦ及び電源接続を与えること
ができる。各モジュール４０は、一体的な熱制御及び切
り換え能力、並びに自立式の電源管理能力を有するよう
に構造的にそれ自身充分であるよう設計される。モジュ
ール４０へのデータインターフェイスは、市場で入手で
きるデータバス（図示せず）を経て形成される。

【００２１】特定のシステム設計として、システムレベ
ルにおける設計の複雑さに影響することなく、モジュー
ル４０を追加又は削除することができる。唯一重要な限
定ファクタは、親構造体４４及び関連するソラーアレー
の最大容量である。実際に、システムのモジュール設計
は、個々のモジュール境界内に複雑さを移行し、そして
システムレベルの複雑さ及び設計要件を著しく低減する
傾向がある。

【００２２】図５は、親構造体４４から離間されて示さ
れた複数のモジュール４０を含む本発明により設計され
た宇宙船の分解図である。この例示的な構成において、
モジュール４０は、円筒状の親構造体４４の直径方向に
対向する側に２列に配置される。ストリップ６４は、上
記の電源／データ／ペイロードインターフェイス骨組の
一部分である。図示された構成は、２つの相反する方向
に放射するように全てのモジュールを配向するので有用
である。赤道又は赤道付近の軌道において地球軌道を回
る衛星の場合には、太陽光線が東方向及び西方向から交
互に乗物に入射する。宇宙船の南北の露出は、太陽光線
の入射が最低であり、従って、乗物から熱エネルギーを
放射するのに最も有用である。

【００２３】図５の分解図は、宇宙船のモジュール設計
の他の特徴も示している。円筒状の親構造体４４内には
化学的推進システム６６が収容され、そして構造体４４
の尾端には電気的推進システム６８が取り付けられる。
７０で示されているのは、標準的な姿勢制御システム
（ＡＣＳ）モジュールであり、これは、親構造体４４に
端部取り付けされる。長方形ブロック７２内に示された
他の部品は、端部取り付けされるか又は側部取り付けさ
れる。これらは、単一の傘型アンテナ７４、多数のアン
テナディッシュ７６、ペイロード計器７８、関節接合さ
れたフラットパネルソラーアレー８０、及び固定の円筒
状ソラーアレー８２を含む。親構造体４４の円筒外面に
取り付けられて示されているのは、一対のバッテリモジ
ュール８４である。

【００２４】本発明の方法の目標は、システムレベルの
設計の複雑さを最小にすることである。多数のファクタ
がこれを可能にする。 −使用する標準構造は、簡単で、ほぼ単一素子の標準構
造である。 −推進モジュール６６及び６８と、姿勢制御システムモ
ジュール７０は、標準化される。 −宇宙船モジュール４０は、自立式の宇宙船航空電子部
品及びペイロード航空電子部品を含むと共に、独立した
熱的、構造的及びあるレベルの電力管理能力を有する。 −標準化された骨組構造体６４は、モジュール４０との
及びモジュール４０間の電力、データ及びペイロード相
互接続を確立する。 −統合された高周波及びペイロードアンテナモジュール
を使用して部品の数が減少される。 −低周波アンテナは、標準的なボルト止めインターフェ
イスを用いて、親構造体４４へ接続される。 −標準的なアンテナジンバル取り付けが、統合された制
御電子装置及び任意の電力コンバータと共に使用され
る。 −標準的な関節接合のソラーアレー８０及び非関節接合
のアモルファスシリコンソラーアレー８２が使用され
る。 −任意のボルト止め電力制御及び蓄電モジュールが使用
できる。 −宇宙船モジュール４０の航空電子ユニットは、その機
能を容易に変更するようにプログラムできる。

【００２５】上記の宇宙船モジュール４０及び他のモジ
ュール式「構成ブロック」を使用すると、システムレベ
ルにおける宇宙船設計プロセスは、１組の非常に簡単な
段階へと減少する。 １）好ましい打ち上げロケットの流線型の覆い及び任務
要件に基づいて親構造体４４に対する適当な（標準化さ
れた）サイズを選択する。 ２）任務の要求に最も近い適当な推進モジュールを選択
する。 ３）任務の機能的要求に基づいて入手可能な宇宙船モジ
ュールのカタログから選択する。 ４）標準化された骨組インターフェイス及び他の標準化
された仕様を用いて付加的に必要とされる宇宙船モジュ
ールを開発する。 ５）システム性能を最適化するために親構造体４４に沿
って及びそのまわりに宇宙船モジュール４０及び他の部
品を配列する。 ６）在庫品から入手できない全てのモジュール及び部品
を製造しそしてテストする。 ７）宇宙船モジュール及び部品を統合してテストし、そ
してシステムレベル性能を照合する。

【００２６】図６は、図５に示されたものから選択され
た部品及びモジュールを用いた宇宙船の分解図で、両端
取付の傘型アンテナ７４と、両面取付の関節接合式フラ
ットソラーアレー８０とを含む宇宙船を示す図である。
図７は、輪郭線８６で示された打ち上げロケットの流線
型の覆い内に積み込まれた同じ宇宙船構成を示す図であ
る。最後に、図８は、全ての部品が宇宙にあるときのよ
うに配備された図６及び７と同じ宇宙船構成を示す図で
ある。

【００２７】上記のように、本発明は、ほとんどの重要
な支持機能に対し中央バスに依存した従来の宇宙船航空
電子モジュールとは対照的に、多くの観点でそれ自体充
分な宇宙船モジュールを使用する。公知の宇宙船は、も
ちろん、種々のペイロード航空電子機能を収容するのに
モジュールを使用し、そしてある宇宙船は、データ管理
機能を分散するためにデータバスを使用している。又、
公知のある宇宙船は、各航空電子モジュールを外部に取
り付けることにより熱的制御機能をある程度は分散して
いる。しかしながら、本発明は、これを越えるものであ
って、他の重要な宇宙船機能も分散させる。本発明によ
り宇宙船機能を分散させる可能性を次のテーブルに要約
する。 モジュール独立性のレベル サブシステム 機能的 それ自体充分 全機能 機能 独立性 なペイロード モジュール ペイロード −デジタル Ｘ Ｘ Ｘ −ＲＦ Ｘ Ｘ Ｘ データ管理 Ｘ Ｘ Ｘ 熱 Ｘ Ｘ Ｘ 構造 Ｘ Ｘ Ｘ 電力 −調整 ＸＸＸ Ｘ −蓄電 ＸＸ Ｘ −発電 Ｘ Ｘ ＡＣＳ −センサ Ｘ −ホイール Ｘ

【００２８】上記テーブルに示されたように、「機能的
独立性」と称する構成において、各モジュールは、それ
自身のペイロード、データ管理及び熱的機能を遂行する
だけでなく、打ち上げ中及び運転時に構造的支持のため
に親構造体４４に依存しないという意味で構造的に独立
している。「それ自体充分なペイロード」の構成におい
ては、あるレベルの電力システム自立性も、宇宙船モジ
ュールにより仮定される。又、指示されたように、モジ
ュールが電力調整を行うか、蓄電を伴う電力調整を行う
か、或いは電力調整、蓄電及び発電機能を行うかに基づ
いて、この構成の３つの別々の態様がある。調整機能の
みが行われる場合には、「生」の未調整の電力が骨組イ
ンターフェイス６４を経て各モジュール４０へ供給さ
れ、このとき、各モジュールは、供給電力をそれ自身の
電圧又は他の要件に合致させる役目を果たす。蓄電も分
散される場合には、各モジュール４０は、小型の２．５
ボルトバッテリのようなバッテリ（図示せず）も含む。
発電機能もモジュール４０に分散される場合には、全て
の又は幾つかのモジュールがソラーアレーも含む。全機
能モジュールの分類においては、モジュールは、姿勢制
御システム（ＡＣＳ）機能も遂行する。従って、モジュ
ールは、その姿勢を感知するためのスターセンサ又は他
の装置と、姿勢調整を行うための慣性ホイールとを含
む。

【００２９】以上の説明から、本発明は、宇宙船設計の
分野に著しい進歩をもたらすことが明らかである。特
に、本発明は、選択された任務に対し宇宙船を設計する
ための効率的で且つ低コストの技術に関する長年の要望
を満足する。本発明の方法は、宇宙船の複雑な機能を、
別々に設計されるモジュール内へと効率的に移行させ、
このモジュールを宇宙船の親構造体に簡単な仕方で取り
付ける。従って、宇宙船のシステム設計は、一連の非常
に簡単な段階へと変換され、宇宙船の統合及びテスト
も、同様に、従来設計された宇宙船における複雑さに比
して、非常に簡単な作業となる。又、少数の特定の宇宙
船及びモジュール構成を一例として開示したが、本発明
は、種々様々なモジュール設計及び宇宙船構成に広く適
用できることが明らかである。従って、本発明は、特許
請求の範囲のみによって限定されるものとする。

【図面の簡単な説明】

【図１】公知技術による現在の宇宙船開発方法を示すブ
ロック図である。

【図２】本発明の宇宙船設計及び開発方法を示すブロッ
ク図である。

【図３】本発明を実施するのに使用できる形式の宇宙船
モジュール及び取付構造体の斜視図である。

【図４】一般的に図３の４−４線に沿った断面図で、宇
宙船モジュールに収容された電子ペイロード部品を示す
図である。

【図５】本発明の原理を用いた宇宙船構成の分解図であ
って、使用可能な種々の部品を示す図である。

【図６】図５に示されたものから選択された部品を使用
する典型的な宇宙船構成を示す分解図である。

【図７】打ち上げのために積み込まれる全ての部品を伴
う図６の宇宙船構成を示す図である。

【図８】宇宙で動作するように配備された全ての部品を
伴う図６及び７の宇宙船構成を示す図である。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ラモーン コロネル アメリカ合衆国 カリフォルニア州 90503 トーランス カーメリン ストリ ート 4821

Claims (17)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 選択されたペイロード機能と、もし必要
   ならば、データ管理機能と、熱制御機能と、そして独立
   した構造完全性、独立した電力管理及び独立した姿勢制
   御を与えることを含むグループから選択された少なくと
   も１つの他の機能又は能力とを各々遂行することのでき
   る複数の宇宙船ペイロードモジュールを設計し、 特定の宇宙船任務の要件を満たすように全て選択された
   基本的コアビヒクル、多数の宇宙船ペイロードモジュー
   ル及び多数の標準的な宇宙船部品を含むように宇宙船を
   定義し、宇宙船を定義するこの段階は、宇宙船ペイロー
   ドモジュールを上記複数の設計されたモジュールから選
   択することを含み、 宇宙船を定義する上記段階の結果として必要となる付加
   的な宇宙船ペイロードモジュールを設計し、 上記選択され及び新たに設計された宇宙船ペイロードモ
   ジュールを製造しそしてテストし、 上記製造されそしてテストされた宇宙船ペイロードモジ
   ュールと、上記選択された他の宇宙船部品とを上記基本
   的なコアビヒクルに組み立て、そしてシステムレベルに
   おける性能を保証するために上記組み立てられたモジュ
   ール及び要素をテストする、という段階を備えたことを
   特徴とする宇宙船設計及び実施方法。
2. 【請求項２】 宇宙船を定義する上記段階は、宇宙船の
   任務に合致するように、コアビヒクルのサイズを選択し
   そして推進モジュールを選択することを含む請求項１に
   記載の方法。
3. 【請求項３】 宇宙船ペイロードモジュールを設計する
   上記段階は、発射及び運転条件に対して独立した構造完
   全性をもつようにモジュールを設計することを含む請求
   項１に記載の方法。
4. 【請求項４】 宇宙船ペイロードモジュールを設計する
   上記段階は、電力調整装置を含むようにモジュールを設
   計することを含む請求項３に記載の方法。
5. 【請求項５】 宇宙船ペイロードモジュールを設計する
   上記段階は、蓄電能力を含むようにモジュールを設計す
   ることを含む請求項４に記載の方法。
6. 【請求項６】 宇宙船ペイロードモジュールを設計する
   上記段階は、発電能力を含むようにモジュールを設計す
   ることを含む請求項５に記載の方法。
7. 【請求項７】 宇宙船ペイロードモジュールを設計する
   上記段階は、姿勢制御システムを設計することを含む請
   求項６に記載の方法。
8. 【請求項８】 宇宙船モジュールをコアビヒクルに組み
   立てる上記段階は、モジュールを相互接続する標準的な
   骨組構造体を介して各モジュールを取り付けることを含
   む請求項１に記載の方法。
9. 【請求項９】 上記骨組構造体は、モジュールへ及びモ
   ジュールからデータ信号を搬送すると共に、モジュール
   へ電力を搬送する請求項８に記載の方法。
10. 【請求項１０】 所定の任務に対し宇宙船を効率的に設
    計しそして製造する方法において、 親の宇宙船構造体と、推進システムと、任務に必要な機
    能を遂行するための複数の宇宙船ペイロードモジュール
    と、必要とされる付加的な宇宙船部品とを選択し、上記
    親の構造体は、上記推進システムの取り付けを受け入れ
    るに充分な大きさであると共に、上記複数の宇宙船ペイ
    ロードモジュールの取り付けを受け入れるに充分な大き
    さであるように選択され、 まだ設計されていない上記複数の宇宙船モジュールを、
    上記親の構造体により与えられる選択された少数のサー
    ビスを除いて、上記親の宇宙船構造体とは独立して動作
    するように設計し、これにより、モジュール設計におけ
    る必要な複雑さがモジュール自体の中に存在するように
    限定され、 上記宇宙船モジュールを製造しそしてテストし、 上記テストされた宇宙船モジュール、付加的な宇宙船部
    品及び親構造体を組み立て、そして上記組み立てられた
    宇宙船をテストして、それが任務を遂行するように意図
    されたように動作することを保証する、という段階を備
    えたことを特徴とする方法。
11. 【請求項１１】 宇宙船モジュールの各々を設計する上
    記段階は、 独立した構造完全性をもつようにモジュールを設計し、
    そして上記親の構造体とは熱的に独立するに充分な大き
    な放熱器をもつようにモジュールを設計する、という段
    階を含む請求項１０に記載の方法。
12. 【請求項１２】 宇宙船モジュールの各々を設計する上
    記段階は、上記親の構造体とは独立した電力管理能力を
    もつようにモジュールを設計することを含む請求項１０
    に記載の方法。
13. 【請求項１３】 各モジュールに設計された上記電力管
    理能力は、電力調整を含む請求項１２に記載の方法。
14. 【請求項１４】 各モジュールに設計された上記電力管
    理能力は、蓄電を含む請求項１３に記載の方法。
15. 【請求項１５】 各モジュールに設計された上記電力管
    理能力は、発電を含む請求項１４に記載の方法。
16. 【請求項１６】 上記組み立て段階は、モジュールを相
    互接続する標準的な骨組構造体を介して宇宙船モジュー
    ルの各々を親構造体に取り付けることを含む請求項１０
    に記載の方法。
17. 【請求項１７】 上記骨組構造体は、モジュールへの及
    びモジュールからのデータ信号を搬送すると共に、モジ
    ュールへの電力を搬送する請求項１６に記載の方法。