JPS61232997A - 宇宙船構体 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 この発明は地球周回宇宙船の様な宇宙船に適する構体に
関する。

〔発明の背景〕

宇宙船構体は宇宙船を軌道上で動作させるためのエンジ
ンやロケット（ヌラヌタ）を支持すると共に宇宙船のペ
イロード機器を支持する。地球周回宇宙船のペイロード
機器は一般に通信衛星用の形式の比較的大型のアンテナ
反射器、地球センサ、航行センサおよびその他の宇宙船
の精密方向制御用装置を含むが、この様な機器は外界に
起因する数多の応力に耐える極めて安定した特性の強固
な支持構体を必要とする。

例えば、最初の打上げ中宇宙船は打上げ加速度により誘
発される比較的高い応力に耐えねばならないが、この応
力は比較的重いエンジンやペイロード機器の取付けによ
りその支持構体に複合される。宇宙船構体は一旦軌道に
乗ると通常少くとも±１００°Ｃの範囲で変化する熱サ
イクルにさらされる。

米国特許第４００９８５１号には、アルミニウム合金板
の端を鋲止め、爆接等で固定して細長い円筒状部材を形
成し、この円筒状部材を外周に軸方向に平行な複数本の
リブを設けて補強すると共に、複数本の環状補強リブも
設けたものが開示されている。

この円筒部材の下端にはその円筒部材と同様に構成され
た円錐台状部材が取付けられ、上記特許に開示されてい
る様に、その円錐台状部材もまたその外周に軸方向に延
びる複数のリプを有する。

このリグは円筒状部材と円錐台状部材に鋲止めされてい
るが、この鋲止めのためにフランジを必要とし、このフ
ランジが構体の重量を増す。

上記米国特許開示の支持構体はそれまで知られている支
持構体より軽いが、ペイロードが追加し得る様に支持構
体の重量は更に軽い方が望ましい。

支持構体の重量が低下するほど、所定寸法の宇宙船のペ
イロード重量は大きくなる。

〔発明の概要〕

この発明を実施した宇宙船構体は打上げ用ロケットに取
付けるようになっておシ、中空円筒状構体とこれに接合
されてそれから延伸する中空円錐台伏構体とを含んでい
る。これらの構体は中心軸が一致し、宇宙船のペイロー
ドとエンジンを受ける様になっている。

この発明による円筒状構体と円錐台状構体とを含む構造
は連続的で、補強繊維入多金属母材で形成された連続均
質微細構造を含んでいる。この微細構造は細長い円筒状
構体の円錐台状構体と反対の端部の最小値から円錐台状
構体の円筒状構体と反対の端縁の最大値まで厚さが増大
する壁面を有し、その厚さ最大の端縁部が打上げ用ビー
クルに取付けられるようになっている。

〔推奨実施例の詳細な説明〕

第１図は直円筒状部材１２を含む支持構体１０を有する
宇宙船を示す。部材１２は外方に拡がる円錐台状部材１
４に一体に接合されてその構体を形成している。この一
体の支持構体を第２図にさらに詳示する。この支持構体
は上記米国特許開示の構体と類似で、両部材１２．１４
に共通の長手軸５ｏを有する。

第２図は上記米国特許開示のものと似た支持構体１ｏが
環状内側リプ即ち補強用フランジ状リプ１６．２４を有
することを示している。リプ１６は円筒状部材１２の端
縁２０と一致する平面状の外面１８を有し、部材１２の
内面２２には環状内側リプ即ちフランジ状リング２４が
固定されている。

部材１２．１４の界面には環状外側リブ即ちフランジ状
リング２６があシ、部材１４の下端縁には平面状外面２
８ヲ有する環状補強リプ即ちフランジ状リング３ｏが固
定されている。

部材１２．１４とリング１６．２４．２６．３０は補強
繊維入り金属母材から成る一体の均質微細構造より成り
、各素子間に鋲接手や溶接接手を全く含まない金属母材
複合物（以下ＭＭＣと称する）構体を形成する。

ＭＭＣは繊維、針状体、粒子等の補強材料を任意に組合
せて金属で接合した材料である。特許請求の範囲に使用
した「繊維」という用語は繊維、針状体、粒子を含むも
のとする。

繊維は連続でも不連続でもよいが、連続繊維ＭＭＣは連
続繊維を用いて金属を補強したもので、その性質は方向
性があシ、混合物（母材と補強材）計算の既知の法則に
より充分予測することができる。これに対し不連続繊維
ＭＭＣは切断された短繊維を金属で固めたもので、その
性質はかな９等方性であるが、母材の性質の強調度は連
続繊維ＭＭＣに比して少い。

ＭＭＣで結合材料として用いられる代表的金属はアルミ
ニウム、マグネシウム、チタン、銅、鉛および鋼であり
、代表的な補強用連続繊維は黒鉛、炭化シリコン、硼素
、炭化硼素、酸化アルミニウム、鋼およびタングステン
である。代表的補強用連続繊維には上記繊維を短く切断
したものの他に釘状炭化シリコンや粒状アルミナがある
。これらの材料は例えばアブコ社（ＡＶＣ！ＯＣｏｒｐ
、）　の型録第０４８１−２Ｍ　（頁）号に詳述されて
いる。

この実施例のＭＭＣ材料はアルミニウム母材に炭化シリ
コンを混合したもので、炭化シリコン材料はアブコ型録
第０４８１−１６−２Ｍ号および第０４８１−２０−２
Ｍ号に記載されている。その記載のように、炭化シリコ
ンは安価、高強度、１２００°Ｃ以北における高熱抵抗
、低電気伝導度、耐食性、化学安定性および対金属回腸
性等の利点がある。

アルミニウム母材のｍｃは下達の熱間均衡プレスとして
知られる方法で鋳造または熱開成形して作られる。ＤＷ
Ａ社製の粒状度化シリコンとアルミニウムから成るＭＩ
ＶｉＣの機械的性質は１９８３年９月発行のＤＯＤ金属
母材複合体情報解析センター最新八号へ載の論文「最近
のＭＭＣ接合研究の結果（Ｒｅｓｕｌｔｏｆ　Ｒｅｃｅ
ｎｔ　Ｍ！ｖｉｃ　Ｊｏｉｎｉｎｇ工ｎｖｅｓｔｉｇａ
ｔｉｏｎｓ）　Ｊ　　（Ｄ表１　オヨヒ１９８０年１１
月発行のロックウェル・インターナショナルゝ（Ｒｏ　
ｃｋｗｅｌｌ工ｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ　）　　報告
第ＡＦＷＡＬ　−ＴＲ−８１−３０１８号「高性能航空
機機体用金属母材複合物構体（Ｍｅｔａｌ−Ｍａｔｒｊ
−ｘ　ＣｏｍｐｏｓｉｔｅｓＡｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ／
Ｐａｙｏｆｆ　ｆｏｒ　Ｈｉｇｈ　−Ｐａｒｆｏｒｍｔ
ｘ、ｎｃｅＡ’ｔ−ｒｃ昆ｆｔ　　Ａ：Ｌ’ｒｌｒａｍ
ｅＳ）Ｊ［記載サレテいル。上記報告はＭＭＣ材料供給
者の刊行物の桿査を含むもので、ＭＭＣ材料を用いる設
計概念を作る時の物理的性質、データおよび費用も示し
ている。

第２図の構体は繊維容積含有率約２５％、多孔度１％未
満の炭化シリコン／ＡＪ　（Ｔａ２０５）で構成し、そ
の製造には多数の公知方法を用いることができる。部材
１２．１４は一体に形成してもよいが、下達のように各
別に形成した後接合してもよい。

上記熱間均衡プレスではまず金属粉末と補強材粒子を完
全に（金属粉末に粒子が均一に分散するように）混合し
た後、鋳型に入れて高温高圧下で加圧成形し、概略寸法
の鋳１を形成する。その鋳Ｓ型は例えば中型と可動の外
型から成シ、その間の空隙が鋳鳩の形状を画定する様に
なっている。この２つの型の間に補強材と金属粉末の混
合物を入れて温度を上げ、外型を半径方向内方に移動さ
せてその混合物を圧縮すると、熱と圧力にょって金属粉
末が熔融する。冷却後型を分離してＭＭＣの鋳塊を取出
し、これにＭＭＣ製の各素子を公知の拡散法で取付ける
が、それと共に成形すればよい。

熱間均衡プレヌによると粉末補強材金属複合材料が極高
圧下で高密度化され、各成分が鋳迅の形と組成を形成す
る。これは例えばＥＭＩ社の刊行物に炭化シリコン補強
材とアルミニウム粉末の複合体について示されている。

第２図の構体を製造するとき、上側の円筒状部と下側の
円錐台状部とを各別に成形した後慣性爆接で接合するこ
ともできる。慣性熔接は開いた円錐台状部分と円筒状部
分との接合部の微＃構造を残りの材料と一様にする技法
で、溶接接手は実質的に均質で微細構造的に見分けがつ
かない。この慣性熔接はＤＷＡ社の特許である。

上記のＭＭＣ構体は寸法が太き目にできているから、こ
れをリングを含めて切削加工して仕上り品の仕上り寸法
にする。

でき上ったＭＭＣ構体は金属母材に補強材の繊維または
粒子が均一に分散しているため準等方性である。この「
準等方性」という用語はある領域内全構成素子から説明
される。その領域内では１つを除く全素子がその１つの
素子の周シに放射状に分散していて、「準等方性」とは
その領域の全素子がすべての機械的または熱的負荷に対
して一様に応答することを意味する。従って、例えば熱
膨張収縮が材料に印加されたある熱勾配に応じて全構体
中均−である。この準等方性は温度変動の大きいときで
も熱的応力の誘起を減じて構体の変形を防ぐ。

構体１０に取付けられたペイロード、エンジン等を第１
図に示す。構体１４にはその中心軸５０に平行に複数個
の板状隔壁部材４２．４４．４６．４８が取付けられて
いる。隔壁部材４２．４６の面は部材４４．４８の面と
直角ヲ戊し、部材４４．４８は同一平面上にあるが、部
材４２．４６は軸５０を外れた２つの平面上にある。各
隔壁には支柱構造５２が取付けられ、燃料タンク５４を
支持構体１０に固定している。

第１図ではアンテナ１が平板４０に取付けられ、その平
板４０がリング１６の面１８に取付けられている。

この平板４０に平行に第２の平板６０がリング２６に取
付けられている。また各隔壁４４．４２．４８．４６に
はそれぞれ平板６２．６−４．６６．６８が取付けられ
、隣接する平板の端縁は衡合している。例えば平板６４
は隔壁４２の軸５０と反対側の端縁並びに平板４０．６
ｏ、６２．６６の互いに衝合する平行端縁に取付けられ
ている。平板６６は平板６２に平行で、隔壁４８と平板
４ｏ、６０、６４．６８に固定され、平板６８は隔壁４
６と平板４０゜６０．６２．６６に固定されている。で
きとった構体は直方体で、この構体は前記米国特許第４
００９８５１号明細書に詳述されている。

各平板にはペイロード素子が取付けられている。

例えば平板６２には素子７０が取付けられている。さ）
　らに上記特許に“詳述されるように、構体１０には連
環を介して折善本式太陽電池パネル７２が取付けられ、
また第２図Ｑ内側リング２４にはアポジエンジン７６が
取付けら゛れている。アポジエンジン７６は全部構体１
０の内部に収納されている。

第２図の支持構体１ｏは打上げ中、破線で図示されたラ
ウンチ・ビークルｃ以下打上げ用ロケットと総称する）
３２に取付けられている。打上げ用ロケット３２は重力
方向３４′と反対方向３４に推進されるものとする。構
体１０は打上げ用ロケット３２に部材１４の面３６で取
付けられるが、円錐台状部材１４にはその面３６に打上
げ用ロケット３２による加速度発生力Ｐが３４の方向に
働ら〈。この力１゛は部材１４の周シに図示のように均
一に作用してリング３ｏに印加され、方向３４と反対方
向３４′に構体１０、それに取付けられたペイロード、
アポジモータまたはエンジン等の付属物の質量に比例す
る反力Ｆ′を生成する。

第１図について上記した構体１０に取付けられた全素子
は打上げ用ロケットが３４の方向に加速されるとき構体
１０に種々の反力を生成する。例えば、構体１ｏのリン
グ３０には最大値の反力Ｆ′が生ずる。

構体１０の長さに沿う各点には異るｙカが発生し、その
大きさは必然的に構体１０と打上げ用ロケット３２上の
ある点からの距離が短いほど大きくなる。

即ちリング３０とそれに隣接する部材１４の部分は構体
１０に取付けられた全素子の打上げ加速度誘起力Ｆ′に
よシ生ずる荷重のすべてを吸収伝達するが、リング１６
は比較的値の小さい反力Ｆ“を受ける。これはリング１
６に対する反力を生ずるその付属物の数が構体１０の残
部に比較すると最も少いためである。従って構体１０に
誘起される打上げ応力は３４′の方向に増大してリング
３０で最大になる。

この発明の特異な性質は上記米国特許第４００９８５１
号開示の様な垂直の補強リブを用いないことである。第
２図の構体１ｏのスチフネスを上げ、打上げによって誘
起された力によるリング１６への最小荷重とリング３０
における構体１ｏへの最大荷重を補償するため、部材１
２．１４の壁面にテーパが付しである。即ち、壁面は部
材１２のリング１６に接する部分で最も薄く、部材１４
のリング３０に接する部分で最も厚い。この壁面の厚さ
の勾配によって構体１０に充分なスチフネスが与えられ
、構体１０の長手方向３４′に沿う荷重の増加が可能に
なる。換言すれば、反力による構体１ｏへの荷重が増す
ほど壁面が構体を取付ける打上げ用ロケットに近付いて
厚さを増し、荷重の増大に適応するようになっている。

例えば第３図において、部材１２のリング１６に接する
位置の壁面厚さｔｌは最も薄く、与えられた荷重と勿論
そのリング１６に隣接して構体１０に取付けられる素子
の数に依存する与えられた宇宙船構体の構造設計特性と
に従って任意の値とすることができる。円筒状部材１２
の厚さは次第に厚くなり、次のリング２６の近傍のｔｌ
より大きい厚さｔ２に達する。この厚さｔ２は第４図に
示すように部材１４のリング３０近傍の最大厚さｔ３ま
で更に増大する。壁面の厚さｔｌ、ｔ２、ｔ３の実際の
値は与えられた設備に従えばよい。

重要なことは全壁面およびリングを通じて微細構造が均
一かつ均質で、その間の継ぎ目に不連続がないことであ
る。構体１０の筒状部にリング１６．２４．２６．３ｏ
を取付けるのに鋲のような異質の締結装置を用いない。

壁面のテーパのため構体１ｏの材料は最少量でよく、そ
の重量が最小になる上、強度を最高にすることができる
。上記米国特許記載のアルミニウム材料から成るものと
同様の構体が重さ約２５−９ｋｇであるのに比較して、
同じ寸法でこの発明により構成された炭化シリコン強化
アルミニ’７ム金属コア構体の総重量は、アルミニウム
Ｔ６０６１ヲ用イタとき約２７．７ｋｌ、７　）ｖ　ミ
＝　ｆｙ　ムＴ２Ｏ２４を用いたとき約２５．９ｋｙで
ある。

図示構体の各リングの位置と数は第１図の例示宇宙船用
のものである。各リングは補強リプと円板４０．６０お
よびアポジモータ７６の取付手段の両件用をする。また
壁面の厚さの勾配は円筒状と円錐台状の結合構体の強度
を宇宙船設備の条件に合わつ！構体１０内の打上げ力の
分布が変ってもよい様にしている。

第５図では部材１２の下端のリング３０が環状溝８２を
有し、打上げ用ロケット３２がその溝８２に対向する環
状溝８４ヲ有し、その凹溝内に略示するような切放し機
構８６が収納されている。この切放し機はの詳細は公知
であるからここでは省略するが、宇宙船構体とその付属
機器を打上げ中の適当な時点で打上げ用ロケット３２か
ら９ｏの方向に射出するための例えばバネ押し棒等の力
発生素子を含んでいる。

賂示した締結機構９２は花火装置（図示せず）等の分離
機構によって外される。構体１０はその分離機構８６の
及ぼす力に応じて９０の方向に打上げ用ロケット３２か
ら分離される。従って、リング３ｏはその射出力を受け
るため円錐状部材１２の基部を補強する追加の機能を果
す。

この実施例では、円筒状部材１２が直円筒であるが、請
求範囲に用いた「円筒状構体」という用語は、内径例え
ばリング１６に接する内径がリング２６に接する内径よ
シ小さい若干テーパの付いた構体で、部材１２が僅かに
円錐台状外形を呈するものも含むものとする。この円筒
状部材１２が直円筒か若干円錐台状であるか否かは、打
上げ用ロケット３２と構体１０との界面に近付くにつれ
て厚さを増す部材１２．１４の結合壁面の均一テーパ構
造はど重要性を有しない。

金属母材複合構体の壁面の厚さと材料は金属母材複合材
料の使用はど重要性を有しない。この材料は環状リブ構
体を含む均一均質の微細構造によって形成され、この構
体は各種構成素子の取付けに鋲、フランジ等の素子を使
用しない。この金属母材複合材料によって作られた宇宙
船構体は重量が極めて小さく、強度が極めて大きく、温
度変化による歪が極めて小さく、打上げ中や軌道上で受
ける力による歪も極めて小さい。この材料で作られた構
体はまた通常の金属よシ高温に耐えることができるが、
この様な高温状態はアポジモータのある種の逆噴射状態
（モータからの熱転送状態）のときや宇宙輻射状態にお
いて考えられる。

【図面の簡単な説明】

第１図はこの発明の一実施例の分解斜視図、第２図は第
１図の実施例に使用される宇宙船支持構体の断面図、第
３図および第４図は第２図の破線３．４で囲んだ部分を
更に詳示するその第２図の構体の壁面の断面図、第５図
は第２図の破線５で囲んだ部分で第２図の宇宙船構体と
打上げ用ロケットとの接合を示す詳細断面図である。 １０・・・宇宙船構体、１２・・・円筒状構体、１４・
・・円錐台状外形、３２・・・打上げ用ロケット、５ｏ
・・・長手軸。

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. （１）円筒状構体と、この円筒状構体の一端から延伸し
   、その軸が上記円筒状構体の長手軸に一致する円錐台状
   構体とを含み、上記各構体は宇宙船のペイロードとエン
   ジンが取付けられるようになつていると共に、補強繊維
   入り金属母材から形成された連続均質微細構造より成り
   、上記微細構造が、上記円筒状構体の上記円錐台状構体
   と反対の端部から上記円錐台状構体の上記円筒状構体と
   反対の延伸端縁に向つて厚さを増す壁面を有し、その壁
   面の厚さが最大の上記端縁が打上げ用ロケツトに取付け
   られるようになつている宇宙船構体。