WO2024095873A1 - 宇宙航行体装置 - Google Patents

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WO2024095873A1
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hammer
spacecraft
section
kinetic energy
core
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和穂 小磯
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和穂 小磯
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F03—MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS; WIND, SPRING, OR WEIGHT MOTORS; PRODUCING MECHANICAL POWER OR A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F03H—PRODUCING A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F03H99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass

Definitions

  • This disclosure relates to spacecraft devices.
  • propellants Conventionally, the use of propellants has been the general method for moving spacecraft. In most cases, the propellant is stored inside the vehicle and is ejected or combusted, resulting in a reaction force (Patent Documents 1 and 2), or the propellant is ionized and accelerated by Coulomb force (Patent Document 3). Methods for obtaining thrust without using a propellant include those that use radiation pressure from sunlight, lasers, etc. (Patent Documents 4 and 5).
  • the present disclosure provides a spacecraft device that is capable of offsetting or reducing at least one or more reactions occurring in relation to the generation of stress waves, is capable of generating stress waves, is capable of changing at least one or more points of the propagation direction of the stress waves from the movement direction of the hammer section or the propagation direction of the stress waves immediately after generation, is capable of receiving and projecting stress waves, and is capable of receiving kinetic energy, thereby enabling the spacecraft to obtain kinetic energy.
  • many different embodiments and examples are provided for implementing different features of the presented subject matter. To simplify the disclosure, specific examples of components and arrangements are described below. These are merely examples and are not intended to be limiting.
  • a structure in which a first feature is covered by or in contact with a second feature described subsequently may include an embodiment in which the first feature and the second feature are formed in direct contact with each other, as well as an embodiment in which an additional feature is formed between the first feature and the second feature, such that the first feature and the second feature are not in direct contact with each other.
  • the disclosure may repeat reference numbers or letters in various examples. This is for the sake of brevity and clarity, and does not necessarily require a relationship between the various embodiments or configurations described.
  • first element when a first element is described as being "connected” or “coupled” to a second element, this includes an embodiment in which the first element and the second element are directly connected or coupled to each other, as well as an embodiment in which the first element and the second element are indirectly connected or coupled to each other with one or more other elements intervening therebetween.
  • the transmission of kinetic energy to a spacecraft can be achieved almost entirely by electric power, the importance of restrictions on the amount of propellant carried is reduced, and in addition, compared to conventional propulsion methods that do not require propellant, the acceleration performance of the vehicle is likely to be superior.
  • the device by attaching the device directly to space debris with a certain mass, it can be guided into the atmosphere and disposed of there, or, as long as it can continue to generate power, it may be possible to conduct deeper space exploration for longer periods of time.
  • the objects on which the device according to the present disclosure can be mounted are diverse, including artificial satellites, probes, spacecraft, space suits, rovers, space debris, rocks, etc. (hereinafter, all of these will be referred to as space vehicles), and it is expected that the device will be used mainly in zero-gravity and microgravity environments.
  • FIG. 1 is an explanatory diagram showing an initial position state of a device according to a first embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 1 is an explanatory diagram illustrating a state in which a hammer part of the device according to the first embodiment of the present disclosure is in operation
  • FIG. 1 is an explanatory diagram showing the ejection of the weight portion of the device and the contact state with the wall portion according to the first embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 11 is an explanatory diagram showing an initial position state of the device according to the second embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 11 is an explanatory diagram showing a state in which a hammer part of the device according to the second embodiment of the present disclosure is in operation;
  • FIG. 1 is an explanatory diagram illustrating a state in which a hammer part of the device according to the first embodiment of the present disclosure is in operation
  • FIG. 11 is an explanatory diagram showing the ejection of the weight portion of the device and the contact state with the wall portion according to the first embodiment of the
  • FIG. 11 is an explanatory diagram showing the ejection of the weight portion of the device and the contact state with the wall portion according to the second embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 13 is an explanatory diagram showing an initial position state of the device according to the third embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 13 is an explanatory diagram showing a state in which a hammer part of the device according to the third embodiment of the present disclosure is in operation;
  • FIG. 13 is an explanatory diagram showing the ejection of the weight portion of the device and the contact state with the wall portion according to the third embodiment of the present disclosure.
  • Example 1 describes an example of the basic structure and operation of the present disclosure
  • Example 2 describes an example in which the stress wave generation of the present disclosure is performed using electromagnets
  • Example 3 describes an example in which the stress wave generation of the present disclosure is performed using piezoelectric elements
  • Example 4 describes a modified example of the attitude control system of the present disclosure.
  • the optimal solution will vary depending on the shape of the spacecraft and its intended use, it is difficult to make a general statement, but it is desirable to install the device disclosed herein near the center of gravity of each vehicle on which it is mounted.
  • the first embodiment will be described below.
  • the force of hitting the ball and pushing the spacecraft does not become a propulsive force, but the inventor recognizes that in a weightless space, if no propellant is used, the reaction force generated when kinetic energy is generated cannot become a propulsive force unless it is reduced by some means.
  • the reaction force is reduced by a means of offsetting it, and then the kinetic energy is extracted while changing the vector of the kinetic energy, thereby transmitting most of the kinetic energy initially generated to the spacecraft.
  • the spacecraft itself acquires a usable force.
  • the device of this embodiment is operated by a linear solenoid actuator.
  • the solenoid actuator 150 the one depicted in the figure is merely an example that is simplified to aid in understanding the operation, and solenoid actuators having other shapes and functions may be used.
  • the device of the present embodiment described below is composed of a section that generates stress waves during operation (hereinafter referred to as hammer section 110), a section that transfers stress waves or changes the propagation direction of the stress waves (hereinafter referred to as core section 120), a section that receives and emits stress waves (hereinafter referred to as weight section 130), and a section that receives kinetic energy and can propagate the kinetic energy to a spacecraft (hereinafter referred to as wall section 140).
  • hammer section 110 a section that generates stress waves during operation
  • core section 120 a section that transfers stress waves or changes the propagation direction of the stress waves
  • weight section 130 a section that receives and emits stress waves
  • wall section 140 a section that receives kinetic energy and can propagate the kinetic energy to a spacecraft
  • FIG. 1 illustrates a hammer portion according to a first embodiment of the present disclosure in a pre-operation or initial position state.
  • the hammer portion 110 is not in contact with the core portion 120, while the weight portion 130 is in contact with the core portion 120.
  • the solenoid actuator 150 is fixed with a gap of approximately the stroke of the plunger 160, and it is desirable that the core portion 120 is fixed so as not to move when the hammer portion 110 is operated.
  • the actuation of the hammer portion 110 means that a stress wave is generated in the core portion 120 using the hammer portion 110 at the tip of the plunger 160, which moves when energized.
  • the solenoid actuator 150 may not be provided with an independent member such as the hammer portion 110, and the plunger 160 itself may be used directly as the hammer portion.
  • the weight portion 130 is disposed so as to be capable of moving linearly toward the wall portion 140 .
  • the propulsion speed of a spacecraft equipped with the device disclosed herein increases in proportion to the initial speed of the weight section 130 when it is launched, and this can also be said for other embodiments, so when the hammer section 110 is operated, a locking mechanism may be provided to stop the hammer section before it moves and store energy.
  • the locking mechanism is a mechanism that temporarily fixes the hammer section and releases the lock after a sufficient force is applied to the hammer section, that is, after the initial speed of the hammer section is secured to a certain extent, because if the hammer section moves immediately when the hammer section is operated, the hammer section will gently strike the core section.
  • the solenoid actuator 150 When the device is driven from the state shown in FIG. 1, the solenoid actuator 150 is energized, and the tip of the plunger 160 moves, causing the hammer portion 110 to strike the core portion 120 .
  • the state shown in FIG. 2 is reached and a stress wave is generated in the core portion 120 , and kinetic energy is transferred in the form of the stress wave to the weight portion 130 in contact with the core portion 120 .
  • Another possible measure would be to have the hammer section 110 directly strike any part other than the core section 120 and reduce the reaction force with a shock absorbing material, but even if this functioned satisfactorily, it would be difficult to benefit from the effects of the Gaussian accelerator, and a certain amount of force would remain in the direction of reducing the propulsive force.
  • the accuracy of the operation is higher when the kinetic energy of multiple hammer sections 110 is concentrated via the core section 120, the above-mentioned measures would likely significantly reduce the overall efficiency.
  • the direction of movement of the hammer section 110 is shown perpendicular to the direction of ejection of the weight section 130, but this is not a limiting angle or position, and the installation angle of the hammer section 110 can be any angle for design reasons. Therefore, it is desirable to find the most efficient angle, etc., appropriate for each device design in terms of propulsion efficiency.
  • the hammer parts are arranged opposite each other, and this is because changing the direction of movement of the hammer parts cancels out or reduces the reaction force that occurs when the hammer parts operate.
  • the propagation direction will basically be changed when kinetic energy is transferred to the weight part 130.
  • the number of hammer parts is not limited to two, and there is no limit to the number provided that the reaction force during operation of each hammer part can be offset or reduced.
  • three or more hammer parts can be installed around the axis of the weight part 130's direction of travel.
  • multiple hammer parts are operated simultaneously to generate a force in the same direction as the movement direction of the weight part 130, but it is possible to temporarily operate only one hammer part, or to operate only some of the hammer parts weakly to reduce the reaction force of the other hammer parts, or to operate only a selected number of hammer parts without synchronization, and thus make it possible to have them function as a rudder for a spacecraft.
  • each core part there is one core part for each hammer part, but it is not necessary to install a core part corresponding to the number of hammer parts.
  • one core part may be struck by multiple hammer parts.
  • each core part 120 When there are multiple core parts, there must be gaps between each core part 120 and these gaps must not be lost when the hammer part is in operation. Therefore, it is desirable for each core part 120 to be kept separated, but since stress waves have the tendency to be reflected at parts of the core part 120 where the impedance changes, a material different from the core part may be sandwiched in the gaps. Therefore, if the core part is to have a shape other than the symmetrical shape shown in the figure, it is necessary to design the shape taking into account the properties of the stress waves.
  • the shapes of the hammer section, core section, and weight section are all shown in the embodiment of this disclosure as identical symmetrical shapes, which has the advantage of making physical calculations easier, but they are not limited to these shapes and can be changed as appropriate to an L-shape, triangle shape, or other shape that is deemed more effective as research and development progresses.
  • the weight portion 130 that has received the stress wave is emitted and comes into contact with the wall portion 140, as shown in FIG.
  • the weight portion 130 is braked by the wall portion 140, or the wall portion receives kinetic energy by striking the wall portion 140.
  • the law of conservation of momentum holds even if kinetic energy is lost, so the wall portion is pushed by the weight portion, and as a result, kinetic energy is transmitted to the spacecraft itself.
  • the repulsive force is reduced by providing a recess with a shape similar to a part of the weight part 130 at the contact part with the wall part 140.
  • the repulsive force is adjusted by increasing or decreasing the contact area depending on the depth of the recess so that the weight part 130, which has been sufficiently decelerated by utilizing the repulsion generated after contact with the wall part 140, returns to the initial position.
  • each portion is pushed back or pulled by an elastic body that does not simply have a large elastic coefficient and has a long mechanical life.
  • elastic bodies include leaf springs and shape memory alloys.
  • the device of this embodiment is operated by a hammer section 110 integrated with an electromagnet 210.
  • the positional relationship between the hammer section 110 and the core section 120 is such that the hammer section 110 is disposed in a state in which it can move linearly toward the core section 120 with a gap of approximately the stroke of the hammer section 110 itself, and it is preferable that the core section 120 is fixed so as not to move when the hammer section 110 is operated.
  • FIG. 4 illustrates a pre-operation or initial position state of the hammer portion according to the second embodiment of the present disclosure.
  • the operation of the hammer portion 110 means that stress waves are generated in the core portion 120 by using the hammer portion 110 integrated with the electromagnet 210, which moves to the core portion 120 by the attraction force of the magnetic force generated when electricity is applied. If there is no problem with the efficiency of generating stress waves, a member such as the hammer portion 110 independent of the electromagnet 210 may not be provided, and the electromagnet 210 itself may be directly used as the hammer portion 110.
  • the electromagnet 210 the one depicted in the figure is merely an example that is simplified to aid in understanding the operation, and electromagnets having other shapes and functions may be used.
  • the electromagnet 210 When the device is driven from the state shown in FIG. 4, the electromagnet 210 is energized, and the hammer portion 110 integrated with the electromagnet 210 moves to strike the core portion 120 . As a result, the state shown in FIG. 5 is reached and a stress wave is generated in the core portion 120 , and kinetic energy is transferred in the form of the stress wave to the weight portion 130 in contact with the core portion 120 .
  • the weight portion 130 that has received the stress wave is emitted and contacts the wall portion, as shown in Fig. 6.
  • a means for the wall portion to receive kinetic energy a means different from that in the first embodiment is used.
  • a plurality of movable wall parts 220 are provided, which are movable in the vertical direction in the figure, and when the weight part 130 is launched, the weight part 130 moving forward is sandwiched between the movable wall parts 220 in the circumferential direction about the axis of the launch direction, thereby receiving kinetic energy and transmitting it to the spacecraft.
  • the movable wall part 220 is engaged by making the shape of the contact surface of the weight part 130 match the shape of the weight part 130, but the movable wall part 220 may be prevented from slipping by friction without considering the shape.
  • a mechanism for moving the movable wall part 220 after the weight part 130 is launched and a mechanism for returning the weight part 130 to the initial position are required.
  • the mechanism for moving the movable wall part 220 is the same as that when the hammer part is operated, and that the mechanism for moving the weight part 130 is any of the means exemplified in the first embodiment.
  • a simpler means that is less prone to malfunction is preferably one that uses a mechanism in which the movable wall portion 220, which is equipped with a delay circuit, and the hammer portion 110 are operated by passing current through them simultaneously, so that the weight portion 130 is clamped by the movable wall portion 220, which starts to move after a specified delay.
  • the movable wall portion 220 shown in the present embodiment is shaped so that it can strike and stop the weight portion 130 even if it is inoperative for some reason.
  • the configurations, operations, conditions, etc. of other parts are generally the same as those of the first embodiment.
  • the hammer section 110 is operated by the piezoelectric element 310.
  • the positional relationship between the hammer section 110 and the core section 120 is such that the hammer section 110 is adjusted and brought close to the core section 120 so as to come into contact with the core section 120 when the inverse piezoelectric effect of the piezoelectric element 310 is generated, or the hammer section 110 and the core section 120 are fixed in abutting contact from the beginning, and it is desirable that the core section 120 is fixed so as not to move when the hammer section 110 is operated.
  • FIG. 7 illustrates a pre-operation or initial position state of the hammer portion according to the third embodiment of the present disclosure.
  • the operation of the hammer portion 110 means that a stress wave is generated in the core portion 120 by the deformation of the piezoelectric element 310 caused by energization, using the hammer portion 110. If there is no problem with the efficiency of generating stress waves, a member such as the hammer portion 110 independent of the piezoelectric element 310 may not be provided, and the piezoelectric element 310 itself may be directly used as the hammer portion 110.
  • the weight portion 130 that has received the stress wave is emitted and contacts the wall portion 140, as shown in FIG. 9.
  • a means for the wall portion to receive kinetic energy a means different from that in the first embodiment is used.
  • the weight section 130 is connected to an arm 320, and a hole is drilled in the wall section 140 so that the arm 320 can slide.
  • the wall section 140 latches the arm 320, thereby transmitting kinetic energy in the form of pulling the spacecraft.
  • the method of this embodiment may require a mechanism for returning the weight portion 130 to its initial position.
  • the mechanism for moving the weight portion 130 is preferably any one of the means exemplified in the first embodiment.
  • the configurations, operations, conditions, etc. of other parts are generally the same as those of the first embodiment.
  • the wall portion is described as a wall portion to facilitate understanding of each function, but an independent portion called the wall portion 140 is not necessarily required, as long as it is in a state where an external force is appropriately transmitted to the spacecraft when applied. Therefore, if it functions, kinetic energy may be directly transferred to an appropriate part of the spacecraft, and this may be called the wall portion. As a means where there is no portion that appears to be the wall portion 140, a case where kinetic energy is not transferred by direct contact of the weight portion 130 can be considered.
  • the ejected weight portion 130 can tow the spacecraft when it reaches the limit distance that can be moved by the rail, wire, arm, etc., and this has the same effect as contact with the wall portion 140.
  • the contact portion with the weight portion receives kinetic energy, so the contact portion itself can be said to be the de facto wall portion.
  • the fourth embodiment will be described below.
  • the injection mechanism of the attitude control thruster 420 used when unloading the reaction wheels 410 and momentum wheels in the attitude control system of a spacecraft with a device using the means disclosed herein, there is less need to consider the number of attitude control operations in response to disturbance torque, etc., and it is believed that the onboard equipment can continue to be used until it breaks down.
  • the manufacturing cost per unit is high, and the overall operating cost including launch is very high. Therefore, while in the past it would have been necessary to carry out manufacturing and launch several times, by adopting the attitude control system of this embodiment, it is possible to do so only once.
  • the cost reduction effect is particularly large for LEO satellites, which tend to have a short lifespan due to the influence of air resistance. Note that the positions, number, shapes, etc. of the reaction wheels 410 and thrusters 420 in FIG. 10 are drawn for the purpose of explaining this embodiment and therefore differ from those of the actual probe.
  • the spacecraft device disclosed herein has almost no consumables, and its operating principle and structure are simple and easy to understand. Therefore, it is easy to manufacture, unlikely to break down, and likely to be maintenance-free. Although there are moving parts, almost all points can be made into point contact, so there is no strong adhesion at the contact surfaces, making this method suitable for long-term operation in space, allowing for various activities such as constant movement to be carried out for a long period of time.
  • the device disclosed herein can be used to dispose of space debris by moving it in any direction, and it can also be useful in applications such as attitude control systems.

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Abstract

実質的な意味で全電化を可能とする宇宙航行体装置を提供する。　宇宙航行体装置であって、応力波生成に関して生ずる反作用に対して少なくとも一箇所以上を相殺または軽減可能で、応力波を発生可能で、応力波の伝播方向の少なくとも一箇所以上をハンマ部の動作方向または生成直後の応力波の伝播方向から変更可能で、応力波を受取る事で射出される事が可能で、運動エネルギーを受取る事を可能とする事により宇宙航行体が運動エネルギーを獲得可能である事を特徴とする装置。

Description

宇宙航行体装置
　本開示は、宇宙航行体装置に関する。
　従来、宇宙航行体の移動方法としては推進剤を用いるのが一般的である為、予め推進剤を内蔵しておき、推進剤自体を噴射または燃焼した反動によるもの（特許文献１、２）や、推進剤をイオン化しクーロン力により加速する（特許文献３）といったものがほとんどだった。
　推進剤を使用せずに推進力を得る方法では、太陽光やレーザー等の輻射圧によるもの（特許文献４，５）などがみられる。
特開２０１７－１４０８７５号公報 特開２００７－０８５２１３号公報 特開昭６３－２１２７７７号公報 特開昭６３－０４７０００号公報 米国特許公開００６５６５０４４Ｂ１
　上記の従来技術だと、人工衛星の場合は、内蔵している推進剤が底をつくと任意方向への移動や姿勢制御が不可能となり、他の機器が正常に作動していたとしても人工衛星自体の寿命と見做される事となる。
　太陽光等の輻射圧を利用した推進方式であるソーラーセイルの場合だと推進剤は必要ないが小回りが利き難く、実用化するには結局、推進剤を用いる移動手段とのハイブリッドシステムを採用する必要があると発明者は認識している。
　つまり現状では、各種宇宙機の設計寿命をどれだけ延長可能だとしても推進剤搭載量で運用期間が左右される状態にあると考えられる。
　とはいえ、無重力状態で推進剤無しで物体を任意の方向へ移動させる事は従来手法では難しかった。例えば、質量が限りなく小さい宇宙機をある方向へ移動させるとして、機内にいる者が足を床に固定しつつ前記方向へボールを投じて宇宙機内側の壁に打当てた場合、宇宙機は前記方向に動くように思われる。しかし実際には投球時にボールを押出す力の反作用により宇宙機には前記方向とは逆方向にも同等の力が加わる為、最終的に宇宙機はボールにより押された方向と該方向とは逆の方向との間で揺れるだけとなり、ボールを打当てた力は推進力とはならない。
　本開示はかかる問題に鑑みてなされたものであり、推進剤を要せず宇宙航行体に対し運動エネルギーを伝播可能とする装置を提供する事を目的とする。
　本開示は、宇宙航行体装置であって、応力波生成に関して生ずる反作用に対して少なくとも一箇所以上を相殺または軽減する事が可能な事と、応力波を発生可能な事と、応力波の伝播方向の少なくとも一箇所以上をハンマ部の動作方向または生成直後の応力波の伝播方向から変更可能な事と、応力波を受取る事で射出される事が可能な事と、運動エネルギーを受取る事を可能とする事により宇宙航行体が運動エネルギーを獲得可能である事と、を有する。
　以下の開示において、提示された主題の異なる特徴を実施する為の多くの異なる実施形態や実施例を提供する。本開示を平易にする為、構成部品や配置の具体例を以下に説明する。これらは単なる例であり限定的であることを意図するものではない。例えば、第一の特徴が、続いて説明する第二の特徴に覆われる、あるいはこれと接する構造は、第一の特徴および第二の特徴が直接接触するように形成されている実施形態とともに、第一の特徴と第二の特徴との間に付加的な特徴を形成して第一の特徴と第二の特徴とが直接接触しない実施形態も含んでよい。さらに、本開示では様々な例において参照番号または文字を反復している場合がある。これは簡潔明瞭にする為であり、それ自体が様々な実施形態または説明されている構成との間に関係がある事を必要とするものではない。さらに、第一要素が第二要素に「接続されている」または「結合されている」と記述する時は、第一要素と第二要素とが互いに直接的に接続または結合されている実施例を含むとともに、第一要素と第二要素とが、その間に介在する一以上の他の要素を有して互いに間接的に接続または結合されている実施形態も含む。
　本開示によれば、宇宙航行体への運動エネルギーの伝播がほぼ電力のみで可能となる為、推進剤搭載量の制限についての重要度は低くなる事に加え、従来型の推進剤不要な推進方法と比較すると機体の加速性能に優れている可能性が高い。また、宇宙航行体の推進方法としての利用のみならず、一応用例としてではあるが既存の姿勢制御システムのスラスタの噴射機構と置換する事で姿勢制御回数の制限もなくせると思われる。
　上記理由により、人工衛星の延命を図る事が出来るので必然的に打上げ回数が削減される。そのため、衛星インターネットサービス用衛星等、多くの人工衛星を有する企業では中長期的には大幅なコストダウンとなり、サービス料金に反映する事によりユーザーへの訴求効果が期待できる。
　さらに、他国に所属する人工衛星を物理的に無力化するミッションを帯びた衛星を運用する場合だと、対象衛星が回避したとしても該衛星の推進剤が尽きるまで追跡を継続する事でいずれ目的を達成する。
　また、将来的には、本開示による装置を搭載した大量の宇宙航行体を連ねて周回させ、他の星から資源を運搬してくるといった利用方法も考えられる。その際の推進剤コストは発生しない為、充分に採算の合う事業となる。
　その他にも、装置を直接、一定程度の質量をもつスペースデブリに添装する事で大気圏内へと導いて処分したり、発電可能な状態を継続できる限りにおいてではあるが、より遠方かつ長期間の深宇宙探査が可能となり得る。加えて、ローバーや宇宙服に搭載した場合、一時的に宇宙航行体とする機能を付与できると考えられる。
　従って本開示による装置を搭載する対象は人工衛星をはじめとして、探査機、宇宙船、宇宙服、ローバー、スペースデブリ、岩石等（以下、これら全てを含めて宇宙航行体と称する）と多岐に渉り、主に無重力及び微小重力空間下において利用されるものとみられる。
本開示の実施形態１における装置の初期位置状態を示した説明図 本開示の実施形態１における装置のハンマ部動作時の状態を示した説明図 本開示の実施形態１における装置のウェイト部射出とウォール部への接触状態を示した説明図 本開示の実施形態２における装置の初期位置状態を示した説明図 本開示の実施形態２における装置のハンマ部動作時の状態を示した説明図 本開示の実施形態２における装置のウェイト部射出とウォール部への接触状態を示した説明図 本開示の実施形態３における装置の初期位置状態を示した説明図 本開示の実施形態３における装置のハンマ部動作時の状態を示した説明図 本開示の実施形態３における装置のウェイト部射出とウォール部への接触状態を示した説明図 本開示の実施形態４における装置の変形例説明用の宇宙航行体の透過図
　本開示の実施形態による宇宙航行体装置を、図を参照して以下に説明する。実施例１では本開示における基本的な構造と動作の一例、実施例２では本開示の応力波生成を電磁石にて実行した例、実施例３では本開示の応力波生成をピエゾ素子にて実行した例、実施例４では本開示の姿勢制御システムへの変形例の記述となる。
　以下の実施例に共通する事として、理解を容易とする為に図面は概念的あるいは模式的なものとなっており、各部の比率や形状、部品等は必ずしも直接的に実機へ適用可能なものとは限らない。
　宇宙航行体の形状や使用目的により最適解が異なってくる為、一概には言い切れないが本開示による装置は搭載される各機体の重心付近に設置する事が望ましく、加えて、有人宇宙機での使用に際しては騒音や振動を処理する必要が発生する可能性がある。
　仮に本開示の装置を搭載する宇宙航行体が膨大な質量を備えているなどの理由で巨大な推進力を獲得する必要があるならば、宇宙空間で極低温近傍の温度を得るのは難しくない為、超伝導電磁石を用いる事も考えられる。
　　以下に、実施形態１について説明する。
　上記において、ボールを打当てて宇宙機を押す力は推進力とはならない、と記述したが推進剤を使用しない場合、無重力空間では運動エネルギーを発生させる際の反作用は何らかの手段で軽減しない限りは推進力たり得ないと発明者は認識している。本実施形態では、反作用の軽減を相殺という手段によって図ろうとするものであり、その後に運動エネルギーのベクトルを変更しつつ該運動エネルギーを取り出す事により最初に発生させた運動エネルギーの多くを宇宙航行体に対し伝播させる。それに伴い宇宙航行体自体が、利用可能な力を獲得する事となる。
　本実施形態の装置はリニアソレノイドアクチュエータにより動作させるものとなる。
　ソレノイドアクチュエータ１５０については、図で表現されているものは動作の理解の一助となるよう簡略化して描かれた一例に過ぎず、他の形状や機能を有するものを使用してもよい。
　以下の本実施形態の装置は、動作時に応力波を発生する部位（以降、ハンマ部１１０と称す）と、応力波を受渡したりまたは応力波の伝播方向を変更する部位（以降、コア部１２０と称す）と、応力波を受取る事により射出される部位（以降、ウェイト部１３０と称す）と、運動エネルギーを受取る事で該運動エネルギーを宇宙航行体へと伝播可能な部位（以降、ウォール部１４０と称す）とで構成されている。各部の材質について特に限定はないが過酷な宇宙環境下で劣化し難く効率的に応力波を発生・伝播できるものが望ましい。但しウォール部についてはこの限りではない。
　図１は本開示の実施形態１のハンマ部動作前または初期位置状態を示している。
　ハンマ部１１０においてはコア部１２０に接触しておらず、ウェイト部１３０においてはコア部１２０に接触している状態となっている。ハンマ部１１０とコア部１２０の位置関係としては、プランジャ１６０のストローク程度の間隔をあけた状態でソレノイドアクチュエータ１５０が固設されており、コア部１２０はハンマ部１１０動作時に移動しないよう固設されている事が望ましい。
　本実施形態においてハンマ部１１０が動作するというのは通電により移動するプランジャ１６０先端部分のハンマ部１１０を用いてコア部１２０で応力波を生成する事をいう。応力波の発生効率に問題がないようならば、ソレノイドアクチュエータ１５０に対して独立したハンマ部１１０といった部材を設けず、プランジャ１６０自体をハンマ部として直接用いてもよい。
　ウェイト部１３０はウォール部１４０へ向けて直動可能な状態で設置されている。
　本開示の装置を搭載した宇宙航行体の推進速度については、理論上はウェイト部１３０射出時の初速に比例して上がっていく為、他実施例においても言える事だが、ハンマ部１１０を動作させる際には、ハンマ部が移動する前にこれを留めて蓄勢する為のロック機構を設けてもよい。ロック機構とは、ハンマ部動作時、直ちにハンマ部が移動してしまうと該ハンマ部はコア部を緩やかに衝打する事になる為、ハンマ部を一時的に固定しておき該ハンマ部に対して十分に力が加わってから、即ちハンマ部の初速がある程度担保されてからロックを解放するといった仕組みである。さらにより一層、ウェイト部１３０の初速を引き上げる手段としては、初期位置において予めコア部１２０とウェイト部１３０のいずれか若しくは双方共に部材自体を帯磁させるか、あるいは電磁石などによる適当な大きさの磁力で相互に吸着させておく事により、ハンマ部１１０動作時にガウス加速器の原理と同様の効果を得られるといったものが考えられる。
　図１の状態から装置を駆動する時には、ソレノイドアクチュエータ１５０に通電し、プランジャ１６０先端部分が移動する事でハンマ部１１０がコア部１２０を衝打する。
　その結果、図２の状態となりコア部１２０に応力波が発生し該コア部１２０に接触しているウェイト部１３０に対して応力波の形で運動エネルギーを受渡す。
　他にも、ハンマ部１１０でコア部１２０以外のいずれかの部位を直接衝打し反作用を衝撃吸収材等で軽減する、という手段も考えられるが、それが充分に機能したとしてもガウス加速器の効果の恩恵を受け難くなる可能性があり、かつ推進力を削ぐ方向への力は一定以上残存するとみられる。加えてコア部１２０を介して複数のハンマ部１１０の運動エネルギーを集約したほうが動作の精度が高い為、上記のような手段では全体的な効率は著しく低下すると思われる。
　ハンマ部１１０によって生成された運動エネルギーは多くをウェイト部１３０へ受渡すよう調整可能だが、設計によっては各部の形状や位置や角度、設置スペースの関係でウェイト部１３０射出時にコア部１２０に対する反作用の発生が完全には回避できないケースもある。反作用は機体の初速や推進力のロスをもたらす要因となるので、そのような時に取り得る対応方法としては、コア部１２０後方に衝撃吸収材を敷設する事により反作用の運動エネルギーの一部を熱に変換して減衰または軽減させる、といったような手段を講じる事が考えられる。但し、宇宙環境においては既存の高性能な衝撃吸収材は短期間で劣化すると思われるので、新規開発を行うか、あるいは機械的な仕組みの衝撃吸収機構を用いる事が望ましい。しかしながら、可能であれば当初から設計で相殺などにより反作用が発生し難くなるよう各部を調整しておくべきと思われる。
　本実施形態の図では、ウェイト部１３０の射出方向に対してハンマ部１１０の移動方向が直交するように記載されているが、特に角度や位置を限定するものではなく設計上の都合によりハンマ部１１０の設置角度等は任意のものとする事が出来る為、推進効率の点から各々の装置設計に適切で最も高効率な角度等を探る事が望ましい。
　本実施形態ではハンマ部が対向配置されているが、これはハンマ部の動作方向を違える事で該ハンマ部動作時の反作用を相殺または軽減する為という理由がある。つまり本開示においては、ハンマ部の移動方向と宇宙航行体の推進方向には相違が生じる可能性がありその時には基本的に、ウェイト部１３０に運動エネルギーを受渡す際に伝播方向を変更する事になる。
　また、図では一対のハンマ部のみが記載されているが、ハンマ部の設置数については特に二に限ったものではなく各ハンマ部の動作時の反作用を相殺または軽減可能な状態であるならば設置数に制限はない。例えばウェイト部１３０の進行方向を軸として周設する事でハンマ部を三以上に出来る。そして、本来は複数のハンマ部を同時に動作させてウェイト部１３０の移動方向と同方向への力を生み出すのだが、一時的にあえてハンマ部を一のみ動作させたり、一部のハンマ部のみ弱く動作させる事で他ハンマ部の反作用を軽減するに留めたり、あるいは任意の複数個に絞って動作させるなど同期をとらずに駆動する事で宇宙航行体の方向舵の役割も担わせる事が出来ると考えられる。
　コア部については本実施形態では各ハンマ部毎に一ずつ存在しているものの必ずしもハンマ部の数に対応するコア部を設置する必要はなく、例えば一のコア部を複数のハンマ部で衝打してもよい。
　コア部が複数存在する場合には、各コア部１２０の間に間隙が存在し該間隙部はハンマ部動作時において失われないようにする必要がある。従って各コア部１２０は離隔状態を保持している事が望ましいが、応力波はコア部１２０内でインピーダンスの変化する部分において反射する性質がある為、間隙にコア部とは異なる材質を挟着してもよい。そのためコア部を、図示したようなシンメトリカル形状以外にする場合には応力波の性質も見越したうえで形状設計する必要がある。
　ハンマ部・コア部・ウェイト部の各形状については、物理計算が容易という利点がある為に本開示の実施形態では全て同形のシンメトリカル形状で表しているがいずれにおいても該形状に限るものではなく、Ｌ字型や三角型、あるいはその他の形状等、研究開発を進めていく段階でより効果的な形状と思われるものに適宜変更可能である。
　次に、応力波を受取ったウェイト部１３０が射出されウォール部１４０へ接触した状態が図３となる。
　ウェイト部１３０がウォール部１４０で制動されるか、またはウォール部１４０を叩打する事により該ウォール部が運動エネルギーを受取る。このような非弾性衝突においては運動エネルギーが失われた場合でも運動量保存則は成り立つ為、ウェイト部によってウォール部は押される事になり、結果的に宇宙航行体自身に運動エネルギーが伝播する事になる。
　ウォール部１４０には、ウェイト部１３０接触時に該ウェイト部１３０の過度な反発を抑制するべく何等かの処理が施されている事が望ましい。本実施形態ではウォール部１４０との接触部分にウェイト部１３０の一部分に近い形状の凹部を設ける事で反発力を減勢している。つまり、ウォール部１４０への接触後に発生する反発を利用して充分に減速したウェイト部１３０が初期位置へ復帰するよう凹部の深さによる接触面積の増減で反発力を調整しておく。その際にウォール部１４０とコア部１２０の距離が、本実施形態の図が示すように大きくは離れていない状態であるならば、図１から図３のサイクルに示されているようにウェイト部１３０に対して何も設置せずとも単体でウォール部１４０とコア部１２０間の空間を飛んで移動させる事も可能な為、初期位置へと導く為の仕組みを省略できる可能性がある。
　ウェイト部１３０がウォール部１４０へ接触後は、ハンマ部１１０とウェイト部１３０を初期位置状態へと復帰させる必要がある。本実施形態では双方とも復帰機構は設置不要に出来るかもしれないが他の実施方法では必要となる場合もある。その他の手段で復帰へ至る仕組みとしては、ガイドレールに沿って移動させる、ワイヤによって引寄せる、回動可能な状態に設置されたアームをサーボモータ等で制御する、コア部が磁力を帯びているならハンマ部に電磁石を設置して磁力を反転させて反発力を利用する、などのように様々な方式が考えられる。但し、修理困難な所で運用する装置なので機構を簡素化する為にも、単に弾性係数が大きくはなく且つ機械的寿命回数が多い弾性体により各部を押戻すか引寄せる方式が望ましい。弾性体の例としては板バネや形状記憶合金等が挙げられる。尚、ウェイト部１３０の初期位置復帰時には極力、応力波が発生しないようコア部１２０へ接触させる必要がある。復帰したウェイト部１３０を留めておく手段としては、弱い磁力でコア部１２０とウェイト部１３０の双方を吸着させる事が望ましい。
　本実施形態はコア部１２０が複数個存在している一例であり、設計次第ではウェイト部１３０に対しコア部１２０は一という事もあり得る。
　　以下に、実施形態２について説明する。
　本実施形態の装置は、電磁石２１０と一体化したハンマ部１１０により動作させるものとなる。ハンマ部１１０とコア部１２０の位置関係としては、ハンマ部１１０自体のストローク程度の間隔をあけた状態で、コア部１２０へ向けて直動可能な状態で設置されており、コア部１２０は、ハンマ部１１０動作時に移動しないよう固設されている事が望ましい。
　図４は本開示の実施形態２のハンマ部動作前または初期位置状態を示している。
　本実施形態においてハンマ部１１０が動作するというのは、通電時に発生する磁力の吸着力によりコア部１２０へと移動する電磁石２１０と一体化したハンマ部１１０を用いてコア部１２０で応力波を生成する事をいう。応力波の発生効率に問題がないようならば、電磁石２１０に対して独立したハンマ部１１０といった部材を設けず、電磁石２１０自体をハンマ部１１０として直接用いてもよい。
　電磁石２１０については、図で表現されているものは動作の理解の一助となるよう簡略化して描かれた一例に過ぎず、他の形状や機能を有するものを使用してもよい。
　図４の状態から装置を駆動する時には、電磁石２１０に通電し、電磁石２１０と一体化したハンマ部１１０の移動によりコア部１２０を衝打する。
　その結果、図５の状態となりコア部１２０に応力波が発生し該コア部１２０に接触しているウェイト部１３０に対して応力波の形で運動エネルギーを受渡す。
　次に、応力波を受取ったウェイト部１３０が射出されウォール部へ接触した状態が図６となる。本実施形態ではウォール部が運動エネルギーを受取る手段については、他に考え得る例として実施形態１とは異なる手段を用いている。
　本実施形態の図でいう上下方向に可動可能とした可動ウォール部２２０が複数個設置されておりウェイト部１３０射出時に、前進中のウェイト部１３０を、射出方向を軸とした周方向から可動ウォール部２２０で挟持する事により運動エネルギーを受取り宇宙航行体へ伝播される。図６では可動ウォール部２２０の接触面の形状をウェイト部１３０に合わせたものとする事で係止しているが、形状を考慮せず摩擦により滑止してもよい。但し本実施形態の方法では、ウェイト部１３０射出後に可動ウォール部２２０を動かす機構と、ウェイト部１３０を初期位置復帰させる機構が必要となる。その際、可動ウォール部２２０を動かす機構としてはハンマ部動作時と同等の手段が、ウェイト部１３０を動かす機構としては実施形態１に例示した手段の何れかが望ましい。
　可動ウォール部２２０の動作タイミングを得る手段については、ウェイト部１３０射出後に該ウェイト部１３０接近をセンサで検出する、またはウェイト部１３０移動時に可動ウォール部２２０の動作スイッチに接触して該ウォール部を動作させる等も考えられるが単純で故障し難い手段として、遅延回路を具備した可動ウォール部２２０と、ハンマ部１１０と、を同時に通電して動作させる事で定められた時間だけ遅延して動き出した可動ウォール部２２０によりウェイト部１３０が挟持されるといった機構によるものが望ましい。
　本実施形態で図示した可動ウォール部２２０は、何らかの事情で不作動だった場合においてもウェイト部１３０を衝止できる形状となっている。
　その他の各部構成、動作や条件等は概ね実施形態１と同等となる。
　　以下に、実施形態３について説明する。
　本実施形態の装置は、ハンマ部１１０をピエゾ素子３１０により動作させるものとなる。ハンマ部１１０とコア部１２０の位置関係としては、ピエゾ素子３１０の逆圧電効果発生時にハンマ部１１０をコア部１２０と接触するよう調整して近接させた状態か若しくは当初からハンマ部１１０とコア部１２０を当接させた状態で固設されており、コア部１２０はハンマ部１１０動作時に移動しないよう固設されている事が望ましい。つまり、極めて短ストロークのピエゾ素子を用いた場合はハンマ部衝打による応力波生成が難しい為、予めハンマ部１１０がコア部１２０と当接していれば、コア部の材質等にもよるが駆動時にピエゾ素子の微細な変形によりコア部１２０に応力波を発生させる事も可能となると思われる。
　図７で表されているものは、ピエゾ素子を用いたものとしては比較的長ストロークの積層型圧電アクチュエータとなるが、ピエゾ素子が使用されているならば特に当該アクチュエータ製品に限らずとも本実施形態と同等と考えられる。
　図７は本開示の実施形態３のハンマ部動作前または初期位置状態を示している。
　本実施形態においてハンマ部１１０が動作するというのは、通電に伴うピエゾ素子３１０の変形によりハンマ部１１０を用いてコア部１２０で応力波を生成する事をいう。応力波の発生効率に問題がないようならば、ピエゾ素子３１０に対して独立したハンマ部１１０といった部材を設けず、ピエゾ素子３１０自体をハンマ部１１０として直接用いてもよい。
　ハンマ部１１０の駆動機構をピエゾ素子３１０で実行するという本実施形態におけるメリットは高速応答性と精密な制御であり、他方式と比べてより厳密なタイミングで動作させる事が出来、さらにハンマ部１１０の初期位置復帰動作も不要になる等といった可能性がある点が挙げられる。しかしピエゾ素子自体の寿命を踏まえると、深宇宙探査等の極めて長期間駆働し続ける事が求められる宇宙航行体に搭載する場合には、環境面も相まって連続稼働可能時間が保証出来ない為にやや不向きな方式と考えられる。
　図７の状態から装置を駆動する時には、ピエゾ素子３１０に通電し、ピエゾ素子３１０と一体化したハンマ部１１０の動作によりコア部１２０に応力波を生成する。
　その結果、図８の状態となりコア部１２０に接触しているウェイト部１３０に対して応力波の形で運動エネルギーを受渡す。
　次に、応力波を受取ったウェイト部１３０が射出されウォール部１４０へ接触した状態が図９となる。本実施形態ではウォール部が運動エネルギーを受取る手段については、他に考え得る例として実施形態１とは異なる手段を用いている。
　本実施形態のウェイト部１３０はアーム３２０が接続されており、ウォール部１４０にはアーム３２０が滑動できるよう穿孔されている。射出されたウェイト部１３０がアーム３２０の移動可能な限界距離に達した時に、ウォール部１４０がアーム３２０を掛止する事により宇宙航行体を牽引する形で運動エネルギーを伝達する。
　本実施形態の方法では、ウェイト部１３０を初期位置復帰させる機構が必要となる可能性がある。その際、ウェイト部１３０を動かす機構としては実施形態１に例示した手段の何れかが望ましい。
　その他の各部構成、動作や条件等は概ね実施形態１と同等となる。
　各実施例ではウォール部については、機能毎の理解を容易とするためにこの部位にウォール部という名をつけて説明しているが、外力が加わった時に宇宙航行体へと適切に伝達される状態となっていればよいので、必ずしもウォール部１４０という独立した部位が必要というわけではない。従って、機能するのであれば直接、宇宙航行体の適当な一部に対して運動エネルギーを受渡し、これをウォール部と称してもよい。一見したところウォール部１４０に該当する部位が存在しない手段としては、ウェイト部１３０の直接の接触による運動エネルギーの受渡しが発生しないケースが考えられる。例えばウェイト部１３０が宇宙航行体に設置されたレールに沿って運動している場合や、ウェイト部１３０と宇宙航行体間がワイヤや、回動可能な状態に設置されたアーム等の部材により接続されている場合などは、射出されたウェイト部１３０がレールやワイヤ、アーム等による移動可能な限界距離に達した時に宇宙航行体を牽引する事が出来、ウォール部１４０接触による効果と同等となる。つまり、ウェイト部１３０が牽引する状態となった時点でのウェイト部との接触部が運動エネルギーを受取っている為、該接触部自体が事実上のウォール部であるともいえる。
　　以下に、実施形態４について説明する。
　宇宙航行体の姿勢制御システムにあるリアクションホイール４１０やモーメンタムホイール等のアンローディング時に使用する姿勢制御用のスラスタ４２０の噴射機構を本開示の手段を用いた装置へと単純に置換するだけで外乱トルクなどに対する姿勢制御回数について考慮する必要性が低くなるので搭載されている機器類が故障するまで使用し続ける事ができるものと考えられる。
　例えば人工衛星の場合だと一般的なものでも一基あたりの製造費は高額であり、打上げを含めた全体の運用費用は非常に高コストなものとなる。よって従来ならば製造も打上げも数回は実施しなくてはならない程の期間でも、本実施形態の姿勢制御システムを採用した場合だと一回のみで済ませるといった事も出来る。特に、空気抵抗の影響で短命となりがちなＬＥＯ衛星においてコスト削減効果が大きい。
　尚、図１０にあるリアクションホイール４１０とスラスタ４２０の位置や設置個数、形状等は本実施形態の説明の為に描かれたものであるので実機の探査機とは異なる。
　以上、本開示を実施するための形態について実施例を用いて説明したが、本開示はこれらの実施例に何等限定されるものではなく、本開示の要旨を逸脱しない範囲内において種々な形態で実施し得る。
　本開示による宇宙航行体装置はほとんど消耗品が存在せず、動作原理も構造も単純である為に直感的に理解できる。そのため製造が容易で故障し難く、メンテナンスフリーを実現する事もできるものと思われる。
　可動部は存在するが、ほぼ全ての個所を点接触とする事も出来るので接触面での強固な固着は生じず、宇宙空間での長期運用に適した方法と考えられる為、絶えず移動を繰り返す等の様々な活動を永きにわたって実行可能となる。
　他にも、本開示の装置により任意方向への移動を可能とした宇宙ゴミの処分を実施したり、姿勢制御システムへの応用等に有用である。
　１１０　　ハンマ部
　１２０　　コア部
　１３０　　ウェイト部
　１４０　　ウォール部
　１５０　　ソレノイドアクチュエータ
　１６０　　プランジャ
　２１０　　電磁石
　２２０　　可動ウォール部
　３１０　　ピエゾ素子
　３２０　　アーム
　４１０　　リアクションホイール
　４２０　　スラスタ

Claims (4)

  1. 　宇宙航行体装置であって
    　　応力波生成に関して生ずる反作用に対して少なくとも一箇所以上を相殺または軽減する事が可能な手段と、
    　　応力波を発生可能な手段と、
    　　応力波の伝播方向の少なくとも一箇所以上をハンマ部の動作方向または生成直後の応力波の伝播方向から変更可能な手段と、
    　　応力波を受取る事で射出される事が可能な手段と、
    　　運動エネルギーを受取る事を可能とする事により宇宙航行体が運動エネルギーを獲得可能な手段と、
    　を有する事を特徴とする装置。
  2. 　請求項１記載の装置であって、
    　　ウェイト部の動作を射出方向を軸とした周方向から制動可能とする事、
    　　または、ウェイト部に接続された滑動可能なアームの動作を掛止可能とする事、
    　により宇宙航行体が運動エネルギーを獲得可能である事を特徴とする。
  3. 　請求項１記載の装置を用いた姿勢制御システム。
  4. 　請求項１記載の装置を用いた宇宙航行体。
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Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH06185451A (ja) * 1992-12-21 1994-07-05 Yoshizo Hagino 閉回路型速度発生駆動装置
JPH08219007A (ja) * 1995-02-15 1996-08-27 Kiyonobu Kinoshita 推力発生方法及びその応用機器
JP2006090295A (ja) * 2004-09-26 2006-04-06 Osamu Harakuni 無反動推進装置
JP2007032551A (ja) * 2005-07-25 2007-02-08 Takeo Oda 往復動型推進移動体
DE102009023478A1 (de) * 2009-06-02 2010-12-09 Nöske, Robert Antrieb, insbesondere für Raumfahrzeuge
JP2016084799A (ja) * 2014-10-28 2016-05-19 英策 柴田 振動波による推進力発生装置

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH06185451A (ja) * 1992-12-21 1994-07-05 Yoshizo Hagino 閉回路型速度発生駆動装置
JPH08219007A (ja) * 1995-02-15 1996-08-27 Kiyonobu Kinoshita 推力発生方法及びその応用機器
JP2006090295A (ja) * 2004-09-26 2006-04-06 Osamu Harakuni 無反動推進装置
JP2007032551A (ja) * 2005-07-25 2007-02-08 Takeo Oda 往復動型推進移動体
DE102009023478A1 (de) * 2009-06-02 2010-12-09 Nöske, Robert Antrieb, insbesondere für Raumfahrzeuge
JP2016084799A (ja) * 2014-10-28 2016-05-19 英策 柴田 振動波による推進力発生装置

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