(57)【要約】【課題】ノズルよりも短い着陸脚で着陸できる天体着陸機とその使用方法を提供する。【解決手段】天体表面ａへ向けて降下し着陸する着陸機本体２と、着陸機本体２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４と、着陸機本体２の下部に固定され下端が天体表面ａに当接して着陸機本体２を支持する着陸脚６と、を備える。スラスタ４は、着陸脚６の下端より下方まで延び、上方側８ａと下方側８ｂとに着陸脚６の下端より上方で分割しているノズル８と、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を変形させるノズル変形機構１０と、を有する。【選択図】図４
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
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。
【請求項２】
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。
【請求項３】
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４】
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。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、大気が無く重力が存在する天体に着陸する天体着陸機とその使用方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
宇宙には、例えば月のように重力があっても大気が無い天体がある。このような天体に着陸することを目的とした着陸機が従来から製造されている。
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。
【０００３】
特許文献１に開示された着陸機が天体表面に着陸する際には、ノズルを下（天体側）に向けて降下する。着陸機の本体を支える脚がノズルより先に天体表面に接地するように、着陸機の脚は、ノズルより長く構成されていた。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特開平１１−１０５７９７号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
図１は、従来の着陸機３１の正面図である。
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。
【０００６】
しかし、上述したように着陸機３１が天体に着陸する際には、必ずノズル３８を下方（天体側）に向けて降下する。ノズル３８を長くするほど、着陸機３１の脚３６を長くしなければならず、その分、着陸機３１の質量が重くなってしまっていた。
【０００７】
その上、ロケットに搭載可能な最大直径には制約がある。脚３６の長い着陸機３１をロケットに搭載するには、ロケット内で脚３６を狭め、着陸時には脚３６を広げる可動機構４０が必要であった。例えば、この図の可動機構４０の例では、各脚３６に１本ずつのシリンダー４０ａを必要としている。
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。
【０００８】
一方、着陸機３１は、着陸機本体３２の中であって燃料タンク３５の上に、探査車や人等を載せている。着陸機３１の脚３６が長いと、高い位置から探査車や人等を地面に下ろさなければならず、そのために必要なスロープや梯子が長く、又は急になってしまう。そのため、着陸した着陸機３１の高さを出来るだけ低くしたいという要望があった。
【０００９】
本発明は上述した問題点を解決するために創案されたものである。すなわち本発明の目的は、ノズルよりも短い着陸脚で着陸できる天体着陸機とその使用方法を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
本発明によれば、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、天体着陸機が提供される。
【００１１】
また本発明によれば、上述した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が提供される。
【発明の効果】
【００１２】
上述した本発明によれば、ノズル変形機構を用いてノズルの下方側を上方側から外すことでノズルの最下端が着陸脚の下端よりも上方に位置するように、着陸途中に、ノズルを変形させるので、着陸脚がノズルよりも短くても、着陸脚で着陸できる。それにより従来の着陸機よりも着陸脚が短い分、質量を軽減できる。また天体に着陸したときの着陸機本体の高さを低くすることができるため、探査車を下すのに必要なスロープや、人が着陸機本体から降りるのに必要な梯子の長さを短くすることができ、その分、着陸機の質量を軽減できる。
【００１３】
また本発明の着陸機は、短い着陸脚を採用できるので、可動機構が無くてもロケットに搭載でき、可動機構が無い分、着陸機の質量を軽減できる。その上、可動機構が無い分、故障リスクを軽減することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１４】
【図１】従来の着陸機の正面図である。
【図２】第１実施形態の天体着陸機の正面図である。
【図３】第１実施形態のスラスタの説明断面図である。
【図４】第１実施形態の天体着陸機の使用方法の説明図である。
【図５】第２実施形態の天体着陸機の正面図である。
【図６】第２実施形態のスラスタの説明断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１５】
以下、本発明の実施形態を図面に基づいて説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。
【００１６】
（第１実施形態）
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。
【００１７】
着陸機本体２の一側面には、着陸脚６とスラスタ４が固定されている。着陸機１は、着陸時に、着陸脚６とスラスタ４が固定された側面を下側（天体表面側）にして降下する。以下、着陸脚６とスラスタ４が固定された着陸機本体２の側面を、着陸機本体２の下部と呼ぶ。
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。
【００１８】
天体Ａの周囲の軌道上を周回する着陸機１が着陸動作を開始するときには、その周回速度を減速するのにスラスタ４が使用される。また着陸時に、下方（天体側）へ向けてガスジェットを噴射して着陸機１の天体Ａへの降下速度を制御するのにも、同じスラスタ４が使用される。
【００１９】
スラスタ４は、着陸脚６の下端より下方まで延びるノズル８と、ノズル８の上方側８ａから下方側８ｂを外すノズル変形機構１０を有している。
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。
【００２０】
図３（Ａ）、図３（Ｂ）に示すように、ノズル８は、着陸脚６の下端より上方で上方側８ａと下方側８ｂとに分割して構成されている。ノズル８は、スロートより外側で分割されることが好ましい。ノズル８を長く使用する間は、上方側８ａの下端のエッジと下方側８ｂの上端のエッジとを例えばクランプバンド１０ａで同軸に連結することで、ノズル８の上方側８ａと下方側８ｂとを一体化している。ノズル８の分割端面８ｃ（上方側８ａの下端と下方側８ｂの上端が接する面）には、燃焼ガスの漏れを防ぐＯリング８ｄが嵌められていてもよい。
【００２１】
ノズル変形機構１０は、例えばこのクランプバンド１０ａと、ノズル８の上方側８ａからその下方側８ｂを、火薬を用いて切り離す火工品１０ｂを有していてもよい。この場合、着陸機１の制御装置には、火工品１０ｂを適切なタイミングで作動させるようにプログラムされている。
【００２２】
この構成により本実施形態の着陸機１は、火工品１０ｂでクランプバンド１０ａを破壊することでノズル８の下方側８ｂを廃棄し、ノズル８の長さを飛行途中で短くすることができる。これにより、ノズル変形機構１０は、ノズル８の最下端８ｅが着陸脚６の下端よりも上方に位置するように、ノズル８を変形させる。本実施形態の着陸機１の場合、ノズル８の上方側８ａの下端がノズル８の最下端８ｅとなる。これによりガスジェットは、ノズル８の上方側８ａの下端から噴射することとなる。
【００２３】
図４は、第１実施形態の天体着陸機１の使用方法の説明図である。
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。
【００２４】
図４（Ｂ）は、着陸機１がブレーキングしている図である。ブレーキングとは、着陸機１が軌道上の進行方向に向かってガスジェットを噴射することで着陸機１の周回速度を落とすことを意味する。着陸機１は、ブレーキングをする際に、推力を一番必要とする。着陸機１は、ブレーキングすることで減速するため、遠心力が弱まり、この図の二点鎖線のように天体表面ａへ向かって降下し始める。
【００２５】
図４（Ｃ）は、着陸機１がノズル８の下方側８ｂを分離した時の図であり、図４（Ｄ）は、着陸前に天体表面ａに向かってガスジェットを噴射している時の図である。
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。
【００２６】
着陸する直前には、図４（Ｄ）のように下方（天体側）へ向けてガスジェットを噴射して着陸機１の降下を減速させる。この時は、図４（Ｂ）に示したブレーキング時程には推力を必要としない。着陸前に必要とする推力は、ブレーキングに必要とする推力の約半分以下で足りる。ノズル８を全体の半分の長さに短くした場合、切り離した後のノズル８の推力（すなわちノズル８の上方側８ａの推力）は、元の長さのノズル８の推力の８０％〜９０％となる。そのためノズル８の長さを短くしても、着陸に必要な推力を十分に得られる。
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。
【００２７】
図４（Ｅ）は、着陸機１が天体表面ａに着陸している図である。
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。
【００２８】
このようにノズル８の下方側８ｂを着陸途中で切り離し、ノズル８の長さを短くするので、従来の着陸機３１よりも短い着陸脚６を用いることができる。それにより従来の着陸機３１よりも天体Ａに着陸したときの着陸機本体２の高さを低くすることができるため、探査車を下すのに必要なスロープや、人が着陸機本体２から降りるのに必要な梯子の長さを短くすることができ、その分、着陸機１の質量を軽減できる。
【００２９】
また本実施形態の着陸機１は、短い着陸脚６を採用できるので、可動機構４０が無くてもロケットに搭載でき、可動機構４０が無い分、着陸機１の質量を軽減できる。その上、可動機構４０が無い分、故障リスクを軽減することができる。
【００３０】
（第２実施形態）
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。
【００３１】
第２実施形態の着陸機１は、ノズル変形機構１０が、分割したノズル８の下方側８ｂを上下移動させるアクチュエータ１２を有する。アクチュエータ１２は、着陸機本体２に固定されており、ノズル８の中心軸Ｚに平行にノズル８の下方側８ｂを移動させる。
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。
【００３２】
アクチュエータ１２の駆動によってノズル８の下方側８ｂが上方へ退避すると、図６（Ｂ）に示すように下方側８ｂが上方側８ａを同心円状に覆う。この図の実施例の場合には、このときノズル８として機能する部分は、上方側８ａのみとなる。これにより、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。なお、この図のように、上方側８ａの下端がノズル８の最下端８ｅを形成してもよいが、これに限らない。ノズル８の上方側８ａ及び下方側８ｂの下端がノズル８の最下端８ｅとして着陸脚６の下端より上方に位置していれば、ノズル８の最下端８ｅを形成するものが上方側８ａと下方側８ｂのいずれであってもよい。例えば、上方へ退避したノズル８の下方側８ｂの下端が、上方側８ａの下端よりも下方にあり、ノズル８の最下端８ｅを形成してもよい。
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。
【００３３】
この構成により、本実施形態の着陸機１は、ノズル８の下方側８ｂを再利用することができる。
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。
【００３４】
本実施形態の着陸機１の使用方法では、第１実施形態の着陸機１でノズル８の下方側８ｂを分離したのと同様のタイミング（ブレーキングを終えた後であって着陸する前（図４（Ｃ）））で、アクチュエータ１２を駆動させ、ノズル８の下方側８ｂを上方へ移動させる。なお、図４（Ｄ）に示した着陸のためにガスジェットを噴射しながら、アクチュエータ１２を駆動させてノズル８の下方側８ｂを上方へ移動させてもよい。
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。
【００３５】
上述した本発明によれば、ノズル変形機構１０を用いてノズル８の下方側８ｂを上方側８ａから着陸途中で外すことでノズル８の最下端８ｅが着陸脚６の下端よりも上方に位置するように、着陸途中に、ノズル８を変形させるので、着陸脚６がノズル８よりも短くても、着陸脚６で着陸できる。それにより従来の着陸機３１よりも着陸脚６が短い分、質量を軽減できる。また天体Ａに着陸したときの着陸機本体２の高さを低くすることができるため、探査車を下すのに必要なスロープや、人が着陸機本体２から降りるのに必要な梯子の長さを短くすることができ、その分、着陸機１の質量を軽減できる。
【００３６】
また本実施形態の着陸機１は、短い着陸脚６を採用できるので、可動機構４０が無くてもロケットに搭載でき、可動機構４０が無い分、着陸機１の質量を軽減できる。その上、可動機構４０が無い分、故障リスクを軽減することができる。
【００３７】
なお本発明は上述した実施の形態に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更を加え得ることは勿論である。
【符号の説明】
【００３８】
Ａ  天体、Ｚ  中心軸、ａ  天体表面、
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
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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