(57)【要約】      （修正有）【課題】比較的簡単な構造で、宇宙機体の胴体について所望の剛性を確保しつつ軽量化を併せて実現した宇宙機体構造物を提供する。【解決手段】宇宙空間へ輸送される宇宙機体構造物であって、互いの内部空間が一方向に連通するように連結される一対の円筒状胴体２０１と、前記一対の円筒状胴体を構成する各胴体の内周面にそれぞれ接合されて前記胴体を補強する補強部材１０１とを備え、前記補強部材は、前記補強部材を構成する板状部材を厚さ方向に貫通する貫通孔１０２と、前記貫通孔の開口周縁部において前記貫通孔の開口を取り囲むように前記板状部材の一部で形成されたリブ構造部とを有することを特徴とする宇宙機体構造物。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
宇宙空間へ輸送される宇宙機体構造物であって、
互いの内部空間が一方向に連通するように連結される一対の円筒状胴体と、
前記一対の円筒状胴体を構成する各胴体の内周面にそれぞれ接合されて前記胴体を補強する補強部材と、を備え、
前記補強部材は、前記補強部材を構成する板状部材を厚さ方向に貫通する貫通孔と、前記貫通孔の開口周縁部において前記貫通孔の開口を取り囲むように前記板状部材の一部で形成されたリブ構造部とを有することを特徴とする宇宙機体構造物。
【請求項２】
前記補強部材には、複数の前記貫通孔が等間隔で設けられたことを特徴とする請求項１に記載の宇宙機体構造物。
【請求項３】
前記リブ構造部は、前記貫通孔の開口を取り囲むように連続的に設けられた環状の凸部により構成されることを特徴とする請求項１又は２に記載の宇宙機体構造物。
【請求項４】
前記リブ構造部の四隅は、弧形状の隅部で連結されていることを特徴とする請求項３に記載の宇宙機体構造物。
【請求項５】
前記一対の円筒状胴体の厚みは、前記板状部材の厚みより薄いことを特徴とする請求項１乃至４のいずれか１項に記載の宇宙機体構造物。
【請求項６】
前記補強部材は、複数の板状部材を環状に連結することで構成されたことを特徴とする請求項１乃至５のいずれか１項に記載の宇宙機体構造物。
【請求項７】
請求項１乃至６のいずれか１項に記載の宇宙機体構造物を分離装置として備えた宇宙機体。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、宇宙空間へ輸送される宇宙機体構造物であって、互いの内部空間が一方向に連通するように連結される宇宙機体構造物及び宇宙機体に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
従来、航空機などの飛翔体では、機体の軽量化を図りつつ所望の強度が要求されており、飛翔体の胴体構造については、例えば、胴体プレートに対して複数の補強材や他の部材を組み合わせて接合することで補強した構造が提案されている（特許文献１参照）。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】特表２０１１−５００４１５号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
しかしながら、特許文献１の構成では、胴体プレートに対して複数の部材を組み合わせて補強しているため、構造が複雑化するだけでなく、質量の増加及び結合の負荷が発生して好ましくない。特に、宇宙機器の筐体構造に適用するためには、更なる軽量化と構造の簡略化が必要となる。
【０００５】
本発明は、比較的簡単な構造で、宇宙機体の胴体について所望の剛性を確保しつつ軽量化を併せて実現した宇宙機体構造物を提供するものである。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明は、宇宙空間へ輸送される宇宙機体構造物であって、互いの内部空間が一方向に連通するように連結される一対の円筒状胴体と、前記一対の円筒状胴体を構成する各胴体の内周面にそれぞれ接合されて前記胴体を補強する補強部材とを備え、前記補強部材は、前記補強部材を構成する板状部材を厚さ方向に貫通する貫通孔と、前記貫通孔の開口周縁部において前記貫通孔の開口を取り囲むように前記板状部材の一部で形成されたリブ構造部とを有することを特徴とする。
【発明の効果】
【０００７】
本発明によれば、比較的簡単な構造で、宇宙機体の胴体について所望の剛性を確保しつつ軽量化を併せて実現した宇宙機体構造物を提供できる。
【図面の簡単な説明】
【０００８】
【図１】本発明の一実施形態における宇宙機体構造物の分解斜視図。
【図２】本発明の一実施形態における宇宙機体構造物の結合図。
【図３】本発明の一実施形態における宇宙機体構造物の結合解除図。
【図４】本発明の一実施形態における宇宙機体構造物の断面図。
【図５】本発明の一実施形態における宇宙機体構造物の断面図。
【図６】本発明の一実施形態における宇宙機体構造物の要部拡大図。
【図７】本発明の一実施形態における宇宙機体構造物の要部拡大図。
【図８】本発明の他の実施形態における宇宙機体構造物の分解斜視図。
【図９】本発明の他の実施形態における宇宙機体構造物の要部拡大図。
【図１０】本発明の他の実施形態における宇宙機体構造物の要部拡大図。
【図１１】本発明の他の実施形態における宇宙機体構造物の斜視図。
【図１２】本発明の他の実施形態における宇宙機体構造物の斜視図。
【図１３】本発明の他の実施形態における宇宙機体構造物の斜視図。
【図１４】本発明の他の実施形態における宇宙機体構造物の例の斜視図。
【図１５】本発明の他の実施形態における宇宙機体構造物の例の斜視図。
【発明を実施するための形態】
【０００９】
（第一実施形態）
本発明の第一実施形態に係る宇宙機体構造物について、図１から図１４を用いて説明する。
図１に示すように、本実施形態の宇宙機体構造物は、互いの内部空間が一方向に連通するように連結される一対の円筒状胴体２０１（以下、各胴体ともいう）の内周面２０１ａに対し、詳細は後述するが、補強部材としてリブ構造部材１０１がそれぞれ接合される。
【００１０】
また、各胴体２０１の両端部には、リング形状の固定部材３０１がそれぞれ接合され、各胴体２０１にリブ構造部材１０１及び固定部材３０１を接合した第一構造物１、第二構造物２は、例えば、分離可能なバンド構造を有する結合部材３により相互連結されている（図２参照）。
【００１１】
そして、本実施形態では、図３に示すように、結合部材３の連結状態を解除することにより、第一構造物１、第二構造物２の完全分離が可能となる。
【００１２】
ここで、各胴体２０１は、例えば、本実施形態では、アルミ等の金属板により形成され、それぞれ同一の外形で設けられている。これら各胴体２０１は、例えば、一枚のアルミ板の両端を相互に連結することで作製できるが、他にも削り出し等により一体物として作製してもよい。なお、各胴体２０１を形成する材料は、上述した金属材料に限らず、炭素繊維等の他の材料でもよいし、異なる複数の材料を組み合わせた複合体で構成してもよい。
【００１３】
また、このような各胴体２０１の内周面２０１ａには、それぞれリブ構造部材１０１が接合される。これら各リブ構造部材１０１は、例えば、本実施形態では、２分割された一対の板状部材で構成される（図１参照）。これにより、各胴体２０１に対して各リブ構造部材１０１が接合し易くなる。
【００１４】
さらに、１つのリブ構造部材１０１には、図５，図６，図７に示すように、略矩形の貫通孔１０２が複数個設けられ、更にこの貫通孔１０２の開口周縁部には、リブ構造部１０３が一体的に設けられている。また、本実施形態では、各リブ構造部材１０１に設ける貫通孔１０２の形状を同一形状としているが、別の形状を組み合わせてもよい。
【００１５】
ここで、本実施形態の各リブ構造部材１０１は、例えば、折り曲げ等の加工が可能な程度の厚みを有する板状部材に対し、その一部を打ち抜く又は成形して複数の貫通孔１０２を形成しつつ且つその貫通孔１０２の開口周縁部を一体的に絞り加工するなどして凸状に曲げ加工を施すことで、貫通孔１０２の開口周縁に沿って連続した環状のリブ構造部１０３をそれぞれ形成している。また、本実施形態のリブ構造部１０３は、リブ構造部材１０１の厚さ方向、すなわち、貫通孔１０２の貫通方向に平行な方向に凸状に立設されている。なお、このような各リブ構造部材１０１を構成する板状部材の厚みは、例えば、リブ構造部１０３の厚みよりも薄く形成してもよいが、同等の厚みで形成してもよい。
【００１６】
そして、本実施形態のリブ構造部材１０１は、全体として薄板状でありながら複数のリブ構造部１０３が均等に且つ等間隔で設けられることで、強度のばらつきがなく均等に剛性が高められ、更に貫通孔１０２を複数個設けているので、軽量化にも寄与する。すなわち、本実施形態では、貫通孔１０２の大きさにより重量を調整でき、リブ構造部１０３の高さや厚さ等によって強度を調整できる。
【００１７】
また、各リブ構造部１０３は、板状部材の短手方向に延びる略長方形の貫通孔１０２を取り囲むようにそれぞれ設けられているので、長辺のリブ構造部１０３ａと短辺のリブ構造部１０３ｂとを四隅のリブ構造部１０３ｃで連結することで一体的に構成される。
【００１８】
これにより、各リブ構造部材１０１を各胴体２０１に接合して一体化した状態では、長辺のリブ構造部１０３ａが各胴体２０１の連通方向における梁構造となる一方、短辺のリブ構造部１０３ａの両端が長辺のリブ構造１０３ａに連結されて各胴体２０１の周方向における梁構造となり、このようなリブ構造部１０３が各胴体２０１の周方向に複数併設され、更に長辺のリブ構造部１０３ａと短辺のリブ構造部１０３ｂとを四隅のリブ構造部１０３ｃで連結しているので、各構造物１，２の剛性を格段に向上することができる。
【００１９】
また、本実施形態の各リブ構造部１０３は、四隅の形状がＲ形状、すなわち、弧形状の隅部で構成されるリブ構造部１０３ｃによって長辺のリブ構造部１０３ａと短辺のリブ構造部１０３ｂとを相互に連結した構造としている。これにより、外部応力が加わったときに各リブ構造部１０３の四隅において応力が集中するのを防ぐ、すなわち、応力分散が可能となる。なお、本発明は勿論これに限定されず、各リブ構造部１０３の四隅を直角に連結してもよいし、不連続となるように分断してもよい。
【００２０】
ここで、図４には、上述したリブ構造部材１０１により各胴体２０１が補強された宇宙機体構造物の断面図を示す。図４に示すように、結合部材３により相互連結された第一構造物１及び第二構造物２（以下、各構造物ともいう）は、各両端部の開口縁部に対して固定部材３０１がそれぞれ挿嵌されている。このため、各固定部材３０１も補強部材としての機能を果たす。
【００２１】
また、結合部材３は、第一構造物１及び第二構造物２のうち連結側の端部同士が固定部材３０１で構成され、当接した各固定部材３０１を結合部材３により径方向内側に締め付け、これにより、各構造物１，２を相互に結合している。
【００２２】
すなわち、結合部材３は、図４に示すように、第一構造物１の固定部材３０１と第二構造物２の固定部材３０１とを突き合わせた状態で、当接した各固定部材３０１を径方向外側から締め付け保持しているので、実質的に隙間のない結合が可能である。
【００２３】
これにより、各構造物１，２は結合部材３によって強固に実質的に一体化した状態となり、その状態から結合部材３を解除すれば各構造物１，２が相互に分離可能となる。
【００２４】
さらに、各構造物１，２は、それぞれ、上述したリブ構造部材１０１のうちリブ構造部１０３が突出する側とは反対側の面がその内周面２０１ａに接合される。これにより、各構造物１，２においては、径方向内側に向かって各リブ構造部材１０１のリブ構造部１０３が突出する構造になる。
【００２５】
また、これら各リブ構造部材１０１は、例えば、本実施形態では、各胴体２０１のうち各固定部材３０１が挿嵌された部分以外の各固定部材３０１で挟まれた部分に対し、固定部材３０１とは別別に接合される。これら各固定部材３０１とリブ構造部材１０１とは、お互いに接合しなくてもよいが、例えば、溶接や接着剤等により相互に接合してもよい。
【００２６】
さらに、各リブ構造部材１０１は、図７に示すように、リブ構造部１０３の貫通孔１０２を除く各胴体２０１との接合面において、例えば、接着剤または溶接等による結合、またはボルト・ナットまたはリベット等による締結により、各胴体２０１と結合される。
【００２７】
このように、本実施形態の宇宙機体構造物は、リブ構造部材１０１及び固定部材３０１により補強された各胴体２０１で各構造物１，２をそれぞれ構成し、各構造物１，２を結合部材３によって分離可能に連結している。
【００２８】
このため、各構造物１，２は、結合状態では相互に補強関係が相乗的に作用して全体としての強度も高められており、その状態から結合部材３により結合が解除されて分離されたとしても、互いにリブ構造部材１０１及び固定部材３０１により個別に補強されているので、分離後も各構造物１，２は十分な剛性をそれぞれ維持できる。
【００２９】
また、本実施形態では、各構造物１，２において２分割されたリブ構造部材１０１を接合するようにしたので、各胴体２０１に対してリブ構造部材１０１を挿入配置して接合し易くなっている。なお、２分割された各リブ構造部材１０１は、各胴体２０１内において、連結しなくてもよいが、剛性を高めるために、それぞれを連結してもよい。なお、本実施形態では、リブ構造部材１０１を２分割したが、３分割以上にしてもよいし、分割しなくてもよい。
【００３０】
さらに、本実施形態では、上述したように各胴体２０１を各リブ構造部材１０１により簡単な構成で軽量、且つ効果的に補強できるので、例えば、各胴体２０１の厚みをより薄くしたり、あるいは、リブ構造部材１０１を構成する板状部材の厚みをより薄くしたり、もしくは、貫通孔１０２及びリブ構造部１０３の数や形状、大きさや位置等を適宜変更したりすることで、所望の強度を確保しながら、更なる軽量化を図ることもできる。
【００３１】
（他の実施形態）
以上、本発明を第一実施形態に基づいて詳細に説明したが、本発明は上述した第一実施形態に限定されるものではない。
上述した第一実施形態では、リブ構造部１０３を長辺のリブ構造部１０３ａと短辺のリブ構造部１０３ｂとで構成したが、本発明は勿論これに限定されず、例えば、長辺のリブ構造部だけでリブ構造部を構成するようにしてもよいし、短辺のリブ構造部だけでリブ構造部を構成するようにしてもよい。
【００３２】
また、上述した第一実施形態では、１枚の板状部材に複数個のリブ構造部１０３を設けた構造を例示して説明したが、図８に示すように、リブ構造部１０３を持つ複数個のリブ構造部材１０１を各胴体２０１に接合するようにしてもよい。この場合、リブ構造部１０３を有する複数のリブ構造部材１０１は、図９に示すように、各々が胴体２０１と結合されるが隣接するリブ構造部材１０１同士は接着剤または溶接等による結合またはボルト・ナット、またはリベット等による締結をしなくとも成形が可能である。
【００３３】
また、上述した第一実施形態では、各構造物１，２をそれぞれ同一の構成として説明したが、本発明は勿論これに限定されず、それぞれ別々の構成としてもよく、この場合には、少なくとも一方の構造物について本発明の構成を適用すればよい。すなわち、本発明は、互いに分離可能に接合される構造物１，２を有する宇宙機体構造物に限定されず、例えば、分離不可能な胴体の補強構造に適用してもよい。
【００３４】
さらに、上述した第一実施形態では、リブ構造部材１０１の厚さ方向に平行な方向（直角）に凸状のリブ構造部１０３を設けた構造について説明したが、本発明は勿論これに限定されず、例えば、図１０（ａ）及び図１０（ｂ）に示すようにリブ構造部１０３をリブ構造部材１０１の厚さ方向（貫通孔１０２の貫通方向）に対して交差する方向に折れ曲がった構造としてもよいが、図１０（ａ）に示すようにリブ構造部材１０１のリブ構造部１０３が凸となる側の一方面とリブ構造部１０３とで成す角が鋭角、すなわち、リブ構造部１３５がリブ構造部材１０１の一方面側に傾いた構造とすることで、リブ構造部材１０１の強度を高めることができる。
【００３５】
ここで、上述した第一実施形態の宇宙機体構造物は、図１１に示すように各構造物１，２を結合部材３によって連結した状態から、図１２に示す結合部材３が有する結合ピン５を火薬やモータ、手動等によって連結解除し、図１３に示すように各構造物１，２の切り離しが可能となる。このような連結・分離の機構は、図１４及び図１５に示すような２つの人工衛星７，８を連結した宇宙機体における継手構造の分離装置の構造に適用できる他、多段ロケット等の宇宙機体の分離装置の構造（継手構造）などにも展開可能である。
【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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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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