(57)【要約】【課題】複数の支持プレートにそれぞれ複数の衛星を搭載し、衛星同士の衝突を防止して放出することができ、かつ衛星の放出角度を可変調整できる衛星搭載放出機構とこれを備えた宇宙機を提供する。【解決手段】衛星搭載放出機構１０が、衛星２（２ｂ）の搭載位置においてロケットの機軸Ｚ−Ｚに直交する仮想平面１１の両側にそれぞれ複数の衛星２を着脱可能に保持する衛星搭載プレート１２と、衛星搭載プレート１２に固定され、仮想平面１１において機軸Ｚ−Ｚに直交する軸心Ｙａを有する回転軸１６と、回転軸１６を軸心Ｙａを中心に回転駆動する回転駆動装置２０と、を備える。宇宙機は、さらに、制御装置を備える。【選択図】図６
2018079781.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
複数の衛星をロケットのフェアリング内に搭載し、宇宙空間において前記衛星を放出する衛星搭載放出機構であって、
前記衛星の搭載位置において前記ロケットの機軸に直交する仮想平面の両側にそれぞれ複数の前記衛星を着脱可能に保持する衛星搭載プレートと、
前記衛星搭載プレートに固定され、前記仮想平面において前記機軸に直交する軸心を有する回転軸と、
前記回転軸を前記軸心を中心に回転駆動する回転駆動装置と、を備える、衛星搭載放出機構。
【請求項２】
前記回転駆動装置は、前記衛星搭載プレート及び前記衛星の回転領域の外側に位置し、前記回転軸の両端を回転可能に支持する１対の支柱と、
前記支柱に固定され、前記回転軸を回転駆動する回転アクチュエータと、を有する、請求項１に記載の衛星搭載放出機構。
【請求項３】
前記衛星搭載プレートの回転を前記搭載位置に解除可能に固定するロック機構を備える、請求項１又は２に記載の衛星搭載放出機構。
【請求項４】
前記衛星搭載プレートは、前記仮想平面の両側に設けられ前記衛星を着脱可能に保持する複数の分離機構を有する、請求項１乃至３のいずれか一項に記載の衛星搭載放出機構。
【請求項５】
前記衛星搭載プレートは、法線が互いに外方に傾斜した複数の傾斜面を有し、
前記分離機構は、前記傾斜面に１つずつ設けられ、
前記傾斜面の法線同士のなす角度は、衛星同士のフライアウト角に設定されている、請求項４に記載の衛星搭載放出機構。
【請求項６】
前記回転駆動装置は、前記機軸に対する前記衛星の放出角度を可変調整可能に構成されている、請求項１乃至５のいずれか一項に記載の衛星搭載放出機構。
【請求項７】
請求項１乃至６のいずれか一項に記載の衛星搭載放出機構と、
前記回転駆動装置を制御する制御装置と、を備え、
前記制御装置は、前記衛星の前記搭載位置から放出位置まで、前記衛星搭載プレートを回転させる、衛星搭載放出機構を備えた宇宙機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、複数の衛星をロケットのフェアリング内に搭載し、宇宙空間において各衛星を放出する衛星搭載放出機構とこれを備えた宇宙機に関する。
【背景技術】
【０００２】
「衛星コンステレーション」とは、複数の人工衛星（以下、単に「衛星」という）をシステム設計された軌道上に投入し、協調した動作を行わせることを意味する。
例えば、多数の衛星を互いに通信範囲が重ならないよう低軌道または中軌道に投入し、地球表面全体を網羅して動作させ、地球観測や衛星電話、ＧＰＳなどに利用することができる。
「衛星コンステレーション」は、例えば特許文献１に開示されている。
【０００３】
一方、衛星コンステレーションなどのため、複数の衛星をロケットのフェアリング内に搭載し、宇宙空間において衛星を放出する機構（以下、「衛星搭載放出機構」）は、例えば特許文献２，３に開示されている。
【０００４】
特許文献２では、複数の衛星と支持プレートとの間に傾斜アダプタが配置される。打ち上げ中、傾斜アダプタは所定の搭載位置に位置する。衛星を分離する場合、傾斜アダプタを分離位置にし、衛星を傾斜または揺動させて隣接する衛星から離すように構成されている。
【０００５】
特許文献３では、複数の副衛星を夫々格納する格納空間が、ロケットの機軸を中心として放射状に設けられており、機軸を中心として放射方向へ格納空間から夫々の副衛星を離脱させるように構成されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】特表２００２−５３０００４号公報
【特許文献２】特表平１０−５０３９８８号公報
【特許文献３】特開２００５−７５２０９号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
特許文献２の傾斜アダプタは、単一の支持プレートに複数の傾斜アダプタを設置し、複数の衛星を分離させる際に、傾斜アダプタにより衛星を傾斜（または揺動）させることで、衛星同士の衝突を防止する。
しかし、フェアリング内の包絡域の制約から、単一の支持プレートに搭載できる衛星数は限られており、それ以上を搭載し、衛星同士の衝突を防止して放出することは困難だった。
【０００８】
特許文献３の離脱構造は、衛星の格納空間と、格納空間の内側（機軸側）の離脱手段とを設ける必要がある。そのため、格納空間と離脱手段の占有領域が大きくなり、小さい衛星しか搭載できない。また、この離脱構造は、機軸に対する衛星の放出角度が固定され、放出角度の可変調整ができない。
【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、複数の支持プレートにそれぞれ複数の衛星を搭載し、衛星同士の衝突を防止して放出することができ、かつ衛星の放出角度を可変調整できる衛星搭載放出機構とこれを備えた宇宙機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、複数の衛星をロケットのフェアリング内に搭載し、宇宙空間において前記衛星を放出する衛星搭載放出機構であって、
前記衛星の搭載位置において前記ロケットの機軸に直交する仮想平面の両側にそれぞれ複数の前記衛星を着脱可能に保持する衛星搭載プレートと、
前記衛星搭載プレートに固定され、前記仮想平面において前記機軸に直交する軸心を有する回転軸と、
前記回転軸を前記軸心を中心に回転駆動する回転駆動装置と、を備える、衛星搭載放出機構が提供される。
【発明の効果】
【００１１】
上記本発明の構成によれば、衛星搭載プレートが、仮想平面の両側にそれぞれ複数の衛星を保持するので、従来より多くの衛星をフェアリング内に搭載することができる。
【００１２】
また、回転駆動装置により衛星搭載プレートを回転軸の軸心を中心に回転させることができ、この回転により、仮想平面の両側に保持された複数の衛星の放出方向をそれぞれ設定することができる。
【００１３】
従って、複数の衛星を衛星同士の衝突を防止して放出することができ、かつ衛星の放出角度を可変調整できる。
【図面の簡単な説明】
【００１４】
【図１】フェアリングと第１衛星及び第２衛星を示す模式図である。
【図２】本発明の第１実施形態の衛星搭載放出機構を備えた宇宙機の側面図である。
【図３】図２の主要部拡大図である。
【図４】図３のＡ−Ａ矢視図である。
【図５】本発明の第１実施形態による第１衛星の放出状態を示す模式図である。
【図６】本発明の第２実施形態の衛星搭載放出機構を備えた宇宙機の側面図である。
【図７】図６の主要部拡大図である。
【図８】図７のＡ−Ａ矢視図である。
【図９】本発明の第２実施形態による第２衛星の放出状態を示す模式図である。
【図１０】分離機構の一例を示す説明図である。
【発明を実施するための形態】
【００１５】
以下、本発明の実施形態を添付図面に基づいて詳細に説明する。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】
図１は、フェアリング１と第１衛星２ａ及び第２衛星２ｂを示す模式図である。
フェアリング１の衛星包絡域１ａ（以下、「フェアリング内包絡域１ａ」と呼ぶ）は、ロケットのフェアリング内に衛星等を搭載する領域であり、限られた領域に無駄な空間を極力無くして衛星を搭載すること、又は、より多くの衛星を搭載することが望まれている。
フェアリング内包絡域１ａは、例えば、ロケットの機軸Ｚ−Ｚを中心とする円筒形部分と円錐形部分とからなる。
【００１７】
第１衛星２ａは、例えば外形が四角柱であり、フェアリング内包絡域１ａの機軸直交断面に４機配置できる寸法の超小型衛星である。
第２衛星２ｂは、例えば外形が四角柱であり、第１衛星２ａよりも大きく、フェアリング内包絡域１ａの機軸直交断面に２機配置できる寸法の超小型衛星である。
【００１８】
以下、区別が必要な場合を除き、第１衛星２ａ及び第２衛星２ｂを単に「衛星２」と呼ぶ。
衛星２は、例えばコンステレーション用の衛星であるが、本発明は、これに限定されず、その他の衛星であってもよい。
また、衛星２は、上述した寸法又は形状に限定されず、その他の寸法又は形状であってもよい。
【００１９】
図１において、（Ａ）（Ｂ）（Ｃ）は、従来の搭載例を模式的に示している。
図１（Ａ）は、第１衛星２ａより大きい主衛星３をフェアリング１の先端部分に搭載する例である。この場合には、主衛星３の下段に３機程度の第１衛星２ａを周方向に放出するように搭載するのが限界であった。
図１（Ｂ）は、主衛星３を搭載しない例である。この場合には、フェアリング１の頂部に４機の第１衛星２ａを機軸方向に放出するように搭載するのが限界であった。
すなわち、第１衛星２ａ（フェアリング内包絡域１ａの機軸直交断面に４機配置できる寸法の超小型衛星）は、上述のフェアリング内包絡域１ａに３〜４機を搭載するのが限界であった。
【００２０】
図１（Ｃ）は、第２衛星２ｂを搭載する例である。この場合は、第２衛星２ｂ（フェアリング内包絡域１ａの機軸直交断面に２機配置できる寸法の超小型衛星）は、上述のフェアリング内包絡域１ａに２機を機軸方向に放出するように搭載するのが限界であった。
【００２１】
図２は、本発明の第１実施形態の衛星搭載放出機構１０を備えた宇宙機１００の側面図である。
この図において、宇宙機１００は、衛星搭載放出機構１０とロケット結合構造３４を備え、ロケット上段３２に搭載する。
【００２２】
衛星搭載放出機構１０は、この例では複数（８機）の第１衛星２ａをロケットのフェアリング内に搭載し、宇宙空間において第１衛星２ａを放出する機構である。
【００２３】
ロケット結合構造３４は、この図において、ロケット上段３２に取り付けられている。
【００２４】
ロケット結合構造３４は、ロケット上段３２から電力の供給と作動信号を受け、分離機構１４や回転駆動装置２０（後述する）を制御する制御装置３５を内部に搭載する。制御装置３５は、衛星２の搭載位置から衛星同士の衝突を回避可能な放出位置まで、衛星搭載プレート１２（後述する）を回転させる。
また、ロケット結合構造３４は内部に搭載した制御装置３５により、機軸Ｚ−Ｚに対する衛星２の放出角度を可変調整する。
【００２５】
この図において、衛星搭載放出機構１０は、衛星搭載プレート１２、回転軸１６、及び回転駆動装置２０を備える。
【００２６】
図３は、図２の主要部拡大図である。
この図において、衛星搭載プレート１２は、衛星２の搭載位置においてロケットの機軸Ｚ−Ｚに直交する仮想平面１１の両側にそれぞれ複数の衛星２を着脱可能に保持する。
「衛星２の搭載位置」とは、ロケットの打ち上げ時において衛星２が搭載される位置を意味する。
【００２７】
衛星搭載プレート１２は、この図において、仮想平面１１の上側と下側に位置する第１支持プレート１２Ａと第２支持プレート１２Ｂとを有する。
第１支持プレート１２Ａと第２支持プレート１２Ｂは、仮想平面１１に対して対称であるのがよい。
また、衛星搭載プレート１２は、仮想平面１１の両側に設けられた複数の分離機構１４を有する。
【００２８】
図４は、図３のＡ−Ａ矢視図である。
この図において、機軸Ｚ−Ｚに直交しかつ機軸Ｚ−Ｚを中心Ｏとして互いに直交する２軸をＸ軸とＹ軸とする。
この図において、第１支持プレート１２Ａは、Ｘ軸とＹ軸の両方に沿った稜線１３ａを有し、法線が互いに外方に傾斜した４つの傾斜面１３を有する。４つの傾斜面１３には、それぞれ１つずつ（計４つ）の分離機構１４が設けられている。
分離機構１４は、それぞれ衛星２（第１衛星２ａ）を着脱可能に保持する。分離機構１４は、例えば周知のマルマンバンド等の分離機構であり、衛星２を所定の搭載位置に強固に保持し、火工品又はモータの作動により分離を行い、衛星２を放出させるようになっている。
なお、支持プレート１２は、軽量化のため分離機構１４を搭載できる限りで、小さく設定されている。
【００２９】
それぞれの分離機構１４は、第１衛星２ａの上面（破線で示す）を機軸Ｚ−Ｚの先端側（図２の上側）に向け、かつそれぞれの放出方向が傾斜面１３の法線方向に向くように設定されている。
また４つの傾斜面１３の法線同士のなす角度は、衛星同士の好ましいフライアウト角に設定されている。フライアウト角は、例えば５〜１０°程度である。
なお、この例において、４機の第１衛星２ａの各側面は、Ｘ軸又はＹ軸に平行に位置し、かつ互いに間隔を隔てている。
【００３０】
上述した構成により、第１支持プレート１２Ａに４機の第１衛星２ａを搭載することができ、かつ４機の第１衛星２ａを、衛星同士の衝突を防止して放出することができる。
【００３１】
図３において、第１支持プレート１２Ａと第２支持プレート１２Ｂは、仮想平面１１の上側と下側である点を除き、同一の構成を有する。
従って、回転駆動装置２０により仮想平面１１の上側と下側を反転させることにより、第２支持プレート１２Ｂに４機の第１衛星２ａを搭載することができ、かつ４機の第１衛星２ａを、衛星同士の衝突を防止して放出することができる。
【００３２】
図１０は、分離機構１４の一例を示す説明図である。
この図において、（Ａ）は図３の分離機構１４の拡大図、（Ｂ）は（Ａ）のＢ−Ｂ断面図、（Ｃ）は（Ｂ）のＣ部拡大図、（Ｄ）は（Ｃ）の作動説明図である。
【００３３】
この例において、分離機構１４は、傾斜面１３に固定された第１連結部４ａ、衛星２に固定された第２連結部４ｂ、複数のコマ５ａ、及びバンド５ｂを有する。
【００３４】
図１０（Ｃ）において、第１連結部４ａと第２連結部４ｂは、リング状でありその半径方向外方にテーパ面を有する。複数のコマ５ａは、その内方に第１連結部４ａと第２連結部４ｂのテーパ面を軸方向に挟むテーパ面を有する。複数のコマ５ａは、分離機構１４の中心軸を中心に複数配置される。
バンド５ｂは、薄い板状であり、複数のコマ５ａの外周面を囲み、所定の張力で複数のコマ５ａを半径方向内方に付勢し、第１連結部４ａと第２連結部４ｂを強固に固定する。
この構成により、衛星２を所定の搭載位置に強固に保持することができる。
【００３５】
バンド５ｂは、その周方向の端部で例えばピン（図示せず）で連結されており、火工品又はモータにより、ピンを引き抜くことにより、図１０（Ｄ）に示すように、バンド５ｂの連結部が外れ、バンド５ｂは外方に外れる。
また、図示しないバネにより第１連結部４ａに対し第２連結部４ｂが分離する方向に付勢されており、バンド５ｂが外れると、複数のコマ５ａも一緒に外方に外れ、第２連結部４ｂが第１連結部４ａから分離される。これにより、衛星２が放出される。
【００３６】
図３において、回転軸１６は、衛星搭載プレート１２に固定され、仮想平面１１において機軸Ｚ−Ｚに直交する軸心Ｙａを有する。
回転駆動装置２０は、回転軸１６を軸心Ｙａを中心に回転駆動する。
【００３７】
図３と図４において、回転駆動装置２０は、１対の支柱２２と回転アクチュエータ２４を有する。
【００３８】
１対の支柱２２は、衛星搭載プレート１２及び衛星２の回転領域Ｃの外側に位置する。
回転領域Ｃは、衛星搭載プレート１２が、軸心Ｙａを中心に回転する際に、衛星搭載プレート１２及び衛星２が通過する範囲を意味する。
【００３９】
図３において、１対の支柱２２は、ロケット結合構造３４の上部に固定された支持板１５（もしくはロケット結合構造３４と一体化されたフランジ）に下端が固定され、衛星搭載プレート１２及び衛星２の外側において機軸方向に延びる。
また、支柱２２には、回転軸１６の両端を回転可能に支持する軸受２３（図４参照）が固定されている。
【００４０】
図３において、回転アクチュエータ２４は、支柱２２に固定され、回転軸１６を回転駆動する。
回転アクチュエータ２４は、数値制御可能なステッピングモータと減速機を有することが好ましい。
【００４１】
図３において、衛星搭載放出機構１０は、さらに、衛星搭載プレート１２の回転を搭載位置に解除可能に固定するロック機構２６を備える。
ロック機構２６は、この例では支柱２２に固定され衛星搭載プレート１２に挿入したピンを引き抜くピン引抜き装置（「ピンプーラ」と呼ばれる）である。
なお、ロック機構２６は、ロケットの打ち上げ時に衛星２を搭載位置に保持し、必要時に火工品又はモータで開放可能である限りで、ピンプーラ以外であってもよい。
【００４２】
図５は、本発明の第１実施形態による第１衛星２ａの放出状態を示す模式図である。
本発明の第１実施形態によれば、衛星搭載プレート１２が、仮想平面１１の両側にそれぞれ４機の第１衛星２ａを保持するので、従来より多い８機の第１衛星２ａをフェアリング内に搭載することができる。
【００４３】
また、図５に示すように、回転駆動装置２０により衛星搭載プレート１２を回転軸１６の軸心Ｙａを中心に回転させることができ、この回転により、仮想平面１１の両側に保持された８機の第１衛星２ａの放出方向をそれぞれ設定することができる。
すなわち回転駆動装置２０は、ロケット結合構造３４に搭載した制御装置３５により、機軸Ｚ−Ｚに対する第１衛星２ａの放出角度を可変調整可能に構成されている。
【００４４】
従って、８機の第１衛星２ａを衛星同士の衝突を防止して放出することができ、かつ８機の第１衛星２ａの放出角度を可変調整できる。
【００４５】
図６は、本発明の第２実施形態の衛星搭載放出機構１０を備えた宇宙機１００の側面図である。
この例において、衛星搭載放出機構１０は、複数（４機）の第２衛星２ｂをロケットのフェアリング内に搭載し、宇宙空間において第２衛星２ｂを放出する機構である。
以下、第１実施形態との相違点を説明する。その他の構成は、第１実施形態と同様である。
【００４６】
図７は、図６の主要部拡大図であり、図８は、図７のＡ−Ａ矢視図である。
【００４７】
図８において、第１支持プレート１２Ａは、Ｙ軸に沿った稜線１３ａを有し、法線が互いに外方に傾斜した２つの傾斜面１３を有する。２つの傾斜面１３には、それぞれ１つずつ（計２つ）の分離機構１４が設けられている。
なお、支持プレート１２は、軽量化のため分離機構１４を搭載できる限りで、小さく設定されている。
【００４８】
それぞれの分離機構１４は、第２衛星２ｂの上面（破線で示す）を機軸Ｚ−Ｚの先端側（図７の上側）に向け、かつそれぞれの放出方向が傾斜面１３の法線方向に向くように設定されている。
また２つの傾斜面１３の法線同士のなす角度は、衛星同士の好ましいフライアウト角（例えば５〜１０°程度）に設定されている。
なお、この例において、２機の第２衛星２ｂの隣接する側面は、Ｙ軸に平行に位置し、かつ互いに間隔を隔てている。
【００４９】
上述した構成により、第１支持プレート１２Ａに２機の第２衛星２ｂを搭載することができ、かつ２機の第２衛星２ｂを、衛星同士の衝突を防止して放出することができる。
図７において、第１支持プレート１２Ａと第２支持プレート１２Ｂは、仮想平面１１の上側と下側である点を除き、同一の構成を有する。
【００５０】
図９は、本発明の第２実施形態による第２衛星２ｂの放出状態を示す模式図である。
本発明の第２実施形態によれば、衛星搭載プレート１２が、仮想平面１１の両側にそれぞれ２機の第２衛星２ｂを保持するので、従来より多い４機の第２衛星２ｂをフェアリング内に搭載することができる。
【００５１】
また、図９に示すように、回転駆動装置２０により衛星搭載プレート１２を回転軸１６の軸心Ｙａを中心に回転させることができ、この回転により、仮想平面１１の両側に保持された第２衛星２ｂの放出方向をそれぞれ設定することができる。
すなわち回転駆動装置２０は、ロケット結合構造３４に搭載した制御装置３５により、機軸Ｚ−Ｚに対する第２衛星２ｂの放出角度を可変調整可能に構成されている。
【００５２】
従って、第２衛星２ｂを衛星同士の衝突を防止して放出することができ、かつ第２衛星２ｂの放出角度を可変調整できる。
【００５３】
また、本発明の実施形態によれば、回転アクチュエータ２４を数値制御可能なステッピングモータで構成し、回転軸１６をステッピングモータで回転させることで衛星２の放出方向を決定し、個々の衛星２を放出したい方向に順次分離することができる。
また、ロケットの打ち上げ時には、ロック機構２６（例えばピンプーラ）によりロンチロック（回転固定）しておき、衛星２の分離放出時に解除することで、衛星搭載放出機構１０の誤動作を防止できる。
【００５４】
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】
【００５５】
Ｃ  回転領域、Ｙａ  軸心、Ｚ−Ｚ  機軸、１  フェアリング、
１ａ  フェアリング内包絡域、２  衛星、２ａ  第１衛星、２ｂ  第２衛星、
３  主衛星、４ａ  第１連結部、４ｂ  第２連結部、５ａ  コマ、５ｂ  バンド、
１０  衛星搭載放出機構、１１  仮想平面、１２  衛星搭載プレート、
１２Ａ  第１支持プレート、１２Ｂ  第２支持プレート、１３  傾斜面、
１３ａ  稜線、１４  分離機構、１５  支持板（フランジ）、１６  回転軸、
２０  回転駆動装置、２２  支柱、２３  軸受、２４  回転アクチュエータ、
２６  ロック機構、３２  ロケット上段、３４  ロケット結合構造、
３５  制御装置、１００  宇宙機
【図１】
2018079781.tif 000003
【図２】
2018079781.tif 000004
【図３】
2018079781.tif 000005
【図４】
2018079781.tif 000006
【図５】
2018079781.tif 000007
【図６】
2018079781.tif 000008
【図７】
2018079781.tif 000009
【図８】
2018079781.tif 000010
【図９】
2018079781.tif 000011
【図１０】
2018079781.tif 000012