(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、フェアリング１の頂部側と基部側にロケットの機軸Ｚ−Ｚに沿って間隔を隔てて位置する第１支持プレート１２Ａ及び第２支持プレート１２Ｂと、第１支持プレート１２Ａに設けられ複数の衛星２を着脱可能に保持する複数の第１分離機構１４Ａと、第２支持プレート１２Ｂに設けられ、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、複数の衛星２を着脱可能に保持する複数の第２分離機構１４Ｂ及びそれを展開可能な展開機構１６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
2018079780.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、
前記フェアリングの頂部側と基部側に前記ロケットの機軸に沿って間隔を隔てて位置する第１支持プレート及び第２支持プレートと、
前記第１支持プレートに設けられ、複数の前記衛星を着脱可能に保持する複数の第１分離機構と、
前記第２支持プレートに設けられ、前記衛星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、複数の前記衛星を着脱可能に保持する複数の第２分離機構及びそれを展開可能な展開機構と、を備える衛星搭載放出機構。
【請求項２】
前記展開機構は、互いに平行な内端面と外端面を有し前記第２分離機構が固定された複数の多角平板と、
複数の前記内端面を同時に前記機軸に沿って移動する移動機構と、を有し、
前記内端面は前記機軸に沿って移動可能であり、前記外端面は前記機軸に直交する面に沿って移動可能である、請求項１に記載の衛星搭載放出機構。
【請求項３】
前記移動機構は、前記機軸に沿って位置し、前記機軸を中心に回転駆動されるねじ部材と、
前記ねじ部材と螺合し、複数の前記内端面を前記機軸に沿って移動可能なナット部材と、を有する、請求項２に記載の衛星搭載放出機構。
【請求項４】
さらに、前記第１支持プレートと前記第２支持プレートを互いに連結する連結部材を有し、
前記連結部材は、前記第２支持プレートに搭載される複数の前記衛星の前記搭載位置から前記放出位置までの展開領域の外側で、前記第１支持プレートと前記第２支持プレートに連結されている、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】
前記第１支持プレートは、法線が互いに外方に傾斜した複数の傾斜面を有し、
前記第１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１乃至４のいずれか一項に記載の衛星搭載放出機構。
【請求項６】
前記展開機構は、前記機軸に対する前記衛星の放出角度を、所定の角度範囲で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、
前記展開機構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衛星同士の衝突を回避可能な前記放出位置まで、前記第２分離機構を展開させる、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、
前記フェアリングの頂部側と基部側に前記ロケットの機軸に沿って間隔を隔てて位置する第１支持プレート及び第２支持プレートと、
前記第１支持プレートに設けられ、複数の前記衛星を着脱可能に保持する複数の第１分離機構と、
前記第２支持プレートに設けられ、前記衛星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、複数の前記衛星を着脱可能に保持する複数の第２分離機構及びそれを展開可能な展開機構と、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、ロケットの機軸に沿って間隔を隔てて位置する第１支持プレート及び第２支持プレートを備えるので、複数の支持プレートにそれぞれ複数の衛星を搭載することができ、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。
また、展開機構により、衛星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、複数の衛星を着脱可能に保持する複数の第２分離機構を展開できるので、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】
【００１２】
【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Ａ−Ａ矢視図である。
【図４】図２のＢ−Ｂ矢視図である。
【図５】図４のＣ−Ｃ線における断面図である。
【図６】図４のＤ−Ｄ線における断面図である。
【図７】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８】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９】図８のＡ−Ａ矢視図（Ａ）とＢ−Ｂ矢視図（Ｂ）である。
【図１０】図９（Ｂ）のＣ−Ｃ線における断面図である。
【図１１】図９（Ｂ）のＤ−Ｄ線における断面図である。
【図１２】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１３】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】
【００１３】
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。
【００１４】
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。
【００１５】
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。
【００１６】
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。
【００１７】
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。
【００１８】
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。
【００１９】
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。
【００２０】
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。
【００２１】
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。
【００２２】
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、展開機構１６や分離機構１４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、第２分離機構１４Ｂを展開させる。
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、所定の角度範囲で可変調整する。
【００２３】
この図において、衛星搭載放出機構１０は、複数の支持プレート１２、複数の分離機構１４、及び展開機構１６を備える。
複数の分離機構１４は、複数の第１分離機構１４Ａと、複数の第２分離機構１４Ｂと、を有する。以下、区別が必要な場合を除き、一方又は両方を単に「分離機構１４」と呼ぶ。
展開機構１６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、複数の第２分離機構１４Ｂを展開可能に構成されている。
「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。なお、展開機構１６の詳細は後述する。
【００２４】
複数の支持プレート１２は、ロケットの機軸Ｚ−Ｚに沿って間隔を隔てて位置する。この例では、支持プレート１２は、フェアリング１の頂部側（図で上側）と基部側（図で下側）にそれぞれ位置する第１支持プレート１２Ａと第２支持プレート１２Ｂとからなる。
【００２５】
図３は、図２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）の第１分離機構１４Ａが設けられている。
分離機構１４（第１分離機構１４Ａと第２分離機構１４Ｂ）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、第１支持プレート１２Ａは、軽量化のため第１分離機構１４Ａを搭載できる限りで、小さく設定されている。
【００２６】
それぞれの第１分離機構１４Ａ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。
【００２７】
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。
【００２８】
図１３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。
【００２９】
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。
【００３０】
図１３（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。
【００３１】
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１３（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。
【００３２】
図４は、図２のＢ−Ｂ矢視図である。
この図において、第２支持プレート１２Ｂは、機軸Ｚ−Ｚに直交する中空円板もしくはロケット結合構造３４と一体化されたフランジである。
複数の第２分離機構１４Ｂ及びそれを展開可能な展開機構１６は、第２支持プレート１２Ｂに設けられている。
この図において、展開機構１６は、スライドテーブル１７を有する。スライドテーブル１７は、この例では、機軸Ｚ−Ｚに直交しかつ互いに直交する１対のレール１７ａと１対のレール１７ｂからなる。
１対のレール１７ａはＸ方向に延び、１対のレール１７ｂはＹ方向に延びる。
【００３３】
展開機構１６は、さらに、互いに平行な内端面１８ａと外端面１８ｂを有し第２分離機構１４Ｂが固定された４枚の多角平板１８を有する。
この例において、多角平板１８は、矩形と三角形の組合せからなる変形６角形であり、全体として内端面１８ａを頂点、外端面１８ｂを底辺とする疑似三角板である。
以下、多角平板１８を「疑似三角板１８」、内端面１８ａを「頂点１８ａ」、外端面１８ｂを「底辺１８ｂ」と呼ぶ。
頂点１８ａ（内端面１８ａ）は、機軸Ｚ−Ｚに沿って移動可能であり、底辺１８ｂ（外端面１８ｂ）は、レール１７ａ，１７ｂの軸に沿って移動可能に構成されている。
【００３４】
図４において、第２支持プレート１２Ｂに搭載される４機の第１衛星２ａは、その上面（破線で示す）が機軸Ｚ−Ｚの先端側（図２の上側）に向いている。また、４機の第１衛星２ａの各側面は、Ｘ軸又はＹ軸に対し４５°をなす方向に位置し、かつ互いに間隔を隔てている。
【００３５】
図５は、図４のＣ−Ｃ線における断面図である。
図４と図５において、衛星搭載放出機構１０は、第１支持プレート１２Ａと第２支持プレート１２Ｂを互いに連結する連結部材１１を有する。
連結部材１１は、第２支持プレート１２Ｂに搭載される４機の第１衛星２ａの搭載位置から放出位置までの展開領域の外側で、第１支持プレート１２Ａと第２支持プレート１２Ｂを連結する。
この例において、連結部材１１は、４枚の平板であり、中心部を除く４機の第１衛星２ａの間に放射状に配置されている。
なお、連結部材１１は、第１支持プレート１２Ａと第２支持プレート１２Ｂを連結する限りで、その他の形状及び位置であってもよい。
【００３６】
図６は、図４のＤ−Ｄ線における断面図である。
この図において、展開機構１６は、複数の頂点１８ａ（内端面１８ａ）を同時に機軸Ｚ−Ｚに沿って移動する移動機構２０を有する。
【００３７】
移動機構２０は、ねじ部材（雄ねじ部材）２２とナット部材（雌ねじ部材）２４とを有する。
ねじ部材２２は、好ましくはボールねじであり、機軸Ｚ−Ｚに沿って位置し、単一のモータ２６により機軸Ｚ−Ｚを中心に回転駆動される。なお、ねじ部材２２は、ボールねじに限定されず、固体潤滑油を塗布した角ねじであってもよい。
ナット部材２４は、ボールねじ（又は角ねじ）と螺合する。また、ナット部材２４の外周部には、この例で４つの疑似三角板１８の頂点１８ａが機軸Ｚ−Ｚに直交するＸ方向又はＹ方向の回転軸を中心に回転可能な状態に取り付けられている。この構成により、ねじ部材２２の回転に伴うナット部材２４のＺ方向の移動により複数の頂点１８ａを機軸Ｚ−Ｚに沿って同時に移動することができる。
また、この例で４つ疑似三角板１８の底辺１８ｂは、レールと嵌合するスライド金具１９を介して、１対のレール１７ａ又は１対のレール１７ｂに沿って移動可能であり、かつ機軸Ｚ−Ｚに直交するＸ方向又はＹ方向の回転軸を中心に回転可能に取り付けられている。
【００３８】
上述した構成により、単一のモータ２６によりねじ部材２２を回転駆動することにより、４つの疑似三角板１８の頂点１８ａを同時に図で上方に持ち上げて、疑似三角板１８及び第１衛星２ａを破線で示すように傾けることができる。
また、この例において、疑似三角板１８の頂点１８ａは、レール１７ａ，１７ｂの近傍から第１支持プレート１２Ａの近傍まで移動可能であり、底辺１８ｂは、レール１７ａ，１７ｂの外端近傍から中心近傍まで移動可能である。
【００３９】
従って、この構成により、機軸Ｚ−Ｚに対する第１衛星２ａの放出角度を、約４０°〜約７０°の範囲で自由に設定できる。
すなわち展開機構１６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、所定の角度範囲で可変調整可能に構成されている。
なお、予め頂点１８ａがボールねじ（又は角ねじ）の途中で停止するように、例えばねじの終端を設ける等して構成し、予め設定した放出角度（例えば、４５°）で複数の第１衛星２ａを放出するようにしてもよい。
【００４０】
図７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。
上述した第１実施形態によれば、１つのモータ２６のみでボールねじを回し、４枚の疑似三角板１８の頂点１８ａを同時に持ち上げて傾けることで４機の第１衛星２ａの放出角度を同時に設定でき、かつ展開機構１６の作動信頼性を高めることができる。
【００４１】
図８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、この例では複数（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。
【００４２】
図９は、図８のＡ−Ａ矢視図（Ａ）とＢ−Ｂ矢視図（Ｂ）である。
【００４３】
図９（Ａ）において、第１支持プレート１２Ａは、Ｘ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）の第１分離機構１４Ａが設けられている。
なお、第１支持プレート１２Ａは、軽量化のため第１分離機構１４Ａを搭載できる限りで、小さく設定されている。
【００４４】
それぞれの第１分離機構１４Ａ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、Ｘ軸に平行に位置し、かつ互いに間隔を隔てている。
【００４５】
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。
【００４６】
図９（Ｂ）において、展開機構１６は、機軸Ｚ−Ｚに直交しかつＸ方向に延びる１対のレール１７ａを有する。
展開機構１６は、さらに、互いに平行な頂点１８ａと底辺１８ｂを有し第２分離機構１４Ｂが固定された２枚の疑似三角板１８を有する。
頂点１８ａは、機軸Ｚ−Ｚに沿って移動可能であり、底辺１８ｂは、レール１７ａの軸に沿って移動可能に構成されている。
【００４７】
図９（Ｂ）において、第２支持プレート１２Ｂに搭載される２機の第２衛星２ｂは、その上面（破線で示す）を機軸Ｚ−Ｚの先端側（図８の上側）に向け、２機の第２衛星２ｂの隣接する側面は、Ｙ軸方向に位置し、かつ互いに間隔を隔てている。
【００４８】
図１０は、図９（Ｂ）のＣ−Ｃ線における断面図である。
図９（Ｂ）と図１０において、連結部材１１は、４枚の平板であり、２機の第２衛星２ｂの搭載位置から放出位置までの展開領域の外側に配置されている。
図９（Ｂ）において、連結部材１１は、横方向の剛性を高めるため、Ｖ字形に配置されている。なお、連結部材１１の配置は、Ｖ字形に限定されず、展開領域に干渉しない限りで、その他の配置であってもよい。
【００４９】
図１１は、図９（Ｂ）のＤ−Ｄ線における断面図である。
ナット部材２４の外周部には、この例で２つの疑似三角板１８の頂点１８ａが機軸Ｚ−Ｚに直交するＹ方向の回転軸を中心に回転可能な状態に取り付けられている。この構成により、ねじ部材２２の回転に伴うナット部材２４のＺ方向の移動により２つの頂点１８ａを機軸Ｚ−Ｚに沿って同時に移動することができる。
また、この例で２つ疑似三角板１８の底辺１８ｂは、レールと嵌合するスライド金具１９を介して、１対のレール１７ａに沿って移動可能であり、かつ機軸Ｚ−Ｚに直交するＹ方向の回転軸を中心に回転可能に取り付けられている。
【００５０】
上述した構成により、単一のモータ２６によりねじ部材２２を回転駆動することにより、２つの疑似三角板１８の頂点１８ａを同時に機軸Ｚ−Ｚに沿って、図で上方に持ち上げて、疑似三角板１８及び第２衛星２ｂを破線で示すように傾けることができる。これにより、機軸Ｚ−Ｚに対する第２衛星２ｂの放出角度を、約４０°〜約７０°の範囲で自由に設定できる。
すなわち展開機構１６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、所定の角度範囲で可変調整可能に構成されている。
【００５１】
図１２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。
上述した第２実施形態によれば、１つのモータ２６のみでボールねじを回し、４枚の疑似三角板１８の頂点１８ａを同時に持ち上げて傾けることで２機の第２衛星２ｂの放出角度を同時に設定でき、かつ展開機構１６の作動信頼性を高めることができる。
【００５２】
上述したように、本発明の実施形態によれば、機軸Ｚ−Ｚに沿って間隔を隔てて位置する第１支持プレート１２Ａ及び第２支持プレート１２Ｂを備えるので、複数の支持プレート１２にそれぞれ複数の衛星２を搭載して、従来より多くの衛星２をフェアリング内に搭載することができる。
また、展開機構１６により、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、複数の衛星２を着脱可能に保持する複数の第２分離機構１４Ｂを展開できるので、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２の放出角度を可変調整できる。
【００５３】
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】
【００５４】
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  連結部材、１２  支持プレート、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、
１４Ａ  第１分離機構、１４Ｂ  第２分離機構、１６  展開機構、
１７  スライドテーブル、１７ａ，１７ｂ  レール、１８  多角平板（疑似三角板）、
１８ａ  内端面（頂点）、１８ｂ  外端面（底辺）、１９  スライド金具、
２０  移動機構、２２  ねじ部材（雄ねじ部材）、２４  ナット部材（雌ねじ部材）、
２６  モータ、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】
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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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