(57)【要約】  本発明は、宇宙打ち上げロケット（２）で少なくとも一時的に輸送されることを企図された推進ベイ（１）に関するものであり、ベイ（１）に少なくとも一時的に搭載された少なくとも一つのシステムと協働するアダプタ（３）が含まれており、システムが電源を含んでいる。ベイは、システムの電源によって給電され得る少なくとも一つの電気宇宙推進エンジンも含むことを特徴とする。
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
宇宙打ち上げロケット（２）で少なくとも一時的に輸送されることを企図された推進ベイ（１）であって、
−  前記推進ベイ（１）に一時的に搭載され電源を有する少なくとも一つのシステム（６、７、８）と協働するアダプタ（３、４、５）であって、前記アダプタが内部空間（５１）内に搭載される第１システム（６）を受ける前記内部空間（５１）を有するキャリア構造（５）を含み、前記キャリア構造（５）が、搭載された第２システム（７）と協働する端部（５２）を含み、前記アダプタ（４）が追加の液体宇宙推進システム又は固体宇宙推進システムを形成する搭載された第３システム（８）と協働するのに適しており、前記システム（６、７、８）が電源（９）を有している、アダプタ（３、４、５）と、
−  前記システム（６、７、８）の前記電源（９）によって給電されるのに適した少なくとも一つの電気宇宙推進エンジン（１０）と、
を備えた推進ベイ（１）。
【請求項２】
前記第１システム（６）及び／又は前記第２システム（７）が人工衛星を形成する、請求項１に記載のベイ。
【請求項３】
前記キャリア構造（５）が開口部（５３）を有し、前記開口部は、人工衛星を形成する前記第１システム（６）の前記電源（９）のソーラパネル（１１）の前記開口部を介した展開に適している、請求項２に記載のベイ。
【請求項４】
・  宇宙打ち上げロケット（２）で少なくとも一時的に輸送されることを企図された推進ベイ（１）であって、
−  内部空間（５１）を有するキャリア構造（５）と、
−  電源（９）によって給電される少なくとも一つの電気宇宙推進エンジン（１０）と、
を含む推進ベイ（１）と、
・  前記キャリア構造（５）の前記内部空間（５１）に一時的に搭載される人工衛星を形成し、かつ、前記ベイ（１）の前記電気エンジン（１０）に給電する電源（９）を有する第１システム（６）と、
を備えたアセンブリ。
【請求項５】
前記電源（９）がソーラパネルを含み、前記キャリア構造（５）が前記ソーラパネル（１１）の展開に適した開口部（５３）を有する、請求項４に記載のアセンブリ。
【請求項６】
前記電源（９）が、原子力発電機を含む、請求項４に記載のアセンブリ。
【請求項７】
前記ベイ（１）が追加の液体宇宙推進システム又は固体宇宙推進システムを形成する搭載システム（８）を含む、請求項４から６のうちのいずれか一項に記載のアセンブリ。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、宇宙打ち上げロケットで少なくとも一時的に輸送されることを目的とする推進ベイであって、ベイに少なくとも一時的に搭載された、少なくとも一つのシステムと協働するアダプタを含み、システムが電源を含む推進ベイに関する。
【背景技術】
【０００２】
図１に示すように、宇宙打ち上げロケット２は、機器６又は７及び推進手段２３０が固着される少なくとも一つの装置ベイ１６を少なくとも一時的に輸送することが知られている。
【０００３】
装置ベイ１６は、少なくとも一時的にベイ１６に搭載されるシステム６と少なくとも協働するアダプタ３、４を含む。搭載されるシステム６は、一般的に人工衛星を形成する。
【０００４】
システム６を宇宙に送り込み、かつそれを軌道に乗せるために、打ち上げロケット２は従来、幾つかの段すなわち、
−  既知の固体燃料推進力によるブースタ２１０を含む離昇段２１と、
−  既知の液体燃料推進力によるエンジン２２０を含む下部極低温段２２と、
−  既知の液体燃料推進力によるエンジン２３０を含む上部極低温段２３と、
−  フェアリング１３によって内部にシステム６が保護されて設置される打ち上げ段２４と、
を含む。
【０００５】
図２で、段２１及び２２が、打ち上げロケット２の離昇のために最初に点火され（Ｅ１）、かつその後、地球の大気圏を離れる時に、段２２のみが維持される（Ｅ２）こと（段２１は、次に段２２から分離する）が見られる。フェアリング１３は、重く（概して１．７トン）、かつこれ以降、使い途がないので（高度約６９ｋｍには、いかなる大気ももはやない）、次に打ち上げロケット２から分離され（Ｅ３）、次に段２３は、段２２から分離するステップ（Ｅ４）の後、推進を引き継ぐ（Ｅ５）。一旦、段２３のエンジン２３０が打ち切られると、システム６は、後で装置ベイ１６から分離され（Ｅ６）、かつ軌道に乗せられる。
【０００６】
しかしながら既知の先行技術は、不都合を有する。
【０００７】
段２３のエンジン２３０は、液体推進剤によるエンジンであり、かつ使用柔軟性をほとんど有さない（いかなる動作打ち切りも、最終的である）。エンジン２３０が、化学燃料を使用するので、打ち上げロケット２のペイロード（すなわち打ち上げロケット２によって（かつ特に装置ベイ１６によって）輸送される、決められたミッションを果たすことを目的とする装置（特にシステム６及び７））が限定され、かつ単一の軌道に乗せられるのみである。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
本発明により、これら不都合の少なくとも一つを克服することが可能である。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
このために、第１の態様によれば、本発明は、宇宙打ち上げロケットで少なくとも一時的に輸送されることを目的とする推進ベイであって、少なくとも一時的にベイに搭載された少なくとも一つのシステムと協働するアダプタを含み、システムが、電源を含む推進ベイを提案する。
【００１０】
本発明の推進ベイは、システムの電源によって給電されるように構成された、少なくとも一つの電気宇宙推進エンジンを更に含むことを特徴とする。
【００１１】
第１の態様によれば、本発明は、次の特性を単独で又はそのいずれかの可能な技術的組み合わせで用いることによって好適に完成される。
−  アダプタは、その中に搭載される第１システムを受ける内部空間を有するキャリア構造を含む。
−  キャリア構造は、搭載された第２システムと協働する一端を含む。
−  第１システム及び／又は第２システムは、人工衛星を形成する。
−  キャリア構造は、ソーラパネルの展開に適した開口部を有し、該開口部を介して人工衛星を形成する第１システムに給電する。
−  アダプタは、追加の液体宇宙推進システム又は固体宇宙推進システムを形成する搭載された第３システムと協働するように構成される。
【００１２】
第２の態様によれば、本発明は、宇宙打ち上げロケットで少なくとも一時的に輸送されることを企図された推進ベイであって、内部空間を有するキャリア構造と、電源によって給電されるように構成された少なくとも一つの電気宇宙推進エンジンと、キャリア構造の内部空間に少なくとも一時的に搭載され、かつ、ベイの電気エンジンに給電するように構成された電源を有する人工衛星を形成する第１システムとを含む推進ベイを含むことを特徴とするアセンブリを提案する。
【００１３】
第２の態様によれば、本発明は、次の特性を単独で又はそのいずれかの可能な技術的組み合わせで用いることによって好適に完成される。
−  電源はソーラパネルを含み、かつキャリア構造はソーラパネルの展開に適した開口部を有する。
−  電源は原子力発電機を含む。
−  ベイは、追加の液体宇宙推進システム又は固体宇宙推進システムを形成する搭載システムを含む。
【００１４】
本発明は、多数の利点を有する。
【００１５】
本出願の導入部に示した既知の先行技術と比較して、本発明は、追加の推進ベイを設ける。
【００１６】
本発明により、低推力であるが非常に良好な性能を有する少なくとも一つの電気宇宙推進エンジンを使用するので、使用柔軟性を有する推進力を提供することが、それ故に可能である。
【００１７】
本発明は、ベイの前述の電気エンジンに給電するためにベイに搭載されたシステムの電源の使用を可能にするので、打ち上げロケット内での資源の相互扶助化を可能にする。それ故にベイ上の重量上昇は、ペイロード増加に変換できる。
【００１８】
本発明により、打ち上げロケットのペイロードを増加させ、かつ特にはベイに搭載されたシステムの重量、特には人工衛星の重量を増加させることがそれ故に可能である。
【００１９】
本発明の他の特性、目的及び利点は、専ら例証となりかつ非限定的であり、かつ添付図面と併せて読まれるべき以下の記載から明らかになる。
【図面の簡単な説明】
【００２０】
【図１】既知の打ち上げロケットを概略的に示す（すでに注釈を加えた）。
【図２】既知の打ち上げロケットの打ち上げモードを概略的に示す（すでに注釈を加えた）。
【図３】斜視図で、部分的に透明な、本発明によるベイの図を概略的に示す。
【図４】斜視図で、部分的に透明な、本発明によるベイの図を概略的に示す。
【図５】図３及び図４によるベイの俯瞰図を概略的に示す。
【図６】図３及び図４によるベイの下側の図を概略的に示す。
【図７】図３から図６によるベイで使用できる電気宇宙推進エンジンの一つの可能な実施態様を概略的に示す。
【図８】図３から図６のいずれかによるベイの電気エンジンの、ベイに搭載されたシステムによる、給電のための可能な電気実装を概略的に示す。
【図９】本発明によるベイのアダプタの側面図を概略的に示す。
【図１０】斜視図で、部分的に透明な、図９によるアダプタの詳細を概略的に示す。
【図１１】本発明によるベイの可能なアダプタの分解組立図を概略的に示す。
【図１２】本発明によるベイに搭載されたシステムの電源の展開したソーラパネルを概略的に示す。
【図１３】本発明によるベイの追加の推進力を形成する、搭載システムの可能なオプションを概略的に示す。
【図１４】ベイアダプタの構造をベイの上部から分離するための弾性円筒体を概略的に示す。
【発明を実施するための形態】
【００２１】
全ての図において、同様の部分は、同じ参照番号を持つ。
【００２２】
図３から図１４は、本発明による推進ベイ１の一つの可能な実施態様を概略的に示す。
【００２３】
ベイ１は、打ち上げロケット２内に収容されることを目的とする。
【００２４】
先行技術を参照して示した打ち上げロケット２と比較して、ベイ１は、追加であり、かつ少なくとも一時的に、打ち上げロケット２内に装置ベイ１６のレベルで収容される。ベイ１を収容するために、打ち上げロケット２を適合させることは、必要でない。それ故にベイ１は、打ち上げロケット２内部のその収容に適した寸法を有し、それは概して直径数メートル及び高さ約１メートルである。この差を除き、ベイ１を少なくとも一時的に輸送する打ち上げロケット２は、本出願の導入部に与えられた説明に一致し、かつ明瞭さ及び簡潔さの理由で更に記載されない。
【００２５】
図３及び図４に示すように、ベイ１は実質的に平坦にした円筒形であり、かつ内部空間１２７を有するトロイドを形成してベイ１を２つの部分、すなわち上部外側部１２１と下部外側部１２２とに分離する周縁赤道帯１２を主に含む。
【００２６】
上部外側部１２１は、図５で更に明瞭に見られ、かつ下部外側部１２２は、図６に見られる。
【００２７】
内部空間１２７の下部周縁部は、例えばベイ１を制御及び誘導する搭載コンピュータを含むケース１２６のような、装置搬送台を形成するリング１２３を含む。
【００２８】
それ故にベイ１は、非常に好適にはケース１２６に給電するために、低出力、例えば４キロワットのソーラパネル１５によって形成される電源１５も含む。パネル１５は、例えば合計２枚であり、かつ帯１２の周縁に直径方向に互いに対向して配設される。
【００２９】
ベイ１は、エンジン１２５を含み、液体燃料、例えば単元推進剤と、エンジン１２５の液体燃料リザーバ１２４とを使用する。
【００３０】
エンジン１２５は、以下のものを提供可能にする。
−  ベイ１を段２３から分離するために必要な追加の推進力、及び
−  前述の分離後の誘導のために、ベイ１の姿勢制御。
【００３１】
エンジン１２５は、好適には合計４つであり、かつベイ１の周縁に互いに等距離で配設され、エンジン１２５の一つが不具合の場合のエンジン１２５の重複性、及び姿勢制御中に効率的なジンバル効果を得る。
【００３２】
リザーバ１２４は、好適には形状が球形であり、かつ空間１２７内でリング１２３によって搬送される。
【００３３】
ベイ１は、少なくとも一つの搭載システム６、７又は８と協働するアダプタ３、４、５も主に含む。システム６、７又は８は、少なくとも一時的にベイ１に搭載される。
【００３４】
一つの好ましい実施態様によれば、アダプタ３、５は、上部１２１のレベルに位置決めされる。
【００３５】
図３及び図５で更に明瞭に見られる部分１２１は、周縁で実質的に平坦な円錐形で、中心部で平坦な上部構造１２１１を有する。
【００３６】
構造１２１１は、少なくとも一時的にベイ１に搭載される第１システム６の少なくとも下部と構造１２１１が形状を一致させることによって協働するように、その中心で、構造１２１１から突き出る円錐形のアダプタ３を受ける。
【００３７】
図９から図１１に示すように、アダプタ３、５は、実質的に円筒形の第１システム６を受ける内部空間５１を有するキャリア構造５も含む（図１０参照）。
【００３８】
キャリア構造５は、搭載された少なくとも一つの第２システム７と協働する一端５２も含む。
【００３９】
構造１２１１のレベルに位置決めされたアダプタ３、５のその部分と同様に、端部５２は、円錐形で構造から突き出し、搭載された第２システム７の下部と形状を一致させることを介して協働する。
【００４０】
全く従来のように、第１システム６は、人工衛星を形成し、及び／又は第２システム７は、人工衛星を形成する。この点において、第１システム６及び／又は第２システム７は、電源９を含む。
【００４１】
ベイ１は、システム６又は７の電源９によって給電されるように構成された少なくとも一つの電気宇宙推進エンジン１０も含む。非常に好適には、エンジン１０は、第１システム６及び／又は第２システム７の電源９によって専ら給電される。それ故に、ベイの前述の電気エンジンに電力を供給するためにベイに搭載されたシステムの電源の使用のため、打ち上げロケット内で資源の相互扶助化があることが理解されるであろう。それ故にベイ上の重量上昇は、打ち上げロケットのペイロード増加、特に搭載されたシステムの重量増加に変換できる。
【００４２】
図８に示すように、搭載システムの電源９は、直接的に又は例えば装置ベイ１２６に設置されたベイの電池Ｂを介して、変圧器Ｔを介してベイ１の電気エンジン１０に、電力移転のために、電気接続によって接続される。変圧器Ｔは、搭載システム上に位置決めできるか、又はベイ１上に直接設置しても良い。
【００４３】
図７に示すように、電気宇宙推進エンジン１０は、電界／磁界を生成し、かつ電界／磁界に敏感である燃料を宇宙に放出することによって宇宙推進力を引き起こすように構成される。
【００４４】
それ故にベイは、例えばトロイド形状の、帯１２の内部空間１２７に設置された燃料リザーバ１４も含む。それ故に燃料は、例えばキセノン、クリプトン又はアルゴンであっても良い。
【００４５】
エンジン１０は、例えば、
−  電熱推進力、及び／又は
−  電磁推進力（電磁気体プラズマ力学タイプ（ＭＰＤ）のスラスタ、又はローレンツ力を使用する加速器（ＬＦＡローレンツ力加速器））、及び／又は
−  動重力（無電極プラズマスラスタ−ＥＩＰＴ）、及び／又は
−  パルスプラズマ推進力（パルスプラズマスラスタ−ＰＰＴ）、及び／又は
−  イオン推進力（例えば電界放出電気推進力−ＦＥＥＰ、衝撃イオンスラスタ、高周波イオン化スラスタ、又はホール効果スラスタ（定常プラズマスラスタ−ＳＰＴ、衛星用のプラズマによる推進装置−ＰＰＳ、陽極層スラスタ−ＡＬＴ））を使用する、当業者に知られたいかなるタイプのものであっても良い。
【００４６】
段２３との分離、及び強い推力を必要とする飛行段階に使用されるエンジン１２５によって与えられる液体推進剤に反して、電気エンジン１０の推進力は、比較的低出力であるが、大きな使用柔軟性（随意に停止／開始モード）及び高収率を有する。それ故に電気エンジン１０は、例えば人工衛星を最終的に軌道に乗せるため、又は人工衛星の軌道を変更するために（但しそれらに限定されない）、低推力であるが、高精度及び高収率を必要とする段階に、好適には使用される。
【００４７】
エンジン１２５に関して以前のように、ベイ１は、好ましくはベイ１の周縁に互いに等距離に位置決めされる４つのエンジン１０を含み、エンジンの一つが不具合の場合のエンジン１０の重複性、及び前述の段階中にベイ１の姿勢制御のための効率的なジンバル効果を得る。
【００４８】
図４に両方向矢印によって示すように、エンジン１０は、２つの位置すなわち、
−  エンジン１０が、帯１２に対して平らに位置して、打ち上げロケット２内部のベイ１の位置決めを可能にする引っ込めた位置（エンジン１０の引っ込めた位置は、例えば図９及び図１０に見られる）、及び
−  特に図３、図４、図５及び図６に見られるように、必要な時にベイの推進力を可能にする展開した位置、
の間で帯１２に対して可動である。
【００４９】
図３及び図４で確認できるように、エンジン１０は、形状が帯１２の形状と一致し、かつ必要な場合に電気エンジン１０の冷却を可能にするためのヒートシンク素子を同様に形成する支持体１０２を含む
【００５０】
上記実施態様の代案として、又は上記実施態様に加えて、一つの好ましい実施態様による図４及び図６に示すように、アダプタ４は、下部１２２に位置決めされる。
【００５１】
下部１２２は、部分的に凸形の下部周縁の平坦にした円錐構造１２２１と、その中心部に凹形円錐１２２２とを含む。構造１２２１及び円錐１２２２は、力伝達を可能にする。
【００５２】
円錐１２２２はその中心で、搭載システム、例えば好適には追加の液体宇宙推進システム又は固体宇宙推進システムを形成する搭載された第３システム８と形状を一致させることを介して協働するように構成されたアダプタ４を受ける。
【００５３】
図１３に示すように、第３システム８は、次のタイプすなわち、
−  既知の固体燃料推進力８ａ、又は
−  既知の液体燃料推進力８ｂ、又は
○  貯蔵可能な
○  極低温の
−  エンジン１０の追加の燃料リザーバ１４１を有する既知のハイブリッド推進力８ｃ、の一つであるように選択できる。
【００５４】
エンジン１２５によって与えられる液体燃料推進力と同様に、第３システム８によって与えられる推進力は、段２３による切り離し、及び強い推力を必要とする飛行段階に使用できる。
【００５５】
図１２に示すように、第１システム６が人工衛星を形成し、かつ／又は第２システム７が人工衛星を形成する全く従来の場合において、電源９は、第１システム６及び／又は第２システム７上に位置決めされ、かつ一旦展開されると、太陽放射を電気エネルギーに変換する、特にエンジン１０を対象としたソーラパネル１１を含む。ソーラパネル１１は、約２０ｋＷの電力を生成し得る。
【００５６】
図１２に見られるように、アダプタ３、５上の位置になおもあるシステム６のソーラパネル１１を展開できるように、キャリア構造５に、電源９のソーラパネル１１の展開に適した開口部５３が与えられる。
【００５７】
開口部５３の存在にもかかわらず、キャリア構造５の剛性を維持するために、構造５は、キャリア構造５の下部及び上部構造１２１１の間に位置決めされた強化材５４を含む。
【００５８】
強化材５４は、それ故に剛性材料の格子構造の形状、例えば底辺が上部構造１２１１に乗る三角形であっても良い。
【００５９】
好適には、第３システム８が、追加の液体又は固体宇宙推進システムを形成する全く従来の場合において、電源９は、液体推進力の機械エネルギーを電気エンジン１０の電気エネルギーに変換するように構成された、（例えば図８に示すような）変圧器Ｔを含む。
【００６０】
一つの応用例によれば、電源９は、熱又は太陽発電機の代わりに原子力発電機を含んでも良く、かつ例えばシステム６又は７に位置決めできる。
【００６１】
従来のように、上部構造１２１１は、それ自体既知である弾性円筒体１２１４であって、機械バネによって取り囲まれる金属棒を主に含み、同様にそれ自体既知である火工品ボルト１２１３及び周縁帯１２１５を用いた弾性押圧によって保持される弾性円筒体１２１４も含む。火工品ボルト及び帯１２１５が爆発する時、円筒体１２１４は、展開され、かつ構造１２１１との構造５の機械的分離を可能にする。好適には、ベイ１は、４対の火工品ボルト１２１３と、６つの分離円筒体１２１４とを含む。
【００６２】
ベイ１は、記載された以外の要素、例えばベイ１の着陸を必要とするある種のミッションに関して下部構造１２１１上に位置決めされた着陸装置も含み得ることが理解されるであろう。
【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】
2014530144.tif 000014
【図１３】
2014530144.tif 000015
【図１４】
2014530144.tif 000016
【国際調査報告】
2014530144.tif 000017
2014530144.tif 000018
2014530144.tif 000019
2014530144.tif 000020
2014530144.tif 000021
2014530144.tif 000022