(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
複数の構造体要素（３）により構成された構造体（２）と、
前記構造体（２）に保持された搭載装備（５）と、
地球大気圏に再突入する間に、宇宙システム（１）の早期の分解を容易化するよう設計された受動装置と、
を備える宇宙システム（１）であって、
前記受動装置は、前記構造体要素（３）同士を互いに安定的に接続するよう設計された複数の接続部材（４）を備え、
前記接続部材（４）の各々は、複数の接続要素（６，７，１３，１４）を備え、前記複数の接続要素（６，７，１３，１４）は、前記宇宙システム（１）の打上げ及び軌道運用の間に、互いに係合して、対応する一対の前記構造体要素（３）を安定的に接続するよう設計されており、
前記接続部材（４）における少なくとも１つのプライマー要素（１４）は、他の前記接続要素（６，７，１３）の材料とは異なるプライマー材料により構成され、前記プライマー材料は、他の前記接続要素（６，７，１３）の材料の特性が変化する高度よりも高い、再突入高度で変化する特性を有し、
これにより、前記宇宙システム（１）が地球大気圏に再突入する間に前記接続部材（４）による安定的な接続が緩められ、２つの前記構造体要素（３）同士の接続が解消されて、前記宇宙システム（１）の前記構造体（２）の早期の分解を引き起こすように構成されていることを特徴とする、
宇宙システム（１）。
【請求項２】
請求項１の宇宙システムにおいて、
前記接続部材（４）における前記接続要素（６，７，１３）の少なくとも一部は、ネジ係合により結合され、前記プライマー要素は、ワッシャ（１４）の形状である、
宇宙システム。
【請求項３】
請求項１又は２の宇宙システムにおいて、
前記接続部材（４）は、接続方向への安定した接続力を対応する一対の前記構造体要素（３）の間で作用させるとともに、前記プライマー要素（１４）の特性が変化して前記接続部材（４）によって生じる安定した接続を緩める運用温度を超えるときには、対応する複数対の前記構造体要素（３）を前記接続方向にスライドさせることにより互いに係合解除させるように設計されている、
宇宙システム。
【請求項４】
請求項３の宇宙システムにおいて、
前記接続部材（４）は、２つのインサート（６，７）を備え、前記インサート（６，７）のそれぞれは対応する構造体要素（３）に安定的に結合されており、
第１のインサート（６）には、ネジ穴（８）が設けられ、
第２のインサート（７）は、２つの前記構造体要素（３）が接続されたときに前記第１のインサート（６）の前記ネジ穴（８）と同軸となる貫通孔（９）を規定する管状部材を備え、
前記接続部材（４）は、
前記貫通孔（９）を貫通して前記ネジ穴（８）に係合するネジ（１３）と、
前記プライマー材料により構成され、前記ネジ（１３）が挿通されるとともに前記ネジの頭と前記第２のインサート（７）の前記貫通孔（９）との間に配置され、前記貫通孔（９）の内径よりも大きい外径を有し、前記貫通孔（９）の外で、横方向に延びて関連する構造体要素（３）の表面に当接するプライマーワッシャ（１４）とをさらに備える、
宇宙システム。
【請求項５】
請求項４の宇宙システムにおいて、
前記プライマーワッシャ（１４）は、さらに、前記プライマー材料で構成された管状付属部材（１４ａ）を一体的に備え、前記管状付属部材（１４ａ）は、前記貫通孔（９）を貫通し、前記貫通孔（９）を完全に埋める大きさに形成されている、
宇宙システム。
【請求項６】
請求項３の宇宙システムにおいて、
前記接続部材（４）は、２つのインサート（６）を備え、前記インサート（６）の各々は、対応する構造体要素（３）に安定的に結合されるとともに、ネジ穴（８）が設けられ、
前記接続部材（４）は、Ｌ字型ブラケット（２０）をさらに備え、前記Ｌ字型ブラケット（２０）は、ネジ（１３）によって対応するインサート（６）にそれぞれ結合されるアーム（２０ａ）を有し、前記ネジ（１３）は、前記アーム（２０ａ）に設けられた対応する穴に、前記プライマー材料により構成された対応するプライマーワッシャ（１４）を介して係合し、
前記Ｌ字型ブラケット（２０）の前記アーム（２０ａ）に形成された前記穴の内径は、前記ネジ（１３）の頭の直径よりも大きく、一方、前記プライマーワッシャ（１４）の外径は、前記Ｌ字型ブラケット（２０）の前記アーム（２０ａ）に形成された前記穴の内径よりも大きい、
宇宙システム。
【請求項７】
請求項６の宇宙システムにおいて、
前記インサート（６）は、一穴タイプ又は二穴タイプである、
宇宙システム。
【請求項８】
請求項１又は２の宇宙システムにおいて、
前記接続部材（４）は、接続方向への安定した接続力を対応する一対の前記構造体要素（３）の間で作用させるとともに、前記プライマー要素（１４）の特性が変化して前記接続部材（４）によって生じる安定した接続を緩める運用温度を超えるときには、対応する複数対の前記構造体要素（３）を前記接続方向と交差する方向にスライドさせることにより互いに係合解除させるよう設計されている、
宇宙システム。
【請求項９】
請求項８の宇宙システムにおいて、
前記接続部材（４）は、２つのインサート（６，７）を備え、前記インサート（６，７）の各々は、対応する前記構造体要素（３）の縁部に沿って、当該対応する構造体要素（３）に安定的に結合されており、
第１のインサート（６）には、ネジ穴（８）が設けられ、
第２のインサート（７）は、対応する前記構造体要素（３）の縁部に接する開口側を有する長孔（１２）を備え、２つの前記構造体要素（３）が結合されると、前記長孔（１２）は前記第１のインサート（６）の前記ネジ穴（８）に対向する位置に配置され、
前記接続部材（４）は、さらに、前記長孔（１２）を貫通して前記ネジ穴（８）に係合するネジ（１３）と、前記プライマー材料により構成されたプライマーワッシャ（１４）とを備え、
前記プライマーワッシャ（１４）は、前記ネジ（１３）が挿通され、前記ネジ（１３）の頭と前記第２のインサート（７）の前記長孔（１２）との間に配置され、
前記宇宙システム（１）が地球大気圏に再突入する間に前記プライマー材料が崩壊することにより、前記接続部材（４）が２つの前記構造体要素（３）同士の間に作用させる接続力が弱まり、
これにより、前記ネジ（１３）が前記長孔（１２）から外れるまで、前記第２のインサート（７）が、前記第１のインサート（６）に対して前記ネジ（１３）の軸に略垂直な方向にスライドし、その結果、２つの前記構造体要素（３）が係合解除される、
宇宙システム。
【請求項１０】
請求項９の宇宙システムにおいて、
前記接続部材（４）は、有孔カップ部材（１５）をさらに備え、前記有孔カップ部材（１５）には前記ネジ（１３）が挿通され、前記有孔カップ部材（１５）の立ち上がった周縁部は座部を規定し、前記プライマーワッシャ（１４）は、部分的に前記座部に収容されることにより、前記有孔カップ部材（１５）の前記周縁部から軸方向に突出する状態となる、
宇宙システム。
【請求項１１】
請求項９の宇宙システムにおいて、
前記プライマーワッシャ（１４）は、前記第２のインサート（７）において一体化されている、
宇宙システム。
【請求項１２】
請求項１１の宇宙システムにおいて、
前記第２のインサート（７）は、側壁（１０）と底部（１１）により区画された空隙（９）を規定しており、
２つの前記構造体要素（３）が結合されたとき、前記底部（１１）は前記第１のインサート（６）と接触し、前記底部（１１）には、前記長孔（１２）が形成され、
前記底部（１１）の、対応する前記構造体要素（３）の縁部に接する側には、前記空隙（９）の内部に向けて折り曲げられた折曲げ縁部が設けられ、前記折曲げ縁部が、前記底部（１１）と前記側壁（１０）とともに、収容部（１７）を規定し、前記プライマーワッシャ（１４）は、部分的に前記収容部（１７）に収容されることにより、前記底部（１１）の前記折曲げ縁部から軸方向に突出する状態となり、
前記第２のインサート（７）は、前記ネジ（１３）が前記第１のインサート（６）のネジ穴（８）に係合したときに、前記プライマーワッシャ（１４）を前記収容部（１７）内に保持するよう構成されたカバー有孔板（１８）をさらに備える、
宇宙システム。
【請求項１３】
地球大気圏への再突入の間に前記宇宙システム（１）の分解を容易化することを目的とした、
請求項１〜１２のいずれか１つに記載の構成を有する受動装置の前記宇宙システム（１）における使用。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、広くは宇宙システムに関し、より具体的には、地球大気圏への再突入の間に、宇宙システムの分解を容易化する受動装置に関する。
【０００２】
本発明は、具体的には、人工衛星、特にＬＥＯ（低軌道）衛星に好適に適用されるが、これらに限定されない。以下の説明では、ＬＥＯ衛星に明示的に言及するが、これにより一般性が失われることはない。
【背景技術】
【０００３】
現在、宇宙活動が宇宙環境及び地球に与える影響に、研究の焦点が当てられている。具体的には、宇宙システムの地球大気圏への再突入が住民に及ぼす影響を低減させるためには、多数の課題があり、この問題をどのように取り扱うことができるかについての指標が必要である。
【０００４】
実際、地球軌道衛星及びＬＥＯ衛星は、装備の故障、予想外の影響、又は、自然な軌道減衰に起因して、非常な高速で地球上に落下する。このため、地球大気圏との摩擦に高い空気力が加わることにより発生する高熱によって、これらの人工衛星は崩壊する。
【０００５】
崩壊した破片の大部分は、高温の摩擦熱によって、地球大気圏中で消滅される。しかし、より耐熱性の高い材料でできた部品は、地球表面に到達する蓋然性が最も高い破片となる。
【０００６】
地表の住民に人工衛星の破片が衝突する危険性を低減する目的で、各宇宙機関は、再突入被害危険度と呼ばれる特殊な設計パラメータを１０−４未満にする制約を課している。
【０００７】
地表の住民への危険性を考慮して、ミッション終了時の大気圏への再突入に耐える人工衛星部品の被害危険度が１０−４未満となり得るように、宇宙機が設計されなくてはならない。これは、宇宙機の材料と構造を慎重に選択することにより実現可能である。一方、これらの解決手段により、宇宙機が宇宙において一定年数存続する能力が損なわれることがあってはならない。これらの年数の間、宇宙機は劣化し、軌道環境及び起こり得るスペースデブリ（宇宙ゴミ）との衝突により引き起こされる危険に曝されることとなる。
【０００８】
これらの条件（の少なくとも一部）を満たす、現在採用されている設計的解決手段は、２種類に分類できる。
【０００９】
通常「制御再突入」と呼ばれる種類の解決手段は、再突入する宇宙機を人口密度の低い地域（例えば海）に誘導するために、より大型の推進燃料タンク、及び、より堅牢な宇宙機空中待機制御システムを必要とする。ただし、宇宙システムの制御システム又は通信システムに修復不可能な故障が発生した場合には、この種類の解決手段は、非実用的となり得る。
【００１０】
制御再突入に代わる、被害危険度の低い種類の解決手段では、推進燃料タンクのような地球表面に到達可能な構成品が、大気圏再突入の間に分解可能な別の構成品と交換される。ただし、この種類の解決手段は、市場では未だ入手不可能な構成品の使用を必要とする。
【００１１】
さらには、上記解決手段のいずれもが、宇宙船の設計開発及び特殊構成品の使用のための追加コストを伴う。この追加コストは、再突入のみに関係し、宇宙機のミッションとは無関係である。
【００１２】
特許文献１には、再突入信号発信装置を備える宇宙システムが記載されている。この再突入信号発信装置は、宇宙システムが地球大気圏に再突入する間、地表又は宇宙において宇宙システム由来のデブリが落下し得る位置についての情報を含む警告信号を発信するよう構成されている。この装置は、熱遮蔽体を備える空力学ケーシングを備える。この空力学ケーシングは、位置情報受信機と、発信機と、処理機とを収容するとともに、コネクタを介して宇宙システムに接続されている。コネクタは、地球大気圏への再突入の間に、ある温度で溶融又は脆化するボルトを備える。これにより、宇宙システムが地球大気へ再突入する間に、コネクタが破断し、ケーシングが解放される。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００１３】
【特許文献１】国際公開第２０１４／０４５０７８号
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１４】
したがって、本発明は、軌道での存続に関連する要件と、ミッション終了時に地球大気圏に再突入する間の分解に関連する要件とを同時に満足可能な、人工衛星設計のための簡単で経済的な解決手段を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００１５】
本発明によれば、添付の特許請求の範囲に記載の宇宙システムが提供される。
【図面の簡単な説明】
【００１６】
【図１】図１は、人工衛星の完全な組立状態を示す。
【図２】図２は、人工衛星の内部が見えるように、部品が分解又は取り外された状態を示す。
【図３】図３は、人工衛星の内部が見えるように、部品が分解又は取り外された状態を示す。
【図４】図４は、本発明の実施形態に係る、２枚の人工衛星パネルを接続するよう構成された接続部材を示す。
【図５】図５は、本発明の実施形態に係る、２枚の人工衛星パネルを接続するよう構成された接続部材を示す。
【図６】図６は、本発明の実施形態に係る、２枚の人工衛星パネルを接続するよう構成された接続部材を示す。
【図７】図７は、本発明の別の実施形態に係る、２枚の人工衛星パネルを接続するよう構成された接続部材を示す。
【図８】図８は、本発明の別の実施形態に係る、２枚の人工衛星パネルを接続するよう構成された接続部材を示す。
【図９】図９は、本発明の別の実施形態に係る、２枚の人工衛星パネルを接続するよう構成された接続部材を示す。
【図１０】図１０は、本発明のまた別の実施形態に係る、２枚の人工衛星パネルを接続するよう構成された接続部材を示す。
【図１１】図１１は、本発明のまた別の実施形態に係る、２枚の人工衛星パネルを接続するよう構成された接続部材を示す。
【図１２】図１２は、本発明のさらにまた別の実施形態に係る、２枚の人工衛星パネルを接続するよう構成された接続部材を示す。
【図１３】図１３は、本発明のさらにまた別の実施形態に係る、２枚の人工衛星パネルを接続するよう構成された接続部材を示す。
【図１４】図１４は、本発明のさらにまた別の実施形態に係る、２枚の人工衛星パネルを接続するよう構成された接続部材を示す。
【発明を実施するための形態】
【００１７】
以下、添付の図面を参照して、当業者が本発明を実施及び使用できるように、本発明を詳細に説明する。当業者には、ここに記載される実施形態に対する各種の改変が直ちに理解されるであろう。ここに記載される包括的原則は、添付の請求項により規定される本発明の範囲から逸脱しない限り、他の実施形態や用途に適用可能である。したがって、本発明は、ここに記載され、及び図示される実施形態に限定されるとみなされるべきではなく、明細書及び請求項に記載の原則と特徴とに準拠する最も広い範囲を付与されるべきものである。
【００１８】
本発明は、人工衛星の搭載装備（例えば、電子ボックス、流体部品、タンク、など）が、人工衛星構造体の外部（例えば、アンテナやソーラーパネルなど）に取り付けられることはより少なく、人工衛星構造体の内部に取り付けられることがより多いという知見に基づくものである。
【００１９】
地球大気圏への再突入の間、空気熱力学的な力によって、外部の装備が小片に崩壊され始める。一方、内部の装備が崩壊され始めるのは、人工衛星構造体の保護的要素が侵食された後である。したがって、人工衛星構造体によって、この崩壊の遅延効果が引き起こされる。
【００２０】
出願人は、人工衛星構造体の崩壊を早めることにより、人工衛星の崩壊も進み、人工衛星の断片の高熱への暴露が増大し、被害危険度低減に有益となるということに想到した。
【００２１】
したがって、本発明は、広義には、人工衛星の機械的設計に、地球大気圏に再突入する間に宇宙システムの分解を容易化するよう設計された受動装置を含めることを可能にする。この受動装置は、具体的には、大気圏への再突入の間に人工衛星構造体の分解を予め「トリガー」可能である、特殊な要素で構成されている。
【００２２】
「プライマー」は、人工衛星構造体に通常使用される材料（アルミニウム合金、チタン、ＣＲＦＰ）よりも低い温度で「崩壊」し得るとともに、打上げや軌道運用の間の人工衛星の高温及び運用条件に対し十分な「耐性を有する」材料で実現される。
【００２３】
プライマー要素は、人工衛星装備が取り付けられるパネルの機械的取付台、具体的には、人工衛星構造体のパネルとパネルとを互いに接続する接続部材に挿入される。
【００２４】
図１〜図３には、本発明に従って設計された人工衛星を示す。参照符号１は、人工衛星全体を指す。この人工衛星は、ミッション終了時に地球大気圏に再突入する間に、分解するよう構成されている。
【００２５】
人工衛星１は、必須の構成要素として、構造体２と搭載装備５とを備える。構造体２は、支持と保護という構造的機能を果たすようよう構成された外部パネル３及び内部パネル３により構成されている。外部及び内部パネル３は、典型的には、炭素繊維層でコーティングされたアルミニウム合金製のハニカム構造を有し、接続部材４によって接続されている。搭載装備５は、人工衛星１の構造体２により保持されており、外部パネルに保持される外部装備（例えば、アンテナやソーラーパネル）と、内部パネルに保持される各種の内部装備とを含む。
【００２６】
本発明によれば、人工衛星１は、地球大気圏への再突入の間に、宇宙システムの分解を容易化するよう設計された受動装置をさらに備える。
【００２７】
受動装置は、上記の接続部材４により構成される。接続部材４は、人工衛星１の打上げと軌道運用の間には、人工衛星１の構造体２のパネル３を安定的に接続するように、また、地球大気圏への再突入の間には、人工衛星１の構造体２の分解を予め引き起こすように、特別に設計されている。
【００２８】
この目的のために、接続部材４は、少なくともその一部が、既存の接続部材が崩壊する高度よりも高い人工衛星１の再突入高度（例えば、１２０〜７０ｋｍ）でその特性が変化する材料（以下、この材料を「プライマー材料」と呼ぶ）で構成されている。これにより、地球大気圏に再突入する間に、既存のものの分解よりも早期に人工衛星１の構造体２の分解を引き起こす程度に、人工衛星１の構造体２のパネル３の接続部材４による接続が不安定化される。
【００２９】
非限定的な一例として、プライマー材料は、好適には、融点の低い（９０〜１２０℃）金属合金を含み、また、好適には、共晶金属を含む。
【００３０】
本発明の第１の実施形態では、各接続部材４は、人工衛星１の打上げ及び軌道運用の間には、任意の接続方向への安定した接続力を一対のパネル３の間で作用させるとともに、人工衛星の地球大気圏への再突入の間には、これら２枚のパネル３を接続方向と交差する方向にスライドさせることにより互いに係合解除させ得るように取り付けられている。
【００３１】
この第１の実施形態の具体的態様を、図４〜図６に示す。この例では、各接続部材４は、２つの金属製構造要素６，７（以下、「インサート」と呼ぶ）を備える。これらのインサートは、各パネル３に安定的に結合され、具体的には、図示の例では、各パネル３の各縁部の略中間部分に挿入されている。図示の例では、参照符号６で示す第１のインサートの平坦面に、ネジ穴８が形成されている。この平坦面は対応するパネル３の側面と同一平面上にある。
【００３２】
図示の例では、参照符号７で示す第２のインサートは中空であり、側壁１０と底部１１とに境界を接する空隙９を規定している。この底部１１は、２枚のパネル３が接続されると、第１のインサート６のネジ穴８が形成された平面に接触して配置されるよう構成されている。底部１１は、対応するパネル３の縁部に接する開口側を有する長孔１２を有する。２枚のパネル３が接続されると、長孔１２は第１のインサート６のネジ穴８に対向するよう配置される。
【００３３】
各接続部材４は、さらに、ネジ１３を有する。ネジ１３は、第２のインサート７の長孔１２を貫通し、第１のインサート６のネジ穴８と係合して、２つのインサート６，７の間に軸方向の力を作用させる。この力は、これら２つのインサートを永続的に摩擦接触させ、長孔１２に対してネジ１３が径方向にスライドするのを防止する。
【００３４】
各接続部材４は、上記のプライマー材料で構成されたワッシャ１４をさらに備える。以下では、便宜上、また、他の類似の構成要素との区別のために、このワッシャを「プライマーワッシャ」と呼ぶ。プライマーワッシャ１４は、ネジ１３が挿通されて、ネジ頭と底部１１との間に配置される。プライマーワッシャ１４は、特に、プライマーワッシャ１４が融解して接続が緩む運用温度を超えるまで、２つのインサート６，７の接続を維持するために必要な摩擦と軸方向反作用を確保する機能を果たす。
【００３５】
各接続部材４は、好適には、穿孔されたカップ形状部材１５をさらに有する。以下、この部材を有孔カップ部材と呼ぶ。有孔カップ部材１５は、ネジ１３が挿通されて、プライマーワッシャ１４と底部１１との間に配置される。有孔カップ部材１５の周縁部は、立ち上がっており、座部を規定している。プライマーワッシャ１４は、部分的にこの座部に収容されて、有孔カップ部材１５の周縁部から軸方向に突出する状態となる。好適には、有孔カップ部材１５の立ち上がった周縁部は、特に人工衛星１の打上げの間に、ネジ１３の頭が与える負荷を受けたプライマーワッシャ１４が径方向に「膨れる」ことを抑制又は防止するような大きさとなっている。このような大きさでない場合には、この「膨れ」が、ワッシャの軸方向反作用を減少させ、接続部材４が２枚のパネル３に及ぼす作用を減少させてしまう。
【００３６】
好適には、各接続部材４は、別のワッシャ１６をさらに備える。このワッシャ１６にも、ネジ１３が挿通される。ワッシャ１６は、ネジ１３の頭とプライマーワッシャ１４との間に配置されて、ネジ１３の頭が与える負荷をプライマーワッシャ１４の表面全体に均等に分布させる。
【００３７】
図７〜図９には、本発明の第１の実施形態の別の具体的態様を示す。この例については、図４〜図６の具体的態様との相違点だけを説明する。したがって、同じ構成要素には同じ参照符号を使用する。
【００３８】
具体的には、図７〜図９に示す具体的態様は、プライマーワッシャ１４と有孔カップ部材１５が第２のインサート７において一体化されている点で、図４〜図６の具体的態様と異なる。この目的のために、第２のインサート７の底部１１の、対応するパネル３の縁部に接する側には、空隙９の内部に向けて折り曲げられた折曲げ縁部が設けられている。この折曲げ縁部が、底部１１と、空隙９を規定する側壁１０とともに、座部１７を規定している。プライマーワッシャ１４は、部分的にこの座部１７に収容されて、折曲げ縁部から軸方向に突出する状態となる。
【００３９】
したがって、第２のインサート７は、プライマーワッシャ１４を覆う有孔板１８を備える。この有孔板１８は、底部１１の折曲げ縁部に向けて折り曲げられた縁部を有し、この縁部が、例えば接着によって、底部１１の折曲げ縁部に固定されている。これにより、プライマーワッシャ１４を収容部１７内に維持し、ネジ１３の頭が与える負荷によってプライマーワッシャ１４が径方向に膨れることを防止している。
【００４０】
本発明の第１の実施形態の上記２つの具体的態様の両方において、ミッション終了時に大気圏に再突入する間に人工衛星１に作用する空気熱力学的な力は、プライマーワッシャ１４の共晶を変質させ、その結果、パネル３同士の間に接続部材４が作用させる結合力を減少させる。これにより、第２のインサート７が、対応する第１のインサート６に対して、ネジ１３の軸に略垂直な方向にスライド可能となる。その結果、ネジ１３が滑って、対応する長孔１２から実質的に外れ、最終的にパネル３が分離される。
【００４１】
高度１２０〜７０ｋｍにおける人工衛星１の構造体２のこの早期の崩壊は、装備５の早期の崩壊をも引き起こす。したがって、断片の高熱への暴露時間が長くなり、これが被害危険度低減に有益となる。
【００４２】
本発明の別の実施形態である第２の実施形態では、各接続部材４は、人工衛星１の打上げ及び軌道運用の間には、任意の接続方向への安定した接続力を一対のパネル３同士の間で作用させ、人工衛星の地球大気圏への再突入の間には、２枚のパネル３を接続方向にスライドさせることにより互いに係合解除させることができる。
【００４３】
図１０及び図１１には、本発明のこの第２の実施形態の具体的態様を示す。この例については、図４〜図９に示した第１の実施形態との相違点だけを説明する。したがって、同じ構成要素には同じ参照符号を使用する。
【００４４】
図１０及び図１１に示す具体的態様では、第２のインサート７は、貫通孔９を規定する管状部材を備える。管状部材は、２枚のパネル３が接続されたとき、第１のインサート６のネジ穴８と同軸となり、管状部材の直径は、ネジ１３の頭の直径よりも大きい。
【００４５】
プライマーワッシャ１４は、ネジ１３の頭と貫通孔９との間に配置され、その外径は、貫通孔９の内径よりも大きい。これにより、プライマーワッシャ１４は、貫通孔９の外で、横方向に延び、対応するパネル３の表面に当接する。
【００４６】
好適には、プライマーワッシャ１４は、さらに、上記のプライマー材料で構成された管状付属部材１４ａを一体的に備える。管状付属部材１４ａは、貫通孔９に挿通され、貫通孔９を完全に埋める大きさに形成されている。
【００４７】
この具体的態様では、人工衛星１の地球大気圏への再突入の間にプライマーワッシャ１４及び管状付属部材１４ａが溶融することにより、２枚のパネル３の間のあらゆる接続が解消され、これらのパネル３が結合方向にスライドすることにより互いに係合解除されるようになる。
【００４８】
図１２には、本発明の第２の実施形態の別の具体的態様を示す。この例については、図１０及び図１１の具体的態様との相違点だけを説明する。したがって、同じ構成要素には同じ参照符号を使用する。
【００４９】
具体的には、図１２に示す具体的態様は、両方のパネルに、上記第１のインサート６と同一のインサートが嵌合されており、これらのパネルがＬ字型ブラケット２０を介して接続されている点で、図１０及び図１１の具体的態様とは異なっている。このＬ字型ブラケット２０の各アーム２０ａが、ネジ１３によって対応するインサート６に接続されている。ネジ１３は、対応するプライマーワッシャ１４（管状付属部材１４ａを有さない）を介して、アーム２０ａに形成された対応の穴に係合する。
【００５０】
ブラケット２０のアーム２０ａに形成された穴の直径は、ネジ１３の頭の直径よりも大きい。一方、プライマーワッシャ１４の外径は、ブラケット２０のアーム２０ａに形成された穴の内径よりも大きい。
【００５１】
図１３及び図１４に示すように、インサート６は、図１３の一穴タイプでも、図１４の二穴タイプでもよい。後者の場合は、２枚のパネル３の接続に、適切に穿孔されたＬ字型ブラケットを１つ使用してもよく、図１２に示すタイプの別体のＬ字型ブラケットを２つ使用してもよい。
【００５２】
図１０及び図１１に示す具体的態様と同様に、図１２〜図１４に示す具体的態様でも、人工衛星１が地球大気圏に再突入する間にプライマーワッシャ１４が溶融することにより、２枚のパネル３とブラケット２０との間のあらゆる接続が解消され、これら２枚のパネル３とブラケット２０が結合方向にスライドすることにより互いに係合解除されるようになる。
【００５３】
上記で説明するとともに添付の図面に示した本発明の様々な実施形態及び具体的態様は、添付の請求項に規定の本発明の保護範囲から逸脱することなく、改変及び変形が可能である。
【００５４】
例えば、接続部材は、上記で説明するとともに添付の図面に示したものとは異なる種類のものであってもよい。具体的には、接続部材は、雄ネジ要素（ネジ１３）と雌ネジ要素（インサート６のネジ穴８）とを含む複数対のネジ係合接続要素により構成されるネジ係合に基づく上記種類ではなく、リベット又はヒンジに基づく種類のものであってもよい。
【００５５】
以上に基づき、従来技術の解決手段に比較して、本発明が効果を有することは明白である。
【００５６】
具体的には、本発明は、人工衛星の軌道での存続に関連する要件と、ミッション終了時に地球大気圏に再突入する間の分解に関連する要件とを、人工衛星の他の部品を再設計する必要なく、非常に簡単で経済的な解決手段によって満足する。
【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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