(57)【要約】【課題】宇宙機の長寿命化。【解決手段】宇宙機本体２と、燃料タンクユニット１とから構成されている。燃料タンクユニット１は、宇宙機本体２に対して着脱自在である。宇宙機本体２と燃料タンク１の別体化は、燃料タンクの交換を可能にすることにより、宇宙機本体２を長寿命化することができる。燃料タンクユニット１は、燃料タンクユニット１が複数のスラスタ１２を装備することは、燃料タンクユニット１に自立性を与える顕著な効果を奏する。特に、燃料タンクユニット１は宇宙機本体２に合体し、燃料タンクユニット１は、スラスタ１２により姿勢制御され、間接的に宇宙機本体２の姿勢を制御する。【選択図】　　　　　図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
宇宙機本体と、
燃料タンクユニットとを具え、
前記燃料タンクユニットは、前記宇宙機本体に対して着脱自在である
宇宙機。
【請求項２】
前記燃料タンクユニットは、前記宇宙機本体が軌道に投入される際に、前記宇宙機本体の軌道に近い軌道に投入される
請求項１の宇宙機。
【請求項３】
前記燃料タンクユニットは複数の推進器を備える
請求項１の宇宙機。
【請求項４】
前記燃料タンクユニットは前記宇宙機本体に合体し、前記燃料タンクユニットは前記推進器により姿勢制御される
請求項３の宇宙機。
【請求項５】
前記燃料タンクユニットは、前記複数の推進器から推力を受けて前記宇宙機本体に対して自転する
請求項１〜４から選択される１請求項の宇宙機。
【請求項６】
前記燃料タンクユニットは、自転軸の軸心線の方向に運動可能である
請求項５の宇宙機。
【請求項７】
宇宙機本体を製造するステップと、
燃料タンクユニットを製造するステップとを具え、
前記燃料タンクユニットは、前記宇宙機本体に対して着脱自在である
宇宙機の製造方法。
【請求項８】
宇宙機本体を製造するステップと、
前記宇宙機本体に結合する燃料タンクユニットを製造するステップと、
前記燃料タンクユニットに複数の推進器を取り付けるステップ
とを具える宇宙機の製造方法。
【請求項９】
本体と、
前記本体に結合する燃料タンクと、
前記本体に合体し宇宙機に着脱自在に結合する合体部分とを具え、
前記本体は複数の推進器を備える
宇宙機用燃料タンク。
【請求項１０】
前記推進器の燃料ガスの噴射有効軸心線は立体角度範囲で可変である
請求項９の宇宙機用燃料タンク。
【請求項１１】
前記推進器は２つが配置され、複数の前記推進器は前記本体に設定される回転軸心線に直交し前記回転軸心線を中心線とする１つの円周線の上に配置されている
請求項１０の宇宙機用燃料タンク。
【請求項１２】
前記本体は複数の前記推進器により自転力を受ける
請求項９〜１１から選択される１請求項の宇宙機用燃料タンク。
【請求項１３】
前記宇宙機のマニピュレータにより把持される把持部分
を更に具える請求項９〜１２から選択される１請求項の宇宙機用燃料タンク。
【請求項１４】
前記燃料タンクは、前記燃料タンクの内面に毛管現象発現層を備える
請求項９〜１３から選択される１請求項の宇宙機用燃料タンク。
【請求項１５】
前記本体は前記宇宙機に対して自転し、
前記燃料タンクは前記燃料タンクの内面に毛管現象発現層を備える
請求項９の宇宙機用燃料タンク。
【請求項１６】
前記燃料タンクは、
前記燃料タンクの内面に毛管現象発現層と、
回転軸と、
前記回転軸に結合し前記燃料タンクの中の燃料を回転させる回転羽根とを備える
請求項９の宇宙機用燃料タンク。
【請求項１７】
前記複数の推進器の燃料の噴射ガスのそれぞれのベクトルがＶ１，Ｖ２・・・，Ｖｎで表され、
Ｖ１＋Ｖ２＋・・・＋Ｖｎ＝０
である
請求項９の宇宙機用燃料タンク。
【請求項１８】
前記Ｖｎのｎは２である
請求項１７の宇宙機用燃料タンク。
【請求項１９】
宇宙機本体を地球周回軌道に投入する信号を地球側で前記宇宙機本体に送信するステップと、
前記宇宙機本体に対して着脱自在である第１燃料タンクを前記地球周回軌道に投入するために前記第１燃料タンクを前記宇宙機本体に前記宇宙機本体の発射前に合体するステップと、
前記宇宙機本体に対して着脱自在である第２燃料タンクを製造するステップと、
前記第１燃料タンクと前記第２燃料タンクとを交換するための信号を前記宇宙機又は前記第１燃料タンクに送信するステップ
とを具える宇宙機の軌道投入方法。
【請求項２０】
前記第１燃料タンクと前記第２燃料タンクは同一のロケットで前記地球周回軌道に投入される
請求項１９の宇宙機の軌道投入方法。
【請求項２１】
前記第１燃料タンクのロケットエンジンを駆動して前記第１燃料タンクの姿勢を制御するための信号を送信するステップ
を更に具える請求項２０の宇宙機の軌道投入方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、宇宙機、宇宙機の製造方法、宇宙機用燃料タンク、及び、宇宙機の軌道投入方法に関し、特に、姿勢制御の機構を簡素化し、且つ、宇宙機の寿命を延長することができる宇宙機、宇宙機の製造方法、宇宙機用燃料タンク、及び、宇宙機の軌道投入方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】
人工衛星のような宇宙機は、宇宙観測、地球観測、通信中継、測位のような多様な機能を担っている。そのような機能を有効に発現するために、宇宙機はその姿勢制御が必須である。姿勢制御は、ガスジェットスラスタにより行われる。公知の宇宙機本体には、四方八方にスラスタが取り付けられている。立方体の宇宙機本体が例示されれば、その８つの頂点のそれぞれに３つの互いに直交する噴射軸を持つスラスタ（推進器）が取り付けられ、スラスタの合計数は２４である。燃料が尽きれば、姿勢制御が不能になって宇宙機の寿命が尽きる。宇宙空間で燃料を補充することは、至難の技である。
【０００３】
公知の宇宙機には、燃料タンクから宇宙機の多点の動作部位特に多数のスラスタに燃料を供給するための配管が縦横に通され、そのような配管を固定するための多くの固定器具が用いられ、噴射制御弁の数が多い。無重量化現象によりタンク内で浮遊して位置的に安定しない液体燃料を排出口に誘導するための工夫が複雑になっている。
【０００４】
姿勢制御のための燃料消費の量の削減が求められる。次に、タンクの中で表面張力と毛細管現象により流動する燃料を最後の一滴まで利用することが求められる。配管量の削減が望まれる。更に、燃料誘導の簡素化が求められる。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
本発明の課題は、宇宙機を長寿命化する技術を確立することができる宇宙機、宇宙機の製造方法、宇宙機用燃料タンク、及び、宇宙機の軌道投入方法を提供することにある。
本発明の課題は、姿勢制御のための燃料消費量を削減する技術を確立することができる宇宙機、宇宙機の製造方法、宇宙機用燃料タンク、及び、宇宙機の軌道投入方法を提供することにある。
本発明の他の課題は、燃料誘導を簡素化することができる宇宙機、宇宙機の製造方法、宇宙機用燃料タンク、及び、宇宙機の軌道投入方法を提供することにある。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
その課題を解決するための手段が、下記のように表現される。その表現中に現れる技術的事項には、括弧（）つきで、番号、記号等が添記されている。その番号、記号等は、本発明の実施の複数の形態又は複数の実施例のうちの少なくとも１つの実施の形態又は複数の実施例を構成する技術的事項、特に、その実施の形態又は実施例に対応する図面に表現されている技術的事項に付せられている参照番号、参照記号等に一致している。このような参照番号、参照記号は、請求項記載の技術的事項と実施の形態又は実施例の技術的事項との対応・橋渡しを明確にしている。このような対応・橋渡しは、請求項記載の技術的事項が実施の形態又は実施例の技術的事項に限定されて解釈されることを意味しない。
【０００７】
本発明による宇宙機は、宇宙機本体（２）と、燃料タンクユニット（１）とから構成されている。燃料タンクユニット（１）は、宇宙機本体（２）に対して着脱自在である。宇宙機本体（２）と燃料タンクの別体化は、燃料タンクの交換を可能にすることにより、宇宙機本体（２）を長寿命化することができる。
【０００８】
燃料タンクユニット（１）は、宇宙機本体（２）が軌道に投入される際に、宇宙機本体（２）の軌道に近い軌道に投入される。特に１つ目の燃料タンクは、宇宙機本体（２）に合体された状態で軌道に投入される。
【０００９】
燃料タンクユニット（１）は複数の推進器（１２）を装備することは、燃料タンクユニット（１）に自立性を与える顕著な効果を奏する。特に、燃料タンクユニット（１）は宇宙機本体（２）に合体し、燃料タンクユニット（１）は、推進器（１２）により姿勢制御され、間接的に宇宙機本体（２）の姿勢を制御する。
【００１０】
燃料タンクユニット（１）は、複数の推進器（１２）から推力を受けて宇宙機本体（２）に対して自転する。燃料タンクユニット（１）は、自転軸の軸心線の方向に運動可能であることが着脱自在の簡素化のために重要である。
【００１１】
本発明による宇宙機の製造方法は、宇宙機本体（２）を製造するステップと、燃料タンクユニット（１）を製造するステップとから構成され、又は、宇宙機本体（２）を製造するステップと、宇宙機本体（２）に結合する燃料タンクユニット（１）を製造するステップと、燃料タンクユニット（１）に複数の推進器（１２）を取り付けるステップとから構成されている。そのような製造は、地球上で実行される（将来は、軌道上で製造される）。燃料タンクユニット（１）は、宇宙機本体（２）に対して着脱自在であるように製造され、発射前に組み立てられる。推進器（１２）は、燃料タンクを自立化させる。
【００１２】
本発明による宇宙機用燃料タンクは、本体（６）と、本体（６）に結合する燃料タンク（７）と、本体（６）に合体し宇宙機（２）に着脱自在に結合する合体部分（１０）とから構成されている。本体（６）は複数の推進器（１２）を装備している。燃料タンク（７）に自立性が与えられている。イオンエンジンの噴流は、意義的にはガスジェットに含まれる。燃料ガスは、通常は、燃焼ガスである。燃焼ガスを生成する推進剤としては、液体酸素と液体水素が好適である。推進器は、業界では、ガスジェットスラスタ、リアクションコントロールエンジンと呼ばれる。
【００１３】
推進器（１２）は、２つ（２つのみ）が配置され、複数の推進器（１２）は本体（６）に設定される回転軸心線（Ｌ）に直交し回転軸心線（Ｌ）を中心線とする１つの円周線の上に配置されている。推進器の個数の最小化が可能である。本体（６）は、複数の推進器により自転力を受ける。回転駆動用の推進器として、電動モータが用いられ得る。その自転力は、後述される燃料の流動性のために有効である。本体（６）には、宇宙機のマニピュレータにより把持される把持部分（８）が与えられていることは好都合である。
【００１４】
燃料タンク（７）は、燃料タンク（７、９、又は、１１）の内面に毛管現象発現層（１５）を形成している。本体（６）は、宇宙機（２）に対して自転する。燃料タンク（７）が内面側の毛管現象発現層（１５）と、回転軸（１８）と、回転軸（１８）に結合し燃料タンク（９）の中の燃料を回転させる回転羽根（１９）とを装備することは、燃料誘導のために効果的である。
【００１５】
複数の推進器の燃料の噴射ガスのそれぞれのベクトルがＶ１，Ｖ２・・・，Ｖｎで表されれば、Ｖ１＋Ｖ２＋・・・＋Ｖｎ＝０。この場合、理想的には、Ｖｎのｎは２であり、推進器の最小化が可能である。軌道変換の際には、（Ｖ１＋Ｖ２＋・・・＋Ｖｎ）は、零でない適正な値に制御される。
【００１６】
本発明による宇宙機の軌道投入方法は、地球上で実施され、宇宙機本体（２）を地球周回軌道に投入する信号を地球側（例示：発射基地）で宇宙機本体（２）に送信するステップと、宇宙機本体（２）に対して着脱自在である第１燃料タンク（１）を地球周回軌道に投入するために第１燃料タンク（１）を宇宙機本体（２）に宇宙機本体（２）の発射前に合体するステップと、宇宙機本体（２）に対して着脱自在である第２燃料タンク（１）を製造するステップと、第１燃料タンク（１）と第２燃料タンク（１）とを交換するための信号を宇宙機又は第１燃料タンク（１）に送信するステップとから構成されている。燃料タンクは、自身が持つ推進器により自立的に互いに交換可能であることは、宇宙機の長寿命化の点で好ましい。
【００１７】
第１燃料タンク（１）と第２燃料タンク（１）は同一のロケットで地球周回軌道に投入されることが好ましいが、２つ目の燃料タンクは、レスキュー的に後に軌道に投入され得る。第１燃料タンク（１）のロケットエンジン（１２）を駆動して第１燃料タンク（１）の姿勢を制御するための信号を送信するステップの追加が望ましく、遠隔操作が可能である。
【００１８】
【発明の実施の形態】
図に対応して、本発明による宇宙機は、宇宙機本体が燃料タンクとともに設けられている。その燃料タンク（ユニット）１は、図１に示されるように、宇宙機本体２に回転自在に特に自転自在に支持されている。燃料タンク１は、概ね軸対称に構造化されている。宇宙機本体２には、太陽電池パネル３とマニピュレータ４とが付随している。宇宙機本体２には、通信機器、観測機器のような多様な電子機器（図示されず）が搭載されている。
【００１９】
燃料タンク１は、宇宙機本体２の中央位置で宇宙機本体２に対して真空用軸受５を介して回転自在に、且つ、着脱自在に支持されている。燃料タンク１は、宇宙機本体２の中心線を回転軸心線Ｌとして回転運動（自転運動）し、回転軸心線Ｌの軸心線方向に線形運動することができる。燃料タンク１は、燃料タンク本体部分６と、燃料保持部分７と、把持部分８と、宇宙機本体２に着脱自在に合体する合体部分１０とから構成されている。合体部分１０は、宇宙機本体２に対して回転的に接合する接合回転部分を形成している。
【００２０】
燃料保持部分７は、図２に示されるように、第１燃料保持部分９と第２燃料保持部分１１とから構成されている。燃料タンク本体部分６は、回転軸心線Ｌに対して幾何学的に又は質量密度的に概ね線対称に構造化されている。その外表面の側で開口されているノズルを有する複数のスラスタ１２が、燃料タンク本体部分６に配置されている。複数のスラスタ１２は、回転軸心線Ｌに直交し回転軸心線Ｌを中心線とする１円周線の上に等角度間隔で配置されている。２つのスラスタ１２は１８０度の角度間隔で配置され、又は、３つのスラスタ１２は１２０度の角度間隔で配置されている。
【００２１】
スラスタ１２は、その燃焼ガス噴射軸心線（噴流の有効中心線）１３をそれぞれに有している。それぞれのスラスタ１２は、その基点でユニバーサルに（立体角度可変自在に）燃料タンク本体部分６に支持されている。各スラスタ１２の推力は、燃焼ガス噴射軸心線１３に向くベクトルＶ１，Ｖ２，・・・で表される。ベクトルＶ１，Ｖ２，・・・は、以下簡素に、ベクトル｛Ｖ１，Ｖ２｝で表される。ベクトル｛Ｖ１，Ｖ２｝は、ロケットエンジン制御装置（図示されず）により、自由に可変である：
Ｖ＝Ｖ１＋Ｖ２＝Ｖｘｉ＋Ｖｙｊ＋Ｖｚｋ
ここで、絶対値Ｖｘ，Ｖｙ，Ｖｚは、自由に選択的に可変であり、（ｉ，ｊ，ｋ）は、３次元直交単位ベクトルである。回転軸心線Ｌを中心線とする円に接するベクトルＶ１，Ｖ２は、
Ｖ１＝−Ｖ２であり得る。このようなベクトルは、以下、自転ベクトルと言われる：
Ｖ＝Ｖ１＋Ｖ２＝０
【００２２】
図３に示される推進ベクトルＶは、
Ｖ＝Ｖ１’＋Ｖ２’＝０
この場合、回転軸心線Ｌの方向に向く軸ベクトルＬのみが存在し、燃料タンク１は、宇宙機本体２に回転自在に支持されて回転力のみを受けて自転し、宇宙機本体２に対して線形変位力を与えず、且つ、回転変位力を与えない（摩擦がない場合）。Ｖ１とＶ２を選択的に規定することにより、宇宙機本体２に任意の回転力を与えることができ、宇宙機本体２を任意の方向に姿勢制御することができる。Ｖ１とＶ２は、規定の混合割合の２種類の燃料ガスの総量とスラスタ１２の向きを制御的に規定することにより、任意に与えられて制御される。
【００２３】
図２に示されるように、オペレータは、マニピュレータ４を宇宙機本体２から操縦することにより、多軸自由度を持つマニピュレータ４の操作自由端部の把持器１４に把持部分８を把持させて、燃料タンク１を宇宙機本体２から回転軸心線Ｌの方向に抜き取ることができる。宇宙往還機により輸送されて来る新しい燃料タンク１をマニピュレータ４により操縦してその新しい燃料タンク１を宇宙機本体２に装着することができる。
【００２４】
宇宙機本体２の姿勢制御は、宇宙機本体２に装着されている燃料タンク１の姿勢を複数のスラスタ１２により制御することにより可能である。燃料タンク１の燃料は燃料タンク１の姿勢制御と回転のためだけに用いられ、燃料を誘導して輸送する燃料供給管は宇宙機本体２の中には不要である。燃料タンク１の回転は、燃料保持部分７の中の燃料をスラスタ１２に供給するための導出口に誘導するための運動である。
【００２５】
図４は、本発明による宇宙機用燃料タンクの実施の形態を示している。図４は、燃料タンクとして第１燃料保持部分９を図示している。第１燃料保持部分９の内面層は、金網のようなメッシュ構造の毛細管現象発現層１５として形成されている。第１燃料保持部分９が回転していな場合には、残存燃料は１点鎖線で表されるように第１燃料保持部分９の内面で緩やかに流動しながらその不特定領域に吸着して概ね静止していて、出口１６の周辺には燃料が存在しない（ことがある）。
【００２６】
第１燃料保持部分９が回転すれば、第１燃料保持部分９の内面に付着している燃料部分は遠心力Ｆを受け、その分力の面内方向力ｆを受けて中央領域１７に集まるが、毛細管現象発現層１５の毛細管力と遠心力的圧力とを受けて全面的に拡散して流動し、一部分は出口１６の近傍まで流動して行く。
【００２７】
図５は、本発明による宇宙機用燃料タンクの実施の他の形態を示している。実施の本形態では、第１燃料保持部分９は回転しない。回転軸心線Ｌを共通の軸心線とする回転軸１８が第１燃料保持部分９を貫通して第１燃料保持部分９に回転自在に支持されている。回転軸１８の回転駆動力としては、太陽電池パネル３により集められる電力が供給される電気モータの回転的出力、又は、自身が持つ燃料の燃焼によるロケットモータの回転出力が用いられる。回転軸１８には、円板状の２枚羽根、又は、半円板状の３枚羽根１９が取り付けられている。第１燃料保持部分９の中で浮遊的に集まっている液体燃料は、３枚羽根１９により回転軸心線Ｌのまわりの回転力を受ける。既述の通り遠心力を受ける燃料は、遠心力的圧力と毛細管力を受けて、出口１６に集まる。３枚羽根１９は、モータに限られず、マランゴニ対流により回転させられ得る。
【００２８】
燃料タンク１は、スラスタ１２を持つことにより、自立的航行体であり、且つ、姿勢制御が自立的に可能である自立航行体として、それ自体が宇宙機である。燃料タンク１は、自立的に他の燃料タンク１に代替することができ、マニピュレータ４を不要化する。多数の燃料タンク１は、宇宙機本体２の軌道と同じ軌道、又は、宇宙機本体２の軌道に高さ方向に近傍である軌道に予め投入され、そのような軌道の上で、宇宙機本体２に近い空間領域に予め投入されている。宇宙機本体２に対してユニット化され宇宙機本体２に対してワンタッチ式に着脱可能である多数の燃料タンク１のこのような投入は、宇宙機本体２の寿命を半永久化することができ、衛星又は宇宙機のレスキューサービスが可能である。
【００２９】
【発明の効果】
本発明による宇宙機、宇宙機の製造方法、宇宙機用燃料タンク、及び、宇宙機の軌道投入方法は、宇宙機を長寿命化することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】図１は、本発明による宇宙機の実施の形態を示す正面断面図である。
【図２】図２は、本発明による宇宙機の実施の形態を示す斜軸投影図である。
【図３】図３は、ベクトル図である。
【図４】図４は、本発明による宇宙機用燃料タンクの実施の他の形態を示す断面図である。
【図５】図５は、本発明による宇宙機用燃料タンクの実施の更に他の形態を示す断面図である。
【符号の説明】
１…燃料タンクユニット（第１燃料タンク、第２燃料タンク）
２…宇宙機本体
６…本体
７…燃料タンク
８…把持部分
９…燃料タンク
１０…合体部分
１１…燃料タンク
１２…スラスタ（ロケットエンジン）
１５…毛管現象発現層
１８…回転軸
Ｌ…回転軸心線
【図１】
2004058856.tif 000003
【図２】
2004058856.tif 000004
【図３】
2004058856.tif 000005
【図４】
2004058856.tif 000006
【図５】
2004058856.tif 000007