(57)【要約】【課題】飛行エフェクタを、ねらった方向に正確に打ち出すことが可能な射出装置を提供する。【解決手段】飛行エフェクタ３を載置する台１１と、台１１を所定の方向に移動可能に支持するべく設けられたレール１２およびスライダ１３からなるガイド手段と、台１１を所定の方向に付勢するべく設けられたコイルバネ１５からなる付勢手段とを備える射出装置５を採用する。【選択図】  図２
2004230929.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
物体を載置する台と、該台を所定の方向に移動可能に支持するガイド手段と、該台を前記所定の方向に付勢する付勢手段とを備えることを特徴とする物体の射出装置。
【請求項２】
前記ガイド手段が、前記所定の方向に配設されたレールと、前記台に固定されて前記レールに案内されて移動するスライダとを備えることを特徴とする請求項１記載の物体の射出装置。
【請求項３】
前記ガイド手段が、平行リンクの組み合わせであることを特徴とする請求項１記載の物体の射出装置。
【請求項４】
前記ガイド手段が、前記所定の方向に配設された筒状空間をなす壁面を有し、前記台を前記壁面に沿ってあたかもピストンのごとく移動可能に支持していることを特徴とする請求項１記載の物体の射出装置。
【請求項５】
前記付勢手段が、弾性体の反発を利用して前記台を加速させることを特徴とする請求項１、２、３または４記載の物体の射出装置。
【請求項６】
前記付勢手段が、気体の膨張を利用して前記台を加速させることを特徴とする請求項１、２、３または４記載の物体の射出装置。
【請求項７】
前記付勢手段が、直動式モータの直線運動を利用して前記台を加速させることを特徴とする請求項１、２、３または４記載の物体の射出装置。
【請求項８】
前記付勢手段が、回転式モータの回転運動を直線運動に変換し、該直線運動を利用して前記台を加速させることを特徴とする請求項１、２、３または４記載の物体の射出装置。
【請求項９】
前記付勢手段が、流体駆動式シリンダの直線運動を利用して前記台を加速させることを特徴とする請求項１、２、３または４記載の物体の射出装置。
【請求項１０】
前記ガイド手段によって規定される前記台の移動方向を変化させる変向手段を備えることを特徴とする請求項１ないし９のいずれか記載の物体の射出装置。
【請求項１１】
前記物体の既知の質量、前記物体が射出後に牽引する索条に作用する既知の張力、および前記物体を飛翔させるべき距離に基づいて前記物体に与えるべき射出速度を算出し、該射出速度を実現するべく前記付勢手段を制御することを特徴とする請求項１ないし１０のいずれか記載の物体の射出装置。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、物体を所定の方向に射出する射出装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】
宇宙空間にて太陽エネルギーを利用して発電し、これを電磁波に変換して送電する太陽発電衛星の開発が検討されている（例えば、下記の非特許文献１）。この種の構造物は非常に大型になり、その構築を宇宙空間にて人手で行おうとすると、数百人レベルの宇宙飛行士が宇宙空間で作業可能な設備と環境が必要となり、現実性に乏しい。そこで、専用機械を使って作業を無人化することが好ましい。
【０００３】
こういった専用機械のひとつに、宇宙飛行士がＭＭＵを装着して行う作業を代行する装置として、フリーフライングロボットがある。このフリーフライングロボットは、浮遊モジュール間の結合やレール移動式ロボットがアクセスできない箇所での作業、遠距離を往復して行う作業、飛散した部材の回収等の高度な作業を行うことができる。
【０００４】
また、フリーフライングロボットと同様の働きをする装置として、飛行エフェクタがある。飛行エフェクタは、自ら推進力を発揮して飛行するフリーフライングロボットとは異なり、専用の射出装置によって付加された運動エネルギーを利用して無重力空間を飛行するので、フリーフライングロボットほどの汎用性はないが、作業状況のモニタリング、点検や測量作業、テザーの操作等の軽作業を十分に行うことができる。
【０００５】
【非特許文献１】
町田  和雄、”太陽発電衛星におけるロボティックス”、１９９２年６月７日、ロボティクスメカトロニクス講演会（ＲＯＢＯＭＥＣ９２）
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
飛行エフェクタに関して問題となるのは、ねらった方向に如何に正確に打ち出すか、という点である。飛行エフェクタは、方向制御用に小型のスラスタを備える場合もあるが、飛行する方向は基本的に初期の打ち出し方向に依存することになり、打ち出し方向がねらい通りにならないと、飛行エフェクタにさせるべき作業が実施できない場合も起こり得る。
【０００７】
本発明は上記の事情に鑑みてなされたものであり、飛行エフェクタなる物体を、ねらった方向に正確に打ち出すことが可能な射出装置を提供することを目的としている。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
上記の課題を解決するための手段として、次のような構成の物体の射出装置を採用する。すなわち本発明に係る請求項１記載の物体の射出装置は、物体を載置する台と、該台を所定の方向に移動可能に支持するガイド手段と、該台を前記所定の方向に付勢する付勢手段とを備えることを特徴とする。
【０００９】
請求項２記載の物体の射出装置は、請求項１記載の物体の射出装置において、前記ガイド手段が、前記所定の方向に配設されたレールと、前記台に固定されて前記レールに案内されて移動するスライダとを備えることを特徴とする。
【００１０】
請求項３記載の物体の射出装置は、請求項１記載の物体の射出装置において、前記ガイド手段が、平行リンクの組み合わせであることを特徴とする。
【００１１】
請求項４記載の物体の射出装置は、請求項１記載の物体の射出装置において、前記ガイド手段が、前記所定の方向に配設された筒状空間をなす壁面を有し、前記台を前記壁面に沿ってあたかもピストンのごとく移動可能に支持していることを特徴とする。
【００１２】
請求項５記載の物体の射出装置は、請求項１、２、３または４記載の物体の射出装置において、前記付勢手段が、弾性体の反発を利用して前記台を加速させることを特徴とする。
【００１３】
請求項６記載の物体の射出装置は、請求項１、２、３または４記載の物体の射出装置において、前記付勢手段が、気体の膨張を利用して前記台を加速させることを特徴とする。
【００１４】
請求項７記載の物体の射出装置は、請求項１、２、３または４記載の物体の射出装置において、前記付勢手段が、直動式モータの直線運動を利用して前記台を加速させることを特徴とする。
【００１５】
請求項８記載の射出装置は、請求項１、２、３または４記載の物体の射出装置において、前記付勢手段が、回転式モータの回転運動を直線運動に変換し、該直線運動を利用して前記台を加速させることを特徴とする。
【００１６】
請求項９記載の射出装置は、請求項１、２、３または４記載の物体の射出装置において、前記付勢手段が、流体駆動式シリンダの直線運動を利用して前記台を加速させることを特徴とする。
【００１７】
請求項１０記載の射出装置は、請求項１ないし９のいずれか記載の物体の射出装置において、前記ガイド手段によって規定される前記台の移動方向を変化させる変向手段を備えることを特徴とする。
【００１８】
請求項１１記載の射出装置は、請求項１ないし１０のいずれか記載の物体の射出装置において、前記物体の既知の質量、前記物体が射出後に牽引する索条に作用する既知の張力、および前記物体を飛翔させるべき距離に基づいて前記物体に与えるべき射出速度を算出し、該射出速度を実現するべく前記付勢手段を制御することを特徴とする。
【００１９】
本発明においては、ガイド手段によって台の移動方向を規定しておき、その移動方向を目標物または目標とする方向に向けたうえで台をその方向に付勢することにより、台に載せた物体がねらった方向に正確に打ち出されることになる。
【００２０】
【発明の実施の形態】
本発明に係る第１の実施形態を図１ないし図６に示して説明する。
図１は、宇宙空間に浮かぶ宇宙ステーションユニット１からもうひとつの宇宙ステーションユニット２に飛行エフェクタ３を飛行させ、両者間にテザー４を架設するシステムを示している。
このテザー架設システムは、飛行エフェクタ３の他、宇宙ステーションユニット１から飛行エフェクタ３を打ち出す射出装置５と、飛行エフェクタ３の進むべき軌道Ｌを生成するレーザ発信器６と、飛行エフェクタ３に搭載されて軌道を追尾する軌道追尾装置７とを備えている。飛行エフェクタ３は、一方の宇宙ステーションユニット１の射出装置５から、レーザ発信器６が生成した軌道と同じ方向に打ち出され、軌道追尾装置７によって常に軌道からのずれを検出しながら飛行し、ずれが拡大する傾向が現れた場合には自らが具備するスラスタ（図示略）を駆動して方向修正を行い、ずれを解消しながら目標とする他方の宇宙ステーションユニット２に向けて飛行する。
【００２１】
図２および図３に射出装置５の構造を示す。射出装置５は、内側の筒状空間１０ａの断面形状が矩形の砲身部１０と、砲身部１０の内側に配された台１１とを備えている。射出装置５には、台１１を砲身部１０の長さ方向（ある方向）に移動可能に支持するガイド手段として、砲身部１０の内側に、その長さ方向に沿って２本のレール１２，１２が設けられ、台１１には、レール１２，１２に案内されて移動するスライダ１３が設けられている。砲身部１０の射出口には、台１１の移動範囲を砲身部１０の内側に留めるためのストッパ１０ｂが設けられている。
【００２２】
レール１２，１２は、砲身部１０の内側にて相対して筒状空間１０ａを画成する内壁面１０ｃ，１０ｃに、それぞれ固定されている。スライダ１３は、内壁面１０ｃ，１０ｃにそれぞれ対向する台１１の側面１１ａ，１１ａに、各レール１２を嵌め合わされるようにして固定されている。また、台１１には、相対する各内壁面１０ｃにそれぞれ接地してレール１２の配設方向に転動する車輪１４が複数設けられており、これら複数の車輪１４も、台１１を砲身部１０の長さ方向に案内するガイド手段としての役割を果たしている。
【００２３】
射出装置５には、台１１を砲身部１０の長さ方向に付勢して砲身部１０から押し出す付勢手段として、初期の加速度を得易いコイルバネ（弾性体）１５と、速度制御を行い易いリニアモータ（直動式モータ）１６とが組み合わされて設けられている。砲身部１０の底面１０ｄと台１１の下面１１ｃとの間には、コイルバネ１５による過度に急激な加速を和らげるダンパ１７が介装されている。
【００２４】
コイルバネ１５は、一端を砲身部１０の底面１０ｄに固定され、他端をプレート１８の下面に固定されており、飛行エフェクタ３を載置される座面１１ｂの反対側に位置する下面１１ｃを、プレート１８を介して押推することによって、台１１ならびに台１１に載置された飛行エフェクタ３を加速するようになっている。
【００２５】
リニアモータ１６は、上述したレール１２を固定子とし、同じく上述したスライダ１３を二次導体として構成され、レール１２に沿ってスライダ１３を移動させることによって、台１１ならびに台１１に載置された飛行エフェクタ３を加速するようになっている。
【００２６】
上記のように構成された射出装置５においては、まず、コイルバネ１５を圧縮したうえでプレート１８を図示しないトリガで係止し、コイルバネ１５に弾発力を蓄える。次に、台１１の座面１１ｂ上に飛行エフェクタ３を載置したうえでリニアモータ１６を駆動させ、台１１ならびに台１１に載置された飛行エフェクタ３を砲身部１０の内側に没入させ、台１１の下面１１ｃをプレート１８に当接させる。
【００２７】
この状態から、砲身部１０の長さ方向を、飛行エフェクタ３を飛行させるべき方向に合致させたうえで、プレート１８を係止していたトリガを外すと、圧縮されていたコイルバネ１５の弾発力が解放され、プレート１８を介して台１１が勢いよく押し出され、台１１に載置された飛行エフェクタ３が加速される。
【００２８】
コイルバネ１５によって飛行エフェクタ３が勢いよく加速されると、リニアモータ１６が飛行エフェクタ３を加速する役割を引き継ぎ、砲身部１０の射出口間近で所定の速度となるように飛行エフェクタ３が加速される。このように、飛行エフェクタ３は、コイルバネ１５とリニアモータ１６との連携によって所定の速度まで加速されて砲身部１０から押し出され、台１１がストッパ１０ｂによって停止した後も、自らに付加された運動エネルギーによって単独で宇宙空間を飛行する。
【００２９】
上記のように構成された射出装置５によれば、飛行エフェクタ３を、ねらった方向に正確に打ち出すことができる。また、飛行エフェクタ３を、初期の加速度を得易いコイルバネ１５と、速度制御を行い易いリニアモータ１６とを協働させることで、飛行エフェクタ３を短時間のうちに所定の速度にまで加速することができる。
【００３０】
図４から図６には本実施形態の変形例を示す。図２に示した射出装置５では、飛行エフェクタ３に初期の加速度を与えるために、圧縮したコイルバネ１５が伸びる方向に反発する力を利用して飛行エフェクタ３を加速する機構が採用されていたが、図４に示す射出装置５では、引き伸ばしたコイルバネ１５’が縮む方向に反発する力を利用して飛行エフェクタ３を加速する機構が採用されている。砲身部１０の内側には、コイルバネ１５’を収める凹所１０ｅが設けられている。コイルバネ１５’は、一端を凹所１０ｅの天面に固定され、他端をプレート１８の上面に固定されており、プレート１８は、コイルバネ１５’を介して砲身部１０に吊り下げられている。
【００３１】
本例においては、まず、コイルバネ１５’を引き伸ばしたうえでプレート１８を図示しないトリガで係止し、コイルバネ１５’に弾発力を蓄える。この状態から、プレート１８を係止していたトリガを外すと、引き伸ばされていたコイルバネ１５’の弾発力が解放され、プレート１８を介して台１１が勢いよく押し出され、台１１に載置された飛行エフェクタ３が加速される。
【００３２】
図５に示す射出装置５では、飛行エフェクタ３に初期の加速度を与えるために、加圧された蒸気やガス等の気体が膨張するときの力を利用して飛行エフェクタ３を加速する機構が採用されている。台１１の下面１１ｃには、下方に向けてピストンロッド１９ａが垂設され、相対する砲身部１０の下面１０ｄには、ピストンロッド１９ａを収めるシリンダ１９ｂが立設されている。さらに、砲身部１０には、シリンダ１９ｂに蒸気、ガス等の気体を加圧供給する気体供給装置２０が設置されている。
【００３３】
本例においては、まず、台１１を砲身部１０の内側に没入させ、ピストンロッド１９ａをシリンダ１９ｂに挿入する。この状態から、シリンダ１９ｂに気体供給装置２０から加圧した気体を供給すると、シリンダ１９ｂからピストンロッド１９ａが勢いよく押し出され、台１１に載置された飛行エフェクタ３が加速される。
【００３４】
図６に示す射出装置５では、飛行エフェクタ３に初期の加速度を与えるために、磁化された物体の反発を利用して飛行エフェクタ３を加速する機構が採用されている。台１１の下面１１ｃには永久磁石２１ａが固設され、相対する砲身部１０の下面１０ｄにはコイル２１ｂが固設されている。さらに、砲身部１０には、コイル２１ｂに電流を流して永久磁石２１ａと同じ極性を発現させるための電源装置２２が設置されている。
【００３５】
本例においては、まず、台１１を砲身部１０の内側に没入させ、通電していないコイル２１ｂに永久磁石２１ａを当接させる。この状態から、コイル２１ｂに通電して磁化すると、磁化されたコイル２１ｂに反発して永久磁石２１ａが勢いよく弾け、台１１に載置された飛行エフェクタ３が加速される。
【００３６】
なお、本実施形態においては、初期の加速度を得易い機構（コイルバネや磁性体どうしの反発、気体の膨張を利用したもの）と、速度制御を行い易いリニアモータ１６とが組み合わされたが、これらはいずれも、単独でも台１１を押し出して飛行エフェクタ３を加速することが可能である。
【００３７】
本発明に係る第２の実施形態を図７に示して説明する。
本実施形態の射出装置５には、テザー（索条）４を巻き取って保持しておき、飛行エフェクタ３の射出と同時にテザー４を送り出すリール機構２３と、飛行エフェクタ３の質量、および飛行エフェクタ３が射出後に牽引するテザー（索条）４に作用する張力と、射出装置５から飛行エフェクタ３の到達目標位置までの距離（いずれも既知の情報）とに基づいて飛行エフェクタ３の射出速度を算出し、その射出速度を実現するべくリニアモータ１６を制御する制御部２４とが設けられている。
【００３８】
上記のように構成された射出装置５において、飛行エフェクタ３の質量をｍ、テザー４に作用する張力をＴ、射出装置５から飛行エフェクタ３の到達目標位置までの距離をＬ、飛行エフェクタ３の射出速度をｖとすると、射出装置５によって飛行エフェクタ３に付与される運動エネルギーは、ｍｖ２／２で表される。一方、飛行エフェクタ３が張力Ｔに抗して距離Ｌだけ移動する間に消費する運動エネルギーは、ＴＬで表されるから、飛行エフェクタ３を射出してから距離Ｌだけ飛行させて停止させるには、射出速度ｖを、（２ＴＬ／ｍ）１／２とすればよい。
【００３９】
制御部２４では、既知の情報であるｍ、Ｔ、Ｌから飛行エフェクタ３に付与すべき射出速度ｖを算出し、リニアモータ１６を制御して飛行エフェクタ３をその射出速度ｖで砲身部１０から射出する。このとき、リール機構２３は飛行エフェクタ３の射出速度に応じて張力Ｔが変化しないように、テザー４の送り出し速度を調節する。宇宙空間では空気の抵抗は考慮されないから、射出された飛行エフェクタ３は速度を減じながら飛行し、射出装置５から距離Ｌだけ離れたところで停止する。
【００４０】
上記のように構成された射出装置５によれば、飛行エフェクタ３を、ねらった方向に、所望の距離だけ移動させることが可能であり、宇宙空間での作業を円滑かつ安全に進めることが可能になる。
【００４１】
なお、本実施形態においては、付勢手段としてのリニアモータ１６を用いて飛行エフェクタ３の速度制御を行ったが、後述するその他の付勢手段を用いて飛行エフェクタ３の速度制御または加速度制御を行っても構わない。
【００４２】
本発明に係る第３の実施形態を図８に示して説明する。
本実施形態の射出装置５には、台１１を所定の方向に移動可能に支持するガイド手段として、台１１の両側に２つの平行リンク２５Ａ，２５Ｂが組み合わせて設けられている。平行リンク２５Ａは、台１１の一方の側面１１ａにあって台１１を移動させるべき方向に離間して設けられた２つの支点２６，２６と、側面１１ａに平行に配設されるべき底辺２７ａを有する二等辺三角形のプレート２７と、プレート１１の底辺１７ａに、その長さ方向に離間して設けられた２つの支点２８，２８と、相対する支点２６，２８に端部を回動自在に軸支された２本のロッド２９，２９とから構成されている。さらに、プレート２７の頂点には支点３０が、射出装置５の基礎面５ａに固設されたブラケット３１には支点３２が設けられ、両支点３０，３２にも端部を回動自在に軸支されたロッド３３が設けられている。（平行リンク２５Ｂも同じ構造なので説明は省略）。台１１は、両側に設けられた２つの平行リンク２５Ａ，２５Ｂにより、紙面に向かって上下方にのみ移動方向を規制されることになる。
【００４３】
射出装置５には、所定の方向に移動可能に支持された台１１をその方向に付勢する付勢手段として、第１の実施形態と同じく初期の加速度を得易いコイルバネ１５が設けられている。
【００４４】
上記のように構成された射出装置５においては、まず、コイルバネ１５を圧縮したうえでプレート１８を図示しないトリガで係止し、コイルバネ１５に弾発力を蓄える。次に、台１１の座面１１ｂ上に飛行エフェクタ３を載置したうえで台１１を移動させ、台１１の下面１１ｃをプレート１８に当接させる。
【００４５】
この状態から、台１１の可動方向を、飛行エフェクタ３を飛行させるべき方向に合致させたうえで、プレート１８を係止していたトリガを外すと、圧縮されていたコイルバネ１５の弾発力が解放され、プレート１８を介して台１１が勢いよく押し出され、台１１に載置された飛行エフェクタ３が加速される。加速された飛行エフェクタ３は、平行リンク２５Ａ，２５Ｂが可動の限界に達して台１１が停止した後も、自らに付加された運動エネルギーによって単独で宇宙空間を飛行する。
【００４６】
上記のように構成された射出装置５によれば、飛行エフェクタ３を、ねらった方向に正確に打ち出すことができる。
なお、本実施形態においては、付勢手段としてコイルバネ１５が採用されているが、これにかえて上記第１の実施形態の変形例として挙げた各機構（図４から図６参照）を採用しても構わない。
【００４７】
本発明に係る第４の実施形態を図９に示して説明する。
本実施形態の射出装置５には、台１１を所定の方向に移動可能に支持するガイド手段として、台１１が、砲身部１０の内壁面１０ｃ、１０ｃに沿ってあたかもピストンのごとく移動可能に支持されている。また、砲身部１０の長さ方向に移動可能に支持された台１１をその方向に付勢する付勢手段として、第１の実施形態と同じく初期の加速度を得易いコイルバネ１５が設けられている。コイルバネ１５は、プレートを介さず、台１１の下面１１ｃに直に固定されている。
【００４８】
上記のように構成された射出装置５においては、まず、コイルバネ１５を圧縮したうえで台１１を図示しないトリガで係止し、コイルバネ１５に弾発力を蓄える。次に、台１１の座面１１ｂ上に飛行エフェクタ３を載置したうえで台１１を移動させ、台１１の下面１１ｃを砲身部１０の底面１０ｄに当接させる。
【００４９】
この状態から、砲身部１０の長さ方向を、飛行エフェクタ３を飛行させるべき方向に合致させたうえで、台１１を係止していたトリガを外すと、圧縮されていたコイルバネ１５の弾発力が解放されて台１１が勢いよく押し出され、台１１に載置された飛行エフェクタ３が加速される。加速された飛行エフェクタ３は、台１１がストッパ１０ｂによって停止した後も、自らに付加された運動エネルギーによって単独で宇宙空間を飛行する。
【００５０】
上記のように構成された射出装置５によれば、飛行エフェクタ３を、ねらった方向に正確に打ち出すことができる。
なお、本実施形態においては、付勢手段としてコイルバネ１５が採用されているが、これにかえて上記第１の実施形態の変形例として挙げた各機構（図４から図６参照）を採用しても構わない。
【００５１】
本発明に係る第５の実施形態を図１０に示して説明する。
本実施形態の射出装置５には、台１１を所定の方向に移動可能に支持するガイド手段として、台１１が、砲身部１０の内壁面１０ｃ、１０ｃに沿ってあたかもピストンのごとく移動可能に支持されている。また、砲身部１０の長さ方向に移動可能に支持された台１１をその方向に付勢する付勢手段として、回転式モータの回転運動を直線運動に変換し、該直線運動を利用して飛行エフェクタ３を加速する機構が採用されている。砲身部１０の射出口脇には、回転自在なプーリ３０が設けられ、砲身部１０には、回転式モータによって駆動される回転ドラム３１が設けられている。回転ドラム３１にはワイヤーケーブル３２が巻回されており、その先端はプーリ３０を巻回したうえで、台１１の座面１１ｂに固設されている。
【００５２】
上記のように構成された射出装置５においては、まず、台１１の座面１１ｂ上に飛行エフェクタ３を載置したうえで、回転ドラム３１からワイヤーケーブル３２を送り出しながら台１１を移動させ、台１１の下面１１ｃを砲身部１０の底面１０ｄに当接させる。
【００５３】
この状態から、砲身部１０の長さ方向を、飛行エフェクタ３を飛行させるべき方向に合致させたうえで、回転ドラム３１を回転させてワイヤーケーブル３２を巻き上げると、台１１が勢いよく引き出され、台１１に載置された飛行エフェクタ３が加速される。加速された飛行エフェクタ３は、台１１がストッパ１０ｂによって停止した後も、自らに付加された運動エネルギーによって単独で宇宙空間を飛行する。
【００５４】
上記のように構成された射出装置５によれば、飛行エフェクタ３を、ねらった方向に正確に打ち出すことができる。
なお、本実施形態においては、ガイド手段として砲身部１０の内側で台１１をピストンのごとく移動可能に支持する構造が採用されているが、これにかえて上記第１、第３の実施形態にガイド手段として挙げた各機構（図２、図８参照）を採用しても構わない。また、初期の加速度を得易い付勢手段、例えばコイルバネ１５等、上記第１の実施形態に挙げた各機構（図４から図６参照）を組み合わせても構わない。
【００５５】
本発明に係る第６の実施形態を図１１に示して説明する。
本実施形態の射出装置５には、台１１を所定の方向に移動可能に支持するガイド手段として、台１１が、砲身部１０の内壁面１０ｃ、１０ｃに沿ってあたかもピストンのごとく移動可能に支持されている。また、砲身部１０の長さ方向に移動可能に支持された台１１をその方向に付勢する付勢手段として、流体駆動式シリンダの直線運動を利用して飛行エフェクタ３を加速する機構が採用されている。砲身部１０の内側には、台１１の可動方向に伸縮する油圧シリンダ３５が配置されており、シリンダ３５ａの先端を砲身部１０の底面１０ｄに固設され、ピストンロッド３５ａの基端を台１１の下面１１ｃに固設されている。さらに、砲身部１０には、シリンダ３５ａに作動油を加圧供給する油供給装置３６が設置されている。
【００５６】
上記のように構成された射出装置５においては、まず、台１１の座面１１ｂ上に飛行エフェクタ３を載置したうえで、油圧シリンダ３５を縮めて台１１を砲身部１０に没入させる。この状態から、砲身部１０の長さ方向を、飛行エフェクタ３を飛行させるべき方向に合致させたうえで、シリンダ３５ａに作動油を供給して油圧シリンダ３５を伸長させると、台１１が勢いよく押し出され、台１１に載置された飛行エフェクタ３が加速される。加速された飛行エフェクタ３は、台１１がストッパ１０ｂによって停止した後も、自らに付加された運動エネルギーによって単独で宇宙空間を飛行する。
【００５７】
上記のように構成された射出装置５によれば、飛行エフェクタ３を、ねらった方向に正確に打ち出すことができる。
なお、本実施形態においては、ガイド手段として砲身部１０の内側で台１１をピストンのごとく移動可能に支持する構造が採用されているが、これにかえて上記第１、第３の実施形態に挙げた各機構（図２、図８参照）を採用しても構わない。また、本実施形態においては、流体駆動式シリンダとして作動流体に油を使用する油圧シリンダ３５を使用したが、これにかえてその他の液体やガスを作動流体とするシリンダを使用しても構わない。さらに、初期の加速度を得易い付勢手段、例えばコイルバネ１５等、上記第１の実施形態に挙げた各機構（図４から図６参照）を組み合わせても構わない。
【００５８】
本発明に係る第７の実施形態を図１２および図１３に示して説明する。
本実施形態の射出装置５には、飛行エフェクタ３の射出方向を任意に変化させる変向手段として、砲身部１０の長さ方向に平行なｘ平面内で砲身部１０を基端を中心に揺動させるパーン（ｐａｎ）機構４０と、砲身部１０の長さ方向に平行かつｘ平面に直交するｙ平面内で砲身部１０を基端を中心に揺動させるチルト（ｔｉｌｔ）機構４１とが設けられている。パーン機構４０は、宇宙ステーションユニット１に対して砲身部１０をｘ平面内で揺動自在に支持するピンリンク４２と、ピンリンク４２を中心として砲身部１０を所定の角度範囲内で自在に揺動させる駆動部とを備えている。チルト機構４１は、宇宙ステーションユニット１に対して砲身部１０をｙ平面内で揺動自在に支持するピンリンク４３と、ピンリンク４３を中心として砲身部１０を所定の角度範囲内で自在に揺動させる駆動部とを備えている。なお、いずれの機構においても駆動部はピンリンクに内蔵されているものとして図示は省略している。
【００５９】
上記のような構成の射出装置５においては、パーン機構４０とチルト機構４１とを組み合わせて作動させることにより、飛行エフェクタ３の射出方向を任意に変化させることができるので、射出の精度を大幅に向上させることができる。また、飛行エフェクタ３の作業用途を広げて宇宙空間で行える作業を多様化することも可能である。
【００６０】
【発明の効果】
以上説明したように、本発明によれば、ガイド手段によって台の移動方向を規定しておき、その移動方向を目標物または目標とする方向に向けたうえで台をその方向に付勢することにより、台に載せた物体をねらった方向に正確に打ち出すことができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の第１の実施形態を示す図であって、宇宙空間に浮かぶ２つの宇宙ステーションユニット間に飛行エフェクタを飛ばしてテザーを架設するシステムを示す概略図である。
【図２】図１の射出装置の内部構造を示す断面図である。
【図３】図２のＩＩＩ−ＩＩＩ線矢視断面図である。
【図４】射出装置の変形例を示す断面図である。
【図５】同じく、射出装置の変形例を示す断面図である。
【図６】同じく、射出装置の変形例を示す断面図である。
【図７】本発明の第２の実施形態を示す図であって、射出装置の内部構造を示す断面図である。
【図８】本発明の第３の実施形態を示す図であって、射出装置の内部構造を示す断面図である。
【図９】本発明の第４の実施形態を示す図であって、射出装置の内部構造を示す断面図である。
【図１０】本発明の第５の実施形態を示す図であって、射出装置の内部構造を示す断面図である。
【図１１】本発明の第６の実施形態を示す図であって、射出装置の内部構造を示す断面図である。
【図１２】本発明の第７の実施形態を示す図であって、射出装置を一方向から見た側面図である。
【図１３】同じく本発明の第７の実施形態を示す図であって、射出装置を図１２とは異なる方向から見た側面図である。
【符号の説明】
３      飛行エフェクタ
５      射出装置
１０    砲身部
１１    台
１２    レール
１３    スライダ
１５    コイルバネ（弾性体）
１６    リニアモータ（直動式モータ）
【図１】
2004230929.tif 000003
【図２】
2004230929.tif 000004
【図３】
2004230929.tif 000005
【図４】
2004230929.tif 000006
【図５】
2004230929.tif 000007
【図６】
2004230929.tif 000008
【図７】
2004230929.tif 000009
【図８】
2004230929.tif 000010
【図９】
2004230929.tif 000011
【図１０】
2004230929.tif 000012
【図１１】
2004230929.tif 000013
【図１２】
2004230929.tif 000014
【図１３】
2004230929.tif 000015