(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
外側の部分シェルがシリンダセグメントとして形成され且つ中央構造体の周囲に配置されている複数の人工衛星を切離すための装置であって、これらの人工衛星がペイロードとしてまとめられ且つ締付バンドを用いて取外し可能に互いに連結されていて、更にそのペイロードを推進ロケットの最上段部分と取外し可能に結合させるアダプターユニットが設けられている、前記装置において、前記人工衛星（３、４）がそれぞれの上部および下部の外側のエッジに円錐形のリングセグメント（７）を備えていること、これらの人工衛星（３、４）の外側の部分シェルが完全なシリンダシェルを形成するように、これらの人工衛星（３、４）が中央構造体（１）の周囲に配置されていること、前記円錐形のリングセグメント（７）が共同で複数の面内でそれぞれ一つのリングを形成し、円錐内部構造を有する締付バンド（１０、１１）により保持されること、アダプターユニット（２）が同様に円錐形のリングセグメント（７）を備え、同様に円錐内部構造を有する締付バンド（８、９）を介して一方で前記人工衛星（３、４）と、他方で推進ロケットの最上段部分（１２）と取外し可能に結合されていることを特徴とする装置。
【請求項２】
前記人工衛星（３、４）が、上下に位置する複数の面内に配置され、ペイロードとしてまとめられていることを特徴とする請求項１に記載の装置。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、複数の人工衛星を切離す(Aussetzen)ための装置に関し、これらの人工衛星の外側の部分シェルはシリンダセグメントとして形成され、且つこれらの人工衛星は中央構造体の周囲に配置されている。この際これらの人工衛星は、ペイロードとしてまとめられ、および締付バンドを用いて取外し可能に互いに連結され、およびペイロードを推進ロケットと取外し可能に結合するアダプターユニットと結合されている。
【０００２】
【従来の技術】
現代の電気通信システムの幾つかは、一連の個々の人工衛星で構成され、これらの人工衛星は、所定の配置規則で相前後して軌道上に配置されなくてはならない。所謂星群計画(Constellation−Projekt)では例えば、十機の人工衛星を同時に、ただ一つの推進ロケットを用いて発射することが考慮され、軌道到達後に、特にこのために備えられている装置、所謂ディスペンサーが、人工衛星を次々と切離す。
【０００３】
既に周知のディスペンサーでは、人工衛星が個々に、中央で支持する一次的構造体上ないしはこの一次的構造体に固定され、この一次的構造体は、発射段階および飛行の際に全エネルギー流にさらされる。ＵＳ５４１１２２６より周知の冒頭に掲げたような装置では、全六機の人工衛星が二段で上下に位置し、星形に配置されている支持プレートで固定されている。類似する装置は、ＵＳ５６１３６５３より周知であり、この装置では、中央の支柱ないしは中央管が人工衛星を支持する。両事例では、この目的のために使用される中央構造体が、要求される強度と剛度を保証するために、極めて安定性があり且つ安定性があると同時に必然的に重くなければならない。
【０００４】
同様に、所謂イリジウムディスペンサー(Iridium−Dispenser)の既に周知の方式では、複数の人工衛星が、皿状のアダプター板上に個々に固定されていて、各人工衛星は固有の解放機構を有する。このアダプター板は、この際、駆動部を備え得て、この駆動部を用いて全人工衛星が個々に決定されている位置へ連行され、その位置で切離される。このアダプター板および前記解放機構もまた、要求される剛度と強度を満たし得るために、比較的重い。この構想の他の変形例では、ディスペンサーのための固有の駆動部が備えられていない。
【０００５】
所謂グローバルスター構想(Globalstar−Konzept)の部分である、冒頭に掲げたような既に周知の別の装置は、同様に中央管を基部とし、この中央管に全ペイロードが固定される。この比較的薄い中央管、およびそれに付属する平坦状の円錐形アダプターの形体の柔軟なアダプターシェルは、要求される剛度を満たし得るために、新たに比較的多くの構造体質量を必要とする。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
本発明の課題は、冒頭に掲げたような装置を、この装置が出来るだけ簡単で且つ軽量な構成で強度と剛度を最大限に保証するように形成することにある。
【０００７】
【課題を解決するための手段】
本発明は、本課題を次のように解決する。この種の装置において人工衛星が、これらの人工衛星のそれぞれの上部および下部の外側のエッジに円錐形のリングセグメントを備え、および、これらの人工衛星の外側の部分シェルが完全なシリンダシェルを形成するように、これらの人工衛星を中央構造体の周囲に配置し、この際、前記円錐形のリングセグメントは共同で、複数の面内でそれぞれ一つのリングを形成し、周知の態様で円錐内部構造を有する締付バンドにより保持され、および、アダプターユニットは同様に円錐形のリングセグメントを備え、同様に円錐内部構造を有する締付バンドを介して一方で前記人工衛星と、他方で推進ロケットの最上段部分と取外し可能に結合されている。
【０００８】
本発明の基本思想は、人工衛星が、上昇中に生じる大きな荷重を、まとまりのある構造体であるかのように吸収できるように、これらの人工衛星を結束することにある。これにより全装置の特に軽量な構成方法が可能とされる。本発明では、その有利な実施の形態として、二つの上下に位置する面内に配置され、ペイロードとしてまとめられている総数十機の人工衛星を考慮する。
【０００９】
本発明による装置のための締付バンドとしては、特に、ＤＥ４２２１５２５Ｃ２より周知であり、自動で機能する開口機構を有する所謂マルマンクランプ(Marman−Klemmen)が適当である。また、締付螺子を介して放射状に引張られ、推進ロケットからの分離後に爆発式で弛緩され、放出される締付バンドも同様に使用され得る。
【００１０】
【発明の実施の形態】
次に本発明を図面に図示されている実施の形態について更に詳細に説明する。図に示されているペイロードでは、軽量のシリンダーシェルとして形成されている中央管１が受皿状の円錐形アダプター２と固定されている。この装置は同時に、人工衛星発射の準備のための組立骨格部として、および数機の人工衛星３、４、ここで記載されている実施形態の場合では全十機の人工衛星のために軌道到達後の切離し手段またはディスペンサーとして使用される。この切離し段階のために前記円錐形アダプター２は、図示されていない駆動モジュールおよび制御モジュールを有し、この駆動モジュールおよび制御モジュールは、推進ロケットの最上段部分が自ら人工衛星を切離さない場合に機能する。
【００１１】
人工衛星３、４は、図3および図４により、それぞれに固有の支持フレームを介して、これらの人工衛星３、４の取付の際に放射状で中央管１に押入され、それぞれに六つの心出しピン５で位置決めされ、両終端でロック手段６により固定され、これらのロック手段６は、後に解放のために点火式で爆破され得る。前記心出しピン５は、同時にスラストピン(Schubbolzen)として、横方向力を部分的に伝達する。
【００１２】
人工衛星３、４は、上部および下部の外側のエッジで円錐形のリングセグメント７、所謂マルマンリングセグメント(Marman−Ring−Segmente)を支持し、これらのリングセグメント７は共同で、複数の面内、本実施例では三つの面内でそれぞれ一つの所謂マルマンリングを形成し、円錐内部構造を有する周知の締付バンド８から１１、所謂マルマンクランプにより互いに結合されている。これにより各五機の人工衛星３、４の外側の部分シェルは、大きなシリンダシェルを形成し、このシリンダシェルは、推進ロケットの最上段部分１２との直接的な結合により全ペイロードの軸方向力と横方向力、および曲げモーメントを吸収し、この際、僅かな構造体質量により軸方向および横方向の大きな剛度を保証することが可能である。
【００１３】
前記締付バンド８から１１は、ＤＥ４２２１５２５Ｃ２より周知の装置で、図5から図7に図示されているように、開閉され得る。これらの締付バンド８から１１は締付螺子を介しても放射状に引張られ得て、推進ロケットからの分離後に爆発式で弛緩され、放出され得る。
【００１４】
上昇中の大きな荷重は、中央管１および円錐形シェル２により形成されている中央構造体で支持されるのではなく、宇宙空間に輸送されるべき人工衛星３、４自体により支持され、これらの人工衛星３、４は、締付バンド８から１１を用いて推進ロケットの最上段部分１２と、およびこれらの人工衛星３、４の上下で互いに固定されている。
【００１５】
軌道上に到達すると、切離し手段として作動する装置は、下部の締付バンド８の弛緩により推進ロケットから分離し、人工衛星３、４と共に独立して目的地へと飛行する。更に別の可能性として、この機能は、推進ロケットの最上段部分１２自体に継承され得て、この場合は、ディスペンサーは前記最上段部分から分離しない。
【００１６】
人工衛星の切離し直前に、残りの三つの締付バンド９から１１が、まず上部の五機の人工衛星３を解放するために、機械的に弛緩され、放射状に移動される。この際、最上部の締付バンド１１は上方へ、残りの締付バンド９および１０は放射状で下方へ移動される。人工衛星３、４は、この際、ロック手段６により中央構造体に固定されている。締付バンド１０は、上段の人工衛星３の切離し成功後に上方へ移動される。
【００１７】
図5から図7に図示されている機械的な弛緩装置は、有利にも全く衝撃の無い開口を可能とする。この弛緩装置は旋回アーム１３に固定され、および、円錐形のセグメント７より形成され、分割されているマルマンリングのリップから対応する締付バンドが離れると、上方および（または）下方へ移動され得る。
【００１８】
旋回アーム１３は更に、遮断されたマルマンリング間の力伝達のために設けられ、および分解後にこの旋回アーム１３と共に移動される堅固な間隔保持部を支持する。
人工衛星の解放は、ロック手段６の爆破により行われる。同時に、引張られているばね、心出しピン毎に一つのばねは、各人工衛星の放射状の突離しのために設けられている。規定のスタートは、この際放射状の案内部を介して達成され、この案内部は、望遠鏡の引出部のレールのように機能する。
【００１９】
図５から図7では、締付バンド８から１１が如何に弛緩されるかについて示されている。そのために、これらの締付バンドの両端部を枢着したレバー１４が、時計回り方向でほぼ１８０度回転される。平行四辺形案内部１６、１７も支持されている旋回金具１５には、揺動支持部材１８が回転可能に保持されている。この揺動支持部材１８の他方の終端に電気サーボモータ１９が設けられている。このサーボモータ１９は、鋸歯状バンド２０、およびレバー２１に固定されている歯車２２を用いて、このレバー２１を所望の方向へ回転させる。
【図面の簡単な説明】
【図１】複数の人工衛星より形成されていて、軌道に輸送されるべきペイロードの側面図である。
【図２】図１に示された装置の俯観図である。
【図３】個々の人工衛星の支持フレームとしての、図１による装置の部分領域を示す図である。
【図４】個々の人工衛星の支持フレームとしての、図１による装置の部分領域を示す図である。
【図５】図１による装置の詳細を示す図である。
【図６】図１による装置の詳細を示す図である。
【図７】図１による装置の詳細を示す図である。
【符号の説明】
１    中央管
２    円錐形アダプター
３    上部の人工衛星
４    下部の人工衛星
５    心出しピン
６    ロック手段
７    円錐形のリングセグメント
８    締付バンド
９    締付バンド
１０  締付バンド
１１  締付バンド
１２  推進ロケットの最上段部分
１３  旋回アーム
１４  レバー
１５  旋回金具
１６  平行四辺形案内部
１７  平行四辺形案内部
１８  揺動支持部材
１９  電気サーボモータ
２０  鋸歯状バンド
２１  レバー
２２  歯車
【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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