(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
１段又は２段以上のロケットに切り離し可能に衛星を搭載した宇宙機において、前記衛星は、前記衛星が前記ロケットから切り離された後に前記衛星の制御を行うと共に前記衛星が前記ロケットから切り離される前は前記ロケットの制御をも行う電子機器を備えたことを特徴とする宇宙機システム。
【請求項２】
前記衛星には無線機及び各種センサが備えられ、前記電子機器は信号線を介して該無線機及び該各種センサと接続されることを特徴とする請求項１記載の宇宙機システム。
【請求項３】
前記ロケットには各段毎にロケットエンジンが備えられ、前記電子機器は信号線を介して該ロケットエンジンと接続されることを特徴とする請求項１又は２記載の宇宙機システム。
【請求項４】
前記ロケットにはブースターが付属し、前記電子機器は信号線を介して該ブースターのロケットエンジンと接続されることを特徴とする請求項１，２又は３記載の宇宙機システム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、宇宙機システムに関する。詳しくは、簡素、かつ、低コストで軽量な宇宙機システムを提供するものである。
【背景技術】
【０００２】
従来の宇宙機システムを図２に示す。図２は、第１段ロケット１０及び第２段ロケット２０よりなる２段式ロケットに関するものである。
【０００３】
即ち、第１段ロケット１０上に第２段ロケット２０を設け、第２段ロケット２０上の先端部としてフェアリング３０を形成する。
第１段ロケット１０は、燃料タンク１１及びロケットエンジン１２を備え、更に、ロケットエンジン４２，５２を有する複数のブースター４０，５０が付属している。
第２段ロケット２０は、燃料タンク２１及びロケットエンジン２２を備え、第２段ロケット２０上のフェアリング３０内には、衛星６０が切り離し可能に搭載されている。
【０００４】
従って、第１段ロケット１０及びブースター４０，５０を点火して打ち上げた後、第１段ロケット１０から第２段ロケット２０を切り離しつつ第２段ロケット２０を点火して大気圏外に到達したら、衛星６０を切り離して、衛星６０を軌道上に乗せることが可能である。
上述した従来の宇宙機システムにおいては、第１段ロケット１０及び第２段ロケット２０は、ロケット専用の各種センサ、無線機及び電子機器（コンピュータ）を持ち、これらの各種センサ、無線機及び電子機器を使用して、ロケットの制御を行っていた。
【０００５】
即ち、第１段ロケット１０、第２段ロケット２０は、加速度センサ、角加速度センサ（ジャイロ）等の各種センサ１３，２３をそれぞれ備えており、更に、地上側基地局との交信のための無線機１４，２４及び電子機器（コンピュータ）１５，２５をそれぞれ備え、電子機器１５，２５は、ロケット専用バス（信号線）７０を介して、これら各種センサ１３，２３、無線機１４，２４及びロケットエンジン１２，２２と電気的に接続されている。
【０００６】
更に、ブースター４０，５０にも、各種センサ４３，５３、無線機４４，５４及び電子機器４５，５５がそれぞれ備えられ、電子機器４５，５５は、ロケット専用バス（信号線）７０を介して、これらの各種センサ４３,５３、無線機４４，５４及びロケットエンジン４２，５２と電気的に接続されている。
従って、これらの電子機器１５，２５，４５及び５５は、各種センサ１３，２３，４３及び５３により得られた信号に基づき、かつ、無線機１４，２４，４４及び５４で受信された指令に基づき、ロケットエンジン１２，２２，４２，５２を制御することが可能である。
【０００７】
一方、２段式ロケットにより大気圏外に運ばれる衛星６０は、２段式ロケットから分離した後、衛星内に搭載された衛星専用の各種センサ、無線機及び電子機器（コンピュータ）を使用して衛星自体の制御を行っている。
即ち、衛星６０内には、衛星専用の各種センサ６３、地上側基地局との交信のための無線機６４及び電子機器（コンピュータ）６５が備えられ、電子機器６５は、衛星専用バス（信号線）８０を介して、これら各種センサ６３、無線機６４と電気的に接続されている。
【０００８】
従って、２段式ロケットから分離された衛星６０においては、電子機器６５が、各種センサ６３により得られた信号に基づき、かつ、無線機６４で受信された指令に基づき、衛星自体を制御することが可能である。
【特許文献１】特開平２００５−１７８７７１
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
上述した従来の宇宙機システムにおいて、２段式ロケットは、衛星６０を大気圏外に送り出した後に、多数の高価な各種センサ１３，２３，４３及び５３、無線機１４，２４，４４及び４５、電子機器１５，２５，４５及び５５と共に廃棄されるため、これらの機器を含む分だけ第１段ロケット１０、第２段ロケット２０のコストの増大、重量の増大を招くと共に第１段ロケット１０、第２段ロケット２０内におけるシステムが複雑となるため、打ち上げ準備期間が長くなるという不都合もあった。
【００１０】
なお、衛星を搭載しない航空宇宙ビークルについての通信構造が特許文献１に開示されている。
特許文献１に、「…イニシエータ及びセンサがオードナンス・コントローラ１４により制御されるようなアドレス可能な共通バス２２を介して結合されるので有利である。…」と記載される通り（段落［００２０］）、アドレス可能な共通バス２２を使用することにより、単一のオードナンス・コントローラ１４によりイニシエータ及びセンサが制御されることとなる。
【課題を解決するための手段】
【００１１】
上記課題を解決する本発明の請求項１に係る宇宙機システムは、１段又は２段以上のロケットに切り離し可能に衛星を搭載した宇宙機において、前記衛星は、前記衛星が前記ロケットから切り離された後に前記衛星の制御を行うと共に前記衛星が前記ロケットから切り離される前は前記ロケットの制御をも行う電子機器を備えたことを特徴とする。
【００１２】
上記課題を解決する本発明の請求項２に係る宇宙機システムは、請求項１記載の宇宙機システムにおいて、前記衛星には無線機及び各種センサが備えられ、前記電子機器は信号線を介して該無線機及び該各種センサと接続されることを特徴とする。
【００１３】
上記課題を解決する本発明の請求項３に係る宇宙機システムは、請求項１又は２記載の宇宙機システムにおいて、前記ロケットには各段毎にロケットエンジンが備えられ、前記電子機器は信号線を介して該ロケットエンジンと接続されることを特徴とする。
【００１４】
上記課題を解決する本発明の請求項４に係る宇宙機システムは、請求項１，２又は３記載の宇宙機システムにおいて、前記ロケットにはブースターが付属し、前記電子機器は信号線を介して該ブースターのロケットエンジンと接続されることを特徴とする。
【発明の効果】
【００１５】
本発明の請求項１に係る宇宙機システムは、１段又は２段以上のロケットに切り離し可能に衛星を搭載した宇宙機において、衛星に搭載された電子機器が衛星の制御を行うだけでなくロケットの制御をも行うため、ロケットにはロケット専用のセンサ、無線機、電子機器を搭載する必要がなくなり、その結果、これらの機器を省略する分だけロケットのコストが低減すると共に軽量となるだけでなく、ロケット内におけるシステムが簡素化し、打ち上げ準備期間が短縮するという効果を奏する。
【００１６】
本発明の請求項２に係る宇宙機システムは、衛星がロケットから切り離された後において、衛星に搭載された電子機器が信号線を介して各種センサにより得られる信号に基づいて、かつ、無線機で受信された指令に従って、衛星を制御することができる。
【００１７】
本発明の請求項３に係る宇宙機システムは、衛星がロケットから切り離される前において、衛星に搭載された電子機器が、信号線を介して、ロケットの各段毎に搭載されるロケットエンジンを制御することができる。
【００１８】
本発明の請求項４に係る宇宙機システムは、衛星がロケットから切り離される前において、衛星に搭載された電子機器が信号線を介して、ロケットに付属するブースターのロケットエンジンを制御することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１９】
本発明は、１段又は２段以上のロケットに切り離し可能に衛星を搭載した宇宙機において、ロケットにはロケット専用のセンサ、無線機、電子機器（コンピュータ）を搭載せず、衛星がロケットから切り離される前においては、衛星に搭載した電子機器によりロケットの制御を行うものであり、以下に実施例として説明する態様が、本発明を実施するための最良の形態である。
【実施例１】
【００２０】
本発明の第１の実施例に係る宇宙機システムを図１に示す。本実施例は、第１段ロケット１０及び第２段ロケット２０よりなる２段式ロケットに適用したものである。
【００２１】
即ち、第１段ロケット１０上に第２段ロケット２０を設け、第２段ロケット２０上の先端部としてフェアリング３０を形成する。
第１段ロケット１０は、燃料タンク１１及びロケットエンジン１２を備え、更に、ロケットエンジン４２，５２を有する複数のブースター４０，５０が付属している。
第２段ロケット２０は、燃料タンク２１及びロケットエンジン２２を備え、第２段ロケット２０上のフェアリング３０内には、衛星６０が切り離し可能に搭載されている。
本実施例の宇宙機システムは２段式としたが、１段式とすることもでき、また、ブースター４０，５０は省略することも可能である。
【００２２】
ここで、第１段ロケット１０、第２段ロケット２０は、加速度センサ、角加速度センサ（ジャイロ）等の各種センサ、地上側基地局との交信のための無線機及び電子機器（コンピュータ）は搭載されていない。
また、ブースター４０，５０にも、各種センサ、無線機及び電子機器（コンピュータ）は搭載されていない。
【００２３】
一方、第２段ロケット２０上のフェアリング３０内に切り離し可能に搭載される衛星６０内には、加速度センサ、角加速度センサ（ジャイロ）等の各種センサ６３、地上側基地局との交信のための無線機６４及び電子機器（コンピュータ）６５が備えられている。
電子機器６５は、ロケット・衛星共通バス（信号線）９０を介して、これら各種センサ６３、無線機６４と電気的に接続され、更に、第１段ロケット１０のロケットエンジン１２、第２段ロケット２０のロケットエンジン２２及びブースター４０，５０のジェットエンジン４２，５２と電気的に接続されている。ロケット・衛星共通バス９０としては、特許文献１に開示されるものが使用可能である。
【００２４】
従って、電子機器６５は、ロケット・衛星共通バス９０を介して、２段式ロケットから衛星６０が分離される前においては、各種センサ６３により得られた信号に基づき、かつ、無線機６４で受信された指令に基づき、ロケットエンジン１２，２２，４２，５２を全て制御することが可能であり、また、２段式ロケットから衛星６０が分離された後においては、各種センサ６３により得られた信号に基づき、かつ、無線機６４で受信された指令に基づき、衛星自体を制御することが可能である。
【００２５】
なお、図中では省略したが、ロケットエンジン１２，２２，４２，５２には圧力センサ、温度センサ等が付随しており、これら各種センサと電子機器６５とはロケット・衛星共通バス９０を介して電気的に接続されている。
また、ロケット・衛星共通バス９０は、衛星６０が２段式ロケットから分離される際に、衛星側部分とロケット側部分に分割されることになる。
【００２６】
上述した通り、本実施例においては、第１段ロケット１０、第２段ロケット２０にはロケット専用のセンサ、無線機、電子機器（コンピュータ）を搭載せず、衛星６０が第１段ロケット１０、第２段ロケット２０から切り離される前においては、衛星６０に搭載した電子機器６５が第１段ロケット１０、第２段ロケット２０の制御を行うものであり、その結果、これらの機器を省略する分だけ第１段ロケット１０、第２段ロケット２０のコストが低減すると共に軽量となるだけでなく、第１段ロケット１０、第２段ロケット２０内におけるシステムが簡素化し、打ち上げ準備期間が短縮するという効果を奏する。
【００２７】
言い換えると、従来の宇宙機システムでは、高価な電子機器、センサ、無線機が衛星分離後にロケットと共に無駄に廃棄されていたため、高コスト、重量大であり、また、システムが複雑なため長い打ち上げ準備が必要であったのに比較し、本願発明は、最小限の電子機器、センサ、無線機により構成される最小限のシステムとなるため、超低コストで軽量となると共に究極の即応性を得られる。
【００２８】
なお、衛星６０が第１段ロケット１０、第２段ロケット２０から切り離された後は、従来通り、衛星６０に搭載した電子機器６５により衛星自体の制御を行うものである。
また、衛星６０に搭載される電子機器６５は、衛星自体の制御を行うに十分な性能・機能を有するため、第１段ロケット１０、第２段ロケット２０の制御を行うに十分な性能・機能を備えるものである。
更に、上記実施例では、ロケットエンジン１２，２２が燃料タンク１１，１２内の液体燃料を使用することを前提として説明したが、液体燃料に限らず、固体燃料を使用するものにおいても本発明は適用可能なものであり、同様に、ブースター４０，５０においても、液体燃料に限らず、固体燃料を使用できるものである。
上記実施例では、２段式ロケットに適用した場合について説明したが、３段式、４段式以上の多段式ロケットにも本発明は適用可能なものである。
【産業上の利用可能性】
【００２９】
本発明は、簡素、かつ、低コストで軽量な宇宙機システムとして広く産業上利用可能なものである。
【図面の簡単な説明】
【００３０】
【図１】本発明の第１の実施例に係る宇宙機システムの概略図である。
【図２】従来技術に係る宇宙機システムの概略図である。
【符号の説明】
【００３１】
１０  第１段ロケット
２０  第２段ロケット
３０  フェァリング
４０，５０  ブースター
６０  衛星
６３  各種センサ
６４  無線機
６５  電子機器（コンピュータ）
７０  ロケット専用バス（信号線）
８０  衛星専用バス（信号線）
９０  ロケット・衛星共通バス（信号線）
【図１】
0005030811.tif 000002
【図２】
0005030811.tif 000003