JPH0563360B2 - - Google Patents
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- Publication number
- JPH0563360B2 JPH0563360B2 JP60187511A JP18751185A JPH0563360B2 JP H0563360 B2 JPH0563360 B2 JP H0563360B2 JP 60187511 A JP60187511 A JP 60187511A JP 18751185 A JP18751185 A JP 18751185A JP H0563360 B2 JPH0563360 B2 JP H0563360B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- satellite
- rocket
- interstage
- weight
- separation
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Lifetime
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/002—Launch systems
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
- B64G1/641—Interstage or payload connectors
- B64G1/643—Interstage or payload connectors for arranging multiple satellites in a single launcher
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Astronomy & Astrophysics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Prostheses (AREA)
- Transition And Organic Metals Composition Catalysts For Addition Polymerization (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
〔発明の技術分野〕
この発明は、ロケツト内に格納する人工衛星の
支持方法に関する。
支持方法に関する。
通信、実用観測、科学観測等に使用される人工
衛星は、ロケツトによつて目的軌道に向けて打ち
上げられるが、通常この人工衛星はロケツトの先
端部に配置され、第１段の飛行中の音響、空力加
熱などから保護するため、衛星フエアリング内に
格納されている。すなわち、第１図に示すよう
に、人工衛星本体１は最終段ロケツト２上に衛星
分離部３を介して設置され、そしてアルミ合金等
の特殊構造のフエアリング４で覆われている。こ
の衛星本体１の支持方式は、PUSH方式と呼ば
れ、ロケツトと一緒の飛翔中は、衛星本体は全体
として圧縮荷重を受けるようになつている。な
お、５は衛星分離部３と衛星本体１との分離面
で、６は衛星本体１上に取り付けられているアン
テナである。
衛星は、ロケツトによつて目的軌道に向けて打ち
上げられるが、通常この人工衛星はロケツトの先
端部に配置され、第１段の飛行中の音響、空力加
熱などから保護するため、衛星フエアリング内に
格納されている。すなわち、第１図に示すよう
に、人工衛星本体１は最終段ロケツト２上に衛星
分離部３を介して設置され、そしてアルミ合金等
の特殊構造のフエアリング４で覆われている。こ
の衛星本体１の支持方式は、PUSH方式と呼ば
れ、ロケツトと一緒の飛翔中は、衛星本体は全体
として圧縮荷重を受けるようになつている。な
お、５は衛星分離部３と衛星本体１との分離面
で、６は衛星本体１上に取り付けられているアン
テナである。
ところで、衛星本体の構体には、衛星がロケツ
トから分離された後は、殆ど外力が加わらない
が、ロケツト打ち上げ時及びロケツトと共に飛翔
中においては、大きな種々の外力を受ける。した
がつて、これらの諸外力に十分耐え、しかも最小
重量構造であることが要請されている。例えば、
衛星構体は衛星総重量の通常５〜20％を占める
が、５％台の構造重量とするためには、非常な努
力が必要とされる。すなわち、衛星が打ち上げ時
に推進軸方向に約12ｇの重力加速度を受けるとす
ると、例えば重量500Kgの衛星構体に加わる荷重
は約６トンにも達し、この荷重を僅か25Kgの構体
部材で支持することになる。このような、打ち上
げ時の外力等の環境条件に十分耐えるように衛星
構体を構成する場合には、重量増加が避けられ
ず、重い構体になり、最小重量構造という要請に
は容易に対応できなくなつてしまうという問題点
があつた。
トから分離された後は、殆ど外力が加わらない
が、ロケツト打ち上げ時及びロケツトと共に飛翔
中においては、大きな種々の外力を受ける。した
がつて、これらの諸外力に十分耐え、しかも最小
重量構造であることが要請されている。例えば、
衛星構体は衛星総重量の通常５〜20％を占める
が、５％台の構造重量とするためには、非常な努
力が必要とされる。すなわち、衛星が打ち上げ時
に推進軸方向に約12ｇの重力加速度を受けるとす
ると、例えば重量500Kgの衛星構体に加わる荷重
は約６トンにも達し、この荷重を僅か25Kgの構体
部材で支持することになる。このような、打ち上
げ時の外力等の環境条件に十分耐えるように衛星
構体を構成する場合には、重量増加が避けられ
ず、重い構体になり、最小重量構造という要請に
は容易に対応できなくなつてしまうという問題点
があつた。
本発明は、従来のPUSH方式を用いた衛星支持
方式における問題点を解決すべくなされたもの
で、衛星構体の重量を増加せずに、打ち上げ時等
において印加される荷重に十分耐えられるように
したロケツトにおける衛星支持方法を提供するこ
とを目的とする。
方式における問題点を解決すべくなされたもの
で、衛星構体の重量を増加せずに、打ち上げ時等
において印加される荷重に十分耐えられるように
したロケツトにおける衛星支持方法を提供するこ
とを目的とする。
本願第１発明は、最終段ロケツトの上端にイン
ターステージを配置し、該インターステージの上
端に衛星本体を吊り下げ支持し、インターステー
ジ内に衛星本体を格納することを特徴とし、本願
第２発明は、上記インターステージに衛星分離部
を取り付け、該衛星分離部の上端に第１の衛星を
載置して取り付け、その下端には第２の衛星を吊
り下げ支持させることを特徴とし、吊り下げ支持
した衛星本体の構体に、打ち上げ時に引張荷重が
加わるようにして、構体重量の軽減化を計るもの
である。
ターステージを配置し、該インターステージの上
端に衛星本体を吊り下げ支持し、インターステー
ジ内に衛星本体を格納することを特徴とし、本願
第２発明は、上記インターステージに衛星分離部
を取り付け、該衛星分離部の上端に第１の衛星を
載置して取り付け、その下端には第２の衛星を吊
り下げ支持させることを特徴とし、吊り下げ支持
した衛星本体の構体に、打ち上げ時に引張荷重が
加わるようにして、構体重量の軽減化を計るもの
である。
以下本発明の実施例について説明する。第２図
は、本願第１発明に係るロケツトにおける衛星支
持方法の一実施例を説明するための概略線図であ
る。図において、１１は最終段ロケツトで、その
上端部に衛星分離部を兼ねたインターステージ１
２を接続配置し、該インターステージ１２の上端
には、内側に向けてテーパーを付した環状の衛星
支持部材１３を下向きに取り付け、該支持部材１
３の下端部に衛星本体１４を吊り下げるように保
持している。１５は前記衛星支持部材１３の上端
に取り付けられた衛星フエアリングで、衛星本体
１４を保護するためのものである。１６はインタ
ーステージ１２と衛星支持部材１３との間の分離
面である。
は、本願第１発明に係るロケツトにおける衛星支
持方法の一実施例を説明するための概略線図であ
る。図において、１１は最終段ロケツトで、その
上端部に衛星分離部を兼ねたインターステージ１
２を接続配置し、該インターステージ１２の上端
には、内側に向けてテーパーを付した環状の衛星
支持部材１３を下向きに取り付け、該支持部材１
３の下端部に衛星本体１４を吊り下げるように保
持している。１５は前記衛星支持部材１３の上端
に取り付けられた衛星フエアリングで、衛星本体
１４を保護するためのものである。１６はインタ
ーステージ１２と衛星支持部材１３との間の分離
面である。
以上のように、衛星本体１４を、吊り下げ方式
で支持部材１３に取り付け、インターステージ１
２内に格納しているので、ロケツト打ち上げ時に
は衛星本体１４には引張荷重が印加されることに
なる。衛星本体の構体が引張荷重を受けた場合
は、圧縮荷重を受ける場合より、その機械的強度
は小さくても済む。このことは、例えばカーテン
はある程度の引張荷重を受けることが可能で、そ
の形状を保持できるのに対し、圧縮荷重で受ける
ことができず、すぐ座屈してその形状が保持でき
なくなる態様をみると、直ちに理解できることで
ある。
で支持部材１３に取り付け、インターステージ１
２内に格納しているので、ロケツト打ち上げ時に
は衛星本体１４には引張荷重が印加されることに
なる。衛星本体の構体が引張荷重を受けた場合
は、圧縮荷重を受ける場合より、その機械的強度
は小さくても済む。このことは、例えばカーテン
はある程度の引張荷重を受けることが可能で、そ
の形状を保持できるのに対し、圧縮荷重で受ける
ことができず、すぐ座屈してその形状が保持でき
なくなる態様をみると、直ちに理解できることで
ある。
したがつて、以上のように引張荷重が印加され
るように衛星本体を吊り下げ支持することによ
り、従来のPUSH方式の如く、圧縮荷重が印加さ
れるように支持する場合に比べて、その構体強度
を低減することができ、それにより構体重量を軽
減することが可能になる。
るように衛星本体を吊り下げ支持することによ
り、従来のPUSH方式の如く、圧縮荷重が印加さ
れるように支持する場合に比べて、その構体強度
を低減することができ、それにより構体重量を軽
減することが可能になる。
この場合、衛星フエアリングの一部を衛星を支
持するためのインターステージとするため、ロケ
ツト側の重量が増加するが、衛星構体の重量が軽
減できるので、その軽減分、衛星自体の重量を増
加させることができる。例えば、現在開発中のＨ
−ロケツトの場合は、インターステージ（ロケ
ツト側重量に含まれる）の1.7Kgの重量増加が衛
星重量１Kgの増加と、ロケツト能力上同等になる
といわれている。したがつて、衛星構体重量を極
力ロケツト側重量に移すことにより、全体として
衛星重量の増加が可能となるので、この点からも
この吊り下げ支持方式は、有効なものである。例
えば、吊り下げ支持方式により衛星構体重量を10
Kg軽減し、その結果インターステージの重量が15
Kgになつたとしても、全体として２Kgのペイロー
ド追加が可能になる。
持するためのインターステージとするため、ロケ
ツト側の重量が増加するが、衛星構体の重量が軽
減できるので、その軽減分、衛星自体の重量を増
加させることができる。例えば、現在開発中のＨ
−ロケツトの場合は、インターステージ（ロケ
ツト側重量に含まれる）の1.7Kgの重量増加が衛
星重量１Kgの増加と、ロケツト能力上同等になる
といわれている。したがつて、衛星構体重量を極
力ロケツト側重量に移すことにより、全体として
衛星重量の増加が可能となるので、この点からも
この吊り下げ支持方式は、有効なものである。例
えば、吊り下げ支持方式により衛星構体重量を10
Kg軽減し、その結果インターステージの重量が15
Kgになつたとしても、全体として２Kgのペイロー
ド追加が可能になる。
なお、上記実施例において、吊り下げ支持され
ている衛星本体１４の横ゆれが発生する可能性が
ある場合には、その下端部１４′に適宜ストツパ
を設ければよい。
ている衛星本体１４の横ゆれが発生する可能性が
ある場合には、その下端部１４′に適宜ストツパ
を設ければよい。
この吊り下げ取付による衛星支持方法は、以上
述べた如く一個の衛星をロケツト内に格納する場
合だけでなく、次に述べる複数衛星、例えば２個
の衛星を同一のロケツト内に搭載する場合におい
て、その一方の衛星の取付支持方法にも適用でき
るものである。すなわち、従来、複数衛星搭載方
式には、アリアンロケツトで採用している衛星搭
載方式があるが、この方式は、例えば２個の衛星
を単純に縦続接続して最終段ロケツト上に配置
し、第１段の衛星分離を行つたのち、第１段の衛
星と衝突を避けるため姿勢変更を行い、第２段の
衛星分離を行うもので、所定の時間間隔で２個の
衛星をシリーズに分離するものである。
述べた如く一個の衛星をロケツト内に格納する場
合だけでなく、次に述べる複数衛星、例えば２個
の衛星を同一のロケツト内に搭載する場合におい
て、その一方の衛星の取付支持方法にも適用でき
るものである。すなわち、従来、複数衛星搭載方
式には、アリアンロケツトで採用している衛星搭
載方式があるが、この方式は、例えば２個の衛星
を単純に縦続接続して最終段ロケツト上に配置
し、第１段の衛星分離を行つたのち、第１段の衛
星と衝突を避けるため姿勢変更を行い、第２段の
衛星分離を行うもので、所定の時間間隔で２個の
衛星をシリーズに分離するものである。
この衛星搭載方式は、複数個の衛星をシリーズ
にしか分離できないので、時間的制限の厳しい追
跡等の運用が困難になるという問題点がある。本
願第２発明は、ロケツト内に格納する２個の衛星
のうち、一方の衛星支持法に吊り下げ支持方法を
適用することにより、衛星構体の重量の軽減化を
計ると共に、２個の衛星を同時にあるいはシリー
ズにも分離可能にして、上記問題点を解決するよ
うにしたものである。
にしか分離できないので、時間的制限の厳しい追
跡等の運用が困難になるという問題点がある。本
願第２発明は、ロケツト内に格納する２個の衛星
のうち、一方の衛星支持法に吊り下げ支持方法を
適用することにより、衛星構体の重量の軽減化を
計ると共に、２個の衛星を同時にあるいはシリー
ズにも分離可能にして、上記問題点を解決するよ
うにしたものである。
すなわち、第３図は、２個の衛星搭載方式に吊
り下げ支持方法を適用した本願第２発明の実施例
を説明するための概略線図である。図において、
２１は最終段ロケツトで、該ロケツト２１の上端
部には円筒状インターステージ２２が配設されて
いる。該インターステージ２２の上端には、集約
型衛星分離部２３が取り付けられている。そして
該分離部２３の上端面には、第１の衛星２４が載
置して取り付けられており、また該分離部２３の
下端面には、第２の衛星２５が、アポジエンジン
のノズル２６を上向きにして吊り下げ状態で取り
付けられ、インターステージ２２内に格納されて
いる。２７は衛星２４，２５を保護するための衛
星フエアリングで、２８はインターステージ２２
と集約型衛星分離部２３との分離面である。
り下げ支持方法を適用した本願第２発明の実施例
を説明するための概略線図である。図において、
２１は最終段ロケツトで、該ロケツト２１の上端
部には円筒状インターステージ２２が配設されて
いる。該インターステージ２２の上端には、集約
型衛星分離部２３が取り付けられている。そして
該分離部２３の上端面には、第１の衛星２４が載
置して取り付けられており、また該分離部２３の
下端面には、第２の衛星２５が、アポジエンジン
のノズル２６を上向きにして吊り下げ状態で取り
付けられ、インターステージ２２内に格納されて
いる。２７は衛星２４，２５を保護するための衛
星フエアリングで、２８はインターステージ２２
と集約型衛星分離部２３との分離面である。
このように２段目の衛星２５を分離部２３に吊
り下げ支持して設置することにより、第１発明の
実施例と同様に、ロケツト打ち上げ時には、その
第２衛星構体は全体的に引張荷重を受けることに
なり、圧縮荷重を受ける場合より構体重量を軽減
することができ、特に座屈荷重が問題となる大型
衛星の場合、相当な重量軽減になるので、２段目
の衛星として大型衛星を配置する場合には、その
効果が顕著になる。
り下げ支持して設置することにより、第１発明の
実施例と同様に、ロケツト打ち上げ時には、その
第２衛星構体は全体的に引張荷重を受けることに
なり、圧縮荷重を受ける場合より構体重量を軽減
することができ、特に座屈荷重が問題となる大型
衛星の場合、相当な重量軽減になるので、２段目
の衛星として大型衛星を配置する場合には、その
効果が顕著になる。
次に、第３図に示した２個の衛星を搭載したロ
ケツトにおける衛星分離方式を説明する。第４図
Ａに示すように、まず衛星フエアリングを投棄し
てフエアリング分離状態とする。次にトランスフ
ア軌道投入後、第４図Ｂに示すように、インター
ステージ２２と集約型衛星分離部２３とを分離し
て、２個の衛星２４，２５を同時にロケツト部か
ら分離する。この際、必要ならば、２個の衛星と
もスピンさせる。このスピンは、衛星搭載のガス
ジエツト装置、又は衛星分離部２３に装備したガ
スジエツト装置により行う。１個の衛星のみをス
ピンさせる場合には、衛星分離部２３にスピンテ
ーブルを取り付け、スピンさせない衛星のガスジ
エツト装置で全体の回転を防ぐか、あるいは、衛
星分離部２３に搭載したガスジエツト装置で回転
を防止する。次に第４図Ｃに示すように、第１段
の衛星２４を衛星分離部２３から分離し、更に第
４図Ｄに示すように、必要あれば、第２衛星２５
を衛星分離部２３から分離して、２段の衛星分離
動作を完了する。
ケツトにおける衛星分離方式を説明する。第４図
Ａに示すように、まず衛星フエアリングを投棄し
てフエアリング分離状態とする。次にトランスフ
ア軌道投入後、第４図Ｂに示すように、インター
ステージ２２と集約型衛星分離部２３とを分離し
て、２個の衛星２４，２５を同時にロケツト部か
ら分離する。この際、必要ならば、２個の衛星と
もスピンさせる。このスピンは、衛星搭載のガス
ジエツト装置、又は衛星分離部２３に装備したガ
スジエツト装置により行う。１個の衛星のみをス
ピンさせる場合には、衛星分離部２３にスピンテ
ーブルを取り付け、スピンさせない衛星のガスジ
エツト装置で全体の回転を防ぐか、あるいは、衛
星分離部２３に搭載したガスジエツト装置で回転
を防止する。次に第４図Ｃに示すように、第１段
の衛星２４を衛星分離部２３から分離し、更に第
４図Ｄに示すように、必要あれば、第２衛星２５
を衛星分離部２３から分離して、２段の衛星分離
動作を完了する。
また、この集約衛星分離部を用いて一方の衛星
を載置し、他方の衛星を吊り下げにより支持した
衛星支持方法は、２個の衛星をシリーズにも分離
することが可能である。
を載置し、他方の衛星を吊り下げにより支持した
衛星支持方法は、２個の衛星をシリーズにも分離
することが可能である。
以上実施例に基づいて説明したように、本願各
発明は、少なくとも１個の衛星本体を吊り下げに
より保持してロケツト内に配設し、ロケツト打ち
上げ時には、衛星本体に引張荷重が印加されるよ
うに構成したので、衛星構体の重量を著しく軽減
することが可能になり、衛星重量の増加を計るこ
とができる等の効果が得られる。また、本願第２
発明は、上記効果と共に、２個の衛星の同時分離
が可能となるので、時間的制約が厳しい追跡等の
運用に大幅な自由度を与えることが可能になり、
また衛星分離部が一つに集約されているので、ロ
ケツト部とのインターフエースが容易になる等の
効果が得られる。
発明は、少なくとも１個の衛星本体を吊り下げに
より保持してロケツト内に配設し、ロケツト打ち
上げ時には、衛星本体に引張荷重が印加されるよ
うに構成したので、衛星構体の重量を著しく軽減
することが可能になり、衛星重量の増加を計るこ
とができる等の効果が得られる。また、本願第２
発明は、上記効果と共に、２個の衛星の同時分離
が可能となるので、時間的制約が厳しい追跡等の
運用に大幅な自由度を与えることが可能になり、
また衛星分離部が一つに集約されているので、ロ
ケツト部とのインターフエースが容易になる等の
効果が得られる。
第１図は、ロケツトにおける従来の衛星支持方
法を説明するための概略線図、第２図は、本願第
１発明の一実施例を説明するための概略線図、第
３図は、本願第２発明の一実施例を説明するため
の概略線図、第４図Ａ〜Ｄは、第３図に示した方
法を適用したロケツトにおける衛星分離態様を示
す図である。 図において、１１は最終段ロケツト、１２はイ
ンターステージ、１３は衛星支持部材、１４は衛
星本体、１５は衛星フエアリング、１６は分離
面、２１は最終段ロケツト、２２はインターステ
ージ、２３は集約型衛星分離部、２４は第１衛
星、２５は第２衛星、２６はノズル、２７は衛星
フエアリング、２８は分離面を示す。
法を説明するための概略線図、第２図は、本願第
１発明の一実施例を説明するための概略線図、第
３図は、本願第２発明の一実施例を説明するため
の概略線図、第４図Ａ〜Ｄは、第３図に示した方
法を適用したロケツトにおける衛星分離態様を示
す図である。 図において、１１は最終段ロケツト、１２はイ
ンターステージ、１３は衛星支持部材、１４は衛
星本体、１５は衛星フエアリング、１６は分離
面、２１は最終段ロケツト、２２はインターステ
ージ、２３は集約型衛星分離部、２４は第１衛
星、２５は第２衛星、２６はノズル、２７は衛星
フエアリング、２８は分離面を示す。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ 最終段ロケツトの上端に円筒状インターステ
ージを配置し、該インターステージの上端に衛星
本体を吊り下げるように支持して、該衛星本体を
前記インターステージ内に格納するように配設す
ることを特徴とするロケツトにおける人工衛星支
持方法。 ２ 最終段ロケツトの上端に円筒状インターステ
ージを配置し、該インターステージの上端に衛星
分離部を取り付け、該分離部の上端に第１の衛星
を載置して配設すると共に、該分離部の下端に
は、第２の衛星を吊り下げ支持して、該第２の衛
星を前記インターステージ内に格納するように配
設することを特徴とするロケツトにおける人工衛
星支持方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP60187511A JPS6250299A (ja) | 1985-08-28 | 1985-08-28 | ロケットにおける人工衛星支持方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP60187511A JPS6250299A (ja) | 1985-08-28 | 1985-08-28 | ロケットにおける人工衛星支持方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS6250299A JPS6250299A (ja) | 1987-03-04 |
| JPH0563360B2 true JPH0563360B2 (ja) | 1993-09-10 |
Family
ID=16207345
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP60187511A Granted JPS6250299A (ja) | 1985-08-28 | 1985-08-28 | ロケットにおける人工衛星支持方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS6250299A (ja) |
Families Citing this family (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP3978861B2 (ja) * | 1998-04-22 | 2007-09-19 | 株式会社Ｉｈｉ | ペイロード緩衝支持機構 |
| JP4078712B2 (ja) * | 1998-06-10 | 2008-04-23 | 株式会社Ｉｈｉ | ペイロードの防振装置 |
| US8915472B2 (en) | 2012-05-11 | 2014-12-23 | The Boeing Company | Multiple space vehicle launch system |
| US9180984B2 (en) | 2012-05-11 | 2015-11-10 | The Boeing Company | Methods and apparatus for performing propulsion operations using electric propulsion systems |
| CA2831309C (en) * | 2012-12-04 | 2017-05-30 | The Boeing Company | Methods and apparatus for performing propulsion operations using electric propulsion systems |
-
1985
- 1985-08-28 JP JP60187511A patent/JPS6250299A/ja active Granted
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS6250299A (ja) | 1987-03-04 |
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