JPH0858700A - 宇宙航行体 - Google Patents
宇宙航行体Info
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- JPH0858700A JPH0858700A JP6195027A JP19502794A JPH0858700A JP H0858700 A JPH0858700 A JP H0858700A JP 6195027 A JP6195027 A JP 6195027A JP 19502794 A JP19502794 A JP 19502794A JP H0858700 A JPH0858700 A JP H0858700A
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- rocket
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-
- 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
- B64G1/645—Separators
-
- 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
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Details Of Aerials (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 衛星は打上げ時にはフェアリングにより保護
されている。従来はこのフェアリングは衛星を大気圏外
へ投入後に開頭分離されていた。この発明では、フェア
リングを衛星の構成要素として使用して、ロケット打上
げ可能重量を有効に利用する。 【構成】 アンテナ４ａ，４ｂをフェアリング２に実装
し、フェアリング２と衛星本体３とを一体化した衛星で
ある。フェアリング２内面への実装物はアンテナの他に
センサ、太陽電池セルでも差し支えない。
されている。従来はこのフェアリングは衛星を大気圏外
へ投入後に開頭分離されていた。この発明では、フェア
リングを衛星の構成要素として使用して、ロケット打上
げ可能重量を有効に利用する。 【構成】 アンテナ４ａ，４ｂをフェアリング２に実装
し、フェアリング２と衛星本体３とを一体化した衛星で
ある。フェアリング２内面への実装物はアンテナの他に
センサ、太陽電池セルでも差し支えない。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、ロケットにより地上か
ら宇宙空間へ運搬される人工衛星その他の宇宙航行体に
関し、特にフェアリングを構造物として使用する宇宙航
行体に関する。
ら宇宙空間へ運搬される人工衛星その他の宇宙航行体に
関し、特にフェアリングを構造物として使用する宇宙航
行体に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来のフェアリングは、例えば特開平１
−２３７３００に記載されているように、ロケットの一
部を構成し、衛星を軌道上へ投入するまで、大気による
空力環境から衛星を保護するだけの目的のために使用さ
れていた。したがって、このフェアリングは、ロケット
が大気環境を通過した後に、衛星がロケットから分離さ
れる前に、ロケットから分離されていた。その後、この
フェアリングは重力を受けて地上へ落下していた。
−２３７３００に記載されているように、ロケットの一
部を構成し、衛星を軌道上へ投入するまで、大気による
空力環境から衛星を保護するだけの目的のために使用さ
れていた。したがって、このフェアリングは、ロケット
が大気環境を通過した後に、衛星がロケットから分離さ
れる前に、ロケットから分離されていた。その後、この
フェアリングは重力を受けて地上へ落下していた。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】上述の如く、従来はフ
ェアリングはロケットの一部として扱われ、衛星が大気
環境中に運搬されている期間だけに用をなしていた。
ェアリングはロケットの一部として扱われ、衛星が大気
環境中に運搬されている期間だけに用をなしていた。
【０００４】一般に、ロケットの打上げ可能重量には制
限があり、衛星等の宇宙航行体の重量をロケットの打上
げ可能重量以内に収めるために多大の努力が払われてい
る。そこで、大気環境運搬期間だけに用をなし、以後は
捨てられるフェアリングはロケットの打上げ可能重量増
大における重大な制限要素となっていた。
限があり、衛星等の宇宙航行体の重量をロケットの打上
げ可能重量以内に収めるために多大の努力が払われてい
る。そこで、大気環境運搬期間だけに用をなし、以後は
捨てられるフェアリングはロケットの打上げ可能重量増
大における重大な制限要素となっていた。
【０００５】本発明は、フェアリングを有効に利用し、
ひいてはロケットの打上げ可能重量を有効に利用するこ
とを目的とする。
ひいてはロケットの打上げ可能重量を有効に利用するこ
とを目的とする。
【０００６】図３は従来の人工衛星を地上から地球周回
軌道へロケットで打上げる工程におけるロケットとフェ
アリングと衛星との関係を示す概念図である。図におい
て、１はロケット本体、２はフェアリング、１２ａ，１
２ｂはフェアリング２を構成する部材、３は衛星本体、
１４ａ，１４ｂはパラボラアンテナ部材である。そして
図３（ａ）は地上において打上げを待つ状態のロケット
１を示す正面図、図３（ｂ）はフェアリング２及びロケ
ット１の外殻の手前側を切除し、フェアリング２及びロ
ケット１上部の内部が現れるようにした概念的な正面
図、図３（ｃ）はフェアリング２をフェアリング部材２
ａおよび２ｂに分割し、これらフェアリング部材２ａ、
２ｂをロケット１から切り離すときの状態を概念的に示
す正面図、３（ｄ）は衛星本体３をロケット本体１から
切り離すときの様子を概念的に示す図、図３（ｅ）はパ
ラボラアンテナ部材１４ａ，１４ｂを展開して地球を周
回する衛星を示す概念図である。
軌道へロケットで打上げる工程におけるロケットとフェ
アリングと衛星との関係を示す概念図である。図におい
て、１はロケット本体、２はフェアリング、１２ａ，１
２ｂはフェアリング２を構成する部材、３は衛星本体、
１４ａ，１４ｂはパラボラアンテナ部材である。そして
図３（ａ）は地上において打上げを待つ状態のロケット
１を示す正面図、図３（ｂ）はフェアリング２及びロケ
ット１の外殻の手前側を切除し、フェアリング２及びロ
ケット１上部の内部が現れるようにした概念的な正面
図、図３（ｃ）はフェアリング２をフェアリング部材２
ａおよび２ｂに分割し、これらフェアリング部材２ａ、
２ｂをロケット１から切り離すときの状態を概念的に示
す正面図、３（ｄ）は衛星本体３をロケット本体１から
切り離すときの様子を概念的に示す図、図３（ｅ）はパ
ラボラアンテナ部材１４ａ，１４ｂを展開して地球を周
回する衛星を示す概念図である。
【０００７】
【課題を解決するための手段】前述の課題を解決するた
めに本発明は次の手段を提供する。
めに本発明は次の手段を提供する。
【０００８】ロケットの先端部に搭載されて該ロケッ
トの推力により地上から宇宙空間へ運搬され、該宇宙空
間で該ロケットから切り離されて宇宙空間を航行する人
工衛星その他の宇宙航行体において、前記ロケットによ
り大気中を運搬されているときに該大気から本体を遮断
し該本体を大気から保護するフェアリングを備えること
を特徴とする宇宙航行体。
トの推力により地上から宇宙空間へ運搬され、該宇宙空
間で該ロケットから切り離されて宇宙空間を航行する人
工衛星その他の宇宙航行体において、前記ロケットによ
り大気中を運搬されているときに該大気から本体を遮断
し該本体を大気から保護するフェアリングを備えること
を特徴とする宇宙航行体。
【０００９】前記フェアリングと前記本体とを結合
し、前記ロケットから切り離された後に該フェアリング
を２つまたはそれ以上の部分に分割して展開するに展開
機構を備えることを特徴とする上記に記載の宇宙航行
体。
し、前記ロケットから切り離された後に該フェアリング
を２つまたはそれ以上の部分に分割して展開するに展開
機構を備えることを特徴とする上記に記載の宇宙航行
体。
【００１０】前記フェアリングに少なくとも１つのア
ンテナが取付てあることを特徴とする上記に記載の宇
宙航行体。
ンテナが取付てあることを特徴とする上記に記載の宇
宙航行体。
【００１１】前記アンテナを複数備え、前記フェアリ
ングを構成し、前記展開機構により展開されたときに互
いに分割される複数のフェアリング部材の内の互いに異
なるフェアリング部材に複数の該各アンテナはそれぞれ
取りつけられていることを特徴とする前記に記載の宇
宙航行体。
ングを構成し、前記展開機構により展開されたときに互
いに分割される複数のフェアリング部材の内の互いに異
なるフェアリング部材に複数の該各アンテナはそれぞれ
取りつけられていることを特徴とする前記に記載の宇
宙航行体。
【００１２】前記アンテナがパラボラアンテナである
ことを特徴とする前記に記載の宇宙航行体。
ことを特徴とする前記に記載の宇宙航行体。
【００１３】前記フェアリングに複数の太陽電池セル
が取付てあることを特徴とする前記に記載の宇宙航行
体。
が取付てあることを特徴とする前記に記載の宇宙航行
体。
【００１４】前記フェアリングにセンサが取付てある
ことを特徴とする前記に記載の宇宙航行体。
ことを特徴とする前記に記載の宇宙航行体。
【００１５】
【作用】本発明では、上述のごとく、宇宙航行体自体が
フェアリングを備えている。宇宙航行体がフェアリング
を備えることにより、宇宙航行体がロケットから切り離
されるとき、フェアリングは宇宙航行体の本体と一体に
なってロケットから切り離され、宇宙航行体の構造部材
の１つとして宇宙で利用される。
フェアリングを備えている。宇宙航行体がフェアリング
を備えることにより、宇宙航行体がロケットから切り離
されるとき、フェアリングは宇宙航行体の本体と一体に
なってロケットから切り離され、宇宙航行体の構造部材
の１つとして宇宙で利用される。
【００１６】例えば、宇宙航行体本体とフェアリングと
を展開構造で結合し、宇宙では宇宙航行体から四方へ伸
びた形態にフェアリングを維持することにより、フェア
リングをアンテナの支持構造部材として利用できる。
を展開構造で結合し、宇宙では宇宙航行体から四方へ伸
びた形態にフェアリングを維持することにより、フェア
リングをアンテナの支持構造部材として利用できる。
【００１７】
【実施例】次に実施例を挙げ、本発明を一層詳しく説明
する。
する。
【００１８】図１は、宇宙空間を航行中の本発明の一実
施例を示す図であり、同図（ａ）はフェアリングを４つ
の部材に分割し、該４つの部材を四方へ展開した状態を
示す平面図、同図（ｂ）はその状態における正面図であ
る。ただし図１（ｂ）では４分割フェアリング２ｂは除
いて示してある。また、図２は、ロケット１に搭載され
ている状態の該実施例の衛星を示す図であり、同図
（ａ）は平面図、同図（ｂ）は正面図である。ただし、
図２（ｂ）では、フェアリング２の手前側を切除し、フ
ェアリング２の内部の構造が現れるようにして示してあ
る。
施例を示す図であり、同図（ａ）はフェアリングを４つ
の部材に分割し、該４つの部材を四方へ展開した状態を
示す平面図、同図（ｂ）はその状態における正面図であ
る。ただし図１（ｂ）では４分割フェアリング２ｂは除
いて示してある。また、図２は、ロケット１に搭載され
ている状態の該実施例の衛星を示す図であり、同図
（ａ）は平面図、同図（ｂ）は正面図である。ただし、
図２（ｂ）では、フェアリング２の手前側を切除し、フ
ェアリング２の内部の構造が現れるようにして示してあ
る。
【００１９】フェアリング２は、４分割フェアリング部
材２ａ，２ｂ，２ｃ及び２ｄを組み合わせてなり、展開
構造（図では省略されている）で衛星本体３へ結合され
ている。フェアリング２は、衛星の構造部材の一部をな
している。衛星本体３がロケット１に搭載されている期
間には、４分割フェアリング２ａ，２ｂ，２ｃ及び２ｄ
は組み合わされて衛星本体３を内部に収容する空間を構
成し、衛星本体３を大気環境から保護する。この点では
フェアリング２の機能は、図３に示した従来のものと変
わらない。しかし、この実施例の衛星では、衛星本体３
がロケット本体１から切り離された後も、フェアリング
２は分離されることはなく、衛星本体３に展開構造を介
して結合されたままであり、衛星が地球周回軌道に乗っ
た後に図１（ａ），（ｂ）に示すように４つの部材に分
割され、四方に展開される。そして、それら４つの部
材、即ち４分割フェアリング部材２ａ，２ｂ，２ｃ，２
ｄのうちの２ａ及び２ｃにはアンテナ４ａ及び４ｂがそ
れぞれ取りつけられている。４分割フェアリング部材２
ａ，２ｃはアンテナ４ａ，４ｂの支持構造として作用し
ている。
材２ａ，２ｂ，２ｃ及び２ｄを組み合わせてなり、展開
構造（図では省略されている）で衛星本体３へ結合され
ている。フェアリング２は、衛星の構造部材の一部をな
している。衛星本体３がロケット１に搭載されている期
間には、４分割フェアリング２ａ，２ｂ，２ｃ及び２ｄ
は組み合わされて衛星本体３を内部に収容する空間を構
成し、衛星本体３を大気環境から保護する。この点では
フェアリング２の機能は、図３に示した従来のものと変
わらない。しかし、この実施例の衛星では、衛星本体３
がロケット本体１から切り離された後も、フェアリング
２は分離されることはなく、衛星本体３に展開構造を介
して結合されたままであり、衛星が地球周回軌道に乗っ
た後に図１（ａ），（ｂ）に示すように４つの部材に分
割され、四方に展開される。そして、それら４つの部
材、即ち４分割フェアリング部材２ａ，２ｂ，２ｃ，２
ｄのうちの２ａ及び２ｃにはアンテナ４ａ及び４ｂがそ
れぞれ取りつけられている。４分割フェアリング部材２
ａ，２ｃはアンテナ４ａ，４ｂの支持構造として作用し
ている。
【００２０】上述の実施例では、フェアリング２は、ア
ンテナ支持構造の作用を為している。そこで、図３のご
とくにフェアリング２を単に衛星本体３を大気環境から
保護するだけのために用いた後には、空間へ捨て、別に
アンテナ４ａ，４ｂのための格別な支持構造を備えるの
に比べて、本実施例の衛星構造を採用することにより、
ロケット１で宇宙空間へ運搬できる重量を格段に増大で
きる。このように、本実施例では、フェアリング２を有
効に利用し、ひいてはロケット１の打ち上げ可能重量を
有効に利用するので、例えば衛星本体３として、従来よ
り大重量のものを搭載できる。
ンテナ支持構造の作用を為している。そこで、図３のご
とくにフェアリング２を単に衛星本体３を大気環境から
保護するだけのために用いた後には、空間へ捨て、別に
アンテナ４ａ，４ｂのための格別な支持構造を備えるの
に比べて、本実施例の衛星構造を採用することにより、
ロケット１で宇宙空間へ運搬できる重量を格段に増大で
きる。このように、本実施例では、フェアリング２を有
効に利用し、ひいてはロケット１の打ち上げ可能重量を
有効に利用するので、例えば衛星本体３として、従来よ
り大重量のものを搭載できる。
【００２１】なお、上記実施例では、フェアリングには
アンテナを実装しているが、フェアリングには他にも各
種センサを実装したり、太陽電池セルを実装できる。太
陽電池セルを実装することにより、フェアリングを太陽
電池パドルとしても使用することとなる。
アンテナを実装しているが、フェアリングには他にも各
種センサを実装したり、太陽電池セルを実装できる。太
陽電池セルを実装することにより、フェアリングを太陽
電池パドルとしても使用することとなる。
【００２２】
【発明の効果】以上に実施例を挙げ詳しく説明したよう
に本発明では、従来打上げ時だけに使用していたフェア
リングを衛星の構造部材として有効利用することによ
り、実質上の打上げ重量を増加することが可能となる。
このことによりミッション重量を増加したり、推薬を多
く搭載することが可能となり、衛星寿命を長くすること
も可能となる。
に本発明では、従来打上げ時だけに使用していたフェア
リングを衛星の構造部材として有効利用することによ
り、実質上の打上げ重量を増加することが可能となる。
このことによりミッション重量を増加したり、推薬を多
く搭載することが可能となり、衛星寿命を長くすること
も可能となる。
【図１】宇宙空間を航行中であって、フェアリングを展
開した状態の本発明の一実施例の衛星を示す図。
開した状態の本発明の一実施例の衛星を示す図。
【図２】ロケットに搭載されている状態における図１実
施例を示す図。
施例を示す図。
【図３】従来の衛星をロケットで地上から打ち上げ宇宙
へ運搬する行程におけるロケットと、フェアリングと、
衛星との関係を示す概念図。
へ運搬する行程におけるロケットと、フェアリングと、
衛星との関係を示す概念図。
１ ロケット ２ フェアリング ２ａ，２ｂ，２ｃ，２ｄ ４分割フェアリング部材 ３ 衛星本体 ４ａ，４ｂ アンテナ １２ａ，１２ｂ ２分割フェアリング部材 １４ａ，１４ｂ パラボラアンテナ部材
Claims (7)
- 【請求項１】ロケットの先端部に搭載されて該ロケット
の推力により地上から宇宙空間へ運搬され、該宇宙空間
で該ロケットから切り離されて宇宙空間を航行する人工
衛星その他の宇宙航行体において、 前記ロケットにより大気中を運搬されているときに該大
気から本体を遮断し該本体を大気から保護するフェアリ
ングを備えることを特徴とする宇宙航行体。 - 【請求項２】前記フェアリングと前記本体とを結合し、
前記ロケットから切り離された後に該フェアリングを２
つまたはそれ以上の部分に分割して展開するに展開機構
を備えることを特徴とする請求項１に記載の宇宙航行
体。 - 【請求項３】前記フェアリングに少なくとも１つのアン
テナが取付てあることを特徴とする請求項２に記載の宇
宙航行体。 - 【請求項４】前記アンテナを複数備え、前記フェアリン
グを構成し、前記展開機構により展開されたときに互い
に分割される複数のフェアリング部材の内の互いに異な
るフェアリング部材に複数の該各アンテナはそれぞれ取
りつけられていることを特徴とする請求項３に記載の宇
宙航行体。 - 【請求項５】前記アンテナがパラボラアンテナであるこ
とを特徴とする請求項４に記載の宇宙航行体。 - 【請求項６】前記フェアリングに複数の太陽電池セルが
取付てあることを特徴とする請求項２に記載の宇宙航行
体。 - 【請求項７】前記フェアリングにセンサが取付てあるこ
とを特徴とする請求項２に記載の宇宙航行体。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6195027A JP2792440B2 (ja) | 1994-08-19 | 1994-08-19 | 宇宙航行体 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6195027A JP2792440B2 (ja) | 1994-08-19 | 1994-08-19 | 宇宙航行体 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0858700A true JPH0858700A (ja) | 1996-03-05 |
| JP2792440B2 JP2792440B2 (ja) | 1998-09-03 |
Family
ID=16334321
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP6195027A Expired - Lifetime JP2792440B2 (ja) | 1994-08-19 | 1994-08-19 | 宇宙航行体 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2792440B2 (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH08230796A (ja) * | 1995-02-28 | 1996-09-10 | Nec Corp | 太陽電池パドル兼用ロケットフェアリング |
| EP0888967A1 (en) * | 1997-07-05 | 1999-01-07 | Matra Marconi Space Uk Limited | Spacecraft platforms |
| KR100524181B1 (ko) * | 2002-11-15 | 2005-10-27 | 한국항공우주연구원 | 3개의 고주파 수신단을 가지는 지피에스 수신기 |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS59216800A (ja) * | 1983-05-20 | 1984-12-06 | 富士重工業株式会社 | 分割型ノ−ズフエアリング |
| JPS62103299A (ja) * | 1985-10-31 | 1987-05-13 | 日産自動車株式会社 | ロケツトの頭胴部 |
| JPH01237300A (ja) * | 1988-03-17 | 1989-09-21 | Toshiba Corp | 宇宙航行体打上げ用フェアリング |
-
1994
- 1994-08-19 JP JP6195027A patent/JP2792440B2/ja not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS59216800A (ja) * | 1983-05-20 | 1984-12-06 | 富士重工業株式会社 | 分割型ノ−ズフエアリング |
| JPS62103299A (ja) * | 1985-10-31 | 1987-05-13 | 日産自動車株式会社 | ロケツトの頭胴部 |
| JPH01237300A (ja) * | 1988-03-17 | 1989-09-21 | Toshiba Corp | 宇宙航行体打上げ用フェアリング |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH08230796A (ja) * | 1995-02-28 | 1996-09-10 | Nec Corp | 太陽電池パドル兼用ロケットフェアリング |
| EP0888967A1 (en) * | 1997-07-05 | 1999-01-07 | Matra Marconi Space Uk Limited | Spacecraft platforms |
| KR100524181B1 (ko) * | 2002-11-15 | 2005-10-27 | 한국항공우주연구원 | 3개의 고주파 수신단을 가지는 지피에스 수신기 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2792440B2 (ja) | 1998-09-03 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 19980519 |