JP2002240800A - 可変加速度のシミュレーション方法およびその装置 - Google Patents
可変加速度のシミュレーション方法およびその装置Info
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-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D47/00—Equipment not otherwise provided for
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 特に火星表面での重力条件のシミュレーショ
ンのため、放物線飛行による０と１ｇとの間の可変加速
度のシミュレーション方法において、火星表面上での条
件のできるだけ簡単なかつ有効なシミュレーションを可
能とする。さらに、このような方法を実施する装置を提
供する。 【解決手段】 輸送機（１）を用いて落下加速度に等し
い放物線軌道を飛行させ、この落下加速度の重力加速度
との差がシミュレーションすべき加速度に対応するよう
にする。方法を実施する装置としては、輸送機（１）の
貨物室にテスト室（２）が可動に取り付けられ、その重
心が作用している残留加速度の方向に自動的に調節可能
となっている。
ンのため、放物線飛行による０と１ｇとの間の可変加速
度のシミュレーション方法において、火星表面上での条
件のできるだけ簡単なかつ有効なシミュレーションを可
能とする。さらに、このような方法を実施する装置を提
供する。 【解決手段】 輸送機（１）を用いて落下加速度に等し
い放物線軌道を飛行させ、この落下加速度の重力加速度
との差がシミュレーションすべき加速度に対応するよう
にする。方法を実施する装置としては、輸送機（１）の
貨物室にテスト室（２）が可動に取り付けられ、その重
心が作用している残留加速度の方向に自動的に調節可能
となっている。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、特に火星表面での
重力条件のシミュレーションのため、放物線飛行による
０と１ｇとの間の可変加速度のシミュレーション方法に
関する。さらに本発明は、このような方法を実施するた
めの装置に関する。
重力条件のシミュレーションのため、放物線飛行による
０と１ｇとの間の可変加速度のシミュレーション方法に
関する。さらに本発明は、このような方法を実施するた
めの装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】遊星である火星の表面上に有人あるいは
無人の使節団の枠内で設置すべき器具や装備のテストお
よび試験のためには、火星表面上の環境条件をできるだ
け完全に地球上でシミュレーションすることが必要であ
る。これは、火星の大気の環境条件および火星表面のシ
ミュレーションに対して、適宜のテスト室で比較的容易
に可能であるのに対し、火星表面での約３．７２ｍ/ｓ
２のみの、すなわち約１/３ｇの小さい重力加速度のシ
ミュレーションには問題がある。
無人の使節団の枠内で設置すべき器具や装備のテストお
よび試験のためには、火星表面上の環境条件をできるだ
け完全に地球上でシミュレーションすることが必要であ
る。これは、火星の大気の環境条件および火星表面のシ
ミュレーションに対して、適宜のテスト室で比較的容易
に可能であるのに対し、火星表面での約３．７２ｍ/ｓ
２のみの、すなわち約１/３ｇの小さい重力加速度のシ
ミュレーションには問題がある。
【０００３】地球表面の標準的な加速度であるｇ＝９，
８１ｍ/ｓ２とは異なる加速度の一連のシミュレーショ
ン方法が既に知られている。これには、特に任意の期間
の比較的大きな加速度の発生に対して、遠心機の使用が
含まれる。しかし、これらは１ｇより小さな加速度は実
現することができず、従って上述したような使用例には
原則的に適当でない。
８１ｍ/ｓ２とは異なる加速度の一連のシミュレーショ
ン方法が既に知られている。これには、特に任意の期間
の比較的大きな加速度の発生に対して、遠心機の使用が
含まれる。しかし、これらは１ｇより小さな加速度は実
現することができず、従って上述したような使用例には
原則的に適当でない。
【０００４】さらに、０と１ｇとの間の加速度のシミュ
レーションのため、約５秒の間無重力あるいは減少重力
の条件を生成可能な落下塔の使用が知られている。この
ような落下塔は、例えば１/３ｇの残留重力を、設置さ
れた実験用カプセルがその落下の間２/３ｇの加速度に
対応して制動されることにより、実現することができ
る。この減速制動は、ローラーおよびザイルを用いる釣
合い重りにより能動的にまたは受動的に行うことができ
る。このとき、１/３ｇの加速度の下での実現可能な落
下時間は、１００ｍの落下距離に対し約５.５秒であ
る。しかし落下塔は、一般に落下時間の終わりに著しい
制動衝撃を伴う激しい制動位相を生じ、この制動衝撃が
カプセルに作用して特にその中にいるテスト人員を危険
に晒す。
レーションのため、約５秒の間無重力あるいは減少重力
の条件を生成可能な落下塔の使用が知られている。この
ような落下塔は、例えば１/３ｇの残留重力を、設置さ
れた実験用カプセルがその落下の間２/３ｇの加速度に
対応して制動されることにより、実現することができ
る。この減速制動は、ローラーおよびザイルを用いる釣
合い重りにより能動的にまたは受動的に行うことができ
る。このとき、１/３ｇの加速度の下での実現可能な落
下時間は、１００ｍの落下距離に対し約５.５秒であ
る。しかし落下塔は、一般に落下時間の終わりに著しい
制動衝撃を伴う激しい制動位相を生じ、この制動衝撃が
カプセルに作用して特にその中にいるテスト人員を危険
に晒す。
【０００５】０と１ｇとの間の加速度を生成する別の可
能性がいわゆる大気落下カプセルの使用にあり、この落
下カプセルは非常に高いところから投げ落とされ、そし
て通常大気の抵抗を補償する能動的な装置が使われる。
このような落下カプセルが地球に対して２/３ｇの加速
度に相当して地球に落下するように、該落下カプセルに
能動的制動システムを装備することが理論上考えられ
る。このような制動システムは、勿論なお開発されなけ
ればならない。この場合、８０００ｍの高さからの投下
の際、約４０秒の間１/３ｇの所望の加速度が達成され
る。有人の大気落下カプセルは、勿論今まで知られてい
ない。その実現には、守られなくてはならない安全性の
要請のために、さらに極度に費用がかかるのである。
能性がいわゆる大気落下カプセルの使用にあり、この落
下カプセルは非常に高いところから投げ落とされ、そし
て通常大気の抵抗を補償する能動的な装置が使われる。
このような落下カプセルが地球に対して２/３ｇの加速
度に相当して地球に落下するように、該落下カプセルに
能動的制動システムを装備することが理論上考えられ
る。このような制動システムは、勿論なお開発されなけ
ればならない。この場合、８０００ｍの高さからの投下
の際、約４０秒の間１/３ｇの所望の加速度が達成され
る。有人の大気落下カプセルは、勿論今まで知られてい
ない。その実現には、守られなくてはならない安全性の
要請のために、さらに極度に費用がかかるのである。
【０００６】最後に、適宜に装備された飛行機を用いた
放物線飛行は、約２５秒の間の無重力、いわゆる０ｇ条
件の達成の可能性を示すが、これは既に知られている。
その際この飛行機は、いわゆる投下放物線上、すなわち
投げだされた駆動力のない物体が空気抵抗のないときに
動くであろう軌道上を飛行する。
放物線飛行は、約２５秒の間の無重力、いわゆる０ｇ条
件の達成の可能性を示すが、これは既に知られている。
その際この飛行機は、いわゆる投下放物線上、すなわち
投げだされた駆動力のない物体が空気抵抗のないときに
動くであろう軌道上を飛行する。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】本発明の課題は、前述
した形式の方法を、火星表面上での条件のできるだけ簡
単なかつ有効なシミュレーションを可能とするように構
成することである。本発明の別の課題は、このような方
法を実施する装置を提供することである。
した形式の方法を、火星表面上での条件のできるだけ簡
単なかつ有効なシミュレーションを可能とするように構
成することである。本発明の別の課題は、このような方
法を実施する装置を提供することである。
【０００８】
【課題を解決するための手段】本発明は、請求項１の特
徴とする構成を有する方法によって第一の課題を解決す
る。別の課題は、請求項３の特徴とする構成を有する飛
行機によって解決される。この場合本発明では、充分に
大きな貨物室を有する従来の輸送機に、テスト室がこれ
に作用する残留加速度の方向に適応し得るように可動に
取り付けられ、そしてこのテスト室を有する飛行機が２
/３ｇの外部落下加速度に対応する放物線軌道を飛行
し、その結果１/３ｇの有効加速度が残留重力として地
球表面方向に生成され維持されるようになっている。
徴とする構成を有する方法によって第一の課題を解決す
る。別の課題は、請求項３の特徴とする構成を有する飛
行機によって解決される。この場合本発明では、充分に
大きな貨物室を有する従来の輸送機に、テスト室がこれ
に作用する残留加速度の方向に適応し得るように可動に
取り付けられ、そしてこのテスト室を有する飛行機が２
/３ｇの外部落下加速度に対応する放物線軌道を飛行
し、その結果１/３ｇの有効加速度が残留重力として地
球表面方向に生成され維持されるようになっている。
【０００９】
【発明の効果】本発明により設けられたテスト室の関節
ある懸架装置により、テスト室内の残留重力が、飛行機
の放物線飛行の間飛行機の現下の飛行状況に関係なく、
常に地球の中心点の方向を示すように配慮される。
ある懸架装置により、テスト室内の残留重力が、飛行機
の放物線飛行の間飛行機の現下の飛行状況に関係なく、
常に地球の中心点の方向を示すように配慮される。
【００１０】１/３ｇ相の持続時間は、放物線飛行軌道
の高さに依存する。放物線の頂点と初めの高さあるいは
終わりの高さの間に３０００ｍの高さの差がある場合、
この持続時間は約５５秒であり、この放物線の初めと終
わりの垂直速度は、それぞれ約１８０ｍ/ｓ前後であ
る。その制動相あるいは急降下からの引き起こし相は、
既知の０-ｇ-放物線飛行に類似して経過し、従ってテス
ト室内の人物には問題なく耐え得るものである。
の高さに依存する。放物線の頂点と初めの高さあるいは
終わりの高さの間に３０００ｍの高さの差がある場合、
この持続時間は約５５秒であり、この放物線の初めと終
わりの垂直速度は、それぞれ約１８０ｍ/ｓ前後であ
る。その制動相あるいは急降下からの引き起こし相は、
既知の０-ｇ-放物線飛行に類似して経過し、従ってテス
ト室内の人物には問題なく耐え得るものである。
【００１１】本発明は、１/３ｇの加速度の実現ならび
に０ｇよりも大きくかつ１ｇよりも小さい他の加速度値
の生成も可能にする。この条件は、約６０秒の持続に対
する試験加速度として次のように実現され得る。すなわ
ち、計画された実験のための通常の装置や方法が適用可
能であること、適宜の装備をしたテスト室に人が滞在で
きること、および飛行相の終わりにおける制動加速度が
約２ｇの値以下の減少した加速度のままであることであ
る。さらに、低い加速度を有する相を直接繰り返すこと
が可能である。
に０ｇよりも大きくかつ１ｇよりも小さい他の加速度値
の生成も可能にする。この条件は、約６０秒の持続に対
する試験加速度として次のように実現され得る。すなわ
ち、計画された実験のための通常の装置や方法が適用可
能であること、適宜の装備をしたテスト室に人が滞在で
きること、および飛行相の終わりにおける制動加速度が
約２ｇの値以下の減少した加速度のままであることであ
る。さらに、低い加速度を有する相を直接繰り返すこと
が可能である。
【００１２】
【発明の実施の形態】以下に、本発明を図に示す実施例
により詳細に説明する。大空間・輸送機１内に、約３ｍ
ないし４ｍの直径の球形のテスト室２が設置されてい
る。勿論、他のテスト室幾何学形状も選択することがで
きる。このテスト室２内において、大気、温度、圧力お
よび表面性状の構成に関して、火星環境が現実に忠実に
シミュレーションされる。テスト室２は、取付装置３に
少なくとも１つの軸の周りに自由に回転可能に懸架され
ている。ここに示す実施例の場合、自由度としてただ１
つの軸を有する簡単な懸架装置が設けられている。この
軸は同時に飛行機の横軸に対応しているので、このよう
にして飛行中に生ずる地球引力の方向に対する飛行機縦
軸の不安定な傾斜は補償することができる。妨害的な横
加速度の発生をも確実に排除できるようにするために、
本発明の範囲内で、カルダン式懸架装置を設けることも
勿論可能である。
により詳細に説明する。大空間・輸送機１内に、約３ｍ
ないし４ｍの直径の球形のテスト室２が設置されてい
る。勿論、他のテスト室幾何学形状も選択することがで
きる。このテスト室２内において、大気、温度、圧力お
よび表面性状の構成に関して、火星環境が現実に忠実に
シミュレーションされる。テスト室２は、取付装置３に
少なくとも１つの軸の周りに自由に回転可能に懸架され
ている。ここに示す実施例の場合、自由度としてただ１
つの軸を有する簡単な懸架装置が設けられている。この
軸は同時に飛行機の横軸に対応しているので、このよう
にして飛行中に生ずる地球引力の方向に対する飛行機縦
軸の不安定な傾斜は補償することができる。妨害的な横
加速度の発生をも確実に排除できるようにするために、
本発明の範囲内で、カルダン式懸架装置を設けることも
勿論可能である。
【００１３】このテスト室２の重心は該回転軸の下方に
あるので、このテスト室は１/３ｇの残留重力での飛行
中常に地球中心点に対する同じ方向に調整されることが
できる。これは、冷却や加熱、データー収集、外部への
データー中継のような必要なサブシステムがテスト室２
の基底部４に取り付けられていることにより達成され
る。
あるので、このテスト室は１/３ｇの残留重力での飛行
中常に地球中心点に対する同じ方向に調整されることが
できる。これは、冷却や加熱、データー収集、外部への
データー中継のような必要なサブシステムがテスト室２
の基底部４に取り付けられていることにより達成され
る。
【００１４】さらにテスト室２は、装置や場合によって
は宇宙服を着たテスト者が出入し得る開閉門を備えてい
る。飛行機１とテスト室２が準備されるやいなや、飛行
機１は出発して飛行使命のために設けられた名目上の初
期高さまで飛行する。つづいて該飛行機は、所要の速度
に達するために加速された降下を始める。この所望の速
度に達すると、該飛行機は１/３ｇに必要な放射線飛行
軌道をとり始める。このため飛行機１はまず、図４の右
部分に示すように、上昇する軌道に持ち来たされ、これ
に引きつづく飛行位相に対して水平速度を一定に維持
し、そして垂直速度がプラス（上昇）から恒常的に減少
し、放物線飛行軌道の終わりにマイナス（降下）の方向
となる。放物線軌道の初めと終りにおいて、垂直速度の
値は同一であり、ただ単に正負の符号が入れ替わるだけ
である。
は宇宙服を着たテスト者が出入し得る開閉門を備えてい
る。飛行機１とテスト室２が準備されるやいなや、飛行
機１は出発して飛行使命のために設けられた名目上の初
期高さまで飛行する。つづいて該飛行機は、所要の速度
に達するために加速された降下を始める。この所望の速
度に達すると、該飛行機は１/３ｇに必要な放射線飛行
軌道をとり始める。このため飛行機１はまず、図４の右
部分に示すように、上昇する軌道に持ち来たされ、これ
に引きつづく飛行位相に対して水平速度を一定に維持
し、そして垂直速度がプラス（上昇）から恒常的に減少
し、放物線飛行軌道の終わりにマイナス（降下）の方向
となる。放物線軌道の初めと終りにおいて、垂直速度の
値は同一であり、ただ単に正負の符号が入れ替わるだけ
である。
【００１５】垂直速度の減少は、全放物線飛行の間垂直
方向の浮力が飛行機の重量の１/３に保持されることに
より達成される。このとき該飛行機重量は、テスト室２
に対して達成すべき１/３ｇの残留加速度に正確に対応
する。
方向の浮力が飛行機の重量の１/３に保持されることに
より達成される。このとき該飛行機重量は、テスト室２
に対して達成すべき１/３ｇの残留加速度に正確に対応
する。
【００１６】放射線飛行軌道の終りに、飛行機１は下降
飛行から水平に戻される。つづいて新たなシーケンスが
始められ、あるいは飛行機１は地上に戻る。
飛行から水平に戻される。つづいて新たなシーケンスが
始められ、あるいは飛行機１は地上に戻る。
【図１】 火星上の条件下での試験飛行の実施のための
飛行機の１部を縦断面にて示す図である。
飛行機の１部を縦断面にて示す図である。
【図２】 図１に示す飛行機のテスト室を示す該飛行機
の１部を横断面にて示す図である。
の１部を横断面にて示す図である。
【図３】 図１に示す飛行機のテスト室を示す該飛行機
の１部を水平断面にて示す図である。
の１部を水平断面にて示す図である。
【図４】 重力を減少する条件下での飛行の軌道経過を
示す図である。
示す図である。
１ 飛行機 ２ テスト室 ３ 懸架装置 ４ 基底部
Claims (4)
- 【請求項１】 特に火星表面での重力条件のシミュレー
ションのため、放物線飛行による０と１ｇとの間の可変
加速度のシミュレーション方法において、輸送機（１）
を用いて落下加速度に等しい放物線軌道を飛行させ、こ
の落下加速度の重力加速度との差がシミュレーションす
べき加速度に対応することを特徴とする可変加速度のシ
ミュレーション方法。 - 【請求項２】 請求項１に記載の火星表面での重力条件
のシミュレーション方法において、飛行する放物線軌道
が、２/３ｇの落下加速度に対応し、その結果１/３ｇの
有効加速度が残留重力として地球表面方向に生成される
ことを特徴とする可変加速度のシミュレーション方法。 - 【請求項３】 放物線軌道を飛行する輸送機からなる請
求項１または２に記載の方法を実施するための装置にお
いて、輸送機（１）の貨物室にテスト室（２）が可動に
取り付けられ、テスト室の重心が作用している残留加速
度の方向に自動的に調節可能であることを特徴とする装
置。 - 【請求項４】 テスト室（２）がカルダン式懸架装置
（３）を有することを特徴とする、請求項３に記載の装
置。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE10106516:7 | 2001-02-13 | ||
| DE10106516A DE10106516A1 (de) | 2001-02-13 | 2001-02-13 | Verfahren zur Simulation variabler Beschleunigungen |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2002240800A true JP2002240800A (ja) | 2002-08-28 |
Family
ID=7673797
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2001372841A Pending JP2002240800A (ja) | 2001-02-13 | 2001-12-06 | 可変加速度のシミュレーション方法およびその装置 |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6743019B2 (ja) |
| EP (1) | EP1231139B1 (ja) |
| JP (1) | JP2002240800A (ja) |
| AT (1) | ATE284350T1 (ja) |
| DE (2) | DE10106516A1 (ja) |
| RU (1) | RU2292292C2 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| JP2010069952A (ja) * | 2008-09-16 | 2010-04-02 | Yasuhiro Kumei | 航空機による低重力環境の生成方法 |
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| US6793171B1 (en) * | 2003-04-02 | 2004-09-21 | Northrop Grumman Corporation | Method and system for flying an aircraft |
| US20060014122A1 (en) * | 2003-04-10 | 2006-01-19 | Eric Anderson | Method for qualifying and/or training a private customer for space flight |
| US8241133B1 (en) | 2008-07-30 | 2012-08-14 | Communications Concepts, Inc. | Airborne space simulator with zero gravity effects |
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