JP2018030556A - 宇宙機体構造物及び宇宙機体 - Google Patents
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Abstract
【課題】比較的簡単な構造で、宇宙機体の胴体について所望の剛性を確保しつつ軽量化を併せて実現した宇宙機体構造物を提供する。【解決手段】宇宙空間へ輸送される宇宙機体構造物であって、互いの内部空間が一方向に連通するように連結される一対の円筒状胴体201と、前記一対の円筒状胴体を構成する各胴体の内周面にそれぞれ接合されて前記胴体を補強する補強部材101とを備え、前記補強部材は、前記補強部材を構成する板状部材を厚さ方向に貫通する貫通孔102と、前記貫通孔の開口周縁部において前記貫通孔の開口を取り囲むように前記板状部材の一部で形成されたリブ構造部とを有することを特徴とする宇宙機体構造物。【選択図】図1
Description
本発明は、宇宙空間へ輸送される宇宙機体構造物であって、互いの内部空間が一方向に連通するように連結される宇宙機体構造物及び宇宙機体に関するものである。
従来、航空機などの飛翔体では、機体の軽量化を図りつつ所望の強度が要求されており、飛翔体の胴体構造については、例えば、胴体プレートに対して複数の補強材や他の部材を組み合わせて接合することで補強した構造が提案されている(特許文献1参照)。
しかしながら、特許文献1の構成では、胴体プレートに対して複数の部材を組み合わせて補強しているため、構造が複雑化するだけでなく、質量の増加及び結合の負荷が発生して好ましくない。特に、宇宙機器の筐体構造に適用するためには、更なる軽量化と構造の簡略化が必要となる。
本発明は、比較的簡単な構造で、宇宙機体の胴体について所望の剛性を確保しつつ軽量化を併せて実現した宇宙機体構造物を提供するものである。
本発明は、宇宙空間へ輸送される宇宙機体構造物であって、互いの内部空間が一方向に連通するように連結される一対の円筒状胴体と、前記一対の円筒状胴体を構成する各胴体の内周面にそれぞれ接合されて前記胴体を補強する補強部材とを備え、前記補強部材は、前記補強部材を構成する板状部材を厚さ方向に貫通する貫通孔と、前記貫通孔の開口周縁部において前記貫通孔の開口を取り囲むように前記板状部材の一部で形成されたリブ構造部とを有することを特徴とする。
本発明によれば、比較的簡単な構造で、宇宙機体の胴体について所望の剛性を確保しつつ軽量化を併せて実現した宇宙機体構造物を提供できる。
(第一実施形態)
本発明の第一実施形態に係る宇宙機体構造物について、図1から図14を用いて説明する。
図1に示すように、本実施形態の宇宙機体構造物は、互いの内部空間が一方向に連通するように連結される一対の円筒状胴体201(以下、各胴体ともいう)の内周面201aに対し、詳細は後述するが、補強部材としてリブ構造部材101がそれぞれ接合される。
本発明の第一実施形態に係る宇宙機体構造物について、図1から図14を用いて説明する。
図1に示すように、本実施形態の宇宙機体構造物は、互いの内部空間が一方向に連通するように連結される一対の円筒状胴体201(以下、各胴体ともいう)の内周面201aに対し、詳細は後述するが、補強部材としてリブ構造部材101がそれぞれ接合される。
また、各胴体201の両端部には、リング形状の固定部材301がそれぞれ接合され、各胴体201にリブ構造部材101及び固定部材301を接合した第一構造物1、第二構造物2は、例えば、分離可能なバンド構造を有する結合部材3により相互連結されている(図2参照)。
そして、本実施形態では、図3に示すように、結合部材3の連結状態を解除することにより、第一構造物1、第二構造物2の完全分離が可能となる。
ここで、各胴体201は、例えば、本実施形態では、アルミ等の金属板により形成され、それぞれ同一の外形で設けられている。これら各胴体201は、例えば、一枚のアルミ板の両端を相互に連結することで作製できるが、他にも削り出し等により一体物として作製してもよい。なお、各胴体201を形成する材料は、上述した金属材料に限らず、炭素繊維等の他の材料でもよいし、異なる複数の材料を組み合わせた複合体で構成してもよい。
また、このような各胴体201の内周面201aには、それぞれリブ構造部材101が接合される。これら各リブ構造部材101は、例えば、本実施形態では、2分割された一対の板状部材で構成される(図1参照)。これにより、各胴体201に対して各リブ構造部材101が接合し易くなる。
さらに、1つのリブ構造部材101には、図5,図6,図7に示すように、略矩形の貫通孔102が複数個設けられ、更にこの貫通孔102の開口周縁部には、リブ構造部103が一体的に設けられている。また、本実施形態では、各リブ構造部材101に設ける貫通孔102の形状を同一形状としているが、別の形状を組み合わせてもよい。
ここで、本実施形態の各リブ構造部材101は、例えば、折り曲げ等の加工が可能な程度の厚みを有する板状部材に対し、その一部を打ち抜く又は成形して複数の貫通孔102を形成しつつ且つその貫通孔102の開口周縁部を一体的に絞り加工するなどして凸状に曲げ加工を施すことで、貫通孔102の開口周縁に沿って連続した環状のリブ構造部103をそれぞれ形成している。また、本実施形態のリブ構造部103は、リブ構造部材101の厚さ方向、すなわち、貫通孔102の貫通方向に平行な方向に凸状に立設されている。なお、このような各リブ構造部材101を構成する板状部材の厚みは、例えば、リブ構造部103の厚みよりも薄く形成してもよいが、同等の厚みで形成してもよい。
そして、本実施形態のリブ構造部材101は、全体として薄板状でありながら複数のリブ構造部103が均等に且つ等間隔で設けられることで、強度のばらつきがなく均等に剛性が高められ、更に貫通孔102を複数個設けているので、軽量化にも寄与する。すなわち、本実施形態では、貫通孔102の大きさにより重量を調整でき、リブ構造部103の高さや厚さ等によって強度を調整できる。
また、各リブ構造部103は、板状部材の短手方向に延びる略長方形の貫通孔102を取り囲むようにそれぞれ設けられているので、長辺のリブ構造部103aと短辺のリブ構造部103bとを四隅のリブ構造部103cで連結することで一体的に構成される。
これにより、各リブ構造部材101を各胴体201に接合して一体化した状態では、長辺のリブ構造部103aが各胴体201の連通方向における梁構造となる一方、短辺のリブ構造部103aの両端が長辺のリブ構造103aに連結されて各胴体201の周方向における梁構造となり、このようなリブ構造部103が各胴体201の周方向に複数併設され、更に長辺のリブ構造部103aと短辺のリブ構造部103bとを四隅のリブ構造部103cで連結しているので、各構造物1,2の剛性を格段に向上することができる。
また、本実施形態の各リブ構造部103は、四隅の形状がR形状、すなわち、弧形状の隅部で構成されるリブ構造部103cによって長辺のリブ構造部103aと短辺のリブ構造部103bとを相互に連結した構造としている。これにより、外部応力が加わったときに各リブ構造部103の四隅において応力が集中するのを防ぐ、すなわち、応力分散が可能となる。なお、本発明は勿論これに限定されず、各リブ構造部103の四隅を直角に連結してもよいし、不連続となるように分断してもよい。
ここで、図4には、上述したリブ構造部材101により各胴体201が補強された宇宙機体構造物の断面図を示す。図4に示すように、結合部材3により相互連結された第一構造物1及び第二構造物2(以下、各構造物ともいう)は、各両端部の開口縁部に対して固定部材301がそれぞれ挿嵌されている。このため、各固定部材301も補強部材としての機能を果たす。
また、結合部材3は、第一構造物1及び第二構造物2のうち連結側の端部同士が固定部材301で構成され、当接した各固定部材301を結合部材3により径方向内側に締め付け、これにより、各構造物1,2を相互に結合している。
すなわち、結合部材3は、図4に示すように、第一構造物1の固定部材301と第二構造物2の固定部材301とを突き合わせた状態で、当接した各固定部材301を径方向外側から締め付け保持しているので、実質的に隙間のない結合が可能である。
これにより、各構造物1,2は結合部材3によって強固に実質的に一体化した状態となり、その状態から結合部材3を解除すれば各構造物1,2が相互に分離可能となる。
さらに、各構造物1,2は、それぞれ、上述したリブ構造部材101のうちリブ構造部103が突出する側とは反対側の面がその内周面201aに接合される。これにより、各構造物1,2においては、径方向内側に向かって各リブ構造部材101のリブ構造部103が突出する構造になる。
また、これら各リブ構造部材101は、例えば、本実施形態では、各胴体201のうち各固定部材301が挿嵌された部分以外の各固定部材301で挟まれた部分に対し、固定部材301とは別別に接合される。これら各固定部材301とリブ構造部材101とは、お互いに接合しなくてもよいが、例えば、溶接や接着剤等により相互に接合してもよい。
さらに、各リブ構造部材101は、図7に示すように、リブ構造部103の貫通孔102を除く各胴体201との接合面において、例えば、接着剤または溶接等による結合、またはボルト・ナットまたはリベット等による締結により、各胴体201と結合される。
このように、本実施形態の宇宙機体構造物は、リブ構造部材101及び固定部材301により補強された各胴体201で各構造物1,2をそれぞれ構成し、各構造物1,2を結合部材3によって分離可能に連結している。
このため、各構造物1,2は、結合状態では相互に補強関係が相乗的に作用して全体としての強度も高められており、その状態から結合部材3により結合が解除されて分離されたとしても、互いにリブ構造部材101及び固定部材301により個別に補強されているので、分離後も各構造物1,2は十分な剛性をそれぞれ維持できる。
また、本実施形態では、各構造物1,2において2分割されたリブ構造部材101を接合するようにしたので、各胴体201に対してリブ構造部材101を挿入配置して接合し易くなっている。なお、2分割された各リブ構造部材101は、各胴体201内において、連結しなくてもよいが、剛性を高めるために、それぞれを連結してもよい。なお、本実施形態では、リブ構造部材101を2分割したが、3分割以上にしてもよいし、分割しなくてもよい。
さらに、本実施形態では、上述したように各胴体201を各リブ構造部材101により簡単な構成で軽量、且つ効果的に補強できるので、例えば、各胴体201の厚みをより薄くしたり、あるいは、リブ構造部材101を構成する板状部材の厚みをより薄くしたり、もしくは、貫通孔102及びリブ構造部103の数や形状、大きさや位置等を適宜変更したりすることで、所望の強度を確保しながら、更なる軽量化を図ることもできる。
(他の実施形態)
以上、本発明を第一実施形態に基づいて詳細に説明したが、本発明は上述した第一実施形態に限定されるものではない。
上述した第一実施形態では、リブ構造部103を長辺のリブ構造部103aと短辺のリブ構造部103bとで構成したが、本発明は勿論これに限定されず、例えば、長辺のリブ構造部だけでリブ構造部を構成するようにしてもよいし、短辺のリブ構造部だけでリブ構造部を構成するようにしてもよい。
以上、本発明を第一実施形態に基づいて詳細に説明したが、本発明は上述した第一実施形態に限定されるものではない。
上述した第一実施形態では、リブ構造部103を長辺のリブ構造部103aと短辺のリブ構造部103bとで構成したが、本発明は勿論これに限定されず、例えば、長辺のリブ構造部だけでリブ構造部を構成するようにしてもよいし、短辺のリブ構造部だけでリブ構造部を構成するようにしてもよい。
また、上述した第一実施形態では、1枚の板状部材に複数個のリブ構造部103を設けた構造を例示して説明したが、図8に示すように、リブ構造部103を持つ複数個のリブ構造部材101を各胴体201に接合するようにしてもよい。この場合、リブ構造部103を有する複数のリブ構造部材101は、図9に示すように、各々が胴体201と結合されるが隣接するリブ構造部材101同士は接着剤または溶接等による結合またはボルト・ナット、またはリベット等による締結をしなくとも成形が可能である。
また、上述した第一実施形態では、各構造物1,2をそれぞれ同一の構成として説明したが、本発明は勿論これに限定されず、それぞれ別々の構成としてもよく、この場合には、少なくとも一方の構造物について本発明の構成を適用すればよい。すなわち、本発明は、互いに分離可能に接合される構造物1,2を有する宇宙機体構造物に限定されず、例えば、分離不可能な胴体の補強構造に適用してもよい。
さらに、上述した第一実施形態では、リブ構造部材101の厚さ方向に平行な方向(直角)に凸状のリブ構造部103を設けた構造について説明したが、本発明は勿論これに限定されず、例えば、図10(a)及び図10(b)に示すようにリブ構造部103をリブ構造部材101の厚さ方向(貫通孔102の貫通方向)に対して交差する方向に折れ曲がった構造としてもよいが、図10(a)に示すようにリブ構造部材101のリブ構造部103が凸となる側の一方面とリブ構造部103とで成す角が鋭角、すなわち、リブ構造部135がリブ構造部材101の一方面側に傾いた構造とすることで、リブ構造部材101の強度を高めることができる。
ここで、上述した第一実施形態の宇宙機体構造物は、図11に示すように各構造物1,2を結合部材3によって連結した状態から、図12に示す結合部材3が有する結合ピン5を火薬やモータ、手動等によって連結解除し、図13に示すように各構造物1,2の切り離しが可能となる。このような連結・分離の機構は、図14及び図15に示すような2つの人工衛星7,8を連結した宇宙機体における継手構造の分離装置の構造に適用できる他、多段ロケット等の宇宙機体の分離装置の構造(継手構造)などにも展開可能である。
Claims (7)
- 宇宙空間へ輸送される宇宙機体構造物であって、
互いの内部空間が一方向に連通するように連結される一対の円筒状胴体と、
前記一対の円筒状胴体を構成する各胴体の内周面にそれぞれ接合されて前記胴体を補強する補強部材と、を備え、
前記補強部材は、前記補強部材を構成する板状部材を厚さ方向に貫通する貫通孔と、前記貫通孔の開口周縁部において前記貫通孔の開口を取り囲むように前記板状部材の一部で形成されたリブ構造部とを有することを特徴とする宇宙機体構造物。 - 前記補強部材には、複数の前記貫通孔が等間隔で設けられたことを特徴とする請求項1に記載の宇宙機体構造物。
- 前記リブ構造部は、前記貫通孔の開口を取り囲むように連続的に設けられた環状の凸部により構成されることを特徴とする請求項1又は2に記載の宇宙機体構造物。
- 前記リブ構造部の四隅は、弧形状の隅部で連結されていることを特徴とする請求項3に記載の宇宙機体構造物。
- 前記一対の円筒状胴体の厚みは、前記板状部材の厚みより薄いことを特徴とする請求項1乃至4のいずれか1項に記載の宇宙機体構造物。
- 前記補強部材は、複数の板状部材を環状に連結することで構成されたことを特徴とする請求項1乃至5のいずれか1項に記載の宇宙機体構造物。
- 請求項1乃至6のいずれか1項に記載の宇宙機体構造物を分離装置として備えた宇宙機体。
Priority Applications (4)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
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JP2016166274A JP2018030556A (ja) | 2016-08-26 | 2016-08-26 | 宇宙機体構造物及び宇宙機体 |
EP17824333.3A EP3483461B1 (en) | 2016-07-06 | 2017-07-06 | Uncoupling device |
PCT/JP2017/024865 WO2018008730A1 (ja) | 2016-07-06 | 2017-07-06 | 連結解除装置 |
US16/233,639 US11518550B2 (en) | 2016-07-06 | 2018-12-27 | Coupling/uncoupling device |
Applications Claiming Priority (1)
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Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2021535857A (ja) * | 2018-05-24 | 2021-12-23 | ザ ヨーロピアン ユニオン、リプレゼンテッド バイ ザ ヨーロピアン コミッションThe European Union, represented by the European Commission | 単一又はスタックした複数の打ち上げのための効率的な衛星構造の概念 |
-
2016
- 2016-08-26 JP JP2016166274A patent/JP2018030556A/ja active Pending
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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JP2021535857A (ja) * | 2018-05-24 | 2021-12-23 | ザ ヨーロピアン ユニオン、リプレゼンテッド バイ ザ ヨーロピアン コミッションThe European Union, represented by the European Commission | 単一又はスタックした複数の打ち上げのための効率的な衛星構造の概念 |
JP7145975B2 (ja) | 2018-05-24 | 2022-10-03 | ザ ヨーロピアン ユニオン、リプレゼンテッド バイ ザ ヨーロピアン コミッション | 単一又はスタックした複数の打ち上げのための効率的な衛星構造の概念 |
US11827384B2 (en) | 2018-05-24 | 2023-11-28 | The European Union, Represented By The European Commission | Efficient satellite structure concept for single or stacking multiple launches |
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