JP2792440B2 - Spacecraft - Google Patents
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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
- B64G1/641—Interstage or payload connectors
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- B64G1/645—Separators
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Details Of Aerials (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
【0001】[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。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to satellites and other space vehicles carried by rockets from the ground to space, and more particularly to space vehicles using fairings as structures.
【0002】[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。2. Description of the Related Art A conventional fairing is disclosed in, for example,
As described in U.S. Pat. No. -237300, it was part of a rocket and was used only to protect the satellite from the atmospheric aerodynamic environment until it was put into orbit. Thus, the fairing was separated from the rocket after the rocket passed through the atmospheric environment and before the satellite was separated from the rocket. Later, the fairing fell to the ground under gravity.
【0003】[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。As described above, in the past, fairings were treated as part of a rocket and were only used during periods when the satellite was being transported into the atmospheric environment.
【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。Generally, the launchable weight of a rocket is limited, and a great deal of effort has been made to keep the weight of a spacecraft such as a satellite within the launchable weight of a rocket. Therefore, the fairing used only during the transportation of the atmospheric environment and discarded thereafter became a serious limiting factor in increasing the launchable weight of the rocket.
【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。The present invention makes effective use of fairings,
The purpose is to make effective use of the launchable weight of the rocket.
【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。FIG. 3 is a conceptual diagram showing the relationship between a rocket, a fairing, and a satellite in the process of launching a conventional artificial satellite from the ground to an orbit around the earth with a rocket. In the figure, 1 is a rocket body, 2 is a fairing, 12a, 1
2b is a member constituting the fairing 2, 3 is a satellite main body,
14a and 14b are parabolic antenna members. 3A is a front view showing the rocket 1 in a state of waiting for launch on the ground, and FIG. 3B is a plan view of the fairing 2 and the outer shell of the rocket 1 cut away, and the fairing 2 and the upper portion of the rocket 1 are cut off. 3C is a conceptual front view in which the inside of the fairing 2 appears, and FIG.
a and 2b, and these fairing members 2a,
FIG. 3D is a front view conceptually showing a state in which the satellite body 3 is separated from the rocket 1, FIG. 3D is a diagram conceptually showing a state in which the satellite body 3 is separated from the rocket main body 1, and FIG. It is a conceptual diagram which shows the satellite which orbits the earth by expanding 14a and 14b.
【0007】[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。In order to solve the above-mentioned problems, the present invention provides the following means.
【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前記宇宙航
行体の本体を保護するフェアリングを、ロケットから切
り離された後においても該本体と結合し宇宙航行体の構
造物の一部として利用することを特徴とする宇宙航行
体。[0008] is mounted on the distal end portion of the rocket is transported to the space from the ground by the thrust of the rocket, the artificial satellite other space vehicle which in said space is separated from the rocket navigating through space, said rocket By
The spacecraft from the atmosphere
Cut the fairing that protects the body of the line from the rocket.
Even after being separated, it is combined with the main body and the structure of the spacecraft
A spacecraft characterized by being used as part of a structure .
【0009】前記非分離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非分離フ
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。[0009] A deployment mechanism is provided for coupling the non-separable fairing and the main body, and separating and deploying the non-separable fairing into two or more parts after being separated from the rocket. A spacecraft as described above.
【0010】前記非分離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。At least one of the non-separable fairings
The spacecraft as described above, wherein two antennas are mounted.
【0011】前記アンテナを複数備え、前記非分離フ
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。[0011] A plurality of the antennas are provided to constitute the non-separable fairing, and a plurality of the respective antennas are arranged on different fairing members among a plurality of fairing members which are separated from each other when deployed by the deployment mechanism. The spacecraft according to the above, wherein each is mounted.
【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。The spacecraft according to the above, wherein the antenna is a parabolic antenna.
【0013】前記非分離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。The space vehicle according to the above, wherein a plurality of solar cells are mounted on the non-separable fairing.
【0014】前記非分離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。The spacecraft according to the above, wherein a sensor is attached to the non-separable fairing.
【0015】[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。According to the present invention, as described above, the spacecraft itself has the fairing. When the spacecraft is separated from the rocket by providing the fairing, the fairing is separated from the rocket integrally with the body of the spacecraft, and the spacecraft becomes one of the structural members of the spacecraft. Used in
【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。For example, the spacecraft body and the fairing are connected in a deployed structure, and in space, the fairing is maintained in a form extending in all directions from the spacecraft, so that the fairing is used as a support structure member for the antenna. it can.
【0017】[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。The present invention will be described in more detail with reference to the following examples.
【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。FIG. 1 is a view showing an embodiment of the present invention while navigating in outer space. FIG. 1 (a) shows a fairing divided into four members, and the four members are expanded in four directions. FIG. 3B is a plan view showing the state, and FIG. However, in FIG. 1B, the four-part fairing 2b is omitted. FIGS. 2A and 2B are views showing the satellite of the embodiment mounted on the rocket 1. FIG. 2A is a plan view, and FIG. 2B is a front view. However,
In FIG. 2B, the front side of the fairing 2 is cut away to show the internal structure of the fairing 2.
【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。The fairing 2 is formed by combining four-part fairing members 2a, 2b, 2c, and 2d, and is connected to the satellite main body 3 by an unfolded structure (not shown). The fairing 2 is a part of the structural member of the satellite. While the satellite body 3 is mounted on the rocket 1, the four-part fairings 2a, 2b, 2c and 2d
Are combined to form a space for accommodating the satellite main body 3 therein, and protect the satellite main body 3 from the atmospheric environment. In this respect, the function of the fairing 2 is not different from the conventional one shown in FIG. However, in the satellite of this embodiment, the satellite body 3
After the satellite is separated from the rocket body 1, the fairing 2 is not separated and remains connected to the satellite body 3 via the deployment structure, and after the satellite is in orbit around the earth, FIG. ) And (b), it is divided into four members and is expanded in all directions. Then, those four members, that is, the four-part fairing members 2a, 2b, 2c, 2
Antennas 4a and 4b are attached to 2a and 2c of d, respectively. 4-split fairing member 2
a and 2c function as a support structure for the antennas 4a and 4b.
【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。In the embodiment described above, the fairing 2 functions as an antenna support structure. Therefore, as shown in FIG. 3, after the fairing 2 is simply used to protect the satellite main body 3 from the atmospheric environment, the fairing 2 is discarded into space, and a special support structure for the antennas 4a and 4b is provided. In comparison, by adopting the satellite structure of this embodiment,
The weight that can be carried to outer space by the rocket 1 can be significantly increased. As described above, in the present embodiment, the fairing 2 is effectively used, and the launchable weight of the rocket 1 is effectively used, so that, for example, the satellite main body 3 can be larger than the conventional one.
【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。In the above embodiment, the antenna is mounted on the fairing. However, other various sensors and solar cells can be mounted on the fairing. By mounting the solar cell, the fairing is also used as a solar cell paddle.
【0022】[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。As described above in detail with reference to the embodiments, the present invention effectively increases the launch weight by effectively utilizing the fairing which has been used only at the time of launch as a structural member of the satellite. It is possible to do.
As a result, it is possible to increase the weight of the mission, mount a large amount of propellant, and extend the life of the satellite.
【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。FIG. 1 is a diagram showing a satellite according to an embodiment of the present invention in a state where a fairing is deployed while traveling in outer space.
【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。FIG. 2 is a diagram showing the embodiment of FIG. 1 in a state of being mounted on a rocket.
【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。FIG. 3 A rocket, a fairing, and a rocket in a process of launching a conventional satellite from the ground with a rocket and transporting it to space
The conceptual diagram which shows the relationship with a satellite.
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 DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Rocket 2 Fairing 2a, 2b, 2c, 2d 4-split fairing member 3 Satellite body 4a, 4b Antenna 12a, 12b 2-split fairing member 14a, 14b Parabolic antenna member
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (58)調査した分野(Int.Cl.6,DB名) B64G 1/66 B64G 1/64──────────────────────────────────────────────────続 き Continued on front page (58) Field surveyed (Int.Cl. 6 , DB name) B64G 1/66 B64G 1/64
Claims (6)
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
気から前記宇宙航行体の本体を保護するフェアリング
を、ロケットから切り離された後においても該本体と結
合し宇宙航行体の構造物の一部として利用することを 特
徴とする宇宙航行体。1. An artificial satellite or other space vehicle which is mounted on the tip of a rocket, is carried from the ground to outer space by the thrust of the rocket, is separated from the rocket in the outer space, and travels in outer space. When the rocket is transported through the atmosphere,
Fairing that protects the body of the spacecraft from air
Is connected to the main body even after disconnection from the rocket.
A spacecraft characterized by being used as a part of a spacecraft structure .
合し、前記ロケットから切り離された後に該非分離フェ
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。And a deployment mechanism for coupling the non-separable fairing and the main body and separating and deploying the non-separable fairing into two or more parts after being separated from the rocket. The spacecraft according to claim 1, characterized in that:
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。3. A spacecraft according to claim 2, wherein at least one antenna is mounted on said non-separable fairing.
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。4. A non-separable fairing comprising a plurality of said antennas, wherein a plurality of said fairing members which are different from each other among a plurality of fairing members which are separated from each other when deployed by said deployment mechanism. The spacecraft according to claim 3, wherein each antenna is mounted.
とを特徴とする請求項4に記載の宇宙航行体。5. A spacecraft according to claim 4, wherein said antenna is a parabolic antenna.
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。6. The space vehicle according to claim 2, wherein a plurality of solar cells are mounted on the non-separable fairing.
Priority Applications (1)
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Family Applications (1)
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Country Status (1)
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JPS62103299A (en) * | 1985-10-31 | 1987-05-13 | 日産自動車株式会社 | Head drum section of rocket |
JP2685786B2 (en) * | 1988-03-17 | 1997-12-03 | 株式会社東芝 | Spacecraft launch fairing |
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1994
- 1994-08-19 JP JP6195027A patent/JP2792440B2/en not_active Expired - Lifetime
Also Published As
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Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
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