JP3828072B2 - Thrust generating method and apparatus - Google Patents

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、人工衛星の如き宇宙航行体の姿勢制御の際の推力発生方法及びその実施に使用する装置に関し、特に、ピコ型又はマイクロ型の人工衛星に好適な推力発生方法及び装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】
人工衛星は、その質量が１０００ｋｇ以上のものを大型、５００ｋｇ〜１０００ｋｇのものを小型、１００ｋｇ〜５００ｋｇのものをミニ型、１０ｋｇ〜１００ｋｇのものをマイクロ型、１０ｋｇ以下のものをピコ型と分類されることがある。かかる人工衛星のうち大型、小型、及びミニ型のものは、その人工衛星の打ち上げ専用のロケットの頭部に設けられたフェアリングに収納され、該ロケットにて目的の時刻に、目的の高度及び軌道まで移送されて、移送途中でフェアリングが廃棄された後、この軌道に投入される。
【０００３】
一旦軌道上での運用を開始した人工衛星は、予定していたミッションの実施が不可能となるような不具合が発生した場合であっても、地上設備のように簡単に修理、改修を行うことができない。このため、人工衛星用の機器類は、軌道上で可及的に不具合が発生しないように、打ち上げ前に綿密な試験及び検査を受け、その信頼性が確保される。
【０００４】
特に大型及び小型の人工衛星はシステムが複雑であり、ミッションも多岐に亘り、また搭載される機器類の数も多いため、信頼性確保のための多数の試験及び検査が複合的且つ長期間に亘って実施されることとなる。また、このような人工衛星の組み立てに供された装置等にも、同様に多くの試験及び検査が必要である。
【０００５】
一方、ピコ型及びマイクロ型の人工衛星にあっては、システムが比較的単純であり、その多くが単一のミッション専用のものであり、また機器類の数が比較的少ないため、大型及び小型の人工衛星に比べて必要とする試験及び検査の数及び期間が少なく、開発期間及び開発コストが少なくてすむという利点がある。
【０００６】
また、例えば地球観測衛星及び通信衛星は、地球環境の急変及び人工衛星の搭載機器の技術的な陳腐化等に対応するため、可及的にその開発期間を短縮することが要望されており、従って、これらの用途に供されるピコ型及びマイクロ型の人工衛星の需要が高まっている。
【０００７】
かかるピコ型及びマイクロ型の人工衛星は、他の大型又は小型の人工衛星の打ち上げ用のロケットに、所謂ピギーバック方式で搭載されて打ち上げられる。このピギーバック方式の打ち上げ方法は、他の大型又は小型の人工衛星が収納されているフェアリング内部の余剰空間にピコ型又はマイクロ型の人工衛星を艤装し、大型又は小型の人工衛星をロケット本体から離脱させるときに、併せてピコ型又はマイクロ型の人工衛星も、大型又は小型の人工衛星に艤装したまま又は単独で離脱させるものである。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、このようなピギーバック方式のロケットでは、ピコ型又はマイクロ型の人工衛星の打ち上げ時を、ロケット打ち上げの主たる目的の大型又は小型の人工衛星の打ち上げ時に合わせる必要があるため、ピコ型又はマイクロ型の人工衛星を幾ら短期間に開発することができたとしても、早期に打ち上げることができない場合も多く、開発期間短縮の利益を十分に享受できない。
【０００９】
また、ピギーバック方式のロケットにあっては、大型又は小型の人工衛星をロケット本体から切り離すときに、併せてピコ型又はマイクロ型の人工衛星も切り離す構成であるため、ピコ型又はマイクロ型の人工衛星を最適な高度及び軌道に投入できない場合があった。
【００１０】
また、ピギーバック方式のロケットでは、ピコ型又はマイクロ型の人工衛星と大型又は小型の人工衛星とのインタフェースが複雑であり、ピコ型又はマイクロ型の人工衛星の艤装空間にも制限が多く、このようなインタフェース及び艤装空間の調整に多大な時間及び費用を必要としていた。加えて、艤装空間の形状により、多くのピコ型又はマイクロ型の人工衛星を艤装することができないという不便も生じていた。
【００１１】
更に、ロケット全体に対する人工衛星の質量比は概ね１％程度であり、しかもロケット全体に対するロケット燃料の質量比は９０％程度であることから、大型又は小型の人工衛星の打ち上げ用のロケットは、大型のものとなり、また多くのロケット燃料を必要とするため、その打ち上げ費用が嵩んでいた。
【００１２】
一方、ピコ型又はマイクロ型の人工衛星の打ち上げ専用の小型のロケットは既存のものとして存在せず、かかる小型ロケットの開発が期待されている。
【００１３】
また、ピコ型又はマイクロ型の人工衛星は、サイズが非常に小さいため、従来からより大型の人口衛星に利用されている、液体燃料を燃焼させて推力を得る方式、液体窒素等の物質を噴射させて推力を得る方式等の大規模な姿勢制御用の推力発生装置を搭載することができないという問題もあった。
【００１４】
本発明は、斯かる事情に鑑みてなされたものであり、宇宙航行体を姿勢制御する際の推力発生方法及びその実施に使用する装置であって、特に、ピコ型又はマイクロ型の人工衛星に好適な推力発生方法及び装置を提供することを目的とする。
【００１５】
【課題を解決するための手段】
上記課題を解決するため、本発明に係る推力発生方法は、宇宙航行体が備える推進ノズルから圧力ガスを噴射することによって前記宇宙航行体の推力を得る推力発生方法において、固相状態の昇華物質を収容する容器内で該固相状態の昇華物質を加熱し、加熱して昇華した圧力ガスを前記推進ノズルから噴射することによって前記宇宙航行体の推力を得ることを特徴とする。
【００１６】
また、本発明に係る推力発生装置は、宇宙航行体が備える推進ノズルから圧力ガスを噴射することによって前記宇宙航行体の推力を得る推力発生装置において、固相状態の昇華物質を収容する容器と、該容器内の前記昇華物質を加熱する第１のヒータとを備え、前記第１のヒータにより加熱され、昇華した圧力ガスを前記推進ノズルから噴射することによって前記宇宙航行体の推力を得るように構成してあることを特徴とする。
【００１７】
なお、本発明において、宇宙航行体は、地球大気圏近傍及び大気圏外において航行する全ての航行体を含み、従来技術の欄で説明した如き人工衛星に限定するものではない。
【００１８】
上記発明においては、推力発生源として昇華物質を利用し、その昇華ガス（圧力ガス）を噴射することによって宇宙航行体の推力を得る。また、本発明では、昇華物質を必要なときに必要な量だけ加熱して使用し、それまでは固相状態で保管しておくため体積を小さくでき、宇宙航行体自体のサイズ及び質量を低減することができる。この宇宙航行体自体のサイズ及び質量の低減は、例えば、宇宙航行体を地上から打ち上げるロケットのサイズ及び質量の大幅な低減に寄与し、更には、その開発にかかる時間、コスト、及び労力の大幅な低減に寄与することが可能である。従って、本発明によれば、従来から実現が困難であった二段型ロケットによりピコ型又はマイクロ型の人工衛星を軌道上に運ぶことが可能となる。
【００１９】
本発明では、昇華物質を必要なときに必要な量だけ加熱して使用するためには、例えば、容器内に収納された昇華物質を第１のヒータで加熱し、容器内の圧力が所定の圧力に達した場合に、バルブで開放して、昇華ガスの推進ノズルからの噴射を得ることが可能である。前記バルブは、例えば、容器と推進ノズルとを連通する通流経路の何れかの位置に設けられ、流量を調節可能な種類のもの、所定の開度で開閉を行なう種類のもの等、様々な種類のものを使用することが可能である。また、上記圧力の検出にも、圧力計、容器の変形を検出する歪ゲージ等、様々な種類のものを使用することが可能である。なお、上記所定の圧力は、使用する容器の耐圧設計の程度、宇宙航行体の姿勢制御に必要な推力の程度等を鑑みて設定すればよい。
【００２０】
昇華ガスを通流経路を通じて推進ノズルから噴射する際には、昇華物質の断熱膨張により通流経路及び推進ノズルの温度が急激に低下するため、これらを加熱する第２のヒータを設けることが望ましい。この第２のヒータは、通流経路及び推進ノズルの両方を加熱する必要はなく、少なくとも何れか一方を過熱できればよい。この第２のヒータは、常に加熱するように構成することも可能であるが、その効率の観点から、例えば、通流経路又は推進ノズルの温度を検出し、検出した温度が所定の温度以下になった場合に、作動させることが望ましい。
【００２１】
本発明において利用される昇華物質としては、比較的小規模なヒータでも十分な圧力を得ることができるように、比較的低い沸点（例えば、３００Ｋ程度）を有した物質が望ましく、例えば、沸点が３０９Ｋであるエイコサンを利用することが可能である。
【００２２】
このように、本発明においては、固相状態で昇華物質を確保しておく構成のため、昇華物質を収納する容器、又は昇華室として利用する容器は、特別な耐圧容器である必要はなく、前述のように設定される上記所定の圧力に耐え得る構造を有していればよい。上述したように、本発明における容器は、昇華物質を収容する容器、及び昇華室として利用する容器は、一体であっても別体であってもよい。
【００２３】
以上のように、本発明に係る推力発生方法を実施するための装置は、構成が簡易であり、小型軽量にすることが可能であるため、人工衛星、特に、小さい推力で姿勢制御（高度及び速度等の制御）をすることが可能なピコ型又はマイクロ型の人工衛星に好適である。
【００２４】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施の形態に係る人工衛星を搭載した２段型ロケットについて、図面を参照しながら具体的に説明する。図１は、本発明の実施の形態に係る２段型ロケットの全体構成を示す側面図である。図１に示す如く、本発明の実施の形態に係る２段型ロケット１は、本発明に係る人工衛星２と、第１段固体モータ３と、第２段固体モータ４と、段間部５とから主として構成されている。
【００２５】
人工衛星２は、２段型ロケット１の頭部を構成しており、概ね円筒形状のシュラウド部分２ａ（図２参照）と、該シュラウド部分２ａの上端に連なった丸みを帯びた円錐形状のノーズ部分２ｂ（図２参照）とから構成されている。また、人工衛星２の質量は例えば４５ｋｇであり、マイクロ型人工衛星に分類されるものである。かかる人工衛星２の下方には、段間部５を介して第１段固体モータ３が連結されている。
【００２６】
また、段間部５は前記人工衛星２の円筒と略同径の円筒形状をなしており、その内部には第２段固体モータ４が支持されている。
【００２７】
第１段固体モータ３は可動式ノズルを有しており、このノズルの噴射方向を変えることによって飛行制御を行うようになっている。また、第２段固体モータ４は特段の飛行制御を行う構造は有していない。
【００２８】
かかる人工衛星２の打ち上げ工程は次のようなものである。まず、第１段固体モータ３の燃焼を開始することによって、２段型ロケット１が極付近の射場から上昇を開始する。このとき、２段型ロケット１の打ち上げ時における２段型ロケット１の機軸と地平線とのなす角度は９０°とする。即ち、２段型ロケット１は鉛直上方へ打ち上げられる。第１段固体モータ３は４０秒間燃焼し続け、燃焼終了時にはその飛翔高度は高度約４５ｋｍに至る。次に、第１段固体モータ３の燃焼終了時、即ち打ち上げ開始から４０秒経過後、可及的速やかに第１段固体モータ３が切り離され、そして第２段固体モータ４の燃焼を開始する。第２段固体モータ４は３９秒間燃焼し続け、燃焼終了時の飛翔速度は最高飛翔速度である約７．７ｋｍ／ｓに、飛翔高度は高度約２４０ｋｍに至る。第２段固体モータ４の燃焼終了後、第２段固体モータ４及び段間部５が人工衛星２から切り離され、人工衛星２が弾道軌道に投入される。
【００２９】
更に、かかる人工衛星２の打ち上げ工程の他の例として、次のようなものもある。まず、第１段固体モータ３の燃焼を開始することによって、赤道付近の射場から２段型ロケット１が上昇を開始する。このとき、２段型ロケット１の打ち上げ時における２段型ロケット１の機軸と地平線とのなす角度は９０°とする。即ち、２段型ロケット１は鉛直上方へ打ち上げられる。
【００３０】
第１段固体モータ３の燃焼開始約３９秒後、２段型ロケット１は約２°／秒のピッチで東側に重力ターンを開始する。第１段固体モータ３は燃焼開始４０秒後に燃焼を終了し、その後可及的速やかに２段型ロケット１から分離される。
【００３１】
第１段固体モータ３の燃焼終了約２秒後に第２段固体モータ４が燃焼を開始する。第２段固体モータ４は燃焼開始約３９秒後に燃焼を終了し、そのときの２段型ロケット１の機軸と地平線とのなす角度は０°であり、また速度は８．１ｋｍ／ｓに達する。また、このときの到達高度は約１８５ｋｍであり、ここで人工衛星２が軌道に投入される。人工衛星２を更に軽量化すれば、到達高度を更に大きくすることが可能である。
【００３２】
このような２段型ロケット１は、従来の３段以上の多段型ロケットの飛翔速度に比して大幅に高い速度で飛翔することとなる。従って、飛翔時に２段型ロケット１が受ける加熱率、動圧及びエンタルピ等の飛翔環境は、３段以上の多段型ロケットが飛翔時に受けるそれよりも非常に過酷なものとなる。本願発明者らの試算によれば、極付近の射場から打ち上げられ弾道飛行する２段型ロケット１の最大空力加熱率は約２．６ＭＷ／ｍ²であり、最大動圧は約１３気圧であり、また最大加速度は約３１Ｇである。これらは、宇宙開発事業団が開発したＨ２Ａロケットの如き大型ロケットの場合と比して夫々１０倍以上の大きさとなっており、本実施の形態に係る２段型ロケット１の飛翔環境が如何に過酷なものであるかが判る。
【００３３】
このような厳しい飛翔環境に耐え得るために、本実施の形態に係る人工衛星２は以下に説明するような構成となっている。図２は、本発明の実施の形態に係る人工衛星２の構成の概略を示す模式的断面図である。図２に示す如く、人工衛星２はその外殻構造としてフェアリング（ノーズフェアリング）６を有している。即ち、本実施の形態に係る人工衛星２は、フェアリング６と一体的に形成されている。このフェアリング６は、人工衛星２が軌道に投入される前に廃棄されず、人工衛星２の外殻として使用されるようになっている。
【００３４】
フェアリング６は複数の層から構成されており、外側から順に低太陽光吸収率層７，アブレータ層８，断熱層９及び金属シート層１０が積層された構造となっている。低太陽光吸収率層７は、２段型ロケット１の飛翔時における空力加熱に対して十分な耐性を有する白色系の塗料を使用する。このように、フェアリング６の略全体を、低い太陽光吸収率を有する低太陽光吸収率層７にて被覆することにより、フェアリング６が太陽光に晒されたときに、太陽熱の吸収を可及的に抑制し、フェアリング６の内部の温度上昇を可及的に抑制することができる。
【００３５】
なお、ここでいう白色系とは、無彩色及び有彩色を問わず、その明度の比較的高いもののことである。即ち、白色系には、例えば若干青みがかった白色等を含んでいる。また、本実施の形態においては、低太陽光吸収率層７を白色系の層とする構成としたが、これに限定されるものではなく、フェアリング６が太陽光に晒されたときに、フェアリング６の内部空間を、内部に設けられる機器が許容する温度に維持することができる程度に低い太陽光吸収率を有する層であれば、低太陽光吸収率層７の色は問わないことは言うまでもない。
【００３６】
アブレータ層８は、例えばＣＦＲＰのようなロケットのアブレータとして使用される材料によって構成されている。本実施の形態においては、アブレータ層８はＣＦＲＰによって構成されているものとしている。図３は、本発明の実施の形態に係るアブレータ層８の構成を示す断面図である。図３に示す如く、アブレータ層８は更に熱防御層８ａ及び構造層８ｂの２層に分かれている。外側の層である熱防御層８ａは、カーボン繊維が布状に織り込まれたものを短冊状に裁断して得た多数の短冊状布体を合成樹脂に埋め込んだＣＦＲＰから構成されており、高い熱防御性能を実現すると共に、熱応力を低く抑えることができるような構造となっている。
【００３７】
一方、アブレータ層８の内側の層である構造層８ｂは、カーボン繊維が連続した布状に織り込まれたものを複数積層したＣＦＲＰから構成されており、高温下において例え炭化したとしても高比強度及び高比剛性を維持することが可能であるような構造となっている。このような構造とすることにより、フェアリング６に金属製の構造層を設ける必要がなく、軽量でありながら金属製のフェアリングに匹敵する強度及び剛性を実現することができる。
【００３８】
断熱層９は、無機材料の断熱材によって構成されている。図２に示す如く、アブレータ層８及び断熱層９は、フェアリング６の先端部である淀み点部６ａで最も厚く、ここから後方へ向かうに従って薄くなるように構成されている。これは、淀み点部６ａにおいて、飛翔時の空力加熱が最大となり、後方へ向かうに従って低くなることから、フェアリング６の先端部に近い部分ほど、空力加熱に対する耐性が要求されるためである。また、フェアリング６の後方へ向かうに従って、アブレータ層８及び断熱層９の厚みを薄くすることにより、フェアリング６の更なる軽量化に寄与することができるという効果もある。
【００３９】
また、金属シート層１０には、アルミニウム製シートが用いられている。
【００４０】
フェアリング６の内部には、機器搭載パネル１１，１２，１３が設けられており、これらの機器搭載パネル１１〜１３の夫々に、各種センサ、オンボードコンピュータ、記憶装置、及びアンテナ類等の人工衛星の内部機器１４が搭載されている。これらの内部機器１４は金属シート層１０との間で放射熱交換を行うようになっており、これにより内部機器１４の温度が、例えば一般的な電子機器の許容温度範囲である−１５℃〜４５℃の範囲内にあるように適切に維持される。
【００４１】
図４は、本発明の実施の形態に係る２段型ロケット１の飛翔時におけるフェアリング６の表面温度、金属シート層１０の温度、及び内部機器１４の温度の推移を示すグラフである。図４に示すように、フェアリング６の表面温度は最高で約１６９０℃に達する。２段型ロケット１の飛翔時には、このような高温にフェアリング６が晒されることにより、熱防御層８ａから熱分解ガスが発生し、このときの吸熱反応によりフェアリング６の内部の温度上昇が防止され、これと共に熱分解ガスがフェアリング６の表面を覆うことにより、人工衛星２の更なる加熱が防止される。
【００４２】
また、フェアリング６がこのような空力加熱を受けた場合、熱防御層８ａが炭化し、黒色に変色することとなる。ここで、低太陽光吸収率層７が設けられていない場合には、フェアリング６の表面が全体に亘って黒色に変色し、人工衛星２の軌道運用時において、太陽光を吸収して、人工衛星２の内部温度が異常に高まることが考えられる。本実施の形態に係るフェアリング６においては、アブレータ層８の表面に低太陽光吸収率層７を積層しており、前述の如くかかる低太陽光吸収率層７が空力加熱に対する十分な耐性を有する塗料を用いたものであるので、２段型ロケット１の飛翔時に低太陽光吸収率層７が空力加熱によって消失することがなく、フェアリング６の表面が白色系に維持される。このため、人工衛星２の表面の太陽光吸収率を低くすることができ、人工衛星２の内部温度の上昇を抑制することができる。なお、表面温度が耐熱性塗料の使用上限温度を超えると予想される空力加熱の高い一部の箇所については、耐熱性塗料を塗布しなくてもよい。
【００４３】
図５は、本発明の実施の形態に係る低太陽光吸収率層７の構成を示すフェアリング６の部分斜視図であり、図６は、フェアリング６の模式的部分断面図である。図３、図５及び図６に示す如く、低太陽光吸収率層７には多数の通気孔１５が設けられている。つまり、フェアリング６の表面のうち通気孔１５の部分だけは熱防御層８ａが露出している。前述の如く、フェアリング６が空力加熱を受けている間、熱防御層８ａからは熱分解ガスが発生する。図６に示す如く、この熱分解ガスは通気孔１５を通過して、人工衛星２の外部へ放出される。これに対して低太陽光吸収率層７に通気孔１５が設けられていない場合には、空力加熱を受けることによって熱防御層８ａから発生した熱分解ガスの逃げ道がなくなり、低太陽光吸収率層７に亀裂又は剥離が発生することとなる。従って、低太陽光吸収率層７に通気孔１５を形成した構成とすることにより、低太陽光吸収率層７の亀裂又は剥離の発生を抑制することができる。
【００４４】
即ち、フェアリング６を以上の如き構成とすることにより、２段型ロケット１の飛翔時の空力加熱による発生熱が人工衛星２の機内に侵入することを防止すると共に、人工衛星２の軌道運用時における内部機器１４からの発生熱を機外に放出することが可能であり、２段型ロケット１の飛翔時及び人工衛星２の軌道運用時において、内部機器１４の温度を適正に保つことが可能となっている。
【００４５】
また、本実施の形態においては、通気孔１５の直径を１ｍｍとし、相隣する２つの通気孔１５の間の距離を２５ｍｍとしている。なお、通気孔１５の直径を３ｍｍとし、相隣する２つの通気孔１５の間の間隔を５ｍｍとする等、通気孔１５は、熱防御層８ａの露出面積を可及的に小さくしつつ、熱分解ガスを外部に放出するという所望の性能を発揮する構成であれば、他の寸法構成としてもよいことは言うまでもない。
【００４６】
次に、本発明の実施の形態に係るフェアリング６の製造方法の一例について説明する。図７は、フェアリング６の塗装の前工程の一例を説明する模式図であり、（ａ）はその第１段階を、（ｂ）はその第２段階を、（ｃ）はその第３段階を、（ｄ）はその第４段階を示している。まず、フェアリング６の形状に成型されたアブレータ層８，断熱層９及び金属シート層１０の積層体であるフェアリング材料１６を製造しておく。そして、以下のようにして、フェアリング材料１６の表面に低い太陽光吸収率を有する（例えば白色系の）塗料を塗布する。
【００４７】
図７（ａ）に示す如く、本例におけるフェアリング６の塗装の前工程の第１段階では、予めフェアリング６の外形に合わせて製作されている粘着性を有するシール材１７を、同様に予めフェアリング６の外形に合わせて製作されている雌型冶具１８に被せる。この雌型冶具１８には、フェアリング６の低太陽光吸収率層７に設ける通気孔１５の位置に合わせて、予め多数の孔１８ａが設けられている。
【００４８】
次に第２段階では、図７（ｂ）に示す如く、雌型冶具１８をフェアリング材料１６に被せる。
【００４９】
第３段階では、図７（ｃ）に示す如く、シール材１７の上に、予めフェアリング６の外形に合わせて製作されている雄型冶具１９を被せる。この雄型冶具１９の内面には、フェアリング６の低太陽光吸収率層７に設ける通気孔１５の位置に合わせて、予め多数の突起１９ａが設けられている。そして、突起１９ａが孔１８ａに挿入されるように位置合わせを行い、雄型冶具１９をフェアリング材料１６に押し付ける。このとき、シール材１７の突起１９ａに重なる部分が孔１８ａを貫通してフェアリング材料１６の表面に接触し、フェアリング材料１６の通気孔１５に相当する位置にのみシール材１７が貼着せしめられる。
【００５０】
第４段階では、図７（ｄ）に示す如く、雄型冶具１９，シール材１７及び雌型冶具１８をフェアリング材料１６から取り外す。このとき、シール材１７のうちフェアリング材料１６の多数の貼着部分だけがフェアリング材料１６の表面にマスキング（マスキング部分）１７ａとして残り、アブレータ層８のこの部分が隠れた状態となる。これで、フェアリング６の塗装の前工程が終了する。
【００５１】
このようにして得たフェアリング材料１６の外面に対して、低い太陽光吸収率を有する耐熱性塗料を塗布する。その後、マスキング１７ａをフェアリング材料１６から取り除き、フェアリング６が完成する。
【００５２】
次に、本発明の実施の形態に係るフェアリング６の製造方法の他の例について説明する。図８は、フェアリング６の塗装の前工程の他の例を説明する模式図であり、（ａ）はその第１段階を、（ｂ）はその第２段階を示している。
【００５３】
図８（ａ）に示す如く、本例におけるフェアリング６の塗装の前工程の第１段階では、予めフェアリング６の内側形状に合わせて製作されている電磁石２０をフェアリング材料１６の内側に配置する。
【００５４】
図９は、本発明の実施の形態に係る電磁石２０の構成を示す部分断面図である。電磁石２０は、複数のコイル（図示せず）がその内部に設けられた、前記フェアリング材料１６を縮小した略相似形状をなす本体部分２１と、該本体部分２１の外側及び内側に夫々配されたハニカム構造部分２２，２３とから構成されている。外側のハニカム構造部分２２の外形は、フェアリング材料１６の内部形状と略同一となっており、フェアリング材料１６の内部に電磁石２０を配したとき、フェアリング材料１６の内面にハニカム構造部分２２の外面が略全体に亘って密着することとなる。
【００５５】
ハニカム構造部分２２，２３は、金属製とされており、複数の六角形状の孔が厚さ方向に貫通し、恰も蜂の巣状に形成された構造となっている。かかるハニカム構造部分２２，２３により、電磁石２０を軽量且つ高剛性のものとすることができる。
【００５６】
また、本体部分２１に設けられたコイルは、本体部分２１の厚さ方向を中心軸としたものであり、該コイルに直流を通電することにより、例えば図９に示す如く、本体部分２１の外側をＮ極、内側をＳ極とした磁界を発生することができるようになっている。
【００５７】
なお、本実施の形態においては、電磁石２０をフェアリング材料１６の内側に配置するものとしたが、これに限定されるものではなく、電磁石２０の代わりに永久磁石を配置してもよい。また、電磁石２０がハニカム構造部分２２，２３を有する構成としたが、これに限定されるものではなく、フェアリング材料１６の内部形状と略同一の外形を有する金属製又は金属と合成樹脂との複合材製のハウジング内部に複数のコイルを収納した構成としてもよい。
【００５８】
次に本例の第２段階では、図８（ｂ）に示す如く、内部が予めフェアリング６の外形に概ね合わせて製作されている塗料供給装置２４をフェアリング材料１６の外側に被せる。
【００５９】
図１０は、本発明の実施の形態に係る塗料供給装置２４の構成を示す部分斜視図である。塗料供給装置２４は、可撓性を有する材料によって形成された、前記フェアリング材料１６より大きい袋状の本体部分２５と、該本体部分２５の内面の複数箇所から夫々突設された多数の塗料噴射チューブ２６と、前記本体部分２５の内面の塗料噴射チューブ２６の突設箇所とは異なる複数の箇所から突設された支柱２７とから主として構成されている。
【００６０】
本体部分２５は内部空間２８を有しており、該内部空間２８に外部から供給された、低い太陽光吸収率を有する耐熱性塗料を通流させることが可能となっている。この本体部分２５は、前述した如く可撓性を有しており、また概ねフェアリング材料１６の外形に沿った形状に形成されている。従って、塗料供給装置２４でフェアリング材料１６を覆った場合に、フェアリング材料１６の外形に合わせて本体部分２５が変形し、フェアリング材料１６の略全体に亘って本体部分２５を覆い被せることが可能である。
【００６１】
図１１は、本発明の実施の形態に係る塗料噴射チューブ２６の構成を示す模式的側面図である。塗料噴射チューブ２６は、その一端が内部空間２８と連通しており、他端が略円盤状の永久磁石からなるマスキング部２９によって閉塞されている。また、塗料噴射チューブ２６の中間部分には、複数のノズル３０が設けられており、内部空間２８から供給された耐熱性塗料をノズル３０から噴射することが可能となっている。このとき、塗料噴射チューブ２６の他端がマスキング部２９によって閉塞されていることにより、この他端から耐熱性塗料が噴出されることがない。
【００６２】
また、本体部分２５の内面からは高透磁率材料からなる支柱２７が突設されている。支柱２７の一端は本体部分２５の内面に固着されており、他端にはマスキング部３２が取り付けられている。このマスキング部３２も永久磁石とされている。また、マスキング部２９，３２は、例えば電磁石２０が本体部分２１の外側をＮ極、内側をＳ極とした磁界を発生する場合には、本体部分２５の近接側をＮ極、離反側をＳ極とした磁界を発生するように夫々塗料噴射チューブ２６及び支柱２７に取り付けられる。
【００６３】
第２段階で塗料供給装置２４をフェアリング材料１６に被せるときには、フェアリング材料１６の外面のうち、通気孔１５を設けたい部分にマスキング部２９，３２を載置する。そして、電磁石２０によって磁界を発生し、この磁界によってマスキング部２９，３２をフェアリング材料１６の外面に吸着させる。これで、フェアリング６の塗装の前工程が終了する。
【００６４】
続いて、塗料供給装置２４の外部から本体部分２５へ前記耐熱性塗料を供給し、ノズル３０から耐熱性塗料を噴射する。ノズル３０は、フェアリング材料１６の表面へ向けて耐熱性塗料を噴射するように傾斜して設けられており、これによってフェアリング材料１６の外面のマスキング部２９，３２が載置されている部分を除いた略全体に亘って耐熱性塗料が塗布されることとなる。
【００６５】
更に、電磁石２０の磁界の発生を停止し、電磁石２０及び塗料供給装置２４をフェアリング材料１６から取り外す。これによって、フェアリング６が完成する。
【００６６】
以上説明したように、フェアリング６を外殻として一体化した人工衛星２を構成することにより、従来の人工衛星のように人工衛星とは別にフェアリングを用意し、人工衛星を該フェアリングと共にロケットに搭載する必要がなくなる。人工衛星には外殻構造が必要であり、人工衛星全体が十分な強度及び剛性を確保するために、従来の人工衛星の場合では強度部材等も必要としていた。本実施の形態に係る人工衛星２は、フェアリング６が外殻構造を兼ね、また前述の如く該フェアリング６が十分な強度及び剛性を確保しているので、別途強度部材等を設ける必要がない。
【００６７】
また、本願発明者らが試算を行った結果、金属に比して比重が小さいＣＦＲＰによって主として構成された本発明の実施の形態に係るフェアリング６は、同じ内部機器を搭載した従来の人工衛星を３段型ロケットによって打ち上げる場合に使用される金属製のフェアリングと比して、両者を同程度の強度及び剛性を確保するように構成した場合には、同程度の質量となることが判った。即ち、本発明に係る人工衛星２は、従来の人工衛星及び金属製のフェアリングの合計質量と比較して、人工衛星に搭載する内部機器が同じである場合には、従来の人工衛星が必要とする外殻構造及び強度部材の質量分だけ軽量なものとすることが可能である。例えば従来の人工衛星の質量が５０ｋｇである場合、該人工衛星が必要とする外殻構造及び強度部材の質量は約１５ｋｇとなるので、同じ内部機器を搭載した本実施の形態に係る人工衛星２では、従来の人工衛星及びフェアリングの合計質量より１５ｋｇの軽量化が可能である。
【００６８】
このような人工衛星（及びフェアリング）の軽量化によって、これを宇宙空間まで搬送するロケット自体をも小型のものとすることができる。また、本実施の形態のように、従来の３段以上の多段型ロケットではなく、２段型ロケット１として構成することにより、構造を大幅に簡略化することができ、よって開発コスト及び開発期間等の大幅な低減が実現できる。
【００６９】
このように、フェアリング６を人工衛星２に一体化した場合には、従来の人工衛星とフェアリングとが別個に搭載し、フェアリングを分離及び放擲するように構成されたロケットと同一のロケットを用いて、前記人工衛星よりも約１５ｋｇも質量が大きい人工衛星２を打ち上げることが可能となる。逆説的に言えば、従来のフェアリングを分離及び放擲する構成の人工衛星と同一質量のフェアリング一体型の人工衛星においては、従来より大幅に小型のロケットで打ち上げることが可能である。
【００７０】
また、前述したように、２段型ロケット１は従来の３段以上の多段型ロケットと比べて大幅に高速に飛翔する。例えば第１段固体モータ３の燃焼開始３９秒後に、約２°／ｓの重力ターンを開始し、第２段固体モータ４の燃焼終了時に迎角が９０°となるように構成した場合、第２段固体モータ４の燃焼終了時における２段型ロケット１の水平移動距離は約１８０ｋｍとなり、その１０秒後に人工衛星２を放出するとしたときの同放出時における２段型ロケット１（人工衛星２）の水平移動距離は約２６０ｋｍとなる。
【００７１】
このように、人工衛星２の打ち上げ開始から放出時までの水平移動距離は約２６０ｋｍであり、この距離は従来の人工衛星の打ち上げ開始から放出時までの水平移動距離に比べて極めて短いものである。従って、従来の３段型ロケットによる人工衛星の打ち上げ時には、例えば日本国内の射場から打ち上げた後で、日本国内の観測所によって人工衛星の打ち上げから放出までを観測することができないことがあったが、本発明に係る人工衛星２を搭載した２段型ロケット１を種子島宇宙センター射場の小型ロケット射点から打ち上げた場合、人工衛星２の放出までの２段型ロケット１の飛翔状況を種子島宇宙センター及び小笠原追跡所の２箇所で観測することができ、観測に外国の設備を必要としない。このように、日本国内の設備だけで２段型ロケット１の打ち上げから人工衛星２の軌道投入までの観測を行うことができるので、従来に比してロケットの打ち上げ作業を極めて簡素なものとすることができる。
【００７２】
また、前述した本発明に係る人工衛星２の打ち上げ開始から放出時までの水平移動距離（約２６０ｋｍ）は、１つの観測所によって２段型ロケット１の打ち上げから人工衛星２の軌道投入までを観測することができる距離でもある。従って、１つの観測所で２段型ロケット１の打ち上げから人工衛星２の軌道投入までを一貫して観測した場合には、更にロケットの打ち上げ作業を簡素なものとすることができ、より一層コスト及び手間を低減することが期待できる。
【００７３】
前述の如く、本実施の形態２に係る２段型ロケット１はフェアリング６のアブレータ層８が空力加熱によって炭化する。このとき、アブレータ層８のうちの表面近傍の部分にはカーボン繊維が重なった状態で残留する。図１２は、本発明の実施の形態に係るアブレータ層８の空力加熱を受けたときの状態を説明する模式的断面図である。アブレータ層８のうちの熱防御層８ａは、２段型ロケット１の打ち上げ初期の段階で炭化する。図１２に示すように、炭化して熱防御層８ａに残留したカーボン繊維８ｃは、繊維長手方向が様々な方向へ向いた状態で重なり合う。各カーボン繊維８ｃの結合力は比較的弱く、外部から力が作用した場合には互いにずれるように微小に移動する。
【００７４】
ここで、本実施の形態に係る２段型ロケット１は、前述したようにその飛翔時に従来に比して極めて高い動圧を受けることとなる。従って、２段型ロケット１には飛翔時に強い振動が発生し、フェアリング６に加わる振動が内部機器１４にそのまま伝われば、これが内部機器１４の故障を引き起こす可能性がある。
【００７５】
しかし、前記カーボン繊維８ｂ（及び構造層８ｃが炭化した場合にこの層に残留するカーボン繊維）が３次元的に互いに微小に移動することによって、アブレータ層８が免震構造として機能し、フェアリング６の表面に加わる振動が内部にそのまま伝わることが防止される。これにより、内部機器１４には外部の振動が伝わりにくくなり、内部機器１４の故障の発生を抑制できる。
【００７６】
また、人工衛星２の軌道投入時に、人工衛星２から第２段固体モータ４及び段間部５が切り離されるが、このときにも人工衛星２に対して衝撃が加わる。この衝撃も、前述したフェアリング６の免震機能によって人工衛星２の内部において緩和され、内部機器１４の故障の発生が抑制されることとなる。
【００７７】
次に、人工衛星２の構成をより詳細に説明する。図１３は、本発明の実施の形態に係る人工衛星２の構成を示すシュラウド部分２ａにおける横断面図である。図１３に示す如く、人工衛星２のシュラウド部分２ａの後端から所定長さ前方までの部分においては、フェアリング６の周方向の一部が欠落しており、この欠落部分３３を閉塞するように展開型の太陽電池パドル３４が設けられている。
【００７８】
太陽電池パドル３４は、２つの板状の太陽電池パネル３５，３６が突き合わされて互いにヒンジ結合された構成となっている。一方の太陽電池パネル３５の一端は略Ｌ字状に屈曲せしめられており、この屈曲部分３４ｂの先端が欠落部分３３の一端に枢着されている。これによって、太陽電池パネル３５は、欠落部分３３を閉塞した状態からこの枢着部分を中心として外側に回動することが可能となっている。
【００７９】
太陽電池パネル３５の他端は太陽電池パネル３６の一端とヒンジ部３４ａによってヒンジ結合されている。そして、２段型ロケット１の打ち上げ前には、太陽電池パネル３５，３６は重ね合わされた状態で欠落部分３３を閉塞するように収納されている。
【００８０】
図１４は、本発明の実施の形態に係る太陽電池パドル３４の構成を示す断面図である。図１４に示すように、一方（基端側）の太陽電池パネル３５は、セル取付板３５ａの一面に太陽電池セル３５ｂが取り付けられた構造となっている。また、前記欠落部分３３を閉塞するようにラジエータ３５ｃが設けられており、該ラジエータ３５ｃは人工衛星２の内部と宇宙空間との隔壁として機能する。内部機器１４の発熱の機外への排出はこのラジエータ３５ｃによって行われる。ラジエータ３５ｃの光学特性及び面積は、内部機器１４の発熱量により設定される。また、太陽電池パドル３４の収納時には、セル取付板３５ａの他面がラジエータ３５ｃの機外側の面に対向し、太陽電池セル３５ｂが機外側に配置されるようになっている。
【００８１】
なお、本実施の形態においては、ラジエータ３５ｃを人工衛星２の内部と宇宙空間との隔壁として設ける構成について述べたが、これに限定されるものではなく、内部機器１４の発熱量が、ラジエータによる排熱が不要である程度に小さい場合には、ラジエータ３５ｃに代えて、例えばＣＦＲＰ等の複合材料製の隔壁を設ける構成としてもよい。
【００８２】
また、他方（先端側）の太陽電池パネル３６はセル取付板３６ａを有しており、太陽電池パドル３４の収納時において、前記太陽電池セル３５ｂに対向するように太陽電池セル３６ｂがセル取付板３６ａの一面に取り付けられている。即ち、太陽電池セル３６ｂはセル取付板３６ａの機内側の面に取り付けられている。また、セル取付板３６ａの他面（機外側の面）には、アブレータ層及び断熱層等から構成された熱防御板３６ｃが取り付けられている。これによって、２段型ロケット１の飛翔時に受ける空力加熱に対して熱防御機能を発揮し、内部機器１４の温度を過度に上昇させないようにすることが可能となっている。また、太陽電池パドル３４の収納時には、熱防御板３６ｃが最外部に位置することとなるため、２段型ロケット１の飛翔時に受ける空力加熱から太陽電池セル３５ｂ，３６ｂが保護される。
【００８３】
図１３に示す如く、人工衛星２の内部には２つの電動モータ３７，３８が設けられている。一方の電動モータ３７の出力軸にはワイヤ３７ａの一端が接続されており、該ワイヤ３７ａの他端は太陽電池パネル３５とフェアリング６とを枢着している枢軸３５ｄに接続されている。またワイヤ３７ａは一端側が電動モータ３７の出力軸に巻回されており、他端側が枢軸３５ｄにこれとは反対向きに巻回されている。また、枢軸３５ｄは太陽電池パネル３５に固着されており、ワイヤ３７ａの他端側の枢軸３５ｄに対する巻回方向は、枢軸３５ｄからワイヤ３７ａを引き出した場合に、太陽電池パネル３５に機外側へ回動する方向のトルクが発生する方向（即ち、図１３中で反時計方向）とされている。これによって、電動モータ３７を動作させ、出力軸を前記ワイヤ３７ａを巻き取る方向に回転させた場合には、枢軸３５ｄからワイヤ３７ａが引き出され、太陽電池パネル３５に機外側へ回動する方向のトルクが作用することとなる。
【００８４】
一方、電動モータ３８の出力軸にも同様にワイヤ３８ａの一端側が巻回されている。またこのワイヤ３８ａの他端はヒンジ部３４ａに接続されている。そして、太陽電池パドル３４がフェアリング６に収納されているときには、ワイヤ３８ａは所定の張力が作用するように電動モータ３８の出力軸によって固定された状態となっている。また、ロック機構によって太陽電池パドル３４が展開しないようにフェアリング６に係止され、人工衛星２の軌道投入の際に前記ロック機構が解除される構成としてもよい。
【００８５】
また、人工衛星２の内部には、電動モータ３７，３８の動作を夫々制御するモータコントローラ３９と、該モータコントローラ３９に接続された加速度センサ４０とが設けられている。
【００８６】
また、太陽電池パネル３５，３６の間には図示しないバネが設けられており、このバネによって太陽電池パネル３５，３６が互いに展開する方向へ付勢されている。更に、太陽電池パネル３５，３６の間には、図示しないストッパが設けられており、太陽電池パドル３４がフェアリング６に収納されているときには、前記ストッパが係合することによって太陽電池パネル３５，３６が前記バネによる付勢力に抗して重ね合わされた状態を維持するようになっている。
【００８７】
次に、太陽電池パドル３４の展開動作について説明する。図１５及び図１６は、本発明の実施の形態に係る太陽電池パドル３４の展開の流れを説明するための模式図である。第２段固体モータ４の燃焼が終了したとき、前記加速度センサ４０がこれを検出し、検出信号をモータコントローラ３９へ送信する。これと同時に第２段固体モータ４及び段間部５が人工衛星２から切り離され、人工衛星２が軌道上に放出される。モータコントローラ３９は、前記検出信号を受信した後に、その出力軸がワイヤ３７ａの巻き取り方向に回転するように電動モータ３７を動作させつつ、出力軸がワイヤ３８ａを緩める方向に回転するように電動モータ３８を動作させる。これによって、太陽電池パドル３４が枢軸３５ｄを中心として機外側へ回動することとなる。また、太陽電池パドル３４が回動した場合には、欠落部分３３は前記ラジエータ３５ｃだけで閉塞された状態となる。
【００８８】
図１５に示す如く、モータコントローラ３９は、太陽電池パドル３４が丁度９０°だけ回動するまで電動モータ３７，３８を駆動する。そして、太陽電池パドル３４が回動開始から９０°回動したとき、前記ストッパの係合が解除されるようになっており、前述したバネの付勢力によって太陽電池パネル３６がヒンジ部３４ａを中心として太陽電池パネル３５から離反する方向へ回動することとなる（図１６参照）。慣性力により太陽電池パネル３６の回動は更に進行し、太陽電池パネル３６が１８０°回動して太陽電池パネル３５，３６が直線的に並んだ状態となったとき、太陽電池パネル３５，３６の近接部分に設けられたストッパ（図示せず）が係合するようになっており、これによって太陽電池パネル３５，３６が直線的に並んだ状態を維持するようになっている。これにより、太陽電池パドル３４の展開作業が完了する。
【００８９】
このように、軽量なワイヤ３７ａ，３８ａによって電動モータ３７．３８と太陽電池パドル３４とを接続し、電動モータ３７，３８を駆動することにより太陽電池パドル３４の展開を行う構成としたので、ギヤ等の機構を使用して電動モータ（アクチュエータ）３７，３８の出力軸の回転運動を太陽電池パドル３４に伝達する構成に比して、人工衛星２の大幅な軽量化が可能となる。
【００９０】
図１７は、本発明の実施の形態に係る人工衛星２の軌道運用時の様子を示す斜視図である。図１７に示す如く、太陽電池パドル３４の太陽電池セル３６ｂの先端近傍には、太陽センサ４１が設けられている。該太陽センサ４１は、太陽放射強度に応じた電気信号を出力するようになっており、その出力先が前記モータコントローラ３９となっている。更に詳しく太陽センサ４１の構成を説明すると、該太陽センサ４１には、所謂粗センサ（ＣＳＳＡ；Ｃｏａｒｓｅ Ｓｕｎ Ｓｅｎｓｅｒ Ａｓｓｅｍｂｌｙ）が使用され、このセンサはスリットを通して太陽光を入射させ、この太陽光の入射角のスリットに直交方向の成分のみを計る構成であり、公知のものである。この太陽センサ４１は、太陽電池パドル３４の受光面とその受光面とが平行となるように配置されている。モータコントローラ３９は、太陽センサ４１の受光面が太陽に向かうように電動モータ３７，３８を駆動するようになっており、これによって太陽電池パドル３４の受光面が太陽に向くように太陽電池パドル３４の展開角度が制御されることとなる。このとき、太陽電池パドル３４の受光面を完全に太陽に正対させることが望ましいが、軌道面と太陽光ベクトルとの関係により、完全に正対させる場合は少ないが、可及的に太陽と正対するように前記太陽電池パドル３４の展開角度は制御される。そして、太陽電池セル３５ｂ，３６ｂは太陽放射及び地球のアルベド（太陽放射の地球反射成分）を受けて発電し、太陽電池セル３５ｂ，３６ｂによって得られた電力は、内部機器１４に供給されるようになっている。
【００９１】
人工衛星２の質量を４５ｋｇとした場合、過去の人工衛星の質量と内部機器が使用する電力との関係についての統計結果から、必要電力は約２０Ｗと推定できる。太陽電池セル３５ｂ，３６ｂは夜側軌道では発電することができないため、昼側軌道時間と夜側軌道時間とが同一であるとした場合、必要発電量は必要電力の２倍の約４０Ｗとなる。宇宙での使用実績が豊富な太陽電池セルには、高価であるが高効率のガリウム砒素型のものと、安価であるが比較的発電効率が低いシリコン型のものとの２つがある。仮に、太陽電池セル３５ｂ，３６ｂとしてシリコン型の太陽電池セルを使用する場合、必要発電量に安全率として２を乗じた値である８０Ｗの発電に必要な受光面面積は約０．６ｍ²となる。本願発明者らの試算の結果、質量が４５ｋｇの人工衛星２の太陽電池パドル３４の面積は０．９ｍ²程度とすることが可能であるため、シリコン型の太陽電池セルを使用しても必要量の電力を得ることが可能である。
【００９２】
また、人工衛星２の軌道投入時には、太陽電池パドル３４の展開とともに、必要があれば人工衛星２の内部に収納していたＳバンドアンテナ又は重力傾斜ビーム等を展開し（図示せず）、人工衛星２の軌道投入が完了する。
【００９３】
図１７に示す如く、人工衛星２はノーズ部分２ｂの先端方向へ進行することとなるが、人工衛星２の周囲の空間には僅かではあるが大気が存在しており、人工衛星２は空気抵抗を受けることとなる。従来の人工衛星のように、人工衛星本体が六面体又は円筒形状をなしている場合には、このような空気抵抗の影響は大きく、人工衛星が減速することとなり、遠心力と重力との均衡が崩れ、人工衛星の高度が低下することとなる。一方、本発明に係る人工衛星２においては、人工衛星本体であるフェアリング６が流線形状をなしているため、従来の人工衛星に比して空気抵抗を受け難く、人工衛星２の空気抵抗による減速が可及的に抑制される。
【００９４】
しかしながら、本発明に係る人工衛星２が若干の空気抵抗を受け続けて減速し、高度低下した分については、推力発生装置によって発生した推力により上昇させる必要がある。従来の大型、小型、又はミニ型の人工衛星は、液体燃料を燃焼させる構成又は液体窒素等を噴射させる構成の推力発生装置を使用していた。人工衛星の目標運用寿命として１年以上を設定した場合、人工衛星の高度を維持するためには多くの燃料又は噴射用物質が必要となる。加えてこのような推力発生装置は構成が複雑であり、装置自体のサイズ及び質量が大きい。従って、大型、小型、又はミニ型の人工衛星は機器搭載容積が比較的大きく、かかる従来の推力発生装置を搭載することも比較的容易であるが、本実施の形態に係る人工衛星２の如きマイクロ型又はピコ型の人工衛星は機器搭載容積が小さく、マイクロ型又はピコ型の人工衛星にこれらの推力発生装置を搭載することは容易ではない。
【００９５】
そこで、本実施の形態に係る人工衛星は、以下に説明するような推力発生装置を搭載している。図１８は、本実施の形態に係る推力発生装置の構成を示す模式的断面図である。図１８に示す如く、本実施の形態に係る推力発生装置４２は、ケース４３，配管４４，ノズル４５，ヒータ４６，開閉弁４７，温度センサ４８ａ，４８ｂ及び圧力センサ４９によって主として構成されている。ケース４３は直方体の箱型をなしており、その内部に相変化物質５０が収納されている。相変化物質５０には、エイコサン等の融点が３００Ｋ程度と低いものが利用される。
【００９６】
ケース４３の一面は開口しており、この開口から配管４４が延設されている。配管４４の終端には略円錐形状に拡径されたノズル４５の頂点部分が接続されている。また、配管４４の中途部分には開閉弁４７が設けられており、該開閉弁４７が閉塞されているときには、ケース４３及び配管４４のケース４３との接続箇所から開閉弁４７に至るまでの部分が閉空間を構成し、開閉弁４７が開放されているときには、ケース４３内の空間が配管４４及びノズル４５を通じて外部に連通することとなる。
【００９７】
また、ケース４３，配管４４及びノズル４５の外周面の略全体を覆うように、ヒータ４６が設けられている。ヒータ４６には電熱線の如き電力を熱に変換する形態のものが使用され、外部から電力の供給を受けることによりケース４３，配管４４及びノズル４５を加熱するようになっている。
【００９８】
また、ケース４３の内部には温度センサ４８ａ及び圧力センサ４９が設けられており、配管４４のノズル４５と開閉弁４７との中途部分にも温度センサ４８ｂが設けられている。
【００９９】
次に、本実施の形態に係る推力発生装置４２の動作について説明する。人工衛星２に推力が必要であると、人工衛星２に内蔵されたオンボードコンピュータ（図示せず）によって判断された場合には、ヒータ４６に外部から電力が供給され、ケース４３，配管４４及びノズル４５が加熱される。ケース４３の内部空間の温度は上昇し、相変化物質５０の昇華ガス５１が発生（増加）して、ケース４３の内圧が増大する。圧力センサ４９によってケース４３の内圧に応じた電気信号がオンボードコンピュータに送信され、該オンボードコンピュータはケース４３の内圧が所定値以上になった場合にヒータ４６への電力供給を停止し、これと共に開閉弁４７を開放させるべく動作制御する。開閉弁４７が開放されたときには、ケース４３内の昇華ガス５１がノズル４５から噴射されて、昇華ガス５１の噴射方向とは逆向きの推力が発生する。
【０１００】
昇華ガス５１の噴射後、オンボードコンピュータは温度センサ４８ａ，４８ｂの出力値をモニタし、ケース４３，配管４４，ノズル４５，及び開閉弁４７が気体の断熱膨張により所定の低温側許容温度以下に急冷されないように、必要であればヒータ４６によってこれらを加熱させる。また、昇華ガス５１の噴射後には、オンボードコンピュータが開閉弁４７を閉塞させ、更に温度センサ４８ａの出力値をモニタして、相変化物質５０を適切な範囲で温度制御すべく、必要があればヒータ４６によってケース４３を加熱する。
【０１０１】
次に、相変化物質５０の必要量について試算した結果を説明する。以下の説明では、進行方向から見た断面積が０．７ｍ²の人工衛星２の高度を空気抵抗が比較的大きい高度３５０ｋmとした場合について試算した結果を示す。本願発明者の計算によれば、人工衛星の質量を４５ｋｇとした場合には、１５ｇの昇華ガス５１の噴出によって１日当たりの減速分を打ち消すことが可能である。この場合であって、人工衛星２の運用寿命を１００日としたときには、必要な相変化物質５０の質量は１．５ｋｇとなる。例えば相変化物質５０にエイコサンを使用すると、エイコサンの密度は８３０ｋｇ／ｍ³であるので、ケース４３の必要容積は１．８×１０^-3ｍ³となり、これは人工衛星２に十分に搭載可能な大きさである。
【０１０２】
また、本実施の形態に係る推力発生装置４２の発生推力は、従来の推力発生装置のそれと比して大幅に小さいものであるが、人工衛星２の質量が高々数十ｋｇであるので、この人工衛星２の高度及び速度を維持するのに使用する分には十分にその目的を達成することができるものである。
【０１０３】
次に、本実施の形態に係る人工衛星２の軌道運用時における姿勢制御に係る構成について説明する。図１９は、本発明の実施の形態に係る人工衛星２のピッチング方向の姿勢制御機構の構成の一例を示す模式的斜視図である。太陽電池パネル３５，３６の前側端（人工衛星２の進行方向下流側端）には、太陽電池パネル３５，３６の前端縁に沿って夫々角管状のガイドチューブ５２ａ，５２ｂが設けられており、同様に太陽電池パネル３５，３６の後側端（人工衛星２の進行方向上流側端）には、太陽電池パネル３５，３６の後端縁に沿って夫々ガイドチューブ５３ａ，５３ｂが設けられている。図１９に示す如く、ガイドチューブ５２ａ，５２ｂは、太陽電池パドル３４が展開された状態のときに、直線的に並べられるように構成されており、同様にガイドチューブ５３ａ，５３ｂもまた、太陽電池パドル３４が展開された状態のときに直線的に並べられるようになっている。直線的に並べられたガイドチューブ５２ａ，５２ｂの内部には、ワイヤ５２ｃが挿通されており、ワイヤ５２ｃの機内側端は人工衛星２の機内に設けられた電動モータ５４の出力軸に取り付けられている。また、ワイヤ５２ｃの機外側端には、ウェイト５２ｄが取り付けられている。
【０１０４】
同様に、直線的に並べられたガイドチューブ５３ａ，５３ｂの内部には、ワイヤ５３ｃが挿通されており、ワイヤ５３ｃの機内側端は人工衛星２の機内に設けられた電動モータ５５の出力軸に取り付けられている。また、ワイヤ５３ｃの機外側端には、ウェイト５３ｄが取り付けられている。
【０１０５】
電動モータ５４，５５は、人工衛星２に内蔵されているモータコントローラ（図示せず）に接続されており、該モータコントローラによって動作制御されるように構成されている。図１７に示す如く、人工衛星２から地球側へ向けて突出するように、地球センサ５６が設けられており、この地球センサ５６に前記モータコントローラが接続されている。
【０１０６】
地球センサ５６は、人工衛星２の地球に対するロール角及びピッチ角の夫々に応じた電気信号を出力するようになっており、このうちピッチ角を表す出力信号をモータコントローラが受けて、モータコントローラがワイヤ５２ｃ，５３ｃの引き出し長さを調節すべく、電動モータ５４，５５の動作を制御する。更に具体的には、地球センサ５６によって検出された人工衛星のピッチ角が所定の目標のピッチ角（即ち、本実施の形態の場合では０°のピッチ角）に近づくように、例えば比例制御、ＰＩ制御、ＰＩＤ制御、又はファジィ制御等の公知の制御方法を用いて電動モータ５４，５５の回転方向及び回転速度を制御する。ウェイト５２ｄ，５３ｄが夫々地球の重力を受けるので、ワイヤ５２ｃ，５３ｃは夫々地球側へ垂下することとなる。電動モータ５４，５５が動作制御されることにより、ワイヤ５２ｃがワイヤ５３ｃよりも長く引き出された場合には、ウェイト５２ｄがウェイト５３ｄよりも地球に近付くこととなる。これにより、ウェイト５２ｄの方がウェイト５３ｄよりも地球からの重力を強く受けることとなり、結果として人工衛星２の重心位置が前方へ移動し、人工衛星２の先端側が地球へ近付き、また後端側が地球から離反するように、人工衛星２のピッチング方向の姿勢制御が行われる。一方、電動モータ５４，５５が動作制御されて、ワイヤ５３ｃがワイヤ５２ｃよりも長く引き出された場合には、人工衛星２の重心位置が後方へ移動し、人工衛星の先端側が地球から離反し、また後端側が地球へ近付くように、人工衛星２のピッチング方向の姿勢制御が行われる。
【０１０７】
そして、地球センサ５６が常に地球の中心を向くように人工衛星２のピッチング方向の姿勢を維持すべく、電動モータ５４，５５の動作制御が行われるように構成されている。
【０１０８】
また、前記ガイドチューブ５２ａ，５２ｂ，５３ａ，５３ｂは、太陽電池パドル３４の強度部材としても利用され得る。
【０１０９】
図２０は、本発明の実施の形態に係る人工衛星２のピッチング方向の姿勢制御機構の構成の他の例を示す模式的斜視図である。本例においては、図２０に示す如く、太陽電池パドル３４の人工衛星２の機外側の端縁、即ち太陽電池パネル３６のヒンジ部分３４ａの反対側の端縁に、移動ウェイト５７が設けられている。移動ウェイト５７は、太陽電池パネル３６の該端縁の全長に亘って設けられた固定子５８ａと走行子５８ｂとを有するリニアモータ５８の前記走行子５８ｂに取り付けられており、前記固定子５８ａに沿って走行子５８ｂと一体的に移動することが可能に構成されている。
【０１１０】
リニアモータ５８は、モータコントローラ（図示せず）に接続されており、地球センサ５６からの人工衛星２のピッチ角に係る出力信号に応じてモータコントローラがリニアモータ５８の動作制御を行うようになっている。ここでも前述の如き公知の制御方法により、リニアモータ５８の動作制御を行う構成としている。そして、移動ウェイト５７が人工衛星２の前後方向へ移動することにより、人工衛星２の重心位置が移動し、これによって人工衛星２のピッチング方向の姿勢制御が行われるように構成されている。
【０１１１】
なお、フェアリング６の内部に前後方向へ移動することが可能な移動ウェイトを設ける構成としてもよい。
【０１１２】
また、人工衛星２のローリング方向の姿勢制御は、モータコントローラ３９が電動モータ３７，３８の動作制御を行うことによる、太陽電池パドル３４の展開角度調節によって行われる。具体的には、地球センサ５６からの人工衛星２のロール角を表す出力信号をモータコントローラ３９が受け、このモータコントローラ３９が、検出された人工衛星２のロール角を所定の目標ロール角（本実施の形態の場合では０°のロール角）に近づけるように、例えば比例制御、ＰＩ制御、ＰＩＤ制御、又はファジィ制御等の公知の制御方法を用いて電動モータ３７，３８の回転方向及び回転速度を制御する。このとき、人工衛星２が地球の中心に対して傾いてる方向の逆側へ太陽電池パドル３４を傾け、これによって人工衛星２の横方向の重心位置を移動させ、結果的にロール角を０°に近づける方向へ人工衛星２を傾けることにより、人工衛星２のローリング方向の姿勢制御を行う。
【０１１３】
更に、人工衛星２の軌道運用中において、前記モータコントローラ３９が電動モータ３７，３８の動作制御を行うことにより、太陽電池パドル３４の受光面が太陽に向くように太陽電池パドル３４の展開角度が制御される。これにより、太陽電池パドル３４を単独で動作させて、その受光面を太陽に向けることができ、従来のように太陽電池パドルの受光面を太陽に向けるために人工衛星自体の姿勢制御を行う必要がない。
【０１１４】
【発明の効果】
本発明に係る高速飛翔体及びこれに使用されるフェアリングによる場合は、従来のようにフェアリングと頭部本体（人工衛星、観測装置等）とを別個に構成する場合に比して、従来廃棄していたフェアリングを人工衛星等の高速飛翔体の頭部の外殻の一部として使用するため、人工衛星等の頭部を別個に設けられたフェアリングに収納する必要がなく、従って頭部全体の質量を軽減化することができ、従来の人工衛星打ち上げ用のロケットに比して高速飛翔体全体を大幅に小型化及び軽量化することが可能となる。また、フェアリングを前記頭部の外殻として使用することにより、人工衛星等たる前記頭部の構造部分を前記フェアリングで兼用することができるため、別途強度部材等の構造部分を設ける必要がなく、人工衛星自体を軽量化することが可能となる。
【０１１５】
また、このように小型且つ軽量な高速飛翔体を構成することにより、該高速飛翔体の打ち上げ用燃料の量を大幅に低減することができる。
【０１１６】
また、高速飛翔体を小型且つ軽量に構成することができるため、高速飛翔体の開発、製造、及び打ち上げに係るコストを従来に比して大幅に低減することができ、よってピコ型又はマイクロ型の人工衛星の打ち上げ専用にこれを使用することができる。
【０１１７】
また、人工衛星だけでなく、ロケット等の高速飛翔体に搭載され、高空にて該高速飛翔体から離脱され、離脱直後から重力により地上に落下し、落下途中で各種の地球環境観測等に使用される観測装置の打ち上げ専用にも、当該高速飛翔体を使用することができる。
【０１１８】
更に、かかる高速飛翔体は、従来に比して大幅に小型且つ軽量であるため、従来の人工衛星打ち上げ用の３段以上の多段型ロケットに比して飛翔速度が大幅に高速となり、前記フェアリングが空力加熱に晒されることとなるが、該フェアリングを空力加熱に対する耐熱構造を具備する構成としたので、高速飛翔することによる過酷な飛翔環境下においても、フェアリング内部の機器及び部品を空力加熱によって破損させることなく確実に目的の高度まで移送することができる。
【０１１９】
また、本発明に係るフェアリングの製造方法においては、アブレータ層が露出されたフェアリング材料に対して、マスキング部によって塗布しない部分を確保した状態で白色系等の低い太陽光吸収率を有する耐熱性塗料を塗布することができ、容易且つ確実に、通気孔が設けられた低太陽光吸収率層を有するフェアリングを製造することが可能となる等、本発明は優れた効果を奏する。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施の形態に係る２段型ロケットの全体構成を示す側面図である。
【図２】本発明の実施の形態に係る人工衛星の構成の概略を示す模式的断面図である。
【図３】本発明の実施の形態に係るアブレータ層の構成を示す断面図である。
【図４】本発明の実施の形態に係る２段型ロケットの飛翔時におけるフェアリングの表面温度、金属シート層の温度、及び内部機器の温度の推移を示すグラフである。
【図５】本発明の実施の形態に係る低太陽光吸収率層の構成を示すフェアリングの部分斜視図である。
【図６】本発明の実施の形態に係るフェアリングの模式的部分断面図である。
【図７】本発明の実施の形態に係るフェアリングの塗装の前工程の一例を説明する模式図であり、（ａ）はその第１段階を、（ｂ）はその第２段階を、（ｃ）はその第３段階を、（ｄ）はその第４段階を夫々示す模式図である。
【図８】本発明の実施の形態に係るフェアリングの塗装の前工程の他の例を説明する模式図であり、（ａ）はその第１段階を、（ｂ）はその第２段階を夫々示す模式図である。
【図９】本発明の実施の形態に係る電磁石の構成を示す部分断面図である。
【図１０】本発明の実施の形態に係る塗料供給装置の構成を示す部分斜視図である。
【図１１】本発明の実施の形態に係る塗料噴射チューブの構成を示す模式的側面図である。
【図１２】本発明の実施の形態に係るアブレータ層の空力加熱を受けたときの状態を説明する模式的断面図である。
【図１３】本発明の実施の形態に係る人工衛星の構成を示すシュラウド部分における横断面図である。
【図１４】本発明の実施の形態に係る太陽電池パドルの構成を示す断面図である。
【図１５】本発明の実施の形態に係る太陽電池パドルの展開の流れを説明するための模式図である。
【図１６】本発明の実施の形態に係る太陽電池パドルの展開の流れを説明するための模式図である。
【図１７】本発明の実施の形態に係る人工衛星の軌道運用時の様子を示す斜視図である。
【図１８】本発明の実施の形態に係る推力発生装置の構成を示す模式的断面図である。
【図１９】本発明の実施の形態に係る人工衛星のピッチング方向の姿勢制御機構の構成の一例を示す模式的斜視図である。
【図２０】本発明の実施の形態に係る人工衛星のピッチング方向の姿勢制御機構の構成の他の例を示す模式的斜視図である。
【符号の説明】
１ ２段型ロケット
２ 人工衛星
２ａ シュラウド部分
２ｂ ノーズ部分
３ 第１段固体モータ
４ 第２段固体モータ
５ 段間部
６ フェアリング
６ａ 淀み点部
７ 低太陽光吸収率層
８ アブレータ層
８ａ 熱防御層
８ｂ 構造層
８ｃ カーボン繊維
９ 断熱層
１０ 金属シート層
１１〜１３ 機器搭載パネル
１４ 内部機器
１５ 通気孔
１６ フェアリング材料
１７ シール材
１７ａ マスキング
１８ 雌型冶具
１８ａ 孔
１９ 雄型冶具
１９ａ 突起
２０ 電磁石
２１ 本体部分
２２，２３ ハニカム構造部分
２４ 塗料供給装置
２５ 本体部分
２６ 塗料噴射チューブ
２７ 支柱
２８ 内部空間
２９ マスキング部
３０ ノズル
３２ マスキング部
３３ 欠落部分
３４ 太陽電池パドル
３４ａ ヒンジ部
３４ｂ 屈曲部分
３５，３６ 太陽電池パネル
３５ａ，３６ａ セル取付板
３５ｂ，３６ｂ 太陽電池セル
３５ｃ ラジエータ
３５ｄ 枢軸
３６ｃ 熱防御板
３７，３８ 電動モータ
３７ａ，３８ａ ワイヤ
３９ モータコントローラ
４０ 加速度センサ
４１ 太陽センサ
４２ 推力発生装置
４３ ケース
４４ 配管
４５ ノズル
４６ ヒータ
４７ 開閉弁
４８ａ，４８ｂ 温度センサ
４９ 圧力センサ
５０ 相変化物質
５１ 昇華ガス
５２ａ，５２ｂ，５３ａ，５３ｂ ガイドチューブ
５２ｃ，５３ｃ ワイヤ
５２ｄ，５３ｄ ウェイト
５４，５５ 電動モータ
５６ 地球センサ
５７ 移動ウェイト
５８ リニアモータ
５８ａ 固定子
５８ｂ 走行子[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to a thrust generation method for controlling the attitude of a spacecraft such as an artificial satellite and an apparatus used for implementing the method, and more particularly to a thrust generation method and apparatus suitable for a pico-type or micro-type satellite.
[0002]
[Prior art]
Satellites with a mass of 1000kg or more are classified as large, 500kg to 1000kg are small, 100kg to 500kg are mini, 10kg to 100kg are micro, and 10kg or less are pico. Sometimes. Among such artificial satellites, large, small, and mini-type satellites are stored in a fairing provided on the head of a rocket dedicated to launching the satellite, and at the target time and target altitude and After being transferred to the track and the fairing being discarded during the transfer, it is put into this track.
[0003]
Once a satellite has started operating in orbit, it can be easily repaired and refurbished like a ground facility even if a failure occurs that makes it impossible to carry out the planned mission. I can't. For this reason, the equipment for artificial satellites is subjected to a thorough test and inspection prior to launch so as to ensure the reliability of the equipment so as not to cause problems as much as possible in orbit.
[0004]
Especially for large and small satellites, the system is complex, the missions are diverse, and the number of devices installed is large. Therefore, many tests and inspections for ensuring reliability are complicated and take a long time. Will be carried out over a long period of time. Also, a lot of tests and inspections are required for the devices and the like used for assembling such artificial satellites.
[0005]
On the other hand, for pico-type and micro-type satellites, the system is relatively simple, many of them are dedicated to a single mission, and the number of equipment is relatively small, so large and small This method has the advantage that the number and period of tests and inspections required are smaller than those of other satellites, and the development period and development cost are reduced.
[0006]
In addition, for example, earth observation satellites and communication satellites are required to shorten their development period as much as possible in order to cope with sudden changes in the global environment and technical obsolescence of equipment mounted on artificial satellites. Therefore, there is an increasing demand for pico-type and micro-type satellites used for these applications.
[0007]
Such pico-type and micro-type artificial satellites are launched by being mounted on other rockets for launching large or small artificial satellites in a so-called piggyback system. This piggyback launch method is to install a pico-type or micro-type satellite in the surplus space inside the fairing where other large-sized or small-sized satellites are housed. At the same time, the pico-type or micro-type artificial satellite is also detached from the large or small artificial satellite or alone.
[0008]
[Problems to be solved by the invention]
However, in such a piggyback type rocket, it is necessary to match the launch time of a pico-type or micro-type satellite with the launch time of a large-sized or small-sized satellite for the main purpose of launching the rocket. Even if a satellite of this type can be developed in a short period of time, there are many cases where it cannot be launched early, and the benefits of shortening the development period cannot be fully enjoyed.
[0009]
Also, in the case of a piggyback rocket, when a large or small satellite is separated from the rocket body, the pico or micro artificial satellite is also separated. In some cases, the satellite could not be put into the optimal altitude and orbit.
[0010]
Also, in piggyback rockets, the interface between a pico-type or micro-type satellite and a large or small-sized satellite is complicated, and there are many restrictions on the equipment space of a pico-type or micro-type satellite. The adjustment of the interface and the fitting space required a lot of time and money. In addition, there is an inconvenience that many pico-type or micro-type satellites cannot be equipped due to the shape of the outfitting space.
[0011]
Furthermore, since the mass ratio of the artificial satellite to the entire rocket is about 1% and the mass ratio of the rocket fuel to the entire rocket is about 90%, the launch vehicle for large or small artificial satellites is large. In addition, the launch cost was high because it requires a lot of rocket fuel.
[0012]
On the other hand, there is no existing small rocket dedicated to launching a pico-type or micro-type artificial satellite, and development of such a small rocket is expected.
[0013]
In addition, since pico-type or micro-type satellites are very small in size, a method of obtaining thrust by burning liquid fuel, which is conventionally used for larger artificial satellites, and injecting substances such as liquid nitrogen There is also a problem that it is not possible to mount a thrust generator for large-scale attitude control such as a method of obtaining thrust by letting it go.
[0014]
The present invention has been made in view of such circumstances, and is a thrust generation method for controlling the attitude of a spacecraft and a device used for the method, and particularly for a pico-type or micro-type satellite. It is an object of the present invention to provide a suitable thrust generation method and apparatus.
[0015]
[Means for Solving the Problems]
In order to solve the above problems, a thrust generating method according to the present invention is a thrust generating method for obtaining thrust of the spacecraft by injecting pressure gas from a propulsion nozzle provided in the spacecraft, wherein the solid state sublimation material is obtained. The sublimation substance in the solid phase is heated in a container containing the gas, and the thrust of the spacecraft is obtained by injecting the heated pressure-sublimed gas from the propulsion nozzle.
[0016]
Further, the thrust generating apparatus according to the present invention is a thrust generating apparatus that obtains thrust of the spacecraft by injecting pressure gas from a propulsion nozzle provided in the spacecraft, and a container that contains a solid phase sublimation substance; And a first heater for heating the sublimation substance in the container, and the thrust of the spacecraft is obtained by injecting the sublimated pressure gas heated from the first heater from the propulsion nozzle. It is characterized by comprising.
[0017]
In the present invention, the spacecraft includes all navigation bodies that navigate in the vicinity of the earth atmosphere and outside the atmosphere, and is not limited to the artificial satellite as described in the section of the prior art.
[0018]
In the above invention, a sublimation substance is used as a thrust generation source, and the thrust of the spacecraft is obtained by injecting the sublimation gas (pressure gas). In addition, in the present invention, the sublimation material is heated and used only when necessary, and is stored in the solid phase until then, the volume can be reduced, and the size and mass of the spacecraft itself can be reduced. can do. This reduction in the size and mass of the spacecraft itself contributes, for example, to a significant reduction in the size and mass of the rocket that launches the spacecraft from the ground, and further increases the time, cost, and labor required for its development. It is possible to contribute to the reduction. Therefore, according to the present invention, it is possible to carry a pico-type or micro-type satellite in orbit by a two-stage rocket that has been difficult to realize conventionally.
[0019]
In the present invention, in order to heat and use the sublimation material in a necessary amount when necessary, for example, the sublimation material stored in the container is heated by the first heater, and the pressure in the container is set to a predetermined value. When the pressure is reached, it is possible to open the valve and obtain a sublimation gas injection from the propulsion nozzle. The valve is provided at any position in the flow path that communicates the container and the propelling nozzle, and various types such as a type that can adjust the flow rate, a type that opens and closes at a predetermined opening degree, etc. Various types can be used. Various types of pressure can be used for detecting the pressure, such as a pressure gauge and a strain gauge for detecting deformation of the container. The predetermined pressure may be set in consideration of the degree of pressure resistance design of the container to be used, the degree of thrust necessary for attitude control of the spacecraft, and the like.
[0020]
When the sublimation gas is injected from the propulsion nozzle through the flow path, the temperature of the flow path and the propulsion nozzle rapidly decreases due to adiabatic expansion of the sublimation substance. Therefore, it is desirable to provide a second heater for heating these. . The second heater does not need to heat both the flow path and the propulsion nozzle, as long as at least one of them can be overheated. The second heater can be configured to always heat, but from the viewpoint of its efficiency, for example, the temperature of the flow path or the propulsion nozzle is detected, and the detected temperature falls below a predetermined temperature. It is desirable to activate it when it becomes.
[0021]
As a sublimation substance used in the present invention, a substance having a relatively low boiling point (for example, about 300 K) is desirable so that a sufficient pressure can be obtained even with a relatively small heater. It is possible to use Eicosan which is 309K.
[0022]
Thus, in the present invention, because of the configuration for securing the sublimation substance in the solid phase, the container for storing the sublimation substance or the container used as the sublimation chamber does not need to be a special pressure vessel, It is only necessary to have a structure that can withstand the predetermined pressure set as described above. As described above, in the container according to the present invention, the container for containing the sublimation substance and the container used as the sublimation chamber may be integrated or separate.
[0023]
As described above, since the apparatus for carrying out the thrust generation method according to the present invention is simple in configuration and can be reduced in size and weight, artificial satellites, in particular, attitude control (altitude and This is suitable for a pico-type or micro-type satellite that can control the speed or the like.
[0024]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Hereinafter, a two-stage rocket equipped with an artificial satellite according to an embodiment of the present invention will be specifically described with reference to the drawings. FIG. 1 is a side view showing the overall configuration of a two-stage rocket according to an embodiment of the present invention. As shown in FIG. 1, a two-stage rocket 1 according to an embodiment of the present invention includes an artificial satellite 2, a first stage solid motor 3, a second stage solid motor 4, and an interstage section 5 according to the present invention. And mainly consists of
[0025]
The artificial satellite 2 constitutes the head of the two-stage rocket 1, and has a generally cylindrical shroud portion 2a (see FIG. 2) and a rounded conical nose connected to the upper end of the shroud portion 2a. It is comprised from the part 2b (refer FIG. 2). The mass of the artificial satellite 2 is 45 kg, for example, and is classified as a micro artificial satellite. A first stage solid motor 3 is connected below the artificial satellite 2 via an interstage part 5.
[0026]
Further, the interstage part 5 has a cylindrical shape substantially the same diameter as the cylinder of the artificial satellite 2, and a second stage solid motor 4 is supported therein.
[0027]
The first stage solid motor 3 has a movable nozzle, and flight control is performed by changing the injection direction of this nozzle. The second stage solid motor 4 does not have a structure for performing special flight control.
[0028]
The launch process of the artificial satellite 2 is as follows. First, by starting combustion of the first stage solid-state motor 3, the two-stage rocket 1 starts to rise from a range near the pole. At this time, the angle between the axis of the two-stage rocket 1 and the horizon when the two-stage rocket 1 is launched is 90 °. That is, the two-stage rocket 1 is launched vertically upward. The first stage solid motor 3 continues to burn for 40 seconds, and at the end of combustion, the flight altitude reaches an altitude of about 45 km. Next, at the end of the combustion of the first stage solid motor 3, that is, after 40 seconds from the start of launch, the first stage solid motor 3 is disconnected as soon as possible, and the second stage solid motor 4 starts to burn. . The second stage solid motor 4 continues to burn for 39 seconds, the flight speed at the end of the combustion reaches a maximum flight speed of about 7.7 km / s, and the flight altitude reaches an altitude of about 240 km. After the combustion of the second stage solid motor 4 is finished, the second stage solid motor 4 and the interstage part 5 are disconnected from the artificial satellite 2 and the artificial satellite 2 is put into the ballistic orbit.
[0029]
Further, another example of the launching process of the artificial satellite 2 is as follows. First, by starting combustion of the first stage solid-state motor 3, the two-stage rocket 1 starts to rise from the launch field near the equator. At this time, the angle between the axis of the two-stage rocket 1 and the horizon when the two-stage rocket 1 is launched is 90 °. That is, the two-stage rocket 1 is launched vertically upward.
[0030]
About 39 seconds after the start of combustion of the first stage solid motor 3, the two-stage rocket 1 starts a gravity turn eastward at a pitch of about 2 ° / second. The first stage solid motor 3 finishes combustion after 40 seconds from the start of combustion, and thereafter is separated from the second stage rocket 1 as soon as possible.
[0031]
The second-stage solid motor 4 starts burning about 2 seconds after the completion of the combustion of the first-stage solid motor 3. The second stage solid motor 4 finishes combustion after about 39 seconds from the start of combustion. At that time, the angle between the axis of the two-stage rocket 1 and the horizon is 0 °, and the speed reaches 8.1 km / s. . Also, the altitude reached at this time is about 185 km, and the artificial satellite 2 is put into orbit here. If the artificial satellite 2 is further reduced in weight, the reaching altitude can be further increased.
[0032]
Such a two-stage rocket 1 will fly at a significantly higher speed than that of a conventional multi-stage rocket having three or more stages. Therefore, the flight environment such as the heating rate, dynamic pressure, and enthalpy received by the two-stage rocket 1 during flight is much harsher than that received by the multistage rocket having three or more stages. According to the calculation by the inventors of the present application, the maximum aerodynamic heating rate of the two-stage rocket 1 launched from the launching field near the pole and flying ballistically is about 2.6 MW / m ² , and the maximum dynamic pressure is about 13 atm. The maximum acceleration is about 31G. These are 10 times larger than those of large rockets such as H2A rockets developed by the Space Development Agency, and how the flight environment of the two-stage rocket 1 according to this embodiment is You can see if it is harsh.
[0033]
In order to withstand such a severe flight environment, the artificial satellite 2 according to the present embodiment has a configuration as described below. FIG. 2 is a schematic cross-sectional view showing an outline of the configuration of the artificial satellite 2 according to the embodiment of the present invention. As shown in FIG. 2, the artificial satellite 2 has a fairing (nose fairing) 6 as its outer shell structure. That is, the artificial satellite 2 according to the present embodiment is formed integrally with the fairing 6. The fairing 6 is not discarded before the artificial satellite 2 is put into orbit, and is used as an outer shell of the artificial satellite 2.
[0034]
The fairing 6 is composed of a plurality of layers, and has a structure in which a low solar absorptivity layer 7, an ablator layer 8, a heat insulating layer 9, and a metal sheet layer 10 are laminated in order from the outside. The low sunlight absorption rate layer 7 uses a white paint having sufficient resistance to aerodynamic heating during the flight of the two-stage rocket 1. Thus, by covering substantially the entire fairing 6 with the low solar absorptivity layer 7 having a low solar absorptance, when the fairing 6 is exposed to sunlight, the solar heat is absorbed. The temperature rise inside the fairing 6 can be suppressed as much as possible.
[0035]
In addition, the white system here is a thing with comparatively high lightness regardless of an achromatic color or a chromatic color. That is, the white system includes, for example, a slightly bluish white color. Moreover, in this Embodiment, although it was set as the structure which makes the low sunlight absorptivity layer 7 a white-type layer, it is not limited to this, When the fairing 6 is exposed to sunlight, The color of the low solar absorptivity layer 7 does not matter as long as the layer has a solar absorptivity low enough to maintain the internal space of the fairing 6 at a temperature allowed by the equipment provided therein. Needless to say.
[0036]
The ablator layer 8 is made of a material used as an ablator for a rocket such as CFRP. In the present embodiment, the ablator layer 8 is made of CFRP. FIG. 3 is a cross-sectional view showing a configuration of the ablator layer 8 according to the embodiment of the present invention. As shown in FIG. 3, the ablator layer 8 is further divided into two layers, a thermal protection layer 8a and a structural layer 8b. The heat protection layer 8a, which is the outer layer, is made of CFRP in which a large number of strip-like cloth bodies obtained by cutting carbon fiber woven into a strip shape are embedded in a synthetic resin. It has a structure that can achieve thermal protection performance and keep thermal stress low.
[0037]
On the other hand, the structural layer 8b, which is the inner layer of the ablator layer 8, is composed of CFRP in which a plurality of carbon fibers woven in a continuous cloth shape are laminated, and has high specific strength even if carbonized at high temperatures. In addition, the structure can maintain a high specific rigidity. By adopting such a structure, it is not necessary to provide a metal structure layer on the fairing 6, and it is possible to achieve strength and rigidity comparable to the metal fairing while being lightweight.
[0038]
The heat insulation layer 9 is comprised with the heat insulating material of the inorganic material. As shown in FIG. 2, the ablator layer 8 and the heat insulating layer 9 are configured to be thickest at the stagnation point portion 6 a that is the tip portion of the fairing 6, and become thinner from this point toward the rear. This is because, in the stagnation point portion 6a, the aerodynamic heating at the time of flight is maximized and decreases toward the rear, so that the portion closer to the tip of the fairing 6 is required to have resistance to aerodynamic heating. In addition, the thickness of the ablator layer 8 and the heat insulating layer 9 is reduced toward the rear of the fairing 6, thereby contributing to further weight reduction of the fairing 6.
[0039]
The metal sheet layer 10 is an aluminum sheet.
[0040]
Inside the fairing 6, device mounting panels 11, 12, and 13 are provided. Each of the device mounting panels 11 to 13 includes artificial sensors such as various sensors, an on-board computer, a storage device, and antennas. A satellite internal device 14 is mounted. These internal devices 14 are configured to perform radiant heat exchange with the metal sheet layer 10, whereby the temperature of the internal devices 14 is, for example, an allowable temperature range of a general electronic device from −15 ° C. Properly maintained to be in the range of 45 ° C.
[0041]
FIG. 4 is a graph showing changes in the surface temperature of the fairing 6, the temperature of the metal sheet layer 10, and the temperature of the internal device 14 during the flight of the two-stage rocket 1 according to the embodiment of the present invention. As shown in FIG. 4, the surface temperature of the fairing 6 reaches about 1690 ° C. at the maximum. During the flight of the two-stage rocket 1, the fairing 6 is exposed to such a high temperature, so that pyrolysis gas is generated from the thermal protection layer 8 a, and the temperature increase inside the fairing 6 is caused by the endothermic reaction at this time. In addition to this, the pyrolysis gas covers the surface of the fairing 6 and further heating of the satellite 2 is prevented.
[0042]
Further, when the fairing 6 is subjected to such aerodynamic heating, the thermal protection layer 8a is carbonized and changed to black. Here, when the low solar absorptance layer 7 is not provided, the surface of the fairing 6 changes to black throughout, and the solar satellite 2 absorbs sunlight during orbital operation of the artificial satellite 2, It is conceivable that the internal temperature of the artificial satellite 2 increases abnormally. In the fairing 6 according to the present embodiment, the low solar absorptivity layer 7 is laminated on the surface of the ablator layer 8, and the low solar absorptivity layer 7 has sufficient resistance to aerodynamic heating as described above. Since the coating material is used, the low solar absorptivity layer 7 does not disappear by aerodynamic heating when the two-stage rocket 1 flies, and the surface of the fairing 6 is maintained white. For this reason, the solar absorptivity of the surface of the artificial satellite 2 can be lowered, and an increase in the internal temperature of the artificial satellite 2 can be suppressed. In addition, it is not necessary to apply a heat resistant paint to a part where the surface temperature is expected to exceed the use upper limit temperature of the heat resistant paint and where the aerodynamic heating is high.
[0043]
FIG. 5 is a partial perspective view of the fairing 6 showing the configuration of the low solar absorptance layer 7 according to the embodiment of the present invention, and FIG. 6 is a schematic partial cross-sectional view of the fairing 6. As shown in FIGS. 3, 5, and 6, the low sunlight absorption rate layer 7 is provided with a large number of air holes 15. That is, the heat protection layer 8a is exposed only on the portion of the vent hole 15 in the surface of the fairing 6. As described above, pyrolysis gas is generated from the thermal protection layer 8a while the fairing 6 is subjected to aerodynamic heating. As shown in FIG. 6, this pyrolysis gas passes through the vent hole 15 and is released to the outside of the artificial satellite 2. On the other hand, when the vent hole 15 is not provided in the low solar absorptivity layer 7, there is no escape route for the pyrolysis gas generated from the thermal protection layer 8a due to aerodynamic heating, and the low solar absorptivity Cracks or delamination will occur in the layer 7. Therefore, by forming the air holes 15 in the low solar absorptivity layer 7, the occurrence of cracks or peeling of the low solar absorptivity layer 7 can be suppressed.
[0044]
That is, by making the fairing 6 as described above, the heat generated by aerodynamic heating during the flight of the two-stage rocket 1 is prevented from entering the space of the artificial satellite 2 and the orbit operation of the artificial satellite 2 is performed. It is possible to release the heat generated from the internal device 14 to the outside of the aircraft at the time, and to keep the temperature of the internal device 14 at the time of the flight of the two-stage rocket 1 and the orbit operation of the artificial satellite 2. It is possible.
[0045]
In the present embodiment, the diameter of the vent hole 15 is 1 mm, and the distance between two adjacent vent holes 15 is 25 mm. In addition, the ventilation hole 15 makes the exposed area of the thermal protection layer 8a as small as possible, for example, the diameter of the ventilation hole 15 is 3 mm, and the interval between two adjacent ventilation holes 15 is 5 mm. It goes without saying that other dimensions may be adopted as long as the desired performance of releasing the pyrolysis gas to the outside is exhibited.
[0046]
Next, an example of a method for manufacturing the fairing 6 according to the embodiment of the present invention will be described. FIG. 7 is a schematic diagram for explaining an example of a pre-process for painting the fairing 6, wherein (a) shows the first stage, (b) shows the second stage, and (c) shows the third stage. (D) shows the fourth stage. First, a fairing material 16 that is a laminate of the ablator layer 8, the heat insulating layer 9, and the metal sheet layer 10 molded into the shape of the fairing 6 is manufactured. And the coating material (for example, white type | system | group) which has a low sunlight absorption factor is apply | coated to the surface of the fairing material 16 as follows.
[0047]
As shown in FIG. 7 (a), in the first step of the pre-painting process of the fairing 6 in this example, the adhesive sealing material 17 that has been manufactured in advance according to the outer shape of the fairing 6 is similarly applied. It is put on a female jig 18 which is manufactured according to the outer shape of the fairing 6 in advance. In the female jig 18, a large number of holes 18a are provided in advance in accordance with the positions of the air holes 15 provided in the low sunlight absorption layer 7 of the fairing 6.
[0048]
Next, in the second stage, as shown in FIG. 7B, the female jig 18 is placed on the fairing material 16.
[0049]
In the third stage, as shown in FIG. 7 (c), a male jig 19 manufactured in advance according to the outer shape of the fairing 6 is put on the sealing material 17. A large number of protrusions 19 a are provided on the inner surface of the male jig 19 in advance in accordance with the positions of the air holes 15 provided in the low sunlight absorption rate layer 7 of the fairing 6. Then, alignment is performed so that the protrusion 19 a is inserted into the hole 18 a, and the male jig 19 is pressed against the fairing material 16. At this time, the portion of the sealing material 17 that overlaps the protrusion 19a passes through the hole 18a and comes into contact with the surface of the fairing material 16, and the sealing material 17 is adhered only at a position corresponding to the vent hole 15 of the fairing material 16. It is done.
[0050]
In the fourth stage, as shown in FIG. 7 (d), the male jig 19, the sealing material 17 and the female jig 18 are removed from the fairing material 16. At this time, only a large number of sticking portions of the fairing material 16 of the sealing material 17 remain as masking (masking portions) 17a on the surface of the fairing material 16, and this portion of the ablator layer 8 is hidden. Thus, the pre-process for painting the fairing 6 is completed.
[0051]
A heat resistant paint having a low solar absorptance is applied to the outer surface of the fairing material 16 thus obtained. Thereafter, the masking 17a is removed from the fairing material 16, and the fairing 6 is completed.
[0052]
Next, another example of the method for manufacturing the fairing 6 according to the embodiment of the present invention will be described. FIG. 8 is a schematic diagram for explaining another example of a pre-process for painting the fairing 6, wherein (a) shows the first stage and (b) shows the second stage.
[0053]
As shown in FIG. 8 (a), in the first stage of the pre-painting process of the fairing 6 in this example, the electromagnet 20 that has been manufactured according to the inner shape of the fairing 6 is placed inside the fairing material 16. Deploy.
[0054]
FIG. 9 is a partial cross-sectional view showing the configuration of the electromagnet 20 according to the embodiment of the present invention. The electromagnet 20 has a main body portion 21 having a substantially similar shape obtained by reducing the fairing material 16 and having a plurality of coils (not shown) provided therein, and an outer side and an inner side of the main body portion 21, respectively. The honeycomb structure portions 22 and 23 are formed. The outer shape of the outer honeycomb structure portion 22 is substantially the same as the inner shape of the fairing material 16, and when the electromagnet 20 is arranged inside the fairing material 16, the honeycomb structure portion 22 is formed on the inner surface of the fairing material 16. The outer surface of this will be in close contact over substantially the whole.
[0055]
The honeycomb structure portions 22 and 23 are made of metal, and have a structure in which a plurality of hexagonal holes penetrates in the thickness direction, and a cocoon is also formed in a honeycomb shape. The honeycomb structure portions 22 and 23 can make the electromagnet 20 lightweight and highly rigid.
[0056]
Further, the coil provided in the main body portion 21 has the thickness direction of the main body portion 21 as a central axis, and by applying a direct current to the coil, for example, as shown in FIG. It is possible to generate a magnetic field with N as the N pole and the inside as the S pole.
[0057]
In the present embodiment, the electromagnet 20 is arranged inside the fairing material 16, but the present invention is not limited to this, and a permanent magnet may be arranged instead of the electromagnet 20. Moreover, although the electromagnet 20 is configured to have the honeycomb structure portions 22 and 23, the present invention is not limited thereto, and is made of a metal or a metal and a synthetic resin having substantially the same outer shape as the inner shape of the fairing material 16. It is good also as a structure which accommodated the some coil in the housing made from a composite material.
[0058]
Next, in the second stage of this example, as shown in FIG. 8 (b), a coating material supply device 24 whose inside is manufactured in advance so as to roughly match the outer shape of the fairing 6 is put on the outside of the fairing material 16.
[0059]
FIG. 10 is a partial perspective view showing the configuration of the paint supply device 24 according to the embodiment of the present invention. The coating material supply device 24 is formed of a flexible material and has a bag-like body portion 25 larger than the fairing material 16 and a plurality of coating materials protruding from a plurality of locations on the inner surface of the body portion 25. It is mainly composed of an injection tube 26 and a support column 27 protruding from a plurality of locations different from the protruding location of the paint spray tube 26 on the inner surface of the main body portion 25.
[0060]
The main body portion 25 has an internal space 28, and a heat-resistant paint having a low sunlight absorption rate supplied from the outside to the internal space 28 can be passed therethrough. The main body portion 25 has flexibility as described above, and is formed in a shape that substantially follows the outer shape of the fairing material 16. Therefore, when the fairing material 16 is covered with the coating material supply device 24, the main body portion 25 is deformed according to the outer shape of the fairing material 16, and the main body portion 25 is covered over substantially the entire fairing material 16. Is possible.
[0061]
FIG. 11 is a schematic side view showing the configuration of the paint spray tube 26 according to the embodiment of the present invention. One end of the paint spray tube 26 communicates with the internal space 28, and the other end is closed by a masking portion 29 made of a substantially disk-shaped permanent magnet. In addition, a plurality of nozzles 30 are provided in an intermediate portion of the paint spray tube 26 so that the heat resistant paint supplied from the internal space 28 can be sprayed from the nozzles 30. At this time, since the other end of the paint spray tube 26 is blocked by the masking portion 29, the heat resistant paint is not ejected from the other end.
[0062]
Further, a support column 27 made of a high magnetic permeability material is projected from the inner surface of the main body portion 25. One end of the column 27 is fixed to the inner surface of the main body portion 25, and a masking portion 32 is attached to the other end. The masking portion 32 is also a permanent magnet. For example, when the electromagnet 20 generates a magnetic field with the N pole on the outside of the main body portion 21 and the S pole on the inner side, the masking portions 29 and 32 have the N pole on the close side of the main body portion 25 and the S side on the remote side. It is attached to the paint spray tube 26 and the column 27 so as to generate a magnetic field as a pole.
[0063]
When covering the fairing material 16 with the coating material supply device 24 in the second stage, the masking portions 29 and 32 are placed on the outer surface of the fairing material 16 where the vent holes 15 are to be provided. Then, a magnetic field is generated by the electromagnet 20, and the masking portions 29 and 32 are attracted to the outer surface of the fairing material 16 by this magnetic field. Thus, the pre-process for painting the fairing 6 is completed.
[0064]
Subsequently, the heat resistant paint is supplied from the outside of the paint supply device 24 to the main body portion 25, and the heat resistant paint is sprayed from the nozzle 30. The nozzle 30 is provided so as to incline so that the heat-resistant paint is sprayed toward the surface of the fairing material 16, and thereby the portions on which the masking portions 29 and 32 on the outer surface of the fairing material 16 are placed. The heat-resistant paint is applied over substantially the entire area excluding.
[0065]
Further, the generation of the magnetic field of the electromagnet 20 is stopped, and the electromagnet 20 and the paint supply device 24 are removed from the fairing material 16. Thereby, the fairing 6 is completed.
[0066]
As described above, by constructing the artificial satellite 2 in which the fairing 6 is integrated as an outer shell, a fairing is prepared separately from the artificial satellite like the conventional artificial satellite, and the artificial satellite is combined with the fairing. Eliminates the need for mounting on a rocket. An artificial satellite requires an outer shell structure, and in order to ensure sufficient strength and rigidity of the entire artificial satellite, a strength member or the like is required in the case of a conventional artificial satellite. In the artificial satellite 2 according to the present embodiment, the fairing 6 also serves as an outer shell structure, and the fairing 6 has sufficient strength and rigidity as described above, so that it is necessary to provide a strength member or the like separately. Absent.
[0067]
Further, as a result of the trial calculation by the inventors of the present application, the fairing 6 according to the embodiment of the present invention mainly composed of CFRP having a specific gravity smaller than that of a metal is a conventional artificial satellite equipped with the same internal device. Compared to the metal fairing used when launching the rocket with a three-stage rocket, it is understood that both have the same mass when configured to ensure the same strength and rigidity. It was. That is, the artificial satellite 2 according to the present invention requires the conventional artificial satellite when the internal devices mounted on the artificial satellite are the same as the total mass of the conventional artificial satellite and the metal fairing. It is possible to reduce the weight by the mass of the outer shell structure and the strength member. For example, when the mass of a conventional artificial satellite is 50 kg, the mass of the outer shell structure and the strength member required by the artificial satellite is about 15 kg. Therefore, the artificial satellite 2 according to the present embodiment equipped with the same internal device is used. Then, the weight can be reduced by 15 kg from the total mass of the conventional satellite and fairing.
[0068]
By reducing the weight of such an artificial satellite (and fairing), the rocket itself that transports it to outer space can be made smaller. In addition, the structure can be greatly simplified by constructing the two-stage rocket 1 instead of the conventional three-stage or more multi-stage rocket as in the present embodiment, so that the development cost and the development period can be greatly reduced. Etc. can be greatly reduced.
[0069]
As described above, when the fairing 6 is integrated with the artificial satellite 2, the conventional artificial satellite and the fairing are separately mounted, and the same as the rocket configured to separate and release the fairing. Using a rocket, it is possible to launch an artificial satellite 2 having a mass about 15 kg larger than that of the artificial satellite. Paradoxically speaking, in a satellite integrated with a fairing of the same mass as that of a satellite having a structure for separating and releasing a conventional fairing, it can be launched with a significantly smaller rocket.
[0070]
Further, as described above, the two-stage rocket 1 flies at a significantly higher speed than a conventional multi-stage rocket having three or more stages. For example, when a gravity turn of about 2 ° / s is started 39 seconds after the start of combustion of the first stage solid motor 3 and the angle of attack becomes 90 ° at the end of combustion of the second stage solid motor 4, The horizontal movement distance of the two-stage rocket 1 at the end of the combustion of the two-stage solid motor 4 is about 180 km, and the second-stage rocket 1 (artificial satellite 2) at the time of the release when the artificial satellite 2 is released 10 seconds later. ) Is about 260 km.
[0071]
Thus, the horizontal movement distance from the start of launch of the artificial satellite 2 to the time of release is about 260 km, and this distance is extremely shorter than the horizontal move distance from the start of launch of the conventional artificial satellite to the time of release. . Therefore, when launching an artificial satellite with a conventional three-stage rocket, for example, after launching from a launch site in Japan, it was sometimes impossible to observe the launch from the launch of the satellite to the release by an observation station in Japan. When the two-stage rocket 1 equipped with the artificial satellite 2 according to the present invention is launched from a small rocket launch site at the Tanegashima Space Center launch site, the flight status of the two-stage rocket 1 until the release of the artificial satellite 2 is shown. And Ogasawara Pursuit Station, and no foreign facilities are required for observation. As described above, since the observation from the launch of the two-stage rocket 1 to the launch of the orbit of the artificial satellite 2 can be performed with only the facilities in Japan, the launch work of the rocket is made extremely simpler than before. be able to.
[0072]
Further, the horizontal movement distance (about 260 km) from the start of the launch of the artificial satellite 2 according to the present invention to the time of release is observed from the launch of the two-stage rocket 1 to the launch of the artificial satellite 2 by one observation station. It is also a distance that can be done. Therefore, if the observation from the two-stage rocket 1 to the orbit insertion of the artificial satellite 2 is consistently observed at one observation station, the launch operation of the rocket can be further simplified and the cost can be further increased. In addition, it can be expected to reduce labor.
[0073]
As described above, in the two-stage rocket 1 according to the second embodiment, the ablator layer 8 of the fairing 6 is carbonized by aerodynamic heating. At this time, carbon fibers remain in a state where the carbon fibers overlap each other in the vicinity of the surface of the ablator layer 8. FIG. 12 is a schematic cross-sectional view for explaining a state when aerodynamic heating is applied to the ablator layer 8 according to the embodiment of the present invention. The thermal protection layer 8 a of the ablator layer 8 is carbonized at the initial stage of launching the two-stage rocket 1. As shown in FIG. 12, the carbon fibers 8c that have been carbonized and remain in the thermal protection layer 8a overlap in a state where the longitudinal direction of the fibers is directed in various directions. The binding force of each carbon fiber 8c is relatively weak, and when the force is applied from the outside, the carbon fiber 8c moves minutely so as to deviate from each other.
[0074]
Here, as described above, the two-stage rocket 1 according to the present embodiment receives an extremely high dynamic pressure as compared with the conventional one at the time of flight. Therefore, strong vibration is generated in the two-stage rocket 1 during flight, and if the vibration applied to the fairing 6 is transmitted to the internal device 14 as it is, this may cause a failure of the internal device 14.
[0075]
However, when the carbon fibers 8b (and the carbon fibers remaining in this layer when the structural layer 8c is carbonized) move minutely to each other three-dimensionally, the ablator layer 8 functions as a seismic isolation structure. The vibration applied to the surface of 6 is prevented from being transmitted to the inside as it is. Thereby, it becomes difficult for external vibration to be transmitted to the internal device 14, and occurrence of a failure of the internal device 14 can be suppressed.
[0076]
Further, when the artificial satellite 2 is put into orbit, the second stage solid-state motor 4 and the interstage portion 5 are separated from the artificial satellite 2, but at this time, an impact is applied to the artificial satellite 2. This impact is also mitigated inside the artificial satellite 2 by the above-described seismic isolation function of the fairing 6, and the occurrence of a failure of the internal device 14 is suppressed.
[0077]
Next, the configuration of the artificial satellite 2 will be described in more detail. FIG. 13 is a cross-sectional view of shroud portion 2a showing the configuration of artificial satellite 2 according to the embodiment of the present invention. As shown in FIG. 13, in the portion from the rear end of the shroud portion 2a of the artificial satellite 2 to the front of a predetermined length, a part of the fairing 6 in the circumferential direction is missing, so that the missing portion 33 is blocked. An unfolded solar cell paddle 34 is provided.
[0078]
The solar cell paddle 34 has a configuration in which two plate-like solar cell panels 35 and 36 are abutted and hinged to each other. One end of one solar cell panel 35 is bent in a substantially L shape, and the tip of the bent portion 34 b is pivotally attached to one end of the missing portion 33. Thereby, the solar cell panel 35 can be rotated outward from the state where the missing portion 33 is closed, with the pivot portion as a center.
[0079]
The other end of the solar cell panel 35 is hinged to one end of the solar cell panel 36 by a hinge portion 34a. Before the two-stage rocket 1 is launched, the solar cell panels 35 and 36 are accommodated so as to close the missing portion 33 in a superposed state.
[0080]
FIG. 14 is a cross-sectional view showing a configuration of solar cell paddle 34 according to the embodiment of the present invention. As shown in FIG. 14, one (base end side) solar cell panel 35 has a structure in which solar cells 35b are attached to one surface of a cell attachment plate 35a. Further, a radiator 35c is provided so as to close the missing portion 33, and the radiator 35c functions as a partition wall between the artificial satellite 2 and outer space. The radiator 35c discharges the heat generated by the internal device 14 to the outside. The optical characteristics and area of the radiator 35 c are set by the amount of heat generated by the internal device 14. Further, when the solar cell paddle 34 is stored, the other surface of the cell mounting plate 35a faces the outer surface of the radiator 35c, and the solar cell 35b is disposed on the outer surface.
[0081]
In the present embodiment, the configuration in which the radiator 35c is provided as a partition between the inside of the artificial satellite 2 and the outer space has been described. However, the present invention is not limited to this, and the amount of heat generated by the internal device 14 depends on the radiator. If exhaust heat is unnecessary and is small enough, a partition made of a composite material such as CFRP may be provided instead of the radiator 35c.
[0082]
The other (front end side) solar cell panel 36 has a cell mounting plate 36a. When the solar cell paddle 34 is stored, the solar cell 36b is opposed to the solar cell 35b. It is attached to one side of 36a. That is, the solar battery cell 36b is attached to the inner surface of the cell attachment plate 36a. Further, a heat protection plate 36c composed of an ablator layer, a heat insulating layer, and the like is attached to the other surface (surface outside the machine) of the cell attachment plate 36a. As a result, it is possible to exert a thermal protection function against aerodynamic heating received when the two-stage rocket 1 flies, and to prevent the temperature of the internal device 14 from being excessively increased. Further, when the solar battery paddle 34 is housed, the thermal protection plate 36c is positioned at the outermost part, so that the solar battery cells 35b and 36b are protected from the aerodynamic heating received when the two-stage rocket 1 flies.
[0083]
As shown in FIG. 13, two electric motors 37 and 38 are provided inside the artificial satellite 2. One end of a wire 37 a is connected to the output shaft of one electric motor 37, and the other end of the wire 37 a is connected to a pivot 35 d that pivotally attaches the solar cell panel 35 and the fairing 6. One end of the wire 37a is wound around the output shaft of the electric motor 37, and the other end is wound around the pivot 35d in the opposite direction. Further, the pivot 35d is fixed to the solar cell panel 35. The winding direction of the wire 37a around the pivot 35d on the other end is such that when the wire 37a is drawn from the pivot 35d, the solar cell panel 35 is rotated outward. The direction of movement is the direction in which torque is generated (that is, the counterclockwise direction in FIG. 13). As a result, when the electric motor 37 is operated and the output shaft is rotated in the direction of winding the wire 37a, the wire 37a is pulled out from the pivot shaft 35d, and is rotated in the direction rotating to the solar cell panel 35. Torque will act.
[0084]
On the other hand, the one end side of the wire 38a is similarly wound around the output shaft of the electric motor 38. The other end of the wire 38a is connected to the hinge portion 34a. When the solar cell paddle 34 is housed in the fairing 6, the wire 38a is fixed by the output shaft of the electric motor 38 so that a predetermined tension acts. Alternatively, the solar battery paddle 34 may be locked to the fairing 6 so as not to expand by the lock mechanism, and the lock mechanism may be released when the artificial satellite 2 is put into orbit.
[0085]
Further, inside the artificial satellite 2, a motor controller 39 for controlling the operations of the electric motors 37 and 38 and an acceleration sensor 40 connected to the motor controller 39 are provided.
[0086]
In addition, a spring (not shown) is provided between the solar cell panels 35 and 36, and the solar cell panels 35 and 36 are urged by the springs in a direction in which they are developed. Further, a stopper (not shown) is provided between the solar cell panels 35 and 36, and when the solar cell paddle 34 is stored in the fairing 6, the solar cell panel 35, 36 is maintained in an overlapped state against the biasing force of the spring.
[0087]
Next, a deployment operation of the solar cell paddle 34 will be described. FIG.15 and FIG.16 is a schematic diagram for demonstrating the flow of expansion | deployment of the solar cell paddle 34 which concerns on embodiment of this invention. When the combustion of the second stage solid motor 4 is completed, the acceleration sensor 40 detects this and transmits a detection signal to the motor controller 39. At the same time, the second stage solid motor 4 and the interstage part 5 are separated from the artificial satellite 2 and the artificial satellite 2 is released into orbit. After receiving the detection signal, the motor controller 39 operates the electric motor 37 so that its output shaft rotates in the winding direction of the wire 37a, and electrically operates so that the output shaft rotates in the direction of loosening the wire 38a. The motor 38 is operated. As a result, the solar cell paddle 34 rotates about the pivot 35d toward the outside of the apparatus. Further, when the solar cell paddle 34 is rotated, the missing portion 33 is closed only by the radiator 35c.
[0088]
As shown in FIG. 15, the motor controller 39 drives the electric motors 37 and 38 until the solar cell paddle 34 rotates just 90 °. When the solar cell paddle 34 is rotated 90 ° from the start of rotation, the engagement of the stopper is released, and the solar cell panel 36 is centered on the hinge portion 34a by the biasing force of the spring described above. Will rotate in a direction away from the solar cell panel 35 (see FIG. 16). When the solar cell panel 36 further rotates due to the inertial force and the solar cell panel 36 rotates 180 ° and the solar cell panels 35 and 36 are linearly aligned, the solar cell panels 35 and 36 are rotated. A stopper (not shown) provided in a proximity portion of the solar cell panel is engaged with the solar cell panel 35, thereby maintaining the state in which the solar cell panels 35 and 36 are linearly arranged. Thereby, the expansion | deployment operation | work of the solar cell paddle 34 is completed.
[0089]
As described above, since the electric motor 37.38 and the solar cell paddle 34 are connected by the light wires 37a and 38a and the electric motor 37 and 38 are driven, the solar cell paddle 34 is deployed. The artificial satellite 2 can be significantly reduced in weight as compared with a configuration in which the rotational motion of the output shafts of the electric motors (actuators) 37 and 38 is transmitted to the solar cell paddle 34 using a mechanism such as the above.
[0090]
FIG. 17 is a perspective view showing a state during the orbit operation of the artificial satellite 2 according to the embodiment of the present invention. As shown in FIG. 17, a solar sensor 41 is provided near the tip of the solar battery cell 36 b of the solar battery paddle 34. The sun sensor 41 outputs an electrical signal corresponding to the solar radiation intensity, and the output destination is the motor controller 39. The configuration of the solar sensor 41 will be described in more detail. A so-called coarse sensor (CSS) is used for the solar sensor 41. This sensor makes sunlight incident through a slit, and the incident angle of the sunlight. It is the structure which measures only the component of an orthogonal direction to this slit, and is a well-known thing. The solar sensor 41 is arranged so that the light receiving surface of the solar cell paddle 34 and the light receiving surface thereof are parallel to each other. The motor controller 39 drives the electric motors 37 and 38 so that the light receiving surface of the solar sensor 41 faces the sun, and thereby the solar cell paddle 34 so that the light receiving surface of the solar cell paddle 34 faces the sun. The unfolding angle is controlled. At this time, it is desirable that the light receiving surface of the solar cell paddle 34 is completely opposed to the sun. However, due to the relationship between the orbital plane and the sunlight vector, there are few cases where the light receiving surface is completely opposed. The deployment angle of the solar cell paddle 34 is controlled so as to face each other. The solar cells 35b and 36b receive solar radiation and the earth albedo (earth reflection component of solar radiation) to generate power, and the electric power obtained by the solar cells 35b and 36b is supplied to the internal device 14. It has become.
[0091]
When the mass of the artificial satellite 2 is 45 kg, the required power can be estimated to be about 20 W from the statistical result on the relationship between the past mass of the artificial satellite and the power used by the internal devices. Since the solar cells 35b and 36b cannot generate power in the night-side orbit, when the day-side orbit time and the night-side orbit time are the same, the required power generation amount is about 40 W, which is twice the required power. . There are two types of solar cells that have abundant use results in space: an expensive but highly efficient gallium arsenide type and a silicon type that is inexpensive but has relatively low power generation efficiency. If silicon type solar cells are used as the solar cells 35b and 36b, the light receiving surface area required for power generation of 80 W, which is a value obtained by multiplying the required power generation amount by 2 as a safety factor, is about 0.6 m ² . Become. As a result of calculations by the inventors of the present application, the area of the solar battery paddle 34 of the artificial satellite 2 having a mass of 45 kg can be about 0.9 m ^2, so that it is necessary even if a silicon solar battery cell is used. It is possible to obtain an amount of power.
[0092]
When the artificial satellite 2 is put into orbit, the solar cell paddle 34 is deployed and, if necessary, an S-band antenna or a gravitational tilt beam accommodated in the artificial satellite 2 is deployed (not shown) to artificially The orbit insertion of the satellite 2 is completed.
[0093]
As shown in FIG. 17, the artificial satellite 2 travels toward the tip of the nose portion 2b. However, a slight amount of air exists in the space around the artificial satellite 2, and the artificial satellite 2 has an air resistance. Will receive. When the satellite body has a hexahedron or cylindrical shape like a conventional satellite, the influence of such air resistance is large, and the satellite decelerates, and the balance between centrifugal force and gravity is It will collapse and the altitude of the satellite will decrease. On the other hand, in the artificial satellite 2 according to the present invention, since the fairing 6 as the artificial satellite body has a streamline shape, it is less susceptible to air resistance than the conventional artificial satellite. The deceleration due to is suppressed as much as possible.
[0094]
However, the artificial satellite 2 according to the present invention continues to receive some air resistance, decelerates, and the altitude drop needs to be raised by the thrust generated by the thrust generator. Conventional large-sized, small-sized, or mini-type artificial satellites use a thrust generating device configured to burn liquid fuel or to inject liquid nitrogen or the like. When the target operational life of the artificial satellite is set to 1 year or longer, a large amount of fuel or injection material is required to maintain the altitude of the artificial satellite. In addition, such a thrust generator has a complicated structure, and the size and mass of the device itself are large. Therefore, a large-sized, small-sized, or mini-type artificial satellite has a relatively large equipment mounting volume, and it is relatively easy to mount such a conventional thrust generator, but the artificial satellite 2 according to the present embodiment is similar to the artificial satellite 2 according to the present embodiment. A micro-type or pico-type satellite has a small equipment mounting volume, and it is not easy to mount these thrust generators on a micro-type or pico-type satellite.
[0095]
Therefore, the artificial satellite according to the present embodiment is equipped with a thrust generator as described below. FIG. 18 is a schematic cross-sectional view showing the configuration of the thrust generator according to the present embodiment. As shown in FIG. 18, the thrust generator 42 according to the present embodiment is mainly configured by a case 43, a pipe 44, a nozzle 45, a heater 46, an on-off valve 47, temperature sensors 48a and 48b, and a pressure sensor 49. Case 43 has a rectangular parallelepiped box shape, and phase change material 50 is accommodated therein. As the phase change material 50, a material having a melting point as low as about 300K such as eicosane is used.
[0096]
One surface of the case 43 is opened, and a pipe 44 is extended from the opening. The end of the pipe 44 is connected to the apex portion of the nozzle 45 that is expanded in a substantially conical shape. In addition, an opening / closing valve 47 is provided in the middle of the pipe 44, and when the opening / closing valve 47 is closed, a portion from the connection position of the case 43 and the pipe 44 to the case 43 to the opening / closing valve 47. Constitutes a closed space, and when the on-off valve 47 is opened, the space in the case 43 communicates with the outside through the pipe 44 and the nozzle 45.
[0097]
Further, a heater 46 is provided so as to cover substantially the entire outer peripheral surface of the case 43, the pipe 44 and the nozzle 45. The heater 46 is of a type that converts electric power such as a heating wire into heat, and the case 43, the pipe 44, and the nozzle 45 are heated by receiving the supply of electric power from the outside.
[0098]
Further, a temperature sensor 48 a and a pressure sensor 49 are provided inside the case 43, and a temperature sensor 48 b is also provided in the middle of the nozzle 45 and the on-off valve 47 of the pipe 44.
[0099]
Next, the operation of the thrust generator 42 according to the present embodiment will be described. If it is determined by the on-board computer (not shown) built in the artificial satellite 2 that thrust is required for the artificial satellite 2, electric power is supplied to the heater 46 from the outside, and the case 43, the piping 44, and The nozzle 45 is heated. The temperature of the internal space of case 43 rises, sublimation gas 51 of phase change material 50 is generated (increased), and the internal pressure of case 43 increases. An electric signal corresponding to the internal pressure of the case 43 is transmitted to the on-board computer by the pressure sensor 49, and the on-board computer stops the power supply to the heater 46 when the internal pressure of the case 43 becomes a predetermined value or more. At the same time, the operation is controlled to open the on-off valve 47. When the on-off valve 47 is opened, the sublimation gas 51 in the case 43 is injected from the nozzle 45, and a thrust in the direction opposite to the injection direction of the sublimation gas 51 is generated.
[0100]
After the sublimation gas 51 is injected, the on-board computer monitors the output values of the temperature sensors 48a and 48b, and the case 43, the pipe 44, the nozzle 45, and the on-off valve 47 are brought to a predetermined low temperature side allowable temperature or less due to adiabatic expansion of the gas. If necessary, these are heated by a heater 46 so as not to be rapidly cooled. Further, after the sublimation gas 51 is injected, it is necessary for the on-board computer to close the on-off valve 47 and monitor the output value of the temperature sensor 48a to control the temperature of the phase change material 50 within an appropriate range. For example, the case 43 is heated by the heater 46.
[0101]
Next, the result of trial calculation for the necessary amount of the phase change material 50 will be described. In the following description, a result of trial calculation in the case where the altitude of the artificial satellite 2 having a cross-sectional area of 0.7 m ² when viewed from the traveling direction is set to an altitude of 350 km having a relatively high air resistance is shown. According to the calculation of the present inventor, when the mass of the artificial satellite is 45 kg, the deceleration per day can be canceled by the ejection of 15 g of the sublimation gas 51. In this case, when the operational life of the artificial satellite 2 is 100 days, the required mass of the phase change material 50 is 1.5 kg. For example, if eicosane is used for the phase change material 50, the density of eicosane is 830 kg / m ³ , so the required volume of the case 43 is 1.8 × 10 ⁻³ m ³ , which can be sufficiently mounted on the artificial satellite 2. It is a big size.
[0102]
Further, the thrust generated by the thrust generator 42 according to the present embodiment is significantly smaller than that of the conventional thrust generator, but since the mass of the artificial satellite 2 is several tens of kg at most, this The purpose used to maintain the altitude and speed of the artificial satellite 2 can sufficiently achieve its purpose.
[0103]
Next, a configuration related to attitude control during orbit operation of the artificial satellite 2 according to the present embodiment will be described. FIG. 19 is a schematic perspective view showing an example of the configuration of the attitude control mechanism in the pitching direction of the artificial satellite 2 according to the embodiment of the present invention. Square tubular guide tubes 52a and 52b are provided along the front end edges of the solar cell panels 35 and 36 at the front end of the solar cell panels 35 and 36 (downstream side end in the traveling direction of the satellite 2), respectively. Similarly, guide tubes 53a and 53b are respectively provided along the rear end edges of the solar cell panels 35 and 36 at the rear end of the solar cell panels 35 and 36 (upstream side end in the traveling direction of the artificial satellite 2). . As shown in FIG. 19, the guide tubes 52a and 52b are arranged so as to be linearly arranged when the solar cell paddle 34 is deployed. Similarly, the guide tubes 53a and 53b are also solar cells. The paddles 34 are arranged linearly when the paddles 34 are unfolded. Wires 52c are inserted into the linearly arranged guide tubes 52a and 52b, and the inner end of the wire 52c is attached to the output shaft of the electric motor 54 provided in the spacecraft 2. Yes. A weight 52d is attached to the machine end of the wire 52c.
[0104]
Similarly, a wire 53c is inserted into the linearly arranged guide tubes 53a and 53b, and the inner end of the wire 53c is connected to the output shaft of the electric motor 55 provided in the spacecraft 2. It is attached. Further, a weight 53d is attached to the outer end of the wire 53c.
[0105]
The electric motors 54 and 55 are connected to a motor controller (not shown) built in the artificial satellite 2 and are configured to be controlled by the motor controller. As shown in FIG. 17, an earth sensor 56 is provided so as to protrude from the artificial satellite 2 toward the earth side, and the motor controller is connected to the earth sensor 56.
[0106]
The earth sensor 56 outputs an electrical signal corresponding to each of the roll angle and the pitch angle of the artificial satellite 2 with respect to the earth. Of these, the motor controller receives an output signal representing the pitch angle, and the motor controller The operation of the electric motors 54 and 55 is controlled in order to adjust the drawing length of the wires 52c and 53c. More specifically, for example, proportional control is performed so that the pitch angle of the artificial satellite detected by the earth sensor 56 approaches a predetermined target pitch angle (that is, a pitch angle of 0 ° in the present embodiment). The rotation direction and rotation speed of the electric motors 54 and 55 are controlled using a known control method such as PI control, PID control, or fuzzy control. Since the weights 52d and 53d receive the gravity of the earth, the wires 52c and 53c respectively hang down to the earth side. By controlling the operation of the electric motors 54 and 55, when the wire 52c is pulled out longer than the wire 53c, the weight 52d comes closer to the earth than the weight 53d. As a result, the weight 52d receives more gravity from the earth than the weight 53d. As a result, the center of gravity of the artificial satellite 2 moves forward, the leading end of the artificial satellite 2 approaches the earth, and the trailing end is The attitude control of the artificial satellite 2 in the pitching direction is performed so as to be away from the earth. On the other hand, when the operation of the electric motors 54 and 55 is controlled and the wire 53c is pulled out longer than the wire 52c, the position of the center of gravity of the artificial satellite 2 moves backward, and the tip side of the artificial satellite is separated from the earth, Further, the attitude control of the artificial satellite 2 in the pitching direction is performed so that the rear end side approaches the earth.
[0107]
And it is comprised so that operation control of the electric motors 54 and 55 may be performed so that the attitude | position of the pitching direction of the artificial satellite 2 may be maintained so that the earth sensor 56 may always face the center of the earth.
[0108]
The guide tubes 52a, 52b, 53a, 53b can also be used as strength members of the solar cell paddle 34.
[0109]
FIG. 20 is a schematic perspective view showing another example of the configuration of the attitude control mechanism in the pitching direction of the artificial satellite 2 according to the embodiment of the present invention. In this example, as shown in FIG. 20, a moving weight 57 is provided on the outer edge of the solar cell paddle 34 on the outside of the artificial satellite 2, that is, the opposite edge of the hinge portion 34a of the solar cell panel 36. Yes. The moving weight 57 is attached to the traveling element 58b of a linear motor 58 having a stator 58a and a traveling element 58b provided over the entire length of the edge of the solar cell panel 36, and is attached to the stator 58a. Along with this, it is possible to move integrally with the traveling element 58b.
[0110]
The linear motor 58 is connected to a motor controller (not shown), and the motor controller controls the operation of the linear motor 58 in accordance with an output signal related to the pitch angle of the artificial satellite 2 from the earth sensor 56. ing. Also here, the operation of the linear motor 58 is controlled by a known control method as described above. When the moving weight 57 moves in the front-rear direction of the artificial satellite 2, the center of gravity of the artificial satellite 2 moves, and thereby the attitude control of the artificial satellite 2 in the pitching direction is performed.
[0111]
In addition, it is good also as a structure which provides the movement weight which can move to the front-back direction inside the fairing 6. FIG.
[0112]
Further, the attitude control of the artificial satellite 2 in the rolling direction is performed by adjusting the deployment angle of the solar cell paddle 34 by the motor controller 39 controlling the operation of the electric motors 37 and 38. Specifically, the motor controller 39 receives an output signal representing the roll angle of the artificial satellite 2 from the earth sensor 56, and the motor controller 39 sets the detected roll angle of the artificial satellite 2 to a predetermined target roll angle (this In the case of the embodiment, the rotation direction and the rotation speed of the electric motors 37 and 38 using a known control method such as proportional control, PI control, PID control, or fuzzy control so as to approach the roll angle of 0 °). To control. At this time, the solar battery paddle 34 is tilted to the opposite side of the direction in which the artificial satellite 2 is inclined with respect to the center of the earth, thereby moving the lateral center of gravity position of the artificial satellite 2, resulting in a roll angle of 0 °. The attitude control in the rolling direction of the artificial satellite 2 is performed by tilting the artificial satellite 2 in a direction approaching to.
[0113]
Further, during the orbital operation of the artificial satellite 2, the motor controller 39 controls the operation of the electric motors 37 and 38, so that the deployment angle of the solar cell paddle 34 is adjusted so that the light receiving surface of the solar cell paddle 34 faces the sun. Be controlled. Thereby, the solar cell paddle 34 can be operated independently and the light receiving surface thereof can be directed to the sun, and it is necessary to control the attitude of the artificial satellite itself in order to direct the light receiving surface of the solar cell paddle to the sun as in the prior art. There is no.
[0114]
【The invention's effect】
In the case of the high-speed flying object according to the present invention and the fairing used therefor, compared with the conventional case where the fairing and the head body (artificial satellite, observation device, etc.) are configured separately, Since the discarded fairing is used as a part of the outer shell of the head of a high-speed flying object such as an artificial satellite, it is not necessary to store the head of the artificial satellite or the like in a separately provided fairing. The mass of the entire head can be reduced, and the entire high-speed flying object can be significantly reduced in size and weight as compared with a conventional rocket for launching an artificial satellite. Moreover, since the fairing can be used as the outer shell of the head, the structural part of the head, such as an artificial satellite, can also be used for the fairing, so it is necessary to provide a structural part such as a strength member separately. In addition, the artificial satellite itself can be reduced in weight.
[0115]
In addition, by configuring such a small and lightweight high-speed flying object, the amount of fuel for launching the high-speed flying object can be greatly reduced.
[0116]
In addition, since the high-speed flying object can be configured to be small and light, the costs associated with the development, manufacturing, and launching of the high-speed flying object can be greatly reduced as compared with the prior art. This can be used exclusively for launching satellites.
[0117]
In addition to artificial satellites, they are mounted on high-speed flying objects such as rockets, detached from high-speed flying objects at high altitudes, dropped onto the ground by gravity immediately after leaving, and used for various earth environment observations during the fall. The high-speed flying object can also be used exclusively for launching the observation apparatus.
[0118]
Further, since such a high-speed flying object is significantly smaller and lighter than the conventional one, the flying speed is significantly higher than that of a conventional multi-stage rocket having three or more stages for launching an artificial satellite. Although the ring will be exposed to aerodynamic heating, since the fairing has a heat-resistant structure against aerodynamic heating, the equipment and parts inside the fairing can be removed even under severe flight environment due to high-speed flight. It can be reliably transferred to a target altitude without being damaged by aerodynamic heating.
[0119]
Further, in the fairing manufacturing method according to the present invention, the fairing material from which the ablator layer is exposed has a heat resistance having a low solar absorptivity such as a white system in a state where a portion not applied by the masking portion is secured. The present invention has an excellent effect, for example, by making it possible to produce a fairing having a low solar absorptivity layer provided with a vent hole, which can be applied with a functional paint.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a side view showing an overall configuration of a two-stage rocket according to an embodiment of the present invention.
FIG. 2 is a schematic cross-sectional view showing an outline of the configuration of the artificial satellite according to the embodiment of the present invention.
FIG. 3 is a cross-sectional view showing a configuration of an ablator layer according to an embodiment of the present invention.
FIG. 4 is a graph showing changes in fairing surface temperature, metal sheet layer temperature, and internal device temperature during flight of a two-stage rocket according to an embodiment of the present invention.
FIG. 5 is a partial perspective view of a fairing showing a configuration of a low solar absorptance layer according to an embodiment of the present invention.
FIG. 6 is a schematic partial cross-sectional view of a fairing according to an embodiment of the present invention.
7A and 7B are schematic diagrams for explaining an example of a pre-process for painting a fairing according to an embodiment of the present invention, in which FIG. 7A shows the first stage, FIG. 7B shows the second stage, c) is a schematic diagram showing the third stage, and (d) is a schematic diagram showing the fourth stage.
FIGS. 8A and 8B are schematic diagrams for explaining another example of the pre-process for painting a fairing according to the embodiment of the present invention, in which FIG. 8A shows the first stage and FIG. 8B shows the second stage. It is a schematic diagram shown respectively.
FIG. 9 is a partial cross-sectional view showing a configuration of an electromagnet according to an embodiment of the present invention.
FIG. 10 is a partial perspective view showing the configuration of the paint supply apparatus according to the embodiment of the present invention.
FIG. 11 is a schematic side view showing the configuration of the paint spray tube according to the embodiment of the present invention.
FIG. 12 is a schematic cross-sectional view illustrating a state when the ablator layer according to an embodiment of the present invention is subjected to aerodynamic heating.
FIG. 13 is a cross-sectional view of the shroud portion showing the configuration of the artificial satellite according to the embodiment of the present invention.
FIG. 14 is a cross-sectional view showing a configuration of a solar cell paddle according to an embodiment of the present invention.
FIG. 15 is a schematic diagram for explaining a development flow of the solar cell paddle according to the embodiment of the present invention.
FIG. 16 is a schematic diagram for explaining a development flow of the solar cell paddle according to the embodiment of the present invention.
FIG. 17 is a perspective view showing a state during the orbit operation of the artificial satellite according to the embodiment of the present invention.
FIG. 18 is a schematic cross-sectional view showing a configuration of a thrust generator according to an embodiment of the present invention.
FIG. 19 is a schematic perspective view showing an example of the configuration of the attitude control mechanism in the pitching direction of the artificial satellite according to the embodiment of the present invention.
FIG. 20 is a schematic perspective view showing another example of the configuration of the attitude control mechanism in the pitching direction of the artificial satellite according to the embodiment of the present invention.
[Explanation of symbols]
1 Two-stage rocket 2 Artificial satellite 2a Shroud part 2b Nose part 3 First stage solid motor 4 Second stage solid motor 5 Interstage part 6 Fairing 6a Stagnation point part 7 Low solar absorptivity layer 8 Ablator layer 8a Thermal protection Layer 8b Structural layer 8c Carbon fiber 9 Heat insulation layer 10 Metal sheet layer 11-13 Equipment mounting panel 14 Internal equipment 15 Vent hole 16 Fairing material 17 Sealing material 17a Masking 18 Female jig 18a Hole 19 Male jig 19a Protrusion 20 Electromagnet 21 Main body portions 22, 23 Honeycomb structure portion 24 Paint supply device 25 Main body portion 26 Paint injection tube 27 Strut 28 Internal space 29 Masking portion 30 Nozzle 32 Masking portion 33 Missing portion 34 Solar cell paddle 34a Hinge portion 34b Bending portion 35, 36 Solar cell Panels 35a and 36a Cell mounting plates 35b and 36b Positive battery cell 35c Radiator 35d Axis 36c Thermal protection plate 37, 38 Electric motor 37a, 38a Wire 39 Motor controller 40 Acceleration sensor 41 Solar sensor 42 Thrust generator 43 Case 44 Piping 45 Nozzle 46 Heater 47 On-off valve 48a, 48b Temperature sensor 49 Pressure sensor 50 Phase change material 51 Sublimation gas 52a, 52b, 53a, 53b Guide tube 52c, 53c Wire 52d, 53d Weight 54, 55 Electric motor 56 Earth sensor 57 Moving weight 58 Linear motor 58a Stator 58b Running element

Claims (5)

ピコ型又はマイクロ型の人工衛星が備える推進ノズルから圧力ガスを噴射することによって前記人工衛星を姿勢制御する際の推力を得る推力発生方法であって、
３００Ｋ程度の比較的低い昇華点を有した固相状態の昇華物質を単物質で収容する非耐圧容器内で該固相状態の昇華物質を加熱し、加熱して昇華した圧力ガスを前記推進ノズルから噴射することによって前記人工衛星の推力を得ることを特徴とする推力発生方法。 A thrust generating method for obtaining a thrust when attitude control the satellite by injecting pressurized gas from the pico type or propulsion nozzle of a micro-type artificial satellite is provided,
The propellant nozzle is configured to heat the solid phase sublimation substance in a non-pressure vessel containing a solid sublimation substance having a relatively low sublimation point of about 300K as a single substance and to heat and sublimate the pressure gas. A thrust generating method, wherein the thrust of the artificial satellite is obtained by jetting from ピコ型又はマイクロ型の人工衛星が備える推進ノズルから圧力ガスを噴射することによって前記人工衛星を姿勢制御する際の推力を得る推力発生装置であって、
３００Ｋ程度の比較的低い昇華点を有した固相状態の昇華物質を単物質で収容する非耐圧容器と、
該非耐圧容器内の前記固層状態の昇華物質を加熱する第１のヒータと
を備え、
前記第１のヒータにより加熱され、昇華した圧力ガスを前記推進ノズルから噴射することによって前記人工衛星の推力を得るように構成してあることを特徴とする推力発生装置。 A pico-type or thrust generating apparatus to obtain a thrust when attitude control the satellite by injecting pressurized gas from the propulsion nozzle of a micro-type artificial satellite is provided,
A non-pressure-resistant container that contains a solid-state sublimation substance having a relatively low sublimation point of about 300K as a single substance ;
And a first heater for heating the sublimation material of the solid layer state of the non-pressure vessel,
A thrust generator configured to obtain thrust of the artificial satellite by injecting sublimated pressure gas heated by the first heater from the propulsion nozzle. 前記非耐圧容器内の圧力を検出する圧力検出器と、
前記非耐圧容器と前記推進ノズルとの間における前記圧力ガスの通流経路に設けられたバルブと
を更に備え、
前記第１のヒータにより加熱されて上昇する前記非耐圧容器内の圧力が所定の圧力に達したことを前記圧力検出器が検出した場合に、前記バルブを開くように構成してあることを特徴とする請求項２に記載の推力発生装置。A pressure detector for detecting the pressure in the non-pressure vessel;
A valve provided in a flow path of the pressure gas between the non-pressure vessel and the propulsion nozzle,
That the pressure of the non-pressure vessel which rises then heated pressurized by said first heater when detecting said pressure detector that has reached a predetermined pressure, and are configured to open the valve The thrust generator according to claim 2, wherein 前記推進ノズル及び前記通流経路の少なくとも一方の温度を検出する温度検出器と、
前記推進ノズル及び前記圧力ガスの通流経路の少なくとも一方を加熱する第２のヒータと
を更に備え、
前記通流経路を通じて前記推進ノズルから前記圧力ガスが噴射される際の断熱膨張で低下する前記推進ノズル又は前記通流経路の温度が所定の温度以下になったことを前記温度検出器が検出した場合に、前記第２のヒータを作動するように構成してあることを特徴とする請求項３に記載の推力発生装置。 A temperature detector for detecting the temperature of at least one of the propulsion nozzle and the flow path;
A second heater that heats at least one of the propulsion nozzle and the flow path of the pressure gas;
The temperature detector detects that the temperature of the propulsion nozzle or the flow path that decreases due to adiabatic expansion when the pressure gas is injected from the propulsion nozzle through the flow path is equal to or lower than a predetermined temperature. The thrust generator according to claim 3, wherein the second heater is configured to operate in such a case . 前記昇華物質は、エイコサンであることを特徴とする請求項２乃至４の何れかに記載の推力発生装置。 The thrust generating apparatus according to any one of claims 2 to 4, wherein the sublimation substance is eicosane .

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