JPH08164899A - 複数人工衛星搭載機構 - Google Patents
複数人工衛星搭載機構Info
- Publication number
- JPH08164899A JPH08164899A JP6308745A JP30874594A JPH08164899A JP H08164899 A JPH08164899 A JP H08164899A JP 6308745 A JP6308745 A JP 6308745A JP 30874594 A JP30874594 A JP 30874594A JP H08164899 A JPH08164899 A JP H08164899A
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- satellite
- adapter
- separated
- mounting mechanism
- rocket
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- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Withdrawn
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Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
- B64G1/641—Interstage or payload connectors
- B64G1/643—Interstage or payload connectors for arranging multiple satellites in a single launcher
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
- B64G1/645—Separators
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
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- Astronomy & Astrophysics (AREA)
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- Load-Engaging Elements For Cranes (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 進行方向を上に向けて置かれたロケットに、
先に分離される衛星を上側に、後で分離される人工衛星
を下側にして、搭載する際に用いられる複数人工衛星搭
載機構において、下側の衛星と上側の衛星とを仕切る部
材が宇宙ごみとなって軌道上の人工衛星等機器を損傷す
ることを無くす。 【構成】 上記仕切部材を下側の衛星を収納する部材に
ヒンジを介して結合し、且つ同仕切部材を開作動させる
装置を設けた。
先に分離される衛星を上側に、後で分離される人工衛星
を下側にして、搭載する際に用いられる複数人工衛星搭
載機構において、下側の衛星と上側の衛星とを仕切る部
材が宇宙ごみとなって軌道上の人工衛星等機器を損傷す
ることを無くす。 【構成】 上記仕切部材を下側の衛星を収納する部材に
ヒンジを介して結合し、且つ同仕切部材を開作動させる
装置を設けた。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、ロケットに複数の人工
衛星を搭載し格納する際に用いる複数人工衛星搭載機構
に関するものである。
衛星を搭載し格納する際に用いる複数人工衛星搭載機構
に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】図４は、１回に複数の人工衛星を打上げ
るロケットにおける従来の複数人工衛星搭載機構の斜視
図である。図において、４は最初に切離しされる第１衛
星、５は二番目に切離しされる第２衛星、６は第１衛星
を覆う上部フェアリング、８は第２衛星の側面周囲を囲
む下部フェアリング、７Ｘは下部フェアリングの上端部
に設けられ、第２衛星の上面を覆う蓋の働きをすると共
に、第１衛星の搭載用台座となるアダプタである。
るロケットにおける従来の複数人工衛星搭載機構の斜視
図である。図において、４は最初に切離しされる第１衛
星、５は二番目に切離しされる第２衛星、６は第１衛星
を覆う上部フェアリング、８は第２衛星の側面周囲を囲
む下部フェアリング、７Ｘは下部フェアリングの上端部
に設けられ、第２衛星の上面を覆う蓋の働きをすると共
に、第１衛星の搭載用台座となるアダプタである。
【０００３】上部フェアリングはロケットが衛星軌道へ
入る前に切離され落下する。ロケットが衛星軌道へ入っ
た後に、第１衛星４、アダプタ７Ｘ、第２衛星５の順に
順次切離し投射される。図５は上記切離しの順序を示し
たもので、（１）〜（１２）の順にロケットは姿勢を変
えながら衛星やアダプタを切離して行く。
入る前に切離され落下する。ロケットが衛星軌道へ入っ
た後に、第１衛星４、アダプタ７Ｘ、第２衛星５の順に
順次切離し投射される。図５は上記切離しの順序を示し
たもので、（１）〜（１２）の順にロケットは姿勢を変
えながら衛星やアダプタを切離して行く。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】複数の人工衛星を軌道
に投入する際に付随して遺棄されるアダプタは人工衛星
の運用軌道域に滞在し、人工衛星に、最接近による障害
や衝突による損傷を与える宇宙ごみとなる。
に投入する際に付随して遺棄されるアダプタは人工衛星
の運用軌道域に滞在し、人工衛星に、最接近による障害
や衝突による損傷を与える宇宙ごみとなる。
【０００５】本発明は従来のロケットが有する以上のよ
うな問題点を解消し、アダプタを遺棄することなく複数
の人工衛星の軌道への投入を実現する人工衛星搭載機構
を提供しようとするものである。
うな問題点を解消し、アダプタを遺棄することなく複数
の人工衛星の軌道への投入を実現する人工衛星搭載機構
を提供しようとするものである。
【０００６】
【課題を解決するための手段】本発明は上記課題を解決
したものであって、進行方向を上に向けて置かれたロケ
ットに、先に分離される衛星を上側に、後で分離される
人工衛星を下側にして、搭載する際に用いられる複数人
工衛星搭載機構において、下側の衛星と上側の衛星とを
仕切る部材を下側の衛星を収納する部材にヒンジを介し
て結合し、且つ上記仕切部材を開作動させる装置を設け
たことを特徴とする複数人工衛星搭載機構に関するもの
である。
したものであって、進行方向を上に向けて置かれたロケ
ットに、先に分離される衛星を上側に、後で分離される
人工衛星を下側にして、搭載する際に用いられる複数人
工衛星搭載機構において、下側の衛星と上側の衛星とを
仕切る部材を下側の衛星を収納する部材にヒンジを介し
て結合し、且つ上記仕切部材を開作動させる装置を設け
たことを特徴とする複数人工衛星搭載機構に関するもの
である。
【０００７】
【作用】上側衛星が分離投射された後、仕切部材を開動
作させる装置を起動して仕切部材を開き、下側の衛星を
分離投射する。仕切部材は分離遺棄されないので、宇宙
ごみとならず、軌道上の人工衛星等を損傷しない。
作させる装置を起動して仕切部材を開き、下側の衛星を
分離投射する。仕切部材は分離遺棄されないので、宇宙
ごみとならず、軌道上の人工衛星等を損傷しない。
【０００８】
【実施例】図１は本発明の第１実施例に係る複数人工衛
星搭載機構の縦断面図であり、同図（ａ）は初期状態の
断面図、同図（ｂ）はアダプタ開放状態の断面図であ
る。同図（ａ）において、１０はロケット最終段、８は
その上部に取付けられている下部フェアリング、５は同
下部フェアリング内に収納されている第２衛星、７Ａは
下部フェアリングの上部に取付けられているアダプタ、
１はアダプタ取付け部のヒンジ、４は同アダプタの上部
に取付けられている第１衛星、６は同第１衛星を覆う上
部フェアリングである。アダプタ７Ａとそれを取付けて
いるヒンジ１とそれに関連する部分以外の部分は従来技
術と同じである。
星搭載機構の縦断面図であり、同図（ａ）は初期状態の
断面図、同図（ｂ）はアダプタ開放状態の断面図であ
る。同図（ａ）において、１０はロケット最終段、８は
その上部に取付けられている下部フェアリング、５は同
下部フェアリング内に収納されている第２衛星、７Ａは
下部フェアリングの上部に取付けられているアダプタ、
１はアダプタ取付け部のヒンジ、４は同アダプタの上部
に取付けられている第１衛星、６は同第１衛星を覆う上
部フェアリングである。アダプタ７Ａとそれを取付けて
いるヒンジ１とそれに関連する部分以外の部分は従来技
術と同じである。
【０００９】図２は上記実施例のヒンジ１およびその付
近の構造を示す断面図であり、２種類の型式を示してい
る。（ａ），（ｂ）いずれの型式のものを用いてもよ
い。同図（ａ）は第１の型式のもので、１はアダプタ７
Ａを下部フェアリング８に回動可能に取り付けているヒ
ンジ、２はアクチュエータ、３は同アクチュエータのロ
ッドの先端に設けられているローラ、１１はアダプタ７
Ａに取付けられているガイドである。アクチュエータ２
によってローラ３が上方へ移動すると、ガイド１１を押
しあげてアダプタ７Ａが開く。９は下部フェアリング８
とアダプタ７Ａの接続部に設けられている分離ボルト
で、ロケット打上げ時には、アダプタ７Ａは同ボルトで
下部フェアリング８に固定されている。同図（ｂ）は第
２の型式のもので、１２はアクチュエータ２とアダプタ
７Ａとを接続するリンクである。この型式のものも、第
１のものと同様、アクチュエータ２によってリンク１２
が押し上げられると、これに接続されているアダプタ７
Ａが開く。
近の構造を示す断面図であり、２種類の型式を示してい
る。（ａ），（ｂ）いずれの型式のものを用いてもよ
い。同図（ａ）は第１の型式のもので、１はアダプタ７
Ａを下部フェアリング８に回動可能に取り付けているヒ
ンジ、２はアクチュエータ、３は同アクチュエータのロ
ッドの先端に設けられているローラ、１１はアダプタ７
Ａに取付けられているガイドである。アクチュエータ２
によってローラ３が上方へ移動すると、ガイド１１を押
しあげてアダプタ７Ａが開く。９は下部フェアリング８
とアダプタ７Ａの接続部に設けられている分離ボルト
で、ロケット打上げ時には、アダプタ７Ａは同ボルトで
下部フェアリング８に固定されている。同図（ｂ）は第
２の型式のもので、１２はアクチュエータ２とアダプタ
７Ａとを接続するリンクである。この型式のものも、第
１のものと同様、アクチュエータ２によってリンク１２
が押し上げられると、これに接続されているアダプタ７
Ａが開く。
【００１０】本実施例においては、上部フェアリング６
が切離し除去された後、ロケットが衛星軌道に入ると、
まず第１衛星４が切離し投射され、次にアダプタ７Ａが
開かれる。その後第２衛星が切離し投射される。アダプ
タ７Ａは切離し遺棄されず、最後まで下部フェアリング
に接続した状態となっているので、従来のアダプタ７Ｘ
のように宇宙ごみとはならない。したがってアダプタが
原因となって人工衛星に損傷を与えることがなくなる。
尚、本分離機構が取付けられているロケット最上段は衛
星投入完了後、一般的に軌道を変更する操作がとられ、
宇宙ごみとなることを回避する処置がなされる。
が切離し除去された後、ロケットが衛星軌道に入ると、
まず第１衛星４が切離し投射され、次にアダプタ７Ａが
開かれる。その後第２衛星が切離し投射される。アダプ
タ７Ａは切離し遺棄されず、最後まで下部フェアリング
に接続した状態となっているので、従来のアダプタ７Ｘ
のように宇宙ごみとはならない。したがってアダプタが
原因となって人工衛星に損傷を与えることがなくなる。
尚、本分離機構が取付けられているロケット最上段は衛
星投入完了後、一般的に軌道を変更する操作がとられ、
宇宙ごみとなることを回避する処置がなされる。
【００１１】図３は本発明の第２実施例に係る複数人工
衛星搭載機構の縦断面図であり、同図（ａ）は初期状態
の断面図、同図（ｂ）はアダプタ開放状態の断面図であ
る。図において７Ｂはアダプタである。本実施例のアダ
プタ７Ｂは、ロケットの機軸に対して軸対称に複数に分
割され、各々が開く構造となっている。上記以外の各部
の構造、作用は第１実施例と同じである。本実施例のア
ダプタ７Ｂは、開いた状態でも機体重心が機軸から偏ら
ず、第２衛星５を分離投射する際の相対運動が正しく機
軸線に沿って行われるという利点がある。
衛星搭載機構の縦断面図であり、同図（ａ）は初期状態
の断面図、同図（ｂ）はアダプタ開放状態の断面図であ
る。図において７Ｂはアダプタである。本実施例のアダ
プタ７Ｂは、ロケットの機軸に対して軸対称に複数に分
割され、各々が開く構造となっている。上記以外の各部
の構造、作用は第１実施例と同じである。本実施例のア
ダプタ７Ｂは、開いた状態でも機体重心が機軸から偏ら
ず、第２衛星５を分離投射する際の相対運動が正しく機
軸線に沿って行われるという利点がある。
【００１２】以上のように、上記各実施例によればアダ
プタが下部フェアリングにヒンジ結合される為、複数衛
星投入に付随して遺棄される構造物が無くなり、これが
宇宙ごみとなって人工衛星その他の軌道上で作動してい
る機器類に損傷等を与える可能性の排除に繋がり、宇宙
活動での安全性や信頼性を高めるのに効果がある。
プタが下部フェアリングにヒンジ結合される為、複数衛
星投入に付随して遺棄される構造物が無くなり、これが
宇宙ごみとなって人工衛星その他の軌道上で作動してい
る機器類に損傷等を与える可能性の排除に繋がり、宇宙
活動での安全性や信頼性を高めるのに効果がある。
【００１３】
【発明の効果】本発明の複数人工衛星搭載機構において
は、下側の衛星と上側の衛星とを仕切る部材を下側の衛
星を収納する部材にヒンジを介して結合し、且つ上記仕
切部材を開作動させる装置を設けてあるので、仕切部材
は分離遺棄されることはなく、宇宙ごみとならないの
で、軌道上の人工衛星等機器に損傷を与えることは無く
なる。
は、下側の衛星と上側の衛星とを仕切る部材を下側の衛
星を収納する部材にヒンジを介して結合し、且つ上記仕
切部材を開作動させる装置を設けてあるので、仕切部材
は分離遺棄されることはなく、宇宙ごみとならないの
で、軌道上の人工衛星等機器に損傷を与えることは無く
なる。
【図１】本発明の第１実施例に係る複数人工衛星搭載機
構の縦断面図であり、（ａ）は初期状態の縦断面図、
（ｂ）はアダプタ開放状態の縦断面図である。
構の縦断面図であり、（ａ）は初期状態の縦断面図、
（ｂ）はアダプタ開放状態の縦断面図である。
【図２】上記実施例に用いるヒンジおよびその付近の機
構を示す断面図。
構を示す断面図。
【図３】本発明の第２実施例に係る複数人工衛星搭載機
構の縦断面図であり、（ａ）は初期状態の縦断面図、
（ｂ）はアダプタ開放状態の縦断面図である。
構の縦断面図であり、（ａ）は初期状態の縦断面図、
（ｂ）はアダプタ開放状態の縦断面図である。
【図４】従来の複数人工衛星搭載機構の斜視図。
【図５】従来の複数人工衛星の切離し順序説明図。
１ ヒンジ ２ アクチュエータ ３ ローラ ４ 第１衛星 ５ 第２衛星 ６ 上部フェアリング ７Ａ，７Ｂ アダプタ（実施例） ７Ｘ アダプタ（従来） ８ 下部フェアリング ９ 分離ボルト １０ ロケット最上段 １１ ガイド １２ リンク
Claims (1)
- 【請求項１】 進行方向を上に向けて置かれたロケット
に、先に分離される人工衛星を上側に、後で分離される
人工衛星を下側にして、搭載する際に用いられる複数人
工衛星搭載機構において、下側の衛星と上側の衛星とを
仕切る部材を下側の衛星を収納する部材にヒンジを介し
て結合し、且つ上記仕切部材を開作動させる装置を設け
たことを特徴とする複数人工衛星搭載機構。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6308745A JPH08164899A (ja) | 1994-12-13 | 1994-12-13 | 複数人工衛星搭載機構 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6308745A JPH08164899A (ja) | 1994-12-13 | 1994-12-13 | 複数人工衛星搭載機構 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH08164899A true JPH08164899A (ja) | 1996-06-25 |
Family
ID=17984782
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP6308745A Withdrawn JPH08164899A (ja) | 1994-12-13 | 1994-12-13 | 複数人工衛星搭載機構 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH08164899A (ja) |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1013546A3 (en) * | 1998-12-24 | 2000-12-20 | National Space Development Agency Of Japan | Rocket payload fairing and method for opening same |
| JP2012526694A (ja) * | 2009-05-12 | 2012-11-01 | アストリウム．ソシエテ．パ．アクシオンス．シンプリフィエ | スペースキャリアビークルを形成するスペースマザープローブ及び複数のスペースドータープローブからなるシステム |
| JP2014507337A (ja) * | 2011-03-09 | 2014-03-27 | アストリウム エスエーエス | ２つの衛星の連続打上方法及び装置 |
| CN106043741A (zh) * | 2016-08-05 | 2016-10-26 | 深圳航天东方红海特卫星有限公司 | 一种适应一箭多星发射的卫星构型设计方法 |
| JP2019001247A (ja) * | 2017-06-13 | 2019-01-10 | 株式会社Ｉｈｉエアロスペース | 宇宙機 |
| CN109573115A (zh) * | 2018-12-29 | 2019-04-05 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 整流罩开启装置 |
| CN110104224A (zh) * | 2019-04-22 | 2019-08-09 | 北京零壹空间技术研究院有限公司 | 封堵组件、整流罩和飞行器 |
| CN112193441A (zh) * | 2020-09-29 | 2021-01-08 | 哈尔滨工业大学 | 一种太空中多卫星锁紧弹射机构 |
| CN114812290A (zh) * | 2022-05-24 | 2022-07-29 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 整流罩与火箭适配器一体化结构及运载火箭 |
-
1994
- 1994-12-13 JP JP6308745A patent/JPH08164899A/ja not_active Withdrawn
Cited By (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1013546A3 (en) * | 1998-12-24 | 2000-12-20 | National Space Development Agency Of Japan | Rocket payload fairing and method for opening same |
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| CN106043741A (zh) * | 2016-08-05 | 2016-10-26 | 深圳航天东方红海特卫星有限公司 | 一种适应一箭多星发射的卫星构型设计方法 |
| CN106043741B (zh) * | 2016-08-05 | 2018-08-07 | 深圳航天东方红海特卫星有限公司 | 一种适应一箭多星发射的卫星构型设计方法 |
| JP2019001247A (ja) * | 2017-06-13 | 2019-01-10 | 株式会社Ｉｈｉエアロスペース | 宇宙機 |
| CN109573115A (zh) * | 2018-12-29 | 2019-04-05 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 整流罩开启装置 |
| CN110104224A (zh) * | 2019-04-22 | 2019-08-09 | 北京零壹空间技术研究院有限公司 | 封堵组件、整流罩和飞行器 |
| CN110104224B (zh) * | 2019-04-22 | 2021-07-30 | 北京零壹空间技术研究院有限公司 | 封堵组件、整流罩和飞行器 |
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| CN114812290A (zh) * | 2022-05-24 | 2022-07-29 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 整流罩与火箭适配器一体化结构及运载火箭 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Application deemed to be withdrawn because no request for examination was validly filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20020305 |