特許 6564319 フェアリング

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】特許公報(B2)

(11)【特許番号】6564319

(24)【登録日】2019年8月2日

(45)【発行日】2019年8月21日

(54)【発明の名称】フェアリング

(51)【国際特許分類】

   B64G 1/64 20060101AFI20190808BHJP

【ＦＩ】

   B64G1/64 C

【請求項の数】5

【全頁数】17

(21)【出願番号】特願2015-244469(P2015-244469)

(22)【出願日】2015年12月15日

(65)【公開番号】特開2017-109568(P2017-109568A)

(43)【公開日】2017年6月22日

【審査請求日】2018年1月30日

(73)【特許権者】

【識別番号】000000974

【氏名又は名称】川崎重工業株式会社

(74)【代理人】

【識別番号】110000556

【氏名又は名称】特許業務法人 有古特許事務所

(72)【発明者】

【氏名】駒田 禎彦

(72)【発明者】

【氏名】福野 一郎

【審査官】 志水 裕司

(56)【参考文献】

【文献】 特開２００２−０１２２００（ＪＰ，Ａ）

【文献】 特開２００９−２９２２５０（ＪＰ，Ａ）

【文献】 米国特許出願公開第２００３／００５２２３１（ＵＳ，Ａ１）

【文献】 特開２０００−１８５６９９（ＪＰ，Ａ）

【文献】 韓国登録特許第１０−１０６３８４３（ＫＲ，Ｂ１）

(58)【調査した分野】（Int.Cl.，ＤＢ名）

Ｂ６４Ｇ １／６４

Ｆ４２Ｂ １５／３６ − １５／３８

(57)【特許請求の範囲】

【請求項1】

ロケットの先端に取り付けられ、後端部、中間部、及び先端部がこの順で載置されているフェアリングであって、
前記後端部と前記中間部の接合部に設けられた第１締結孔を介して、前記後端部及び前記中間部を締結する第１締結部材と、
前記中間部と前記先端部の接合部に設けられた第２締結孔を介して、前記中間部と前記先端部を締結する第２締結部材と、を備え、
前記第１締結孔及び前記第２締結孔は、それぞれ、開口面積が同じになるように形成され、
前記先端部は、円錐状に形成され、
前記中間部は、円筒状に形成され、
前記後端部は、円錐台状、円環状、及び円筒状のうち、いずれか１つの形状に形成され、かつ、搭載アダプタと結合され、
隣接する前記第１締結孔における弧度と、隣接する前記第２締結孔における弧度と、が同じになるように配置されている、フェアリング。

【請求項2】

前記第１締結孔と前記第２締結孔は、前記ロケットの進行方向から見て、重なるように配置されている、請求項１に記載のフェアリング。

【請求項3】

前記第１締結孔の配置数と前記第２締結孔の配置数が同じである、請求項１又は２に記載のフェアリング。

【請求項4】

前記第１締結部材と前記第２締結部材の大きさが同じである、請求項１〜３のいずれか１項に記載のフェアリング。

【請求項5】

前記第１締結部材の配置数と前記第２締結部材の配置数が同じである、請求項１〜４のいずれか１項に記載のフェアリング。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本発明は、フェアリングに関する。

【背景技術】

【0002】

人工衛星等の宇宙航行体（ペイロード）を打ち上げるロケットには、宇宙航行体を保護するためのフェアリングが配置されている。フェアリングは、通常、複数の分割体から構成されていて、これらの分割体は、締結部材（例えば、ボルトとナット）により締結されている（例えば、特許文献１参照）。

【0003】

ところで、宇宙機又は航空機では、機体の軽量化が要求されるため、設計荷重に対して、過剰なマージンとならないように、部材の厚み及びボルトの径、本数が最適化されている。フェアリングにおいては、先端から後方に向かうにつれ、飛行荷重が大きくなるため、先端部よりも後端部の方が、高い構造強度が必要となる。このため、従来のフェアリングでは、先端部よりも後端部の方が、分割体を締結するボルトの径を大きくし、また、ボルトの本数を多くすることで、後端部の強度を担保していた。

【先行技術文献】

【特許文献】

【0004】

【特許文献1】特開２０００−１８５６９９号公報

【発明の概要】

【発明が解決しようとする課題】

【0005】

このようなフェアリングでは、ロケットに搭載される宇宙航行体の大きさに対応するように、その形状及び寸法が決定されるため、１種類のロケットに対して、数種類の異なる形状のフェアリングを設計する必要がある。そして、宇宙航行体の大きさが決定すると、その大きさに対応したフェアリングを製造するため、異なる種類のフェアリングを製造するたびに、製造治具の段取り替えが発生し、組立手順も異なる等、量産によるコストメリットが得られにくいという課題があった。

【0006】

本発明は、上記従来の課題を解決するもので、生産コストを低減することができる、フェアリングを提供することを目的とする。

【課題を解決するための手段】

【0007】

本発明に係るフェアリングは、ロケットの先端に取り付けられ、後端部、中間部、及び先端部がこの順で載置されているフェアリングであって、前記後端部と前記中間部の接合部に設けられた第１締結孔を介して、前記後端部及び前記中間部を締結する第１締結部材と、前記中間部と前記先端部の接合部に設けられた第２締結孔を介して、前記中間部と前記先端部を締結する第２締結部材と、を備え、前記第１締結孔及び前記第２締結孔は、それぞれ、開口面積が同じになるように形成されている。

【0008】

これにより、ロケットに搭載される宇宙航行体の大きさにかかわらず、後端部と先端部を毎回共通で製造することができ、生産コストを低減することができる。また、宇宙航行体の大きさが決まる前に、先端部と後端部の製造を開始することができ、フェアリングの製造スケジュールの安定化を図ることができる。

【0009】

また、ある宇宙航行体の打ち上げが大幅に遅れた場合に、他の宇宙航行体のフェアリングとして使用することができるため、ロケット打ち上げスケジュールの変更に柔軟に対応することができる。

【発明の効果】

【0010】

本発明のフェアリングによれば、生産コストを低減することができる。

【図面の簡単な説明】

【0011】

【図1】図１は、本実施の形態１に係るフェアリングをロケットに装着された状態を示す模式図である。

【図2A】図２Ａは、図１に示すＡ−Ａ線断面図である。

【図2B】図２Ｂは、図１に示すＢ−Ｂ線断面図である。

【図3A】図３Ａは、図１に示すフェアリングの中間部と後端部の接合面近傍の断面図である。

【図3B】図３Ｂは、図１に示すフェアリングの先端部と中間部の接合面近傍の断面図である。

【図4A】図４Ａは、従来のフェアリングにおける図１に示すＡ−Ａ線断面図である。

【図4B】図４Ｂは、従来のフェアリングにおける図１に示すＢ−Ｂ線断面図である。

【図5A】図５Ａは、従来のフェアリングにおける中間部と後端部の接合面近傍の断面図である。

【図5B】図５Ｂは、従来のフェアリングにおける先端部と中間部の接合面近傍の断面図である。

【図6A】図６Ａは、本実施の形態１に係るフェアリングの組立作業を模式的に示す工程図である。

【図6B】図６Ｂは、本実施の形態１に係るフェアリングの組立作業を模式的に示す工程図である。

【図6C】図６Ｃは、本実施の形態１に係るフェアリングの組立作業を模式的に示す工程図である。

【図6D】図６Ｄは、本実施の形態１に係るフェアリングの組立作業を模式的に示す工程図である。

【図6E】図６Ｅは、本実施の形態１に係るフェアリングの組立作業を模式的に示す工程図である。

【図7A】図７Ａは、本実施の形態２に係るフェアリングの中間部と後端部の接合面近傍の断面図である。

【図7B】図７Ｂは、本実施の形態２に係るフェアリングの先端部と中間部の接合面近傍の断面図である。

【発明を実施するための形態】

【0012】

以下、本発明の実施の形態を、図面を参照しながら説明する。なお、全ての図面において、同一又は相当部分には同一符号を付し、重複する説明は省略する。また、全ての図面において、本発明を説明するための構成要素を抜粋して図示しており、その他の構成要素については図示を省略している場合がある。さらに、本発明は以下の実施の形態に限定されない。

【0013】

（実施の形態１）
［フェアリングの構造］
図１は、本実施の形態１に係るフェアリングをロケットに装着した状態を示す模式図である。図２Ａは、図１に示すＡ−Ａ線断面図である。図２Ｂは、図１に示すＢ−Ｂ線断面図である。図３Ａは、図１に示すフェアリングの中間部と後端部の接合面近傍の断面図である。図３Ｂは、図１に示すフェアリングの先端部と中間部の接合面近傍の断面図である。

【0014】

図４Ａは、従来のフェアリングにおける図１に示すＡ−Ａ線断面図である。図４Ｂは、従来のフェアリングにおける図１に示すＢ−Ｂ線断面図である。図５Ａは、従来のフェアリングにおける中間部と後端部の接合面近傍の断面図である。図５Ｂは、従来のフェアリングにおける先端部と中間部の接合面近傍の断面図である。

【0015】

なお、図１、図３Ａ、図３Ｂ、図５Ａ、及び図５Ｂにおいては、フェアリングの上下方向を図における上下方向として示している。また、図２Ａ〜図５Ｂにおいては、フェアリングの一部を省略している。

【0016】

図１に示すように、本実施の形態１に係るフェアリング１００は、円錐台状の後端部１０１、円筒状の中間部１０２、及び円錐状の先端部１０３を備えていて、搭載アダプタ３００に後端部１０１が結合された状態で、ロケット２００の先端部に装着されている。また、フェアリング１００は、後端部１０１、中間部１０２、及び先端部１０３がこの順で配置されている。すなわち、後端部１０１が下方に位置し、先端部１０３が上方に位置するように構成されている。

【0017】

また、フェアリング１００は、ロケット２００の進行方向（図における上下方向）に沿って分割されるように構成されている。具体的には、２つのフェアリング片１００ａとフェアリング片１００ｂに分離開頭するように構成されている。

【0018】

フェアリング片１００ａとフェアリング片１００ｂとの上下方向の分割面が、接合面１００ｃを構成し、フェアリング片１００ａ及びフェアリング片１００ｂと搭載アダプタ３００との径方向の分割面が、接合面１００ｄを構成する。

【0019】

また、フェアリング片１００ａとフェアリング片１００ｂの接合面１００ｃは、後述する締結部材１１１により結合（連結）されている。さらに、フェアリング片１００ａ及びフェアリング片１００ｂと搭載アダプタ３００との接合面１００ｄは、締結部材１１２により結合（連結）されている。

【0020】

搭載アダプタ３００は、略錐台（円錐台）状に形成されている。搭載アダプタ３００の上底部分には、人工衛星等の宇宙航行体４００が接続される航行体側接続部が設けられていて、搭載アダプタ３００の下底部分には、ロケット２００の先端部が接続されるロケット側接続部が設けられている。

【0021】

また、搭載アダプタ３００には、後端部１０１が載置されている。具体的には、例えば、搭載アダプタ３００の下部外周部に、外方に突出したツバ部を設け、該ツバ部の上面に後端部１０１を載置してもよい。搭載アダプタ３００と後端部１０１の間（すなわち、接合面１００ｄ）は、分離機能を有する締結部材１１２により結合（連結）されている。

【0022】

締結部材１１１及び締結部材１１２は、例えば、フランジブルボルト式分離機構から構成されていてもよい。具体的には、締結部材１１１は、搭載アダプタ３００と後端部１０１を締結するノッチボルト（切断を容易にする溝（刻み目）を有するボルト）及びナットと、ノッチボルトを切断するための火工品（ＥＳＭＤＣ（膨脹型密封導爆線；Ｅｘｐａｎｄｉｎｇ Ｓｈｉｅｌｄｅｄ Ｍｉｌｄ Ｄｅｔｏｎａｔｉｎｇ Ｃｏｒｄ））と、から構成されていてもよい。この場合、搭載アダプタ３００の上面と後端部１０１の下面をノッチボルトとナットで締結する。また、火工品は、ノッチボルトの頭部近傍に配置される。

【0023】

なお、本実施の形態１においては、締結部材１１１と締結部材１１２をフランジブルボルト式分離機構で構成される形態を採用したが、これに限定されない。締結部材１１１と締結部材１１２を、フランジブルボルト式分離機構とは異なる、締結部材（分離機構）で構成される形態を採用してもよい。例えば、締結部材１１１及び締結部材１１２の少なくともいずれか一方を、複数のナット片からなる分離ナットとボルトと火工品等を有する分離機構で形成される形態を採用してもよい。

【0024】

また、搭載アダプタ３００と後端部１０１には、ヒンジ部材２１が配設されている。具体的には、ヒンジ部材２１は、接合面１００ｄを跨ぐように、搭載アダプタ３００と後端部１０１に取り付けられている。

【0025】

本実施の形態１においては、一対のヒンジ部材２１は、フェアリング１００の軸心１００ｅ（図２Ａ及び図２Ｂ参照）を挟んで、互いに対向するように、搭載アダプタ３００と後端部１０１に取り付けられていてもよい。換言すると、一対のヒンジ部材２１のうち、一方のヒンジ部材２１が取り付けられている位置（フェアリング１００の軸心１００ｅを中心とした場合の周方向の位置）を０°とすると、他方のヒンジ部材２１が、１８０°の位置に取り付けられている。なお、以下の説明においては、一方のヒンジ部材２１が取り付けられている位置を０°として、他の部材の配置位置を説明する。

【0026】

また、本実施の形態１においては、二組の一対のヒンジ部材２１が、搭載アダプタ３００と後端部１０１に取り付けられていてもよい。この場合、対となるヒンジ部材２１が、それぞれ、フェアリング１００の軸心を挟んで、互いに対向するように取り付けられる。すなわち、一方の一対のヒンジ部材２１が、それぞれ、２°と１７８°の位置に取り付けられ、他方の一対のヒンジ部材２１が、それぞれ、−２°と−１７８°の位置に取り付けられていてもよい。

【0027】

また、後端部１０１、中間部１０２、及び先端部１０３は、それぞれ、ハニカムコアの両面にＣＦＲＰ（炭素繊維強化プラスチック）又はアルミ板等を接着したハニカムサンドイッチ構造を有するパネルと、該パネルを締結する締結部材（例えば、ボルトとナット）と、を備えている（いずれも図示せず）。後端部１０１は、曲面状の複数のパネルを締結部材によって締結することにより、円錐台状に形成される。同様に、曲面状の複数のパネルを締結部材によって締結することにより、中間部１０２は円筒状に形成され、先端部１０３は略円錐状に形成される。

【0028】

そして、後端部１０１の上端部に中間部１０２が載置され、後端部１０１と中間部１０２の接合面（接合部）が、第１締結部材１１により結合（締結）されている。また、中間部１０２の上端部に先端部１０３が載置され、中間部１０２と先端部１０３の接合面（接合部）が、第２締結部材１２により結合（締結）されている。

【0029】

具体的には、図２Ａ及び図３Ａに示すように、後端部１０１の上端部には、第１接合面（フランジ）１０１Ａが形成されていて、第１接合面１０１Ａには、第１貫通孔（第１締結孔）１０１Ｂが設けられている。また、中間部１０２の下端部には、第１接合面（フランジ）１０２Ａが形成されていて、第１接合面１０２Ａには、第１貫通孔（第１締結孔）１０２Ｂが設けられている。

【0030】

後端部１０１と中間部１０２は、後端部１０１の第１貫通孔１０１Ｂと中間部１０２の第１貫通孔１０２Ｂが連通するように配置されていて、第１貫通孔１０１Ｂと第１貫通孔１０２Ｂには、第１締結部材１１を構成する第１ボルト１１Ａの軸部が挿通されている。

【0031】

第１締結部材１１は、第１ボルト１１Ａ、第１ワッシャ１１Ｂ、及び第１ナット１１Ｃを備えている。上述したように、第１ボルト１１Ａの軸部が、第１ワッシャ１１Ｂ、第１貫通孔１０１Ｂ、及び第１貫通孔１０２Ｂを挿通しており、第１ボルト１１Ａと第１ナット１１Ｃにより、後端部１０１と中間部１０２が締結されている。

【0032】

また、図２Ｂ及び図３Ｂに示すように、中間部１０２の上端部には、第２接合面（フランジ）１０２Ｃが形成されていて、第２接合面１０２Ｃには、第２貫通孔（第２締結孔）１０２Ｄが設けられている。また、先端部１０３の下端部には、第２接合面（フランジ）１０３Ｃが形成されていて、第２接合面１０３Ｃには、第２貫通孔（第２締結孔）１０３Ｄが設けられている。

【0033】

中間部１０２と先端部１０３は、中間部１０２の第２貫通孔１０２Ｄと先端部１０３の第２貫通孔１０３Ｄが連通するように配置されていて、第２貫通孔１０２Ｄと第２貫通孔１０３Ｄには、第２締結部材１２を構成する第２ボルト１２Ａの軸部が挿通されている。

【0034】

第２締結部材１２は、第２ボルト１２Ａ、第２ワッシャ１２Ｂ、及び第２ナット１２Ｃを備えている。上述したように、第２ボルト１２Ａの軸部が、第２ワッシャ１２Ｂ、第２貫通孔１０２Ｄ、及び第２貫通孔１０３Ｄを挿通しており、第２ボルト１２Ａと第２ナット１２Ｃにより、中間部１０２と先端部１０３が締結されている。

【0035】

ここで、図２Ａ〜図５Ｂを参照しながら、本実施の形態１に係るフェアリング１００と、従来のフェアリング１００との相違点について、詳細に説明する。

【0036】

図４Ａ〜図５Ｂに示すように、従来のフェアリング１００では、後端部１０１の第１貫通孔１０１Ｂ及び中間部１０２の第１貫通孔１０２Ｂの方が、中間部１０２の第２貫通孔１０２Ｄ及び先端部１０３の第２貫通孔１０３Ｄよりも、その開口面積が大きくなるように形成されている。換言すると、従来のフェアリング１００では、中間部１０２と先端部１０３を締結する第２締結部材１２よりも後端部１０１と中間部１０２を締結する第１締結部材１１の方が、軸径の大きいボルトが用いられている。

【0037】

また、従来のフェアリング１００では、第１貫通孔１０１Ｂ及び第１貫通孔１０２Ｂの方が第２貫通孔１０２Ｄ及び第２貫通孔１０３Ｄよりも、その配置数が多くなるように、形成されている。換言すると、従来のフェアリング１００は、第２締結部材１２よりも第１締結部材１１の方が、配置数が多くなるように構成されている。

【0038】

これらにより、従来のフェアリング１００では、機体を軽量化することができる。

【0039】

一方、図２Ａ〜図３Ｂに示すように、本実施の形態１に係るフェアリング１００では、第１貫通孔１０１Ｂ及び第１貫通孔１０２Ｂの開口面積と、第２貫通孔１０２Ｄ及び第２貫通孔１０３Ｄの開口面積と、が同じになるように形成されている。換言すると、本実施の形態１に係るフェアリング１００では、後端部１０１と中間部１０２を締結する第１締結部材１１と、中間部１０２と先端部１０３を締結する第２締結部材１２は、同じ軸径のボルトが用いられている。これにより、中間部１０２と先端部１０３の接合強度が、後端部１０１と中間部１０２の接合強度と同じになる。

【0040】

また、本実施の形態１に係るフェアリング１００では、第１貫通孔１０１Ｂ及び第１貫通孔１０２Ｂと第２貫通孔１０２Ｄ及び第２貫通孔１０３Ｄは、その配置数が同じになるように形成されている。すなわち、ロケット２００の進行方向から見て、第１貫通孔１０１Ｂ及び第１貫通孔１０２Ｂと第２貫通孔１０２Ｄ及び第２貫通孔１０３Ｄは、重なるように配置されている。

【0041】

換言すると、隣接する２つの第１貫通孔１０１Ｂ、１０１Ｂ間における弧度及び隣接する２つの第１貫通孔１０２Ｂ、１０２Ｂ間における弧度と隣接する２つの第２貫通孔１０２Ｄ、１０２Ｄ間における弧度及び隣接する２つの第２貫通孔１０３Ｄ、１０３Ｄ間における弧度と、が同じになるように形成されている。そして、本実施の形態１に係るフェアリング１００では、第１締結部材１１と第２締結部材１２の配置数が同じになるように構成されている。

【0042】

なお、隣接する２つの第１貫通孔１０１Ｂ、１０１Ｂ間における弧度は、第１貫通孔１０１Ｂの中心、フェアリング１００の軸心１００ｅ、及び第１貫通孔１０１Ｂの中心のなす角度α（ｒａｄ）である。同様に、隣接する２つの第１貫通孔１０２Ｂ、１０２Ｂ間における弧度は、第１貫通孔１０２Ｂの中心、フェアリング１００の軸心１００ｅ、及び第１貫通孔１０２Ｂの中心のなす角度（ｒａｄ）である。また、隣接する２つの第２貫通孔１０２Ｄ、１０２Ｄ間における弧度は、第２貫通孔１０２Ｄの中心、フェアリング１００の軸心１００ｅ、及び第２貫通孔１０２Ｄの中心のなす角度β（ｒａｄ）である。さらに、隣接する２つの第２貫通孔１０３Ｄ、１０３Ｄ間における弧度は、第２貫通孔１０３Ｄの中心、フェアリング１００の軸心１００ｅ、及び第２貫通孔１０３Ｄの中心のなす角度（ｒａｄ）である。

【0043】

これらにより、ロケット２００に搭載される宇宙航行体４００の大きさにかかわらず、後端部１０１と先端部１０３を毎回、共通で製造することができ、生産コストを低減することができる。

【0044】

なお、本実施の形態１においては、後端部１０１を円錐台状に形成されている態様を採用したが、これに限定されず、後端部１０１が円環状又は円筒状に形成されている態様を採用してもよい。

【0045】

また、本実施の形態１に係るフェアリング１００では、第１締結部材１１と第２締結部材１２の配置数が同じにする形態を採用したが、これに限定されず、第２締結部材１２よりも第１締結部材１１の方が、その配置数が多い形態を採用してもよい。

【0046】

この場合であっても、フェアリング１００は、第１貫通孔１０１Ｂ及び第１貫通孔１０２Ｂと第２貫通孔１０２Ｄ及び第２貫通孔１０３Ｄは、その配置数が同じになるように形成されている。すなわち、フェアリング１００は、複数の第２貫通孔１０２Ｄ及び第２貫通孔１０３Ｄうち、ある一部の第２貫通孔１０２Ｄ及び第２貫通孔１０３Ｄには、第２締結部材１２が配置されていないように構成されていてもよい。

【0047】

［フェアリングの組立方法］
次に、本実施の形態１に係るフェアリング１００の組立方法について、図１〜図６Ｅを参照しながら、説明する。

【0048】

図６Ａ〜図６Ｅは、本実施の形態１に係るフェアリングの組立作業を模式的に示す工程図である。なお、図６Ｂ〜図６Ｄにおいては、フェアリングの一部を省略している。

【0049】

まず、図６Ａに示すように、工場にて、後端部１０１、中間部１０２、先端部１０３、及び搭載アダプタ３００のそれぞれを製造する（工程Ｚ）。上述したように、後端部１０１は、複数のパネルを円錐台状に配置して、それぞれのパネルを締結部材で締結する。また、フェアリング片１００ａとフェアリング片１００ｂに分離開頭するときに、分離する面（接合面１００ｃ）は、締結部材１１１により結合（連結）する。

【0050】

同様に、中間部１０２は、複数のパネルを円筒状に配置して、それぞれのパネルを締結部材で締結する。先端部１０３は、複数のパネルを略円錐状に配置して、それぞれのパネルを締結部材で締結する。また、フェアリング片１００ａとフェアリング片１００ｂに分離開頭するときに、分離する面（接合面１００ｃ）は、締結部材１１１により結合（連結）する。

【0051】

次に、図６Ｂに示すように、図示されないクレーンに吊り下げられた後端部１０１を搭載アダプタ３００の上方に移動させ、その後、後端部１０１を下方に移動させて、搭載アダプタ３００に載置する。そして、搭載アダプタ３００と後端部１０１の接合面１００ｄを締結部材１１２により結合（締結）し、ヒンジ部材２１を搭載アダプタ３００と後端部１０１に取り付ける（工程Ａ）。

【0052】

具体的には、搭載アダプタ３００の上面に火工品を配置し、当該火工品をノッチボルトの頭部と搭載アダプタ３００の上面とで挟むようにして、搭載アダプタ３００の上面と、後端部１０１の下面と、をノッチボルトとナットで締結する。ついで、ヒンジ部材２１の上部を後端部１０１に取り付け、その後、ヒンジ部材２１の下部を搭載アダプタ３００に取り付ける。

【0053】

次に、図６Ｃに示すように、図示されないクレーンに吊り下げられた先端部１０３を中間部１０２の上方に移動させ、その後、先端部１０３を下方に移動させて、中間部１０２に載置する。そして、中間部１０２と先端部１０３の接合面を第２締結部材１２により結合（締結）し、中間部１０２と先端部１０３の接合体を製造する（工程Ｂ）。

【0054】

具体的には、中間部１０２の第２接合面１０２Ｃに設けられた第２貫通孔１０２Ｄと、先端部１０３の第２接合面１０３Ｃに設けられた第２貫通孔１０３Ｄと、が一致（連通）するように、先端部１０３を中間部１０２に載置する。そして、第２ワッシャ１２Ｂ、第２貫通孔１０３Ｄ、第２貫通孔１０２Ｄに第２ボルト１２Ａを挿通し、該第２ボルト１２Ａに第２ナット１２Ｃを取り付けて、先端部１０３と中間部１０２を締結し、先端部１０３と中間部１０２の接合体を製造する。

【0055】

なお、このとき、上述したように、全ての第２締結孔（第２貫通孔１０３Ｄ及び第２貫通孔１０２Ｄ）に第２締結部材１２を配置して、先端部１０３と中間部１０２を締結してもよく、ある一部の第２締結孔には、第２締結部材１２が配置しないようにして、先端部１０３と中間部１０２を締結してもよい。

【0056】

次に、図６Ｄに示すように、ロケット２００の打ち上げ射場にて、搭載アダプタ３００に宇宙航行体４００を載置する（工程Ｃ）。

【0057】

次に、図６Ｅに示すように、図示されないクレーンに吊り下げられた先端部１０３と中間部１０２の接合体を後端部１０１と搭載アダプタ３００の接合体の上方に移動させ、その後、先端部１０３と中間部１０２の接合体を下方に移動させて、先端部１０３と中間部１０２の接合体を後端部１０１と搭載アダプタ３００の接合体に載置する。ついで、後端部１０１と中間部１０２の接合面を第１締結部材１１により結合（締結）する（工程Ｄ）。

【0058】

具体的には、後端部１０１の第１接合面１０１Ａに設けられた第１貫通孔１０１Ｂと、中間部１０２の第１接合面１０２Ａに設けられた第１貫通孔１０２Ｂと、が一致（連通）するように、先端部１０３と中間部１０２の接合体を後端部１０１と搭載アダプタ３００の接合体に載置する。

【0059】

ついで、第１ワッシャ１１Ｂ、第１貫通孔１０２Ｂ、及び第１貫通孔１０１Ｂに第１ボルト１１Ａを挿通し、該第１ボルト１１Ａに第１ナット１１Ｃを取り付けて、中間部１０２と後端部１０１を締結し、フェアリング１００を製造する。

【0060】

そして、このようにして組み立てられたフェアリング１００をロケット２００の先端部に載置して、フェアリング１００とロケット２００を結合させる。

【0061】

このように構成された、本実施の形態１に係るフェアリング１００では、第１貫通孔１０１Ｂ及び第１貫通孔１０２Ｂの開口面積と、第２貫通孔１０２Ｄ及び第２貫通孔１０３Ｄの開口面積と、が同じになるように形成されている。

【0062】

これにより、後端部１０１と中間部１０２を締結する第１締結部材１１と、中間部１０２と先端部１０３を締結する第２締結部材１２と、を共通して使用することができる。このため、フェアリングの生産コストを低減することができる。

【0063】

また、本実施の形態１に係るフェアリング１００では、ロケット２００の進行方向から見て、第１貫通孔１０１Ｂ及び第１貫通孔１０２Ｂと第２貫通孔１０２Ｄ及び第２貫通孔１０３Ｄは、重なるように配置されている。換言すると、隣接する２つの第１貫通孔１０１Ｂ、１０１Ｂ間における弧度及び隣接する２つの第１貫通孔１０２Ｂ、１０２Ｂ間における弧度と隣接する２つの第２貫通孔１０２Ｄ、１０２Ｄ間における弧度及び隣接する２つの第２貫通孔１０３Ｄ、１０３Ｄ間における弧度と、が同じになるように形成されている。

【0064】

これにより、ロケット２００に搭載される宇宙航行体４００の大きさにかかわらず、後端部１０１と先端部１０３を毎回共通で製造することができ、フェアリングの生産コストを低減することができる。また、宇宙航行体４００の大きさが決まる前に、先端部１０３と後端部１０１の製造を開始することができ、フェアリングの製造スケジュールの安定化を図ることができる。

【0065】

また、大型の宇宙航行体４００の打ち上げが大幅に遅れた場合に、当該宇宙航行体４００のために、製造していた後端部１０１と先端部１０３を用いて、小型の宇宙航行体４００のフェアリング１００として使用することができる。逆に、小型の宇宙航行体４００のフェアリング１００として製造していた後端部１０１と先端部１０３を大型の宇宙航行体４００用のフェアリング１００として使用することができる。

【0066】

このため、本実施の形態１に係るフェアリング１００は、ロケット打ち上げスケジュールの変更に柔軟に対応することができる。

【0067】

さらに、本実施の形態１に係るフェアリング１００では、第２締結部材１２よりも第１締結部材１１の方が、その配置数を多くしてもよい。

【0068】

これにより、従来のフェアリングと同様に、設計荷重に対して、過剰なマージンとならないように、第２締結部材１２の最適化を図ることができる。

【0069】

また、本実施の形態１に係るフェアリング１００では、従来は、ロケット２００の打ち上げ射場にて、取り付けられていたヒンジ部材２１を、後端部１０１を製造する工場で取り付けることができる。このため、打ち上げ射場での作業時間を短縮することができ、打ち上げ射場での作業コストを低減することができる。したがって、フェアリング１００の組立作業全体のコストも低減することができる。

【0070】

さらに、本実施の形態１に係るフェアリング１００では、打ち上げ射場にて、後端部１０１に上方から先端部１０３と中間部１０２の接合体を載置するだけでよく、後端部１０１と先端部１０３と中間部１０２の接合体の位置決めが容易となる。

【0071】

このため、打ち上げ射場において、１対のフェアリング片を、１つずつ、ロケットの先端部に配置していた従来の組立作業に比して、打ち上げ射場での作業時間を短縮することができる。これにより、打ち上げ射場での作業時間を短縮することができ、打ち上げ射場での作業コストを低減することができる。したがって、フェアリング１００の組立作業全体のコストも低減することができる。

【0072】

（実施の形態２）
図７Ａは、本実施の形態２に係るフェアリングの中間部と後端部の接合面近傍の断面図である。図７Ｂは、本実施の形態２に係るフェアリングの先端部と中間部の接合面近傍の断面図である。

【0073】

なお、図７Ａ及び図７Ｂにおいては、フェアリングの上下方向を図における上下方向として示している。また、図７Ａ及び図７Ｂにおいては、フェアリングの一部を省略している。

【0074】

図７Ａ及び図７Ｂに示すように、本実施の形態２に係るフェアリング１００は、実施の形態１に係るフェアリング１００と基本的構成は同じであるが、中間部１０２と後端部１０１の接合部、及び先端部１０３と中間部１０２の接合部における接合の態様が異なる。

【0075】

具体的には、図７Ａに示すように、中間部１０２の下端部と後端部１０１の上端部との間に、断面が略Ｈ字状で、円環状に形成されている第１接合部材１２１が配置されている。第１接合部材１２１は、上方に開口する凹部１２１Ａと下方に開口する凹部１２１Ｂを有している。凹部１２１Ａは、中間部１０２の下端部（接合部）が嵌合するように形成されている。また、凹部１２１Ｂは、後端部１０１の上端部（接合部）が嵌合するように形成されている。

【0076】

また、第１接合部材１２１の凹部１２１Ａを構成する内周壁と外周壁の上部には、それぞれ、貫通孔１２１Ｅ、１２１Ｆが形成されている。中間部１０２の内周壁の下端部には、貫通孔１２１Ｅと連通するように、第１貫通孔（第１締結孔）１０２Ｅが設けられている。同様に、中間部１０２の外周壁の下端部には、貫通孔１２１Ｆと連通するように、第１貫通孔（第１締結孔）１０２Ｆが設けられている。

【0077】

そして、第１締結部材１１は、中間部１０２と第１接合部材１２１を締結している。より詳細には、第１ボルト１１Ａの軸部が、第１ワッシャ１１Ｂ、貫通孔１２１Ｆ、第１貫通孔１０２Ｆ、第１貫通孔１０２Ｅ、及び貫通孔１２１Ｅを挿通するように配置されていて、第１ボルト１１Ａと第１ナット１１Ｃにより、中間部１０２と第１接合部材１２１が締結されている。

【0078】

なお、後端部１０１と第１接合部材１２１との接合（締結）は、図示しないが、中間部１０２と第１接合部材１２１との接合と同様の態様であってもよく、異なる態様であってもよい。

【0079】

また、図７Ｂに示すように、先端部１０３の下端部と中間部１０２の上端部との間に、断面がＨ字状で、円環状に形成されている第２接合部材１２２が配置されている。第２接合部材１２２は、上方に開口する凹部１２２Ａと下方に開口する凹部１２２Ｂを有している。凹部１２２Ａは、先端部１０３の下端部（接合部）が嵌合するように形成されている。また、凹部１２２Ｂは、中間部１０２の上端部（接合部）が嵌合するように形成されている。

【0080】

また、第２接合部材１２２の凹部１２２Ａを構成する内周壁と外周壁の上部には、それぞれ、貫通孔１２２Ｅ、１２２Ｆが形成されている。また、本実施の形態２においては、ロケット２００の進行方向から見て、貫通孔１２１Ｅと貫通孔１２２Ｅが、互いに重なるように形成されている。また、ロケット２００の進行方向から見て、貫通孔１２１Ｆと貫通孔１２２Ｆが、互いに重なるように形成されている。

【0081】

先端部１０３の内周壁の下端部には、貫通孔１２２Ｅと連通するように、第２貫通孔（第２締結孔）１０３Ｇが設けられている。同様に、先端部１０３の外周壁の下端部には、貫通孔１２２Ｆと連通するように、第２貫通孔（第２締結孔）１０３Ｈが設けられている。

【0082】

そして、第２締結部材１２は、先端部１０３と第２接合部材１２２を締結している。より詳細には、第２ボルト１２Ａの軸部が、第２ワッシャ１２Ｂ、貫通孔１２２Ｆ、第２貫通孔１０３Ｈ、第２貫通孔１０３Ｇ、及び貫通孔１２２Ｅを挿通するように配置されていて、第２ボルト１２Ａと第２ナット１２Ｃにより、先端部１０３と第２接合部材１２２が締結されている。

【0083】

なお、中間部１０２と第２接合部材１２２との接合（締結）は、図示しないが、先端部１０３と第２接合部材１２２との接合と同様の態様であってもよく、異なる態様であってもよい。

【0084】

また、第１接合部材１２１は、１つの部材で円環状に形成される形態であってもよく、複数の円弧状の部材により、全体として、円環状に形成される形態であってもよい。同様に、第２接合部材１２２は、１つの部材で円環状に形成される形態であってもよく、複数の円弧状の部材により、全体として、円環状に形成される形態であってもよい。

【0085】

なお、本実施の形態２においては、後端部１０１を円錐台状に形成されている態様を採用したが、これに限定されず、後端部１０１が円環状又は円筒状に形成されている態様を採用してもよい。

【0086】

このように構成された、本実施の形態２に係るフェアリング１００であっても、実施の形態１に係るフェアリング１００と同様の作用効果を奏する。

【0087】

上記説明から、当業者にとっては、本発明の多くの改良又は他の実施形態が明らかである。従って、上記説明は、例示としてのみ解釈されるべきであり、本発明を実行する最良の態様を当業者に教示する目的で提供されたものである。本発明の精神を逸脱することなく、その構造及び／又は機能の詳細を実質的に変更できる。

【産業上の利用可能性】

【0088】

本発明のフェアリングは、生産コストを低減することができるため、有用である。

【符号の説明】

【0089】

１１ 第１締結部材
１１Ａ 第１ボルト
１１Ｂ 第１ワッシャ
１１Ｃ 第１ナット
１２ 第２締結部材
１２Ａ 第２ボルト
１２Ｂ 第２ワッシャ
１２Ｃ 第２ナット
２１ ヒンジ部材
１００ フェアリング
１００ａ フェアリング片
１００ｂ フェアリング片
１００ｃ 接合面
１００ｄ 接合面
１００ｅ 軸心
１０１ 後端部
１０１Ａ 第１接合面
１０１Ｂ 第１貫通孔
１０２ 中間部
１０２Ａ 第１接合面
１０２Ｂ 第１貫通孔
１０２Ｃ 第２接合面
１０２Ｄ 第２貫通孔
１０２Ｅ 第１貫通孔
１０２Ｆ 第１貫通孔
１０３ 先端部
１０３Ｃ 第２接合面
１０３Ｄ 第２貫通孔
１０３Ｇ 第２貫通孔
１０３Ｈ 第２貫通孔
１１１ 締結部材
１１２ 締結部材
１２１ 第１接合部材
１２１Ａ 凹部
１２１Ｂ 凹部
１２１Ｅ 貫通孔
１２１Ｆ 貫通孔
１２２ 第２接合部材
１２２Ａ 凹部
１２２Ｂ 凹部
１２２Ｅ 貫通孔
１２２Ｆ 貫通孔
２００ ロケット
３００ 搭載アダプタ
４００ 宇宙航行体

【図1】

【図2A】

【図2B】

【図3A】

【図3B】

【図4A】

【図4B】

【図5A】

【図5B】

【図6A】

【図6B】

【図6C】

【図6D】

【図6E】

【図7A】

【図7B】