(57)【要約】【課題】十分な剛性を確保しつつ大幅な軽量化を実現し、しかも製造が容易な人工衛星用構体を提供する。【解決手段】人工衛星用構体１１は、構体主体部１２と、蓋部材１３とを備えている。構体主体部１２及び蓋部材１３は、ＰＥＥＫ（ポリエーテルエーテルケトン）樹脂を炭素繊維で強化した材料であるポリエーテルエーテルケトン樹脂炭素繊維複合材料によって形成されている。構体主体部１２と蓋部材１３とは、半田ごてなどによって熱融着されることによって固着されている。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
繊維を熱可塑性樹脂で強化した複合材からなる人工衛星用構体。
【請求項２】
上記熱可塑性樹脂は、ＰＥＥＫ（ポリエーテルエーテルケトン）樹脂又はＰＰＳ（ポリフェニレンサルファイド）樹脂である請求項１に記載の人工衛星用構体。
【請求項３】
上記繊維は、炭素繊維である請求項１または２に記載の人工衛星用構体。
【請求項４】
複数の上記複合材からなる部品が組み合わされて形成され、各部品は熱融着されている請求項１から３のいずれかに記載の人工衛星用構体。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
この発明は、人工衛星用構体の構造に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
人工衛星は、地球の大気圏を離れた宇宙空間を航行し、地球を周回する。一般に、人工衛星は、構体を備えており、当該構体に種々の機能部品が搭載される。当然のことながら構体は、十分な機械的強度が要求される。また、人工衛星は地球を周回するものであるから、ある軌道によってはその構体の一部は太陽と対向し、他の一部は地球と対向する。構体の太陽と対向する面の温度は約２００℃（摂氏）にも達することもあり、他方、地球と対向する面の温度は約−１００℃もの低温となることもある。人工衛星用構体は、このような温度環境にも耐え得るものでなければならない。
【０００３】
従来の人工衛星用構体は、たとえば、アルミニウム合金からなるハニカム構造を繊維強化樹脂板によって挟み込んだサンドイッチ構造材が多用されている。このように構体に金属材料が採用されるのは、高い剛性を確保するためにほかならない（たとえば、特許文献１参照）。さらに、人工衛星は宇宙空間を航行するものであるから、宇宙線、特にガンマ線その他の高エネルギー放射線の照射を受ける。したがって、かかる宇宙線の影響を受けにくいことも材料選択の重要な要素である。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特開２００８−２４４５８１号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
人工衛星の構体が十分な剛性を備えるために、当該構体の材料に金属材料が採用されるのが常識であるが、その一方で、打ち上げコスト等を抑えるために軽量化の要請もある。従来の構体の構造を工夫することによってある程度の軽量化の実現は可能ではあるが、大幅な軽量化は望めない。
【０００６】
加えて、図６に例示されるように、従来の人工衛星の構体９１の組立作業は、上記構造材により複数のパネル９２が構成され、各パネル９２がボルトやネジ９３によって締結されるというものであった。しかも、ネジ止めされる部位に特に外力が作用する場合には、補強のために金属製のアングル材等の補強部材の配置が必要になる等、製造工程が複雑で組立作業が容易ではないという問題もあった。
【０００７】
本発明はかかる背景のもとになされたものであって、その目的は、十分な剛性を確保しつつ大幅な軽量化を実現し、しかも製造が容易な人工衛星用構体を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
(1) 本発明に係る人工衛星用構体は、繊維を熱可塑性樹脂で強化した複合材から構成されている。
【０００９】
繊維を熱可塑性樹脂で強化した複合材は、機械的強度や弾性率が高く、アルミニウム合金などの金属よりも軽い。よって、当該複合材から構成された人工衛星用構体は、人工衛星用構体の材料として採用され得るし、大幅な軽量化が実現される。
【００１０】
(2)   上記熱可塑性樹脂は、ＰＥＥＫ（ポリエーテルエーテルケトン）樹脂又はＰＰＳ（ポリフェニレンサルファイド）樹脂などに代表される熱可塑性樹脂である。
【００１１】
ＰＥＥＫ樹脂の溶融温度が３３５℃程度であり、ＰＰＳ樹脂の溶融温度が２８０℃程度であり、これらの温度は一般的な人工衛星の最高温度より高いので、例えば炭素繊維をこれらの樹脂で強化した複合材は、人工衛星用構体の材料として採用され得る。また、炭素繊維をこれらの樹脂で強化した複合材は、十分な機械的強度や剛性を有し、宇宙線（ガンマ線）による強度劣化は無視できるほどに小さい。
【００１２】
(3)   上記繊維は、炭素繊維であることが好ましい。
【００１３】
炭素繊維をＰＥＥＫ樹脂又はＰＰＳ樹脂で強化した複合材は、十分な機械的強度を有し、宇宙線（ガンマ線）による強度劣化もきわめて小さい。
【００１４】
(4) 複数の上記樹脂からなる部品が組み合わされて形成され、各部品は熱融着されているのが好ましい。
【００１５】
この構成では、人工衛星用構体は複数の部品からなり、それらの組立作業はきわめて簡単である。
【発明の効果】
【００１６】
この発明によれば、十分な剛性を確保しつつ大幅な軽量化を実現した人工衛星用構体が簡単な組立作業により製造され得る。
【図面の簡単な説明】
【００１７】
【図１】図１は、人工衛星１０の外観斜視図である。
【図２】図２は、変形例における人工衛星１０の外観斜視図である。
【図３】図３は、ガンマ線照射量と引張弾性率との関係を示すグラフである。
【図４】図４は、ガンマ線照射量と引張強度との関係を示すグラフである。
【図５】図５は、ガンマ線照射量と層間せん断強度との関係を示すグラフである。
【図６】図６は、従来の人工衛星の外観斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【００１８】
以下、本発明の好ましい実施形態が、適宜図面が参照されながら説明される。
【００１９】
一般に、質量が５００ｋｇ以下の衛星は小型衛星、１００ｋｇ以下の衛星は超小型衛星と呼ばれる。
【００２０】
図１は、本発明の一実施形態に係る人工衛星１０の外観斜視図である。人工衛星１０は、地球観測用として地球周回軌道を航行するものである。本実施形態において、人工衛星１０は、一辺が５０ｃｍ以下の直方体形状であり、質量が５０ｋｇ以下の超小型人工衛星である。なお、人工衛星１０の一辺は５０ｃｍより長くてもよく、人工衛星１０の質量は５０ｋｇよりも重くてもよい。
【００２１】
図１に示されるように、人工衛星１０は、人工衛星用構体１１と、人工衛星用構体１１に収容された少なくとも１つの機能部品３０とを備えている。
【００２２】
人工衛星用構体１１は、構体主体部１２と、蓋部材１３とを備えている。なお、図１において、構体主体部１２と蓋部材１３とは互いに分離して描かれているが、後述するように、蓋部材１３は構体主体部１２に取り付けられる。
【００２３】
構体主体部１２は直方体形状の部材であり、その内部が空洞である。構体主体部１２は、天板１４と、天板１４の辺部から底側に延びた側板１５、１６、１７、１８と、天板１４と対向しており側板１５、１６、１７、１８の下端部において側板１５、１６、１７、１８と繋がった底板１９とを備えている。天板１４の縁部以外は、開放されている。また、相互に対向する一対の側板１５、１６の縁部以外も、開放されている。
【００２４】
また、構体主体部１２は、仕切り板２０を備えている。構体主体部１２の内部空間は、仕切り板２０によって８つの空間に分割されている。後述する機能部品３０が、分割された各空間に配置される。なお、仕切り板２０によって分割される内部空間の数や、分割された各内部空間の容積は、人工衛星用構体１１の構体主体部１２に収容される機能部品３０の数や各機能部品３０の大きさなどによって適宜決定される。
【００２５】
構体主体部１２、詳細には構体主体部１２を構成する天板１４や仕切り板２０などの板は、炭素繊維をＰＥＥＫ（ポリエーテルエーテルケトン）またはＰＰＳ（ポリフェニレンサルファイド）などの熱可塑性樹脂で強化した複合材からなる。なお、本実施形態において、構体主体部１２は、炭素繊維を熱可塑性樹脂で強化したものであるが、炭素繊維以外の繊維、例えばガラス繊維を熱可塑性樹脂で強化したものであってもよい。また、熱可塑性樹脂は、ＰＥＥＫやＰＰＳに限らず、例えばＰＥＫＫ（ポリエーテルケトンケトン）などであってもよい。
【００２６】
ここで、炭素繊維を樹脂で強化した複合材はＣＦＲＰと呼ばれる。また、ＣＦＲＰにおいて、樹脂としてＰＥＥＫ樹脂が採用されたものは、ポリエーテルエーテルケトン樹脂炭素繊維複合材料（ＰＥＥＫ／ＣＦＲＰと記す。）と呼ばれる。本実施形態において、構体主体部１２は、炭素繊維をＰＥＥＫ樹脂で強化した複合材、つまりＰＥＥＫ／ＣＦＲＰである。なお、ＰＥＥＫ／ＣＦＲＰは、ＰＥＥＫ樹脂及び炭素繊維織物を素材としてホットプレス成形、もしくはオートクレープ成形などによって形成された部材、つまり母材にＰＥＥＫ樹脂を用い且つ強化剤に炭素繊維を用いた部材である。
【００２７】
構体主体部１２を構成する天板１４や仕切り板２０などの板のうち、隣接する板は、相互に熱融着される。これにより、構体主体部１２は、複数のＰＥＥＫ樹脂またはＰＰＳ樹脂からなる部品としての板が組み合わされて形成される。ここで、熱融着としては、超音波、熱などのエネルギーを加えることで実施でき、例えば半田ごてを使用することによる融着が挙げられる。
【００２８】
蓋部材１３は、第１板２１と、第１板２１の向かい合った２辺から同じ向きに延びた一対の第２板２２及び第３板２３とを備えている。第１板２１は、天板１４の開放された部分を覆うことができる大きさの板である。また、第２板２２は、側板１５の開放された部分を覆うことができる大きさの板である。また、第３板２３は、側板１６の開放された部分を覆うことができる大きさの板である。
【００２９】
蓋部材１３、詳細には蓋部材１３を構成する第１板２１、第２板２２、及び第３板２３は、構体主体部１２と同様に、炭素などの繊維をＰＥＥＫなどの熱可塑性樹脂で強化した複合材からなる。本実施形態において、蓋部材１３は、構体主体部１２と同様に、ＰＥＥＫ／ＣＦＲＰによって形成されている。
【００３０】
蓋部材１３を構成する板のうち、隣接する第１板２１及び第２板２２、並びに、第１板２１及び第３板２３は、構体主体部１２と同様に、相互に熱融着される。これにより、蓋部材１３は、複数の上記複合材からなる部品としての第１板２１、第２板２３、及び第３板２３が組み合わされて形成される。
【００３１】
機能部品３０は、人工衛星１０の姿勢制御、人工衛星１０と地上との間の通信、及び観測などを実行するユニットである。機能部品３０の例としては、恒星センサが挙げられる。機能部品３０は、構体主体部１２または蓋部材１３を構成する板の少なくとも１つに取り付けられる。例えば、機能部品３０は、ネジ(不図示)によって仕切り板２０に取り付けられる。
【００３２】
蓋部材１３は、構体主体部１２に覆い被される。この際、天板１４及び第１板２１、側板１５及び第２板２２、並びに側板１６及び第３板２３が相互に対向した状態となる。当該状態において、天板１４及び第１板２１、側板１５及び第２板２２、並びに側板１６及び第３板２３は、相互に熱融着される。これにより、構体主体部１２と蓋部材１３とが固着される。その結果、構体主体部１２に取り付けられた機能部品３０は、構体主体部１２と蓋部材１３とによって完全に覆われた状態となる。つまり、構体主体部１２と蓋部材１３とは、協働して機能部品３０を囲撓する。
【００３３】
なお、本実施形態において、構体主体部１２と蓋部材１３とは、熱融着に加えて、ネジ２４によって相互に取り付けられている。詳述すると、側板１５、１６の下端部に、孔２５が形成されている。なお、孔２５には、ネジ２４のネジ山と係合する溝が形成されている。また、第２板２２及び第３板２３の下端部にも、孔２６が形成されている。孔２６は、孔２５よりも僅かに大きく形成されている。蓋部材１３が構体主体部１２に覆い被された状態において、孔２５と孔２６とは対向される。そして、ネジ２４が孔２５、２６に挿入される。これにより、蓋部材１３と構体主体部１２とが、ネジ２４によって相互に取り付けられる。
【００３４】
なお、蓋部材１３と構体主体部１２とは、ボルトとナットとによって相互に取り付けられてもよい。また、蓋部材１３と構体主体部１２とは、ネジ２４によって相互に取り付けられておらず、熱融着のみによって相互に取り付けられていてもよい。
【００３５】
上述のようにしてＰＥＥＫ／ＣＦＲＰによって形成された構体主体部１２及び蓋部材１３の耐ガンマ線特性が、以下に詳述するように、引張弾性率、引張強度、及び層間せん断強度を取得することによって測定された。
【００３６】
まず、各種線量のガンマ線が、構体主体部１２及び蓋部材１３の一部で構成される供試体に照射された。本実施形態において、ガンマ線は、最大２０００［ｋＧｙ］の総線量まで照射された。そして、供試体の引張弾性率、引張強度、及び層間せん断強度が、ガンマ線の線量毎に測定された。これにより、図３乃至図５に示される特性データが取得された。
【００３７】
図３は、供試体の引張弾性率の測定結果である。引張弾性率は、引張応力とこれに対応するひずみの比であり、その次元は［ＧＰａ］である。また、図４は、供試体の引張強度の測定結果である。引張強度は、供試体が耐えられる最大引張荷重を、引張力に垂直な供試体の断面積で除した値であり、その次元は［Ｍｐａ］である。
【００３８】
引張弾性率及び引張強度を測定するための測定装置は、引張試験機（インストロン社製：５９８５型）が採用された。引張試験は、２［ｍｍ］厚×２５［ｍｍ］幅×２５０［ｍｍ］長の供試体に対して引張速度２［ｍｍ／ｍｉｎ］で実施された。引張試験の結果、供試体の引張弾性率及び引張強度は、ガンマ線の照射量が大きくなっても有意な低下は認められなかった。
【００３９】
図５は、供試体の層間せん断強度の測定結果である。層間せん断強度は、ＰＥＥＫ／ＣＦＲＰの積層板の層と層とを平行にずらす方向のせん断に対する強さであり、その次元は［ＭＰａ］である。
【００４０】
層間せん断強度を測定するための測定装置は、曲げ試験治具が取り付けられた試験機（株式会社島津製作所製：ＥＺ−Ｔｅｓｔ）が採用された。層間せん断試験は、３［ｍｍ］厚×６．４［ｍｍ］幅×２０［ｍｍ］長の供試体に対して、曲げ試験速度１［ｍｍ／ｍｉｎ］且つ３点曲げによって実施された。供試体の層間せん断強度は、Ｆ＝０．７５×Ｐｍ／（ｂ×ｈ）により求められた。ここで、Ｆは層間せん断強度であり、Ｐｍは最大荷重であり、ｂは供試体の幅であり、ｈは供試体の厚さである。また、Ｐｍの次元は［Ｎ］であり、ｂ及びｈの次元は［ｍｍ］である。層間せん断試験の結果、供試体の層間せん断強度は、ガンマ線の照射量が大きくなっても低下されなかった。
【００４１】
以上の測定結果から、ＰＥＥＫ／ＣＦＲＰを人工衛星用構体１１に使用しても、強度的に問題がなく、有意な放射線劣化はなかった。
【００４２】
［変形例］
上述の実施形態では、構体主体部１２と蓋部材１３とは、複数の板が相互に熱融着されることによって、図１に示される形状に成形された。しかし、構体主体部１２と蓋部材１３とは、熱融着以外によって図１に示される形状に成形されてもよい。
【００４３】
例えば、構体主体部１２と蓋部材１３とは、プレス成形によって図１に示される形状に成形されてもよい。詳細には、ＰＥＥＫ樹脂またはＰＰＳ樹脂からなる板状部材が、予備加熱された後に、設定温度（例えば３００℃）まで加熱された２つの金型の間に入れられる。なお、金型は、アルミ合金などで構成されている。その後、当該金型がプレス機械によって所定時間（例えば２分）加圧される。これにより、当該板状部材が、図１に示される構体主体部１２または蓋部材１３の形状に成形される。
【００４４】
なお、構体主体部１２と蓋部材１３とは、熱融着とプレス成形の双方の組み合わせによって成形されてもよい。
【００４５】
また、上述の実施形態では、構体主体部１２の天板１４と一対の側板１５、１６との縁部以外が開放されていた。しかし、構体主体部１２を構成する板のうち開放される板の組み合わせは、上述の実施形態の組み合わせに限らない。
【００４６】
例えば、図２に示されるように、底板１９以外の板、つまり天板１４と側板１５、１６、１７、１８との縁部以外が開放されていてもよい。この場合、蓋部材１３は、縁部が開放された板の全てを覆うことができる形状に形成される。具体的には、蓋部材１３は、底側が開放された箱状に形成される。
【００４７】
また、上述の実施形態では、人工衛星１０は直方体形状であったが、人工衛星１０は直方体形状に限らない。例えば、人工衛星１０は、球形状であってもよい。
【符号の説明】
【００４８】
１０・・・人工衛星
１１・・・人工衛星用構体
１２・・・構体主体部
１３・・・蓋部材
１４・・・天板
１５・・・側板
１６・・・側板
１７・・・側板
１８・・・側板
１９・・・底板
２０・・・仕切り板
２１・・・第１板
２２・・・第２板
２３・・・第３板
２４・・・ネジ
２５・・・孔
２６・・・孔
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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