(57)【要約】【課題】打上げ時および宇宙空間での観測時における光学素子の変形や損傷を防止する光学素子の保持装置を提供する。【解決手段】光学素子Ｍ５の側面に設けられた複数の支持部１３２によって、光学素子Ｍ５を保持する保持装置であって、複数の支持部１３２は、側面と接触する接触部１３３と、光学素子Ｍ５の重心に向かう方向に接触部１３３が光学素子Ｍ５に力を加えるように接触部１３３を支持する弾性部１３４と、接触部１３３が光学素子Ｍ５に加える力を可変にして、光学素子Ｍ５の光軸方向に垂直な方向の自由度を拘束する力を可変にする機構１３５と、を含む。【選択図】図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
光学素子の側面に設けられた複数の支持部によって、前記光学素子を保持する保持装置であって、
前記複数の支持部は、
前記側面と接触する接触部と、
前記光学素子の重心に向かう方向に前記接触部が前記光学素子に力を加えるように前記接触部を支持する弾性部と、
前記接触部が前記光学素子に加える力を可変にして、前記光学素子の光軸方向に垂直な方向の自由度を拘束する力を可変にする機構と、
を含むことを特徴とする保持装置。
【請求項２】
前記機構は、前記光学素子の重心に向かう方向の力を前記接触部に加えることを特徴とする請求項１に記載の保持装置。
【請求項３】
前記接触部は、前記側面に結合していることを特徴とする請求項１または２に記載の保持装置。
【請求項４】
前記接触部は、前記光学素子の重心位置に基づいて前記側面に結合していることを特徴とする請求項３に記載の保持装置。
【請求項５】
前記接触部は、前記側面に結合した被係合部に係合し、該被係合部を介して前記側面と接触することを特徴とする請求項１ないし３のうちいずれか１項に記載の保持装置。
【請求項６】
前記被係合部は、前記光学素子の重心位置に基づいて前記側面に結合していることを特徴とする請求項５に記載の保持装置。
【請求項７】
前記機構は、前記接触部に力を伝達するリンク機構を含むことを特徴とする請求項１ないし６のうちいずれか１項に記載の保持装置。
【請求項８】
前記機構は、内圧を変化させることで前記接触部が前記光学素子に加える力を可変にする空気ばねを含むことを特徴とする請求項１ないし請求項７のうちいずれか１項に記載の保持装置。
【請求項９】
前記機構は、流体の圧力を変化させることで前記接触部が前記光学素子に加える力を可変にするアクチュエータを含むことを特徴とする請求項１ないし請求項７のうちいずれか１項に記載の保持装置。
【請求項１０】
前記機構を制御する制御部を有することを特徴とする請求項１ないし請求項９のうちいずれか１項に記載の保持装置。
【請求項１１】
前記制御部は、前記保持装置の加速度に関する情報に基づいて、前記機構を制御することを特徴とする請求項１０に記載の保持装置。
【請求項１２】
光学素子と、
前記光学素子を保持する請求項１ないし請求項１１のうちいずれか１項に記載の保持装置と、
を有することを特徴とする光学装置。
【請求項１３】
請求項１２に記載の光学装置を有することを特徴とする移動体。
【請求項１４】
前記移動体の動作の制御を行う移動体制御部を含み、
前記制御部は、前記移動体制御部の出力に基づいて、前記機構を制御することを特徴とする請求項１３に記載の移動体。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、保持装置、光学装置、および移動体に関する。
【背景技術】
【０００２】
人工衛星等の宇宙航行体に搭載される光学素子を保持する保持装置は、宇宙空間では径方向に低剛性で光学素子を保持して熱変形の影響を抑え、宇宙航行体の打上げ時には、大加速度に耐えられるように高剛性で光学素子を保持することが求められる。特許文献１に記載の装置は、打上げ時に光学素子を拘持し、宇宙空間では、観測時に発生する熱により拘持を解除しうる形状記憶合金からなる固定部材を備えている。特許文献２に記載の装置は、光学素子を弾力的に保持する板状弾性体を撓ませて光学素子をバルクヘッドに圧着固定する固定部材とその解除手段とを備えている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】特開平４−２７５５１０号公報
【特許文献２】特許第２５９０７１３号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
宇宙航行体に搭載される光学素子を保持する保持装置は、光学素子の熱変形を抑えるために温度を一定値以下に調整する温調装置を備えうる。この場合、特許文献１に記載の形状記憶合金は、拘持を解除することができないことがあり、上記光学素子の保持に適さない。また、特許文献１および２に記載の装置は、固定部材が光学素子に直に接触しているため、固定箇所の応力により光学素子が変形や損傷する可能性がある。
【０００５】
本発明は、例えば、打上げ時および宇宙空間での観測時における光学素子の変形や損傷を防止する光学素子の保持装置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】
【０００６】
上記課題を解決するために、本発明は、光学素子の側面に設けられた複数の支持部によって、光学素子を保持する保持装置であって、複数の支持部は、側面と接触する接触部と、光学素子の重心に向かう方向に接触部が光学素子に力を加えるように接触部を支持する弾性部と、接触部が光学素子に加える力を可変にして、光学素子の光軸方向に垂直な方向の自由度を拘束する力を可変にする機構と、を含むことを特徴とする。
【発明の効果】
【０００７】
本発明によれば、例えば、打上げ時および宇宙空間での観測時における光学素子の変形や損傷を防止する光学素子の保持装置を提供することができる。
【図面の簡単な説明】
【０００８】
【図１】第１実施形態に係る光学装置の構成を示す概略図である。
【図２】第１実施形態に係るコリメータ部の構成を示す概略図である。
【図３】第１実施形態に係る保持装置の構成を示す概略図である。
【図４】第２実施形態に係る保持装置の構成を示す概略図である。
【図５】第３実施形態に係る保持装置の構成を示す概略図である。
【発明を実施するための形態】
【０００９】
以下、本発明を実施するための形態について図面などを参照して説明する。
【００１０】
（第１実施形態）
図１は、本発明の第１実施形態に係る光学装置１００の構成を示す概略図である。光学装置１００は、例えば、太陽観測衛星用の高解像度のグレゴリー型反射望遠鏡である。光学装置１００は、望遠鏡部１１０とコリメータ部１２０を含む。望遠鏡部１１０は、主鏡Ｍ１および副鏡Ｍ２を含む。コリメータ部１２０は、紫外光〜赤外光まで広い波長範囲の観測光に対して高い結像性能を得るために反射鏡のみで構成する必要があり、本実施形態では、光路に沿って順に設けられる第１の反射鏡Ｍ３、第２の反射鏡Ｍ４、第３の反射鏡Ｍ５を含む。また、観測光により光学装置１００に含まれる主鏡Ｍ１等の光学素子の温度上昇を抑えるため、光学装置１００には温調装置（不図示）が備えられている。なお、主鏡Ｍ１および副鏡Ｍ２の光軸方向をＺ軸方向とし、それに垂直な平面をＸＹ平面とする。
【００１１】
光学装置１００は、不図示の宇宙航行体（人工衛星等の移動体）に搭載されて地球周回軌道上あるいは天体周回軌道上などの観測に適した軌道上で姿勢制御された状態で太陽観測を行う。本実施形態では、観測対象である太陽からやってきた観測光は、中央部に穴の空いた凹面の主鏡Ｍ１で反射された後、凹面の副鏡Ｍ２で反射され、コリメータ部１２０へ入射する。入射した観測光は、第１の反射鏡Ｍ３、第２の反射鏡Ｍ４、第３の反射鏡Ｍ５の順に反射され、平行光束としてコリメータ部１０２から後続の観測装置（不図示）に導かれる。
【００１２】
図２は、本実施形態に係るコリメータ部１２０の構成を示す概略図である。コリメータ部１２０に含まれる第１の反射鏡Ｍ３、第２の反射鏡Ｍ４および第３の反射鏡Ｍ５は、ベース１３１と支持部１３２とを含む保持装置１３０に保持される。保持装置１３０の構成の詳細は以下で説明する。
【００１３】
図３（Ａ）および（Ｂ）は、本実施形態に係る保持装置１３０の構成を示す概略図である。本実施形態では、コリメータ部１２０の第３の反射鏡Ｍ５を保持する場合を例に保持装置１３０の構成を説明する。図３（Ａ）は、保持装置１３０に保持された第３の反射鏡Ｍ５を＋Ｘ方向から見た図である。第３の反射鏡Ｍ５の反射面有効領域を円で示している。図３（Ｂ）は、−Ｙ方向から見た図３（Ａ）のＡ−Ａ断面図である。保持装置１３０は、結合部（接触部）１３３、弾性部１３４および機構１３５を含む支持部１３２を複数備える。本実施形態では、第３の反射鏡Ｍ５の側面に１２０度間隔で配置された３つの支持部１３２により第３の反射鏡Ｍ５を保持している。複数の支持部１３２は、ベース１３１を介してコリメータ部１２０の筐体に結合している。ベース１３１とコリメータ部１２０の筺体との間には第１の反射鏡Ｍ３、第２の反射鏡Ｍ４および第３の反射鏡Ｍ５の相対位置、姿勢を調整可能な調整機構（不図示）が備えられている。
【００１４】
第３の反射鏡Ｍ５には、光を反射する反射面（凹面）と、その反対側の裏面と、反射面と裏面の間の側面があり、本実施形態では側面に第３の反射鏡Ｍ５を支持する支持部１３２を結合している。第３の反射鏡Ｍ５の材料は、低熱膨張セラミックスである。熱膨張率が０．０３ｐｐｍ／℃程度と他の材料と比較して非常に小さいため、ミラー材料として適している。第３の反射鏡Ｍ５の外形は、六角柱であり六角対辺の長さの板厚に対する比は５〜１０程度としている。
【００１５】
第３の反射鏡Ｍ５の反射面は高精度な研磨加工がなされ、最表面には紫外光〜赤外光の反射率が高い反射膜が形成されており、光の吸収率は０．１程度であり主鏡１に入射する光のエネルギーの約１０％が熱として第３の反射鏡Ｍ５に吸収される。吸収された熱による熱変形を低減するために第３の反射鏡Ｍ５の裏面側の温調装置（不図示）により放射伝熱によりミラーを２３℃±１０℃程度に温調している。
【００１６】
結合部１３３は、第３の反射鏡Ｍ５の側面に重心位置の高さで接着剤により接合される。結合部１３３は、本実施形態では円筒形状である。結合部１３３の材料は、第３の反射鏡Ｍ５との熱膨張差により大きな熱応力が発生しないように低熱膨張合金が用いられる。
【００１７】
弾性部１３４は、第３の反射鏡Ｍ５の径方向において結合部１３３が第３の反射鏡Ｍ５に力を加えるように支持する。ここで、第３の反射鏡Ｍ５の径方向とは、図３（Ａ）の円形の反射面有効領域の中心に向かう方向に平行な方向とする。この方向は、第３の反射鏡Ｍ５の重心に向かう方向とも言える。以下の説明でも同様である。弾性部１３４は、第３の反射鏡Ｍ５に熱膨張が生じた際の熱変形を低減するために、第３の反射鏡Ｍ５の六角形内接円の径方向、及び前記六角形内接円の接線周りの回転方向に柔軟に撓み、それ以外の方向は高い剛性を持つ形状に製作されている。前記六角形内接円の径方向、及び前記六角形内接円の接線周りの回転方向の剛性は、ミラーの熱膨張係数、大きさ、温度変化の熱変形量に関するパラメータに応じて目標の結像性能を実現可能な程度に剛性を低く設計している。弾性部１３４は、結合部１３３およびベース１３１とボルトで結合されており、結合の際ミラーに変形が極力生じないようベース１３１と結合部１３３との結合面の位置精度が高く加工されている。弾性部１３４の材料は結合部１３３と同じ低熱膨張合金を用いている。
【００１８】
機構１３５は、結合部１３３が第３の反射鏡Ｍ５に加える力を変化させて、第３の反射鏡Ｍ５の径方向（光軸に垂直な方向）における支持部１３２の剛性（自由度を拘束する力）を可変にする。図３（Ｂ）で示す通り、本実施形態では、機構１３５は、結合部１３３と円筒部１３６とシール部１３７とによって形成される内部空間１３８に封入した気体により構成された空気ばねである。円筒部１３６は各結合部１３３に対向かつ離間して配置され、その底面はベース１３１に固定されている。円筒部１３６の内径は結合部１３３の外径よりわずかに大きく製作されており、柔軟性のあるゴム等により製作されたシール部１３７により内部空間１３８が形成される。円筒部１３６の底面には気体を内部空間１３８に吸気及び排気するための吸排気口があり、内部空間１３８に気体を封入することができる。
【００１９】
内部空間１３８に封入される気体は、圧力容器１４２に圧縮して蓄積された窒素、酸素などである。円筒部１３６の吸排気口は圧力容器１４２と配管１４５で接続されており、途中に設置された減圧弁１４３により所定の圧力の気体を３つの支持部１３２に含まれる機構１３５の各内部空間１３８に充填することができる。
【００２０】
宇宙航行体の打上時の機構１３５による空気ばねの内部空間１３８の圧力（内圧）Ｐは、打上時の加速度による第３の反射鏡Ｍ５の変形や損傷、弾性部１３４の損傷等を防ぐために必要な保持装置１３０の支持剛性に基づいて決定される。本実施形態では、空気ばね定数Ｋａを弾性部１３４の第３の反射鏡Ｍ５の径方向の剛性Ｋと同程度の剛性として、径方向の支持剛性を２倍に向上させる。気体の比熱比γ、内部気体の圧力Ｐ、結合部１３３の断面積Ａ、結合部１３３から円筒部１３６までの距離ｈとすると、空気ばねのばね定数Ｋａは、Ｋａ＝γＰＡ／ｈ  で求められる。したがって、打上時の機構１３５による空気ばねの内部空間１３８の圧力Ｐは、機構１３５の設計形状に応じてＫａ＝Ｋとなるような値とする。
【００２１】
本実施形態の機構１３５は、制御部１４１によって制御される。本実施形態ではベース１３１に設置された加速度センサ１５０により宇宙航行体の保持装置１３０の加速度に関する情報を検出し、打上後に加速度が一定値以下となったときに機構１３５の内部空間１３８の気体の圧力がゼロとなるような制御をする。気体の圧力をゼロにするために吸排気口から気体を排気する際、制御部１４１は、複数の機構１３５の排気速度がそれぞれ一定になるように吸排気口の近傍の配管に配置した不図示の制御弁を調整する。本実施形態では、打上時に想定される最大加速度の１／２０の値以下となる時点で機構１３５の圧力がゼロとなるような制御を行う。
【００２２】
機構１３５の動作方法について説明する。打上前に機構１３５の空気ばねに所定の剛性を発生させた状態（ＯＮ状態）で地上から宇宙へ打上げられる。所定の高度に達して打上げの推進力が減少し、加速度センサ１５０で検出される加速度が所定値以下となるときに減圧弁１４３の設定圧力がゼロになるように、制御部１４１は機構１３５の空気ばねの剛性が発生しない状態（ＯＦＦ状態）にする。観測は機構１３５をＯＦＦ状態として行われる。
【００２３】
なお、上記実施形態では、機構１３５を空気バネとしているが液体などの流体バネとしてもよい。また機構１３５はボイスコイルモータ等による磁気バネでもよい。
【００２４】
本実施形態の保持装置１３０は、宇宙航行体の打上時に機構１３５の剛性を大きくして打上時の加速度による保持装置１３０の位置の変化を低減できるため、強度の低い反射鏡等の光学素子や、剛性の低い弾性部１３４の損傷リスクを低減することができる。また、宇宙での観測時に、機構１３５の剛性を小さくし第３の反射鏡Ｍ５を保持することで第３の反射鏡Ｍ５の径方向の熱膨張をかわして熱変形を低減することができる。
【００２５】
本実施形態の機構１３５は打上時に径方向に均等な力を加える機構のため第３の反射鏡Ｍ５の位置が変化しない。このため第３の反射鏡Ｍ５と結合部１３３との接合面や弾性部１３４に発生する応力が小さくなる。また、結合部１３３を空気バネで押圧することで第３の反射鏡Ｍ５を間接的に固定しているため、第３の反射鏡Ｍ５を直接固定する場合と比べ第３の反射鏡Ｍ５の側面に生じる応力が小さくなる。これらにより、光学素子の変形や損傷を防止できる。
【００２６】
本実施形態の機構１３５は空気ばねを用いているため打上時の加速度により発生する保持装置１３０の振動を減衰させる効果が大きく、保持装置１３０の損傷リスクを低減できる点で有利である。気体を動力源としているため宇宙空間で時間が経過すると確実に機構１３５の力を解除することができる。また第３の反射鏡Ｍ５等の構成部品に無害な気体を動力源としているため万が一破損しリークした場合のリスクが小さい。
【００２７】
以上のように、本実施形態によれば、打上げ時および宇宙空間での観測時における光学素子の変形や損傷を防止する光学素子の保持装置を提供することができる。
【００２８】
（第２実施形態）
図４（Ａ）および（Ｂ）は、本発明の第２実施形態に係る保持装置の構成例を示す図である。図４（Ａ）は、保持装置に保持された第３の反射鏡Ｍ５を＋Ｘ方向から見た図である。第３の反射鏡Ｍ５の反射面有効領域を円で示している。図４（Ｂ）は、−Ｙ方向から見た図４（Ａ）のＡ−Ａ断面図である。保持装置は、結合部２３３、弾性部２３４および機構２３５を含む支持部２３２を複数備える。複数の支持部２３２の配置は、第１実施形態と同様である。複数の支持部２３２は、ベース２３１を介してコリメータ部１２０の筐体に結合している。本実施形態でも、ベース２３１とコリメータ部１２０の筺体との間には第１実施形態と同様の調整機構（不図示）が備えられている。
【００２９】
支持部２３２に含まれる結合部２３３は、第３の反射鏡Ｍ５の側面に接合された被係合部２３９に係合される。弾性部２３４は、第３の反射鏡Ｍ５の径方向において結合部２３３を移動可能に支持する。機構２３５は、結合部２３３に加える力を可変にして、少なくとも径方向における支持部２３２の剛性を可変にする。
【００３０】
被係合部２３９は、第３の反射鏡Ｍ５の側面に重心の高さで接着剤により接合される。本実施形態では、被係合部２３９はブロック状の形状をしており、被係合部２３９と係合する結合部２３３の係合部２３８と対向する面にはＶ字溝が加工されている。係合部２３８が被係合部２３９のＶ字溝に係合することにより第３の反射鏡Ｍ５が保持される。係合部２３８の表面は、Ｖ字溝に接する球面形状とする。なお、被係合部２３９と係合部２３８の関係は逆であってもよい。すなわち、係合部２３８にＶ字溝が形成され、被係合部２３９のＶ字溝に接する表面を球面としてもよい。被係合部２３９の材料は、第３の反射鏡Ｍ５との熱膨張差により大きな熱応力が発生しないように低熱膨張合金が用いられる。また被係合部２３９の材料は導電性の金属であり不図示の電源の＋電極に接続される。
【００３１】
結合部２３３は円筒形状であり弾性部２３４により支持されている。各結合部２３３の係合部２３８がミラー側面の被係合部２３９にそれぞれ係合することにより第３の反射鏡Ｍ５が位置決めされる。係合部２３８は被係合部２３９と同じ材料で製作されており、不図示の電源の−電極に接続されている。
【００３２】
弾性部２３４は一端で結合部２３３と結合し、他端でベース２３１を結合することにより第３の反射鏡Ｍ５を支持する。弾性部２３４は、第３の反射鏡Ｍ５の六角形内接円の径方向、及び六角形内接円の接線周りの回転方向が低剛性なバイポッド形状をしている。弾性部２３４は、結合部２３３の係合部２３８が第３の反射鏡Ｍ５の側面の被係合部２３８に係合することにより第３の反射鏡Ｍ５を６軸拘束できる。地上では−Ｚ方向の重力により第３の反射鏡Ｍ５の位置が重力方向にずれることを防止するために第３の反射鏡Ｍ５の相対位置を微調整した後で係合部２３８を被係合部２３９に仮固定している。仮固定の方法は打上げ後、宇宙空間でミラーの位置を変化させずに固定解除できる方法であれば良い。本実施形態では、接着した材料の両面に低電圧による電流を短時間流すことにより陽極側の接着部が剥離する特性を有する通電剥離性接着剤を使用している。
【００３３】
機構２３５は結合部２３３に力を伝達するリンク機構である。機構２３５は流体の圧力を可変にして力を可変にするアクチュエータ２３７と、アクチュエータ２３７の駆動方向と垂直な方向に力を伝えるためのリンク機構２３６とで構成されている。アクチュエータ２３７は、例えばエアシリンダであり真空中でも使用できる密閉性の高いタイプのものを使用する。
【００３４】
本実施形態では２本のエアシリンダのロッドの底面同士を合わせて配置し、導入する流体の圧力により２本のロッドを同期して伸縮できるように構成している。アクチュエータ２３７の動作は第１実施形態と同様に圧力容器に蓄積された気体をアクチュエータ２３７に送ることでアクチュエータ２３７の上下から出ているロッドを伸縮する。
【００３５】
リンク機構２３６はアクチュエータ２３７のロッドと、上下２か所のロッド先端と結合部２３３とに回転自由に結合された２本の棒要素とで構成されている。アクチュエータ２３７のロッドを縮めることでリンク機構２３６から伝達された力を結合部２３３がミラー径方向に力を伝える。棒要素は比剛性の高いチタンで製作している。
【００３６】
機構２３５は第１実施形態と同様な空圧回路（不図示）、及び制御部（不図示）により打上げ前にアクチュエータ２３７のエア圧力を制御して第３の反射鏡Ｍ５の径方向に力を加える。これにより打上時の加速度で第３の反射鏡Ｍ５の位置が変動しないような支持剛性を与える（ＯＮ状態）。また、制御部は、不図示の宇宙航行体の制御部（移動体制御部）の出力（高度、軌道、姿勢）に基づいて、高度等が所定の値に達した時、機構２３５の剛性がゼロになるようにエア圧力を制御する（ＯＦＦ状態）。さらに制御部が直流電源と係合部２３８、被係合部２３９とが接続された回路のスイッチを閉じることにより係合部２３８、被係合部２３９との接着が剥離し固定が解除される。観測は機構２３５がＯＦＦの状態で行われる。
【００３７】
本実施形態の支持部２３２は、被係合部２３９を介して径方向に力を伝えることより６軸方向の支持剛性を大きくすることができるため、打上時の保持装置の損傷リスクをより低減できる点において第１実施形態よりも有利である。
【００３８】
本実施形態の結合部２３３は宇宙での観測前に係合部２３８と被係合部２３９の仮固定が解除されることにより接線回転方向の剛性を第１実施形態よりも小さくすることができるため、ミラーの熱変形をより低減できる点において有利である。
【００３９】
（第３実施形態）
図５（Ａ）および（Ｂ）は、本発明の第３実施形態に係る保持装置の構成例を示す図である。図５（Ａ）は、保持装置に保持された第３の反射鏡Ｍ５を＋Ｘ方向から見た図である。第３の反射鏡Ｍ５の反射面有効領域を円で示している。図５（Ｂ）は、−Ｙ方向から見た図５（Ａ）のＣ−Ｃ断面図である。保持装置は、結合部３３３、弾性部３３４および機構３３５を含む支持部３３２を複数備える。複数の支持部３３２の配置は、第１実施形態と同様である。複数の支持部３３２は、ベース３３１を介してコリメータ部１２０の筐体に結合している。本実施形態でも、ベース３３１とコリメータ部１２０の筺体との間には第１実施形態と同様の調整機構（不図示）が備えられている。
【００４０】
支持部３３２に含まれる結合部３３３は、第３の反射鏡Ｍ５の側面に接合される。弾性部３３４は、第３の反射鏡Ｍ５の径方向において結合部３３３を移動可能に支持する。機構３３５は、結合部３３３に加える力を可変にして、少なくとも径方向における支持部３３２の剛性を可変にする。
【００４１】
結合部３３３は、第１実施形態と同様の位置に第３の反射鏡Ｍ５の側面に接合されたブロックであり、第３の反射鏡Ｍ５の径方向に垂直な方向に円筒形状の突起部３３６がある。弾性部３３４は第１実施形態と同様の形状であり、３か所の弾性部３３４により６軸拘束され、第３の反射鏡Ｍ５の六角形内接円の径方向、及び前記六角形内接円の接線周りの回転方向の剛性が低く設計されている。
【００４２】
機構３３５は、ベース３３１に固定されたダイヤフラムチャックであり、結合部３３３の突起部３３６を打上時に固定するための機構である。エア圧力によりダイヤフラムが駆動しチャック部が開閉することにより径方向に直交する方向に力が加えられる。ダイヤフラムチャックに供給するエアは第１実施形態と同様にして供給され、打上時には固定され打上後に解除されるよう制御部（不図示）により制御されている。
【００４３】
本実施形態の支持部３３２は、径方向に直交する方向に結合部３３３に力を伝えることにより径方向に直交する方向の支持剛性を大きくすることができる。このため径方向に直交する方向の支持剛性が低い支持部を有する保持装置の打上時の損傷リスクをより低減できる点において第１、第２の実施形態よりも有利である。
【００４４】
なお、第２実施形態の結合部２３３、係合部２３８および被係合部２３９を第１実施形態の結合部１３３と置換することも可能である。また、第２実施形態のリンク機構２３６を用いた構成を第３実施形態の機構３３５と置換することも可能である。
【００４５】
（その他の実施形態）
以上、本発明の好ましい実施形態について説明したが、本発明は、これらの実施形態に限定されず、その要旨の範囲内で種々の変形および変更が可能である。
【符号の説明】
【００４６】
１３０      保持装置
１３１      ベース
１３２      支持部
１３３      結合部（接触部）
１３４      弾性部
１３５      機構
Ｍ５      第３の反射鏡（光学素子）
【図１】
2018005189.tif 000003
【図２】
2018005189.tif 000004
【図３】
2018005189.tif 000005
【図４】
2018005189.tif 000006
【図５】
2018005189.tif 000007