(57)【要約】【課題】  軌道上では、衛星のアンビリカルコネクタのピンが宇宙空間に暴露される。そのため宇宙から飛来する高エネルギー電子線が、コネクタピンから内部のケーブルに侵入することにより内部帯電、放電が発生し、機器の誤動作・故障する可能性があった。【解決手段】  この発明によるアンビリカルコネクタは、衛星に取り付けられ、前記衛星を搭載するロケットに取り付けられたインターフェース部と電気的に接続されるアンビリカルコネクタであって、前記アンビリカルコネクタは、前記衛星が前記ロケットから分離された後に露出される前記アンビリカルコネクタの導体部を遮蔽する遮蔽機構を備えるようにした。【選択図】  図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
衛星に取り付けられ、前記衛星を搭載するロケットに取り付けられたインターフェース部と電気的に接続される導体部を有したアンビリカルコネクタであって、
前記アンビリカルコネクタは、前記衛星が前記ロケットから分離された後に露出される前記アンビリカルコネクタの導体部を遮蔽する遮蔽機構を備えることを特徴とするアンビリカルコネクタ。
【請求項２】
前記遮蔽機構は、遮蔽板と前記遮断板に接続した弾性部とからなり、
前記遮断板は、前記衛星が前記ロケットから分離された後に前記弾性部の弾性力によって前記アンビリカルコネクタの導体部を塞ぐことを特徴とする請求項１記載のアンビリカルコネクタ。
【請求項３】
請求項１、２いずれかのアンビリカルコネクタを搭載することを特徴とするアンビリカルコネクタ搭載衛星。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は人工衛星等に適用されるアンビリカルコネクタに関するものである。特に、人工衛星等がロケット等から分離された後に露出されるアンビリカルコネクタの導体露出箇所を遮蔽板を用いて遮蔽することで、コネクタの帯電及び放電を防止するアンビリカルコネクタに関するものである。
【背景技術】
【０００２】
従来の人工衛星（以下、単に衛星という）に取り付けられたアンビリカルコネクタは、衛星がロケット等の本体から分離した後は、導体であるコネクタピンが宇宙空間に暴露される構造となっている（例えば、特許文献１参照）。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】特開平４−０７８７００号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
このように、従来のアンビリカルコネクタでは、衛星等が本体から分離した後は、アンビリカルコネクタのコネクタピンが宇宙空間に暴露された状態で設置されていたため、宇宙から飛来する高エネルギー電子線がコネクタピンから内部のケーブルに侵入することでケーブルが帯電し放電が発生する。
放電が発生した結果、衛星に搭載される機器に誤動作や故障が発生してしまうという課題があった。
【０００５】
本発明は係る課題を解決するためになされたものであり、本体から分離した後、宇宙空間に暴露される衛星に取り付けられたアンビリカルコネクタの導体露出箇所を遮蔽することで導体露出箇所が帯電することを防ぎ、衛星搭載機器の誤動作や故障を防止する、遮蔽機構付きアンビリカルコネクタ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】
この発明によるアンビリカルコネクタは、衛星に取り付けられ、前記衛星を搭載するロケットに取り付けられたインターフェース部と電気的に接続される導体部を有したアンビリカルコネクタであって、前記アンビリカルコネクタは、前記衛星が前記ロケットから分離された後に露出される前記アンビリカルコネクタの導体部を遮蔽する遮蔽機構を備えるようにした。
【発明の効果】
【０００７】
この発明によれば、宇宙空間に露出されるアンビリカルコネクタの導体露出箇所をが帯電することを防いで、衛星に搭載された電子機器の誤動作や故障を防止することができる。
【図面の簡単な説明】
【０００８】
【図１】実施の形態１の遮蔽機能付きアンビリカルコネクタの構成と遮蔽動作を説明する図である。
【図２】実施の形態２の遮蔽機能付きアンビリカルコネクタの構成と遮蔽動作を説明する図である。
【図３】ロケット等から分離した衛星に設置された従来のアンビリカルコネクタの露出状態及びアンビリカルコネクタの構成を示した図である。
【発明を実施するための形態】
【０００９】
実施の形態１．
以下、この発明の好適な実施の形態を図面を用いて説明する。
なお、本実施の形態ではロケットと所定のインタフェースを有するアンビリカルコネクタを備えた衛星を一例として説明するが、本発明の適用は衛星に限られるものでなく、宇宙機（探査機など）や飛しょう体等にも適用することもできる。
【００１０】
図１〜図３は、本実施の形態の遮蔽機能付きアンビリカルコネクタを説明する図である。
【００１１】
図３は、ロケット本体（図示せず）から分離した衛星２に設置された従来のアンビリカルコネクタ１の露出状態及びアンビリカルコネクタの構成を示した模式図である。
アンビリカルコネクタ１は、一般に、人工衛星（以下、単に衛星という）２の外面に取り付けられている。
アンビリカルコネクタ１には複数のピン３が形成されており、各々のピン３にはコンタクト４が挿入されている。
コンタクト４には、衛星２への電力供給、地上側からのテレメトリの受信、コマンドの送信を行うために必要な電力線・信号線等のケーブル５が取り付けられている。
【００１２】
分離前の段階では、ロケット本体側のインターフェースと衛星２側のアンビリカルコネクタ１とが接続され、接続部の経由してロケット本体と衛星２との間でデータ通信が行われている。ロケット本体から衛星２が分離されると、ロケット本体側のインターフェースと衛星側のアンビリカルコネクタ１が分離される。
そしてロケットから分離した後の衛星においては、従来、アンビリカルコネクタ１上のコネクタピン３（導体）が宇宙空間に暴露される構造となっていた。
【００１３】
図１は、実施の形態１の遮蔽機能付きアンビリカルコネクタの構成と遮蔽動作を説明する図である。
図１（ａ）は衛星分離前の段階におけるアンビリカルコネクタの接続状態、図１（ｂ）は衛星分離後にアンビリカルコネクタ１のコネクタ接続面１aが遮蔽板７により覆われる動作、図１（ｃ）はアンビリカルコネクタのコネクタ接続面１aが遮蔽板７により覆われた状態を表わした図である。
【００１４】
図１（ａ）の衛星分離前において、ロケット１０側のインタフェース部分６は衛星２に取り付けられているアンビリカルコネクタ１と接続状態にある。
アンビリカルコネクタ近傍には遮蔽機構２０が備えられる。遮蔽機構２０は例えば衛星２の外面に設置される。
遮蔽機構２０は、支持機構９と、支持機構９に折り畳み可能に取り付けられた遮蔽板７と、遮断板７が支持機構９に取り付けられた箇所にあって、一直線状になるように広げられた遮蔽板７と支持機構９を遮蔽板７と支持機構９とが重なり合うように折り畳む方向の弾性力を与える弾性体８と、から構成される。
遮蔽板７は、宇宙から飛来する高エネルギー電子線を遮蔽可能な板であり、例えば、所定の厚さをもつ鉛板である。
【００１５】
次に、実施の形態１の遮蔽機構付きアンビリカルコネクタの遮蔽動作について説明する。
【００１６】
まず、遮蔽機構２０による遮蔽動作が発動する前の状態を説明する。
ロケット側のインタフェース部分６と衛星２に取り付けられているアンビリカルコネクタ１は、機械的・電気的に接続されている。このとき遮蔽板７は、ロケット側インタフェース６に支えられる形で支持機構９から離れ、直線状に広げられた状態で静止している。この状態は、衛星２の打ち上げ〜ロケット１０との分離が完了するまで継続される。
【００１７】
次に、遮蔽機構２０による遮蔽動作が発動する際の状態を説明する。
この状態は、衛星２がロケット１０から分離された状態、つまりロケット側インタフェース６からアンビリカルコネクタ１が分離される状態になった時に相当する。当該状態になると、それまで遮蔽板７を機械的に支持していたロケット側インタフェース６が無くなる。
すると遮蔽板７は、弾性体８の弾性力により、ロケット側インタフェース６と接続していたアンビリカルコネクタ１のコネクタ接続面１ａを覆うように閉じられる。
【００１８】
このように本実施の形態の遮蔽機構付きアンビリカルコネクタによれば、衛星がロケットから分離すると、今までロケット側インターフェース６によって支えられていた遮蔽板７が弾性体８の弾性力によって、アンビリカルコネクタのコネクタ接続面１ａを覆うように折り畳まれるので、宇宙空間から飛来する電子線が、アンビリカルコネクタ１のピン３へ侵入することを防ぐことができる。
これにより、衛星搭載機器の誤動作や故障を防止することができる。
【００１９】
なお、実施の形態１では支持機構９が衛星２に固定されている例について説明したがこれに限られるものではなく、アンビリカルコネクタ１に固定されるものであっても構わない。また、弾性体８は例えば巻きバネ、ゴム、スプリングあるいは板バネのようなものであるが、遮蔽板７をその弾性力によって、ロケット側インタフェース６と接続していたアンビリカルコネクタ１のコネクタ接続面１ａを覆う機能を有するものであれば他の材料からなる構成品であっても構わない。
【００２０】
実施の形態２．
図２は、実施の形態２の遮蔽機能付きアンビリカルコネクタの構成と遮蔽動作を説明する図である。
図２（ａ）は衛星分離前の段階におけるアンビリカルコネクタのコネクタ接続面１の状態を表わした図であり、図２（ｂ）は衛星分離後にアンビリカルコネクタ１のコネクタ接続面１ａが遮蔽板１１により覆われた状態を表わした図である。なお、実施の形態１と同様の構成には同一番号を付し、その説明を省略する。
【００２１】
実施の形態２では、ロケット側インタフェース６とアンビリカルコネクタ１との接合面となるアンビリカルコネクタ１側のコネクタ接合面１ａに、コネクタ接合面１ａと平行に移動してピン３の周囲を覆う遮蔽板１１が設置される。
図２のように遮蔽板１１には、遮断板１１が平行移動してピン３の周囲を覆う動きを支える支持機構１３と、弾性力により遮断板１１をコネクタ接合面１ａと平行な方向に動かす弾性体１２とが接続される。
【００２２】
次に、実施の形態２のアンビリカルコネクタ１の遮蔽動作を説明する。
【００２３】
まず、遮蔽動作が発動する前の状態を説明する。
ロケット側のインタフェース部分６と衛星２に取り付けられているアンビリカルコネクタ１は機械的・電気的に接続されている。このとき、遮蔽板１１は、ロケット側インタフェース６上とアンビリカルコネクタ１の接続面上にあり、ロケット側インタフェースに備えられたピン１４に支えられるように静止している。
この状態は、衛星２の打ち上げ〜ロケット１０との分離が完了するまで継続される。
【００２４】
次に遮蔽動作が発動する際の状態を説明する。
この状態は、衛星２がロケット１０から分離された状態、つまりロケット側インタフェース６からアンビリカルコネクタ１が分離される状態になった時に相当する。
当該状態になると、それまで遮蔽板１１を機械的に支持していたロケット側インタフェースに備えられたピン１４がアンビリカルコネクタ１のピン３から離脱して無くなる。すると遮蔽板１１は、弾性体１２の弾性力により、ロケット側インタフェース６とアンビリカルコネクタ１の接合面上に存在するピン３の穴を覆って塞ぐ方向に向かって閉じられる。
【００２５】
このように本実施の形態の遮蔽機構付きアンビリカルコネクタによれば、衛星がロケットから分離すると、今までロケット側インターフェース６のピン１４によって支えられていた遮蔽板１１が弾性体１２の弾性力によって、アンビリカルコネクタのコネクタ接続面１ａのピン３を覆うように移動するので、宇宙空間から飛来する電子線が、アンビリカルコネクタ１のピン３へ侵入することを防ぐことができる。
これにより、衛星搭載機器の誤動作や故障を防止することができる。
【００２６】
なお、遮蔽板１１がピン３を覆う動作は実施の形態１、２に記載の動作に限られるものではなく、衛星が分離することによって遮蔽板の動作が開始され、遮蔽板がコネクタ接続面１ａに暴露された導体を覆うものであれば、他の構成による動作であっても構わない。
【符号の説明】
【００２７】
１  アンビリカルコネクタ、１ａ  コネクタ接続面、２  衛星、３  ピン、 ４  コンタクト、５  ケーブル、６  ロケット側インタフェース、７  遮蔽板、８  弾性体、９  支持機構、１０  ロケット、１１  遮蔽板、１２  弾性体b、１３  支持機構、１４  ロケット側インタフェースに具有するピン、２０  遮蔽機構。
【図１】
2011037295.tif 000003
【図２】
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【図３】
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