(57)【要約】【課題】打上時の振動や衝撃から宇宙機本体を確実に保護し、大幅な軽量化と製造コストの削減を実現した宇宙機用構体の製造方法を提供する。【解決手段】宇宙機用構体の製造方法は、繊維強化樹脂のプリプレグ又はセミプレグの積層体を成形型により加熱及び加圧して、はみ出し片が端面から突出した状態の殻を成形する第１プレス工程（Ｓ１）と、第１プレス工程で成形された殻からはみ出し片を除去することによって、当該殻の端面に接合面を形成する接合面形成工程（Ｓ２）と、接合面形成工程で形成された一対の殻の接合面同士を接合する接合工程（Ｓ５）とを含む。【選択図】図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
同一形状の一対の殻を接合することによって、宇宙機本体を収容する空間が内部に形成された宇宙機用構体の製造方法であって、
繊維強化樹脂のプリプレグ又はセミプレグの積層体を成形型により加熱及び加圧して、はみ出し片が端面から突出した状態の上記殻を成形する第１プレス工程と、
上記第１プレス工程で成形された上記殻から上記はみ出し片を除去することによって、当該殻の端面に接合面を形成する接合面形成工程と、
上記接合面形成工程で形成された一対の上記殻の接合面同士を接合する接合工程と、を含む宇宙機用構体の製造方法。
【請求項２】
上記宇宙機用構体の外形は、各々が４枚の正六角形及び３枚の正方形の板で構成された一対の上記殻を接合した切頂八面体であり、
隣接する各板の内面側の境界に沿って上記プリプレグ又は上記セミプレグを配置する工程を含み、配置された上記プリプレグ又は上記セミプレグと共に上記殻を成形型により加圧及び加熱する第２プレス工程を有する請求項１に記載の宇宙機用構体の製造方法。
【請求項３】
上記第２プレス工程では、上記プリプレグ又は上記セミプレグを、上記殻の外側に突出するように上記接合面上に配置する工程を含む請求項２に記載の宇宙機用構体の製造方法。
【請求項４】
上記第１プレス工程及び上記第２プレス工程は、ホットプレス成形法又はオートクレーブ成形法によって実行される請求項２又は３に記載の宇宙機用構体の製造方法。
【請求項５】
上記プリプレグ又は上記セミプレグは、炭素繊維にＰＥＥＫ樹脂を含浸させたものである請求項１から４のいずれかに記載の宇宙機用構体の製造方法。
【請求項６】
上記積層体は、同一方向に沿って延びる複数の炭素繊維にＰＥＥＫ樹脂を含浸させた複数の上記プリプレグ又は複数の上記セミプレグが、炭素繊維が互いに異なる方向を向くようにして積層されたものである請求項５に記載の宇宙機用構体の製造方法。
【請求項７】
上記積層体は、互いに交差する方向に延びる複数の炭素繊維による織物にＰＥＥＫ樹脂を含浸させた複数の上記プリプレグ又は複数の上記セミプレグを積層したものである請求項５に記載の宇宙機用構体の製造方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
この発明は、たとえば人工衛星に代表される地球や他惑星を周回する宇宙機や深宇宙空間を探査する宇宙機の構体の製造方法に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
宇宙開発プロジェクトは、当該プロジェクトの主目的のために開発された宇宙機（典型的には人工衛星）がロケットにて宇宙空間に打ち上げられるプロセスを有する。そして、このロケットの打ち上げを効率的且つ有意義なものとするために、上記主目的とは異なる目的で開発された人工衛星等が当該ロケットの打ち上げに便乗するのが一般的である。
【０００３】
このような相乗り型の人工衛星は、さまざまな制約を受ける。たとえば、外形サイズ、質量、固有振動数等々である。特に、人工衛星の質量は打上コストに大きく影響するものであり、わずか１ｇの質量増加が打上コストを１０万円程度増大させると言われている。このため、人工衛星には軽量化が厳しく要請される。その一方で、打上時に人工衛星にきわめて激しい振動や衝撃が加わる。この振動や衝撃による衛星本体の破損等の防止のため、一般に、衛星本体は構体を備えている（たとえば、特許文献１〜特許文献３参照）。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特開２０１３−１８４５７４号公報
【特許文献２】特開２００３−２９１８９８号公報
【特許文献３】特開２００３−２９１８９９号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
従来の人工衛星構体は、一般に直方体形状であり、アルミニウム合金や炭素繊維により強化された熱硬化性樹脂からなる複数のパネルがボルトにより締結されることにより構成されている。そして、軽量化のために、各パネルは、複雑な薄肉加工（たとえば、フライスによる切削）が施されたり、パネルにハニカムサンドイッチ構造が採用されている。
【０００６】
しかしながら、構体は、ロケットの打ち上げ時の振動や衝撃に耐荷しなければならないので、その軽量化にも限界がある。また、各パネルはボルトにより締結されるが、かかる構造では、十分な構体の剛性が実現されにくい。さらに、打上時の振動により各パネルの締結が緩まないように多数のボルトが必要になる。そのため、ボルト締結作業が膨大となり、人工衛星の組立コストが増大する。しかも、多数のボルトが使用されることにより、打上時の振動や衝撃でいずれかのボルトが緩んでしまう可能性が高くなり、もし一本でもボルトが緩めば、ロケットと共振するなどの危険性が高くなる。
【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、打上時の振動や衝撃から宇宙機本体を確実に保護し、大幅な軽量化と製造コストの削減を実現した宇宙機用構体の製造方法を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
(1)  本発明に係る宇宙機用構体の製造方法は、同一形状の一対の殻を接合することによって、宇宙機本体を収容する空間が内部に形成された宇宙機用構体を製造する方法であって、繊維強化樹脂のプリプレグ又はセミプレグの積層体を成形型により加熱及び加圧して、はみ出し片が端面から突出した状態の上記殻を成形する第１プレス工程と、上記第１プレス工程で成形された上記殻から上記はみ出し片を除去することによって、当該殻の端面に接合面を形成する接合面形成工程と、上記接合面形成工程で形成された一対の上記殻の接合面同士を接合する接合工程とを含む。
【０００９】
上記の製造方法によって形成された殻は、高い寸法精度にて成形される。その結果、構体の機械的強度が設計どおりに仕上がる。また、樹脂成形品として形成された構体は、軽量であり、良好な強度及び剛性が確保され、且つ耐衝撃性及び耐振動性にも優れた構造体となる。
【００１０】
(2)  好ましくは、上記宇宙機用構体の外形は、各々が４枚の正六角形及び３枚の正方形の板で構成された一対の上記殻を接合した切頂八面体である。そして、該宇宙機用構体の製造方法は、隣接する各板の内面側の境界に沿って上記プリプレグ又は上記セミプレグを配置する工程を含み、配置された上記プリプレグ又は上記セミプレグと共に上記殻を成形型により加圧及び加熱する第２プレス工程を有する。
【００１１】
上記の工程において硬化されたプリプレグ又はセミプレグは、殻を構成する各板の境界部分を補強する補強シートとして機能する。これにより、構体の強度及び剛性は大幅に上昇する。
【００１２】
(3)  さらに好ましくは、上記第２プレス工程では、上記プリプレグ又は上記セミプレグを、上記殻の外側に突出するように上記接合面上に配置する工程を含む。
【００１３】
上記の工程において硬化されたプリプレグ又はセミプレグは、一対の殻を熱融着する際の融着代として機能する。これにより、一対の殻をより強固に接合することができる。
【００１４】
(4)  例えば、上記第１プレス工程及び上記第２プレス工程は、ホットプレス成形法又はオートクレーブ成形法によって実行される。
【００１５】
(5)  例えば、上記プリプレグ又は上記セミプレグは、炭素繊維にＰＥＥＫ樹脂を含浸させたものである。
【００１６】
(6)  一例として上記積層体は、同一方向に沿って延びる複数の炭素繊維にＰＥＥＫ樹脂を含浸させた複数の上記プリプレグ又は複数の上記セミプレグが、炭素繊維が互いに異なる方向を向くようにして積層されたものである。
【００１７】
(7)  他の例として、上記積層体は、互いに交差する方向に延びる複数の炭素繊維による織物にＰＥＥＫ樹脂を含浸させた複数の上記プリプレグ又は複数の上記セミプレグを積層したものである。
【発明の効果】
【００１８】
この発明によれば、構体が炭素繊維強化樹脂からなるので、きわめて軽量であり且つ良好な強度及び剛性が確保される。また、構体が複数のパネルから構成されたとしても、各パネルの接合にボルトが使用されないので、組立作業が簡単で組立コストが削減される。さらに、各パネルは締結される構造ではないから、耐衝撃性及び耐振動性にも優れる。
【図面の簡単な説明】
【００１９】
【図１】図１は、一実施形態に係る構体１２を有する宇宙機１０の外観斜視図である。
【図２】図２は、構体１２の製造工程を示す図である。
【図３】図３は、プリプレグ５１の積層体５０を示す図であって、（Ａ）は各プリプレグ５１の炭素繊維５２の向きを示す図、（Ｂ）は積層体５０の平面図である。
【図４】図４は、オートクレーブ成形機７０によって第１プレス工程を実行する方法を説明する図である。
【図５】図５は、第１プレス工程によって成形された殻１４の斜視図である。
【図６】図６は、オートクレーブ成形機７０によって第２プレス工程を実行する方法を説明する図である。
【図７】図７は、第２プレス工程後の殻１４の斜視図である。
【図８】図８は、穴あけ工程後の殻１４、１５の斜視図である。
【図９】図９は、宇宙機１０の要部分解斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【００２０】
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。
【００２１】
図１は、本発明の一実施形態に係る宇宙機１０の外観斜視図である。
【００２２】
この宇宙機１０は、深宇宙空間との通信用宇宙機として機能するものであり、その外形サイズは、一辺が５０ｃｍの立方体空間内に収まるように設計されている。また、宇宙機１０は、その質量が５０ｋｇ以下であり、いわゆる超小型人工宇宙機である。この宇宙機１０は、宇宙機本体１１と、この宇宙機本体１１を囲繞する構体１２とを有する。宇宙機１０は電力で作動し、そのエネルギー源は太陽光である。したがって、この宇宙機１０の構体１２の表面には、図示されていない太陽電池パネルが装着されている。
【００２３】
本実施形態に係る宇宙機１０の特徴とするところは、構体１２が後述の手順で製造される点である。この構体１２は、後述の材料により後述の形状に形成されており、従来の宇宙機用構体に比べて大幅な軽量化と共に、良好な強度及び剛性並びに耐衝撃性及び耐振動性を実現している。構体１２は、宇宙機１０の外形を画定するものであり、切頂八面体に形成されている。構体１２は、同一形状の一対の殻１４、１５を備えている。一対の殻１４、１５が対向配置されることによって、切頂八面体の構体１２が構成されている。
【００２４】
殻１４は、図１に示されるように、正六角形からなる４つの主面１６、及び正方形からなる３つの副面１７の７つの面で構成される。殻１４は、図７に示されるように、主面１６を形成する主板１８、１９、２０、２１と、副面１７を形成する副板２２、２３、２４とを備えている。主板１８〜２１は、正六角形を呈する。副板２２〜２４は、正方形を呈する。主板１８〜２１及び副板２２〜２４の各辺の長さは、同一である。殻１５についても同様である。
【００２５】
図２は、構体１２の製造工程を示す図である。図２のステップＳ１〜Ｓ４で殻１４、１５が形成されるが、殻１４、１５を形成する方法は共通するので、以下では殻１４の形成方法を中心に説明する。
【００２６】
まず、炭素繊維により強化された熱可塑性樹脂（ＣＦＲＰ）のプリプレグ５１の積層体５０を準備する。図３（Ａ）は積層体５０を構成する複数のプリプレグ５１の炭素繊維５２の向きを示す図である。図３（Ｂ）はプリプレグ５１の積層体５０の平面図である。
【００２７】
本実施形態におけるプリプレグ５１は、図３（Ａ）に示されるように、同一方向に沿って延びる複数の炭素繊維５２にＰＥＥＫ（ポリエーテルエーテルケトン）樹脂を含浸させたものである。ＰＥＥＫ樹脂に含まれる炭素繊維５２は、例えば、開繊糸織物１００ｇ／ｍ２・２０ｐｌｙ、繊維体積率は４１％、繊維の弾性係数は４０ｔｆ／ｍｍ２である。プリプレグ５１は１枚の肉厚が０．０５ｍｍ〜０．５ｍｍ程度である。
【００２８】
積層体５０は、炭素繊維５２が互いに異なる方向を向くようにして複数のプリプレグ５１を積層することによって形成される。プリプレグ５１の積層枚数は、例えば、５〜３０枚程度である。すなわち、主板１８〜２１及び副板２２〜２４の肉厚は、１．０ｍｍ〜４．０ｍｍ程度に設定される。この積層体５０は、例えば、一辺が１０００ｍｍ程度の正方形である。積層体５０は、図３（Ｂ）に示されるように，主板１８となる正六角形の周りに、主板１９〜２１となる３つの正六角形と、副板２２〜２４となる３つの正方形とが周方向に交互に配置された形状（図３（Ｂ）の破線で示される形状）を含む大きさである。
【００２９】
次に、積層体５０をプレス加工することによって殻１４を成形する（Ｓ２）。ステップＳ２は、特許請求の範囲に記載の「第１プレス工程」の一例である。図４は、オートクレーブ成形機７０によって第１プレス工程を実行する方法を説明する図である。図４は、図３のＩＶ−ＩＶにおける断面を示している。
【００３０】
まず、図４（Ａ）に示されるように、内面が殻１４の外形に対応する金型７１（特許請求の範囲に記載の「成形型」の一例）に殻１４を載置し、その上をフッ素系フィルム（不図示）、空気透過フィルム（不図示）、及び真空バッグフィルム７２等で覆う。次に、金型７１と真空バッグフィルム７２とで囲まれた空間を減圧すると共に、金型７１を収容した釜７３の内部を加熱及び加圧する。これにより、金型７１の形状に沿って硬化された積層体５０が殻１４となる。なお、オートクレーブ成形法は、ＣＦＲＰの成形技術として既に周知であるので、詳細な説明は省略される。
【００３１】
図５は、第１プレス工程によって成形された殻１４の斜視図である。
【００３２】
主板１８の各辺には、主板１９〜２１及び副板２２〜２４が周方向に交互に接続されている。隣接する各板１９〜２４の境界は、第１プレス工程によって所定の接続角で接合されている。なお、主板１８〜２１同士の接続角と、主板１８〜２１と副板２２〜２４との接続角とは、異なる。
【００３３】
第１プレス工程によって形成された殻１４には、主板１９〜２１及び副板２２〜２４の端面から突出するはみ出し片２５（図５に破線で示されている）が形成されている。はみ出し片２５は、図３（Ｂ）に示される積層体５０のうち、破線の外側の領域がプレス加工されることによって形成される。はみ出し片２５は、主板１９〜２１及び副板２２〜２４の端面のうち、他の板に接合されていない端面から突出している。主板１９〜２１及び副板２２〜２４それぞれから突出するはみ出し片２５は、殻１４の周方向において連続している。
【００３４】
次に、第１プレス工程で成形された殻１４からはみ出し片２５を除去することによって、殻１４の端面に接合面を形成する（Ｓ２）。ステップＳ３は、特許請求の範囲に記載の「接合面形成工程」の一例である。
【００３５】
はみ出し片２５を除去する具体的な方法は特に限定されないが、例えば、公知の機械加工を用いることができる。これにより、正六角形の主板１９〜２１の端面１９Ａ〜１９Ｃ、２０Ａ〜２０Ｃ、２１Ａ〜２１Ｃ（図７参照）が接合面となる。また、正方形の副板２２〜２４の端面２２Ａ、２３Ａ、２４Ａ（図７参照）が接合面となる。
【００３６】
主板１９の端面１９Ａ、１９Ｂは、図６に示されるように、接合面形成工程によって、主板１９の内面に対して傾斜される。端面１９Ａ、１９Ｂの傾斜角は、殻１５の対応する端面に面接触し得る角度に設定される。主板１９、２０、２１の端面１９Ｃ、２０Ａ、２０Ｂ、２０Ｃ、２１Ａ、２１Ｂ、２１Ｃについても同様である。また、副板２２、２３、２４の端面２２Ａ、２３Ａ、２４Ａについても同様である。
【００３７】
次に、はみ出し片２５が除去された殻１４に補強シート４５及び融着代４６をプレス加工によって成形する（Ｓ３）。ステップＳ３は、特許請求の範囲に記載の「第２プレス工程」の一例である。図６は、オートクレーブ成形機７０によって第２プレス工程を実行する方法を説明する図である。図６（Ａ）は図５（Ａ）のＶＩ（Ａ）−ＶＩ（Ａ）における断面を示し、図６（Ｂ）は図５（Ａ）のＶＩ（Ｂ）−ＶＩ（Ｂ）における断面を示す。
【００３８】
まず、図６に示されるように、内面が殻１４の外形に対応する金型７１に殻１４を載置し、補強シート４５及び融着代４６となるプリプレグを殻１４の所定の位置に配置し、その上をフッ素系フィルム（不図示）、空気透過フィルム（不図示）、及び真空バッグフィルム７２等で覆う。次に、金型７１と真空バッグフィルム７２とで囲まれた空間を減圧すると共に、金型７１を収容した釜７３の内部を加熱及び加圧する。これにより、硬化された補強シート４５及び融着代４６が殻１４に結合される。
【００３９】
補強シート４５は、殻１４を補強するものである。補強シート４５は、図６（Ａ）に示されるように、主板１９及び副板２２の内面側の境界に沿って配置される。補強シート４５は、主板１９及び副板２２の境界線の概ね全域にわたって配置され、且つ主板１９及び副板２２に跨がって配置される。本実施形態における補強シート４５は、数枚のプリプレグを積層したものである。補強シート４５を構成するプリプレグの積層枚数は、殻１４を構成するプリプレグの積層枚数より少ない。
【００４０】
また、図６（Ａ）に示される主板２０及び副板２２の内面側の境界、図６（Ｂ）に示される主板１８、１９の内面側の境界及び主板１８及び副板２３の内面側の境界にも補強シート４５が配置される。さらに図示は省略するが、その他の隣接する各板１８〜２４の内面側の境界にも補強シート４５が配置される。すなわち、補強シート４５は、隣接する各板１８〜２４の内面側の全ての境界に配置される。
【００４１】
融着代４６は、殻１４、１５を接合する際に熱融着される部分である。融着代４６は、図６（Ａ）に示されるように、主板１９の端面１９Ａ上に配置される。端面１９Ａに配置された融着代４６は、殻１４の外側にまで突出している。また、融着代４６の平面度を向上させるために、融着代４６の上に金属板７４（例えば、アルミニウム板）を配置する。本実施形態における融着代４６は、数枚のプリプレグを積層したものである。融着代４６を構成するプリプレグの積層枚数は、殻１４を構成するプリプレグの積層枚数より少なくてもよい。
【００４２】
また、図６（Ａ）に示される主板２０の端面２０Ｃ、図６（Ｂ）に示される主板１９の端面１９Ｂ及び副板２３の端面２３Ａにも融着代４６が配置される。さらに図示は省略するが、主板１９の端面１９Ｃ、主板２０の端面２０Ａ、２０Ｂ、主板２１の端面２１Ａ〜２１Ｃ、及び副板２２、２４の端面２２Ａ、２４Ａについても同様である。すなわち、融着代４６は、殻１５と接合される全ての接合面に配置される。
【００４３】
図７は、第２プレス工程後の殻１４の斜視図である。
【００４４】
図７に示される殻１４において、隣接する各板１８〜２４の内面側の全ての境界が補強シート４５によって補強されている。これにより、隣接する各板１８〜２４の接合部分が補強される。また、主板１９〜２１の各端面１９Ａ〜１９Ｃ、２０Ａ〜２０Ｃ、２１Ａ〜２０Ｃ、及び副板２２〜２４の各端面２２Ａ、２３Ａ、２４Ａに融着代４６が形成される。殻１５に接合される融着代４６の平面は、当該融着代４６が取り付けられた端面と平行であり、当該端面より面積が大きい。
【００４５】
次に、図７に示される殻１４に孔３１、窓３３、及びボルト穴３５を形成する（Ｓ４）。ステップＳ４は、穴あけ工程の一例である。
【００４６】
図８に示されるように、孔３１は、主板１９を厚み方向に貫通する。窓３３は、主板２０を厚み方向に貫通する。孔３１及び窓３３の形状は、正六角形である。孔３１が形成された主板１９は、当該孔３１の周縁を画定する帯部３２を有する。窓３３が形成された主板２０は、当該窓３３の周縁を画定する帯部３４を有する。穴あけ工程によって主板１９、２０から取り除かれた部分が孔３１及び窓３３となり、取り除かれなかった部分が帯部３２、３４となる。帯部３２、３４には、主板１９、２０の各頂点の位置にボルト穴３５が形成されている。孔３１、窓３３、及びボルト穴３５は、公知の機械加工によって主板１９、２０に形成される。
【００４７】
次に、ステップＳ１〜Ｓ４で形成された殻１４、１５を接合する（Ｓ５）。ステップＳ５は、特許請求の範囲に記載の「接合工程」の一例である。図８は、穴あけ工程後の殻１４、１５の斜視図である。
【００４８】
殻１４、１５は、対応する融着代４６を熱融着することによって接合される。すなわち、殻１４の主板１９〜２１の端面１９Ａ、１９Ｃ、２０Ａ、２０Ｃ、２１Ａ、２１Ｃと、殻１５の主板１９〜２１の端面２０Ｃ、２１Ａ、２１Ｃ、１９Ａ、１９Ｃ、２０Ａとに設けられた融着代４６が熱融着される。また、殻１４の主板１９〜２１の端面１９Ｂ、２０Ｂ、２１Ｂと、殻１５の副板２２〜２４の端面２３Ａ、２４Ａ、２２Ａとに設けられた融着代４６が熱融着される。さらに、殻１４の副板２２〜２４の端面２２Ａ、２３Ａ、２４Ａと、殻１５の主板１９〜２１の端面２１Ｂ、１９Ｂ、２０Ｂとに設けられた融着代４６が熱融着される。これにより、図９に示される構体１２が形成される。
【００４９】
図９は、宇宙機１０の要部分解斜視図である。
【００５０】
宇宙機本体１１は、殻１５に設けられた孔３１を通じて構体１２の内部に挿入され、構体１２に固定される。本実施形態では、宇宙機本体１１の底部に固定されたフランジ４４と殻１５とが帯部３２のボルト穴３５にボルト（不図示）で締結され、宇宙機本体１１の頭部に固定されるフランジ４７と殻１４とが帯部３２のボルト穴３５にボルト（不図示）で締結される。また、窓３３は、宇宙機１０が組み立てられる際の作業窓として使用される。窓３３は、組み立て作業の終了後に蓋１３（図１参照）で閉鎖される。本実施形態では、蓋１３と殻１４、１５とが帯部３４のボルト穴３５にボルト（不図示）で締結される。蓋１３の材質は、炭素繊維強化樹脂が採用され得る。但し、電波透過性が要求される場合は、蓋１３の材質はガラス繊維強化樹脂が採用される。
【００５１】
［実施形態の作用効果］
本実施形態に係る構体１２は、熱可塑性樹脂による成形品として構成された殻１４、１５からなり、切頂八面体を呈する。したがって、構体１２は、軽量であり、良好な強度及び剛性が確保され、且つ耐衝撃性及び耐振動性にも優れた構造体となる。
【００５２】
また、構体１２を構成する殻１４、１５は、図３に示されるようなプリプレグ５１の積層体５０から成形される。したがって、殻１４、１５は高い寸法精度にて成形され、その結果、構体１２の機械的強度が設計どおりに仕上がる。また、殻１４、１５を構成する各板１８〜２４の境界部分に補強シート４５が設けられているので、殻１４、１５の強度及び剛性が大幅に上昇する。さらに、殻１４、１５は、ボルト等による締結構造ではなく、熱融着により固着されるから、構体１２の組立作業が簡単で組立コストが大幅に削減される。
【００５３】
なお、プリプレグ５１に含まれる炭素繊維５２は、厳密に同一方向を向いていることまでは要求されない。また、図３（Ａ）では、炭素繊維５２の方向を９０°ずらしてプリプレグ５１を積層した例を示したが、炭素繊維５２の位相はこれに限定されない。例えば、隣接するプリプレグ５１それぞれに含まれる炭素繊維５２の方向を、３０°、４０°、６０°、９０°等、任意の角度だけずらせばよい。
【００５４】
また、図３に示されるプリプレグ５１に代えて、互いに交差する方向に延びる炭素繊維による織物にＰＥＥＫ樹脂を含浸させた複数のプリプレグを積層して、積層体５０が形成されてもよい。さらに、殻１４、１５に成形される積層体５０は、プリプレグ５１に代えて、セミプレグを積層したものであってもよい。同様に、補強シート４５及び溶着代４６もセミプレグで形成してもよい。
【００５５】
加えて、殻１４、１５が樹脂成形品であるから、構体１２の表面がきわめて滑らかになる。ＰＥＥＫ樹脂の熱伝導率は金属にくらべて非常に低いことも相俟って、適切な塗料が塗られた構体１２は、宇宙空間において太陽熱（赤外線放射）の吸収を抑え、宇宙機本体１１の温度上昇が抑制される。従来のように構体が金属で構成される場合は、太陽熱の吸収が抑制されるために構体表面が滑面に仕上げられなければならないが、この加工コストは膨大である。これに比べて本実施形態では、かかる加工コストの問題は生じない。
【００５６】
ところで、宇宙機１０の動力源は電力であり、そのために構体１２には図示されていない太陽電池パネルが配置される。本実施形態では、構体１２は、切頂八面体である。したがって、構体１２がかかる多面体であれば、主板１８〜２１等は、太陽電池パネルを配置するために十分な面積を確保することができる。しかも、切頂八面体は、構造体として球に近似するから、構体１２が宇宙空間で回転する場合に熱制御が容易になる。さらに、殻１４と殻１５は、各端面を介して接着されている。すなわち、波形の接合面が構体１２を周回することになるので、ねじり剛性がきわめて高くなるという利点がある。
【００５７】
特に本実施形態では、構体１２が前述のとおりの物性を備えるので、構体１２は、きわめて軽量且つ良好な強度及び剛性が実現される。なお、構体１２の肉厚は、本実施形態では前述のように２．０ｍｍに設定されているが、構体１２に要求される機械的強度及び剛性により、肉厚は適宜設計変更される。但し、構体１２を構成する樹脂はＰＥＥＫ樹脂に限定されるものではなく、種々の熱可塑性樹脂あるいは熱硬化性樹脂も採用され得る。また、ＣＦＲＰに代えてガラス繊維を含有したガラス繊維強化樹脂（ＧＦＲＰ）等も採用され得る。
【００５８】
また、本実施形態では、第１プレス工程及び第２プレス工程でオートクレーブ成形法を用いた例を説明したが、各工程で用いられる成形法はこれらに限定されず、例えばホットプレス成形法等を用いてもよい。また、補強シート４５及び融着代４６は必須の構成ではなく、一方或いは両方を省略してもよい。
【００５９】
また、本実施形態では、構体１２は切頂八面体に形成されている。ただし、構体１２の外形は切頂八面体に限定されるものではなく、種々の多面体が採用され得る。ただし、前述のように、汎用の太陽電池パネルが採用される場合は、これが配置できる平面部分が必要である。また、仮に曲面に設置できる太陽電池パネルが採用され得るならば、構体１２の外形が球体であってもよい。
【００６０】
さらに、本発明は、宇宙機の典型として人工衛星用構体に適用されているが、宇宙機として、スペースシャトル、宇宙往還機、惑星探査機、深宇宙探査機等が想定される。
【符号の説明】
【００６１】
１０・・・宇宙機
１１・・・宇宙機本体
１２・・・構体
１４・・・殻
１５・・・殻
１８・・・主板
１９・・・主板
２０・・・主板
２１・・・主板
２２・・・副板
２３・・・副板
２４・・・副板
４５・・・補強シート
４６・・・融着代
５０・・・積層体
５１・・・プリプレグ
５２・・・炭素繊維
７０・・・オートクレーブ成形機
７１・・・金型
【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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【図７】
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【図８】
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【図９】
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