(57)【要約】      （修正有）【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樹脂製宇宙機用構体の組立方法を提供する。【解決手段】この構体は、ＰＥＥＫ樹脂からなる殻１４、１５を備え、切頂八面体を呈する。殻１４、１５が対向されることにより、融着代４６が向かい合う。融着代４６の間に単一の融着シート９２が配置される。融着シート９２を間に挟み込んだ状態で一対の融着代４６がプレス機８０により加熱され且つ押圧される。【選択図】図８
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
複数の樹脂製パネルが熱融着されることにより、宇宙機本体を収容する空間が内部に形成される多面体からなる宇宙機用構体の組立方法であって、
上記複数の樹脂製パネルのうち隣り合う一対の樹脂製パネルのそれぞれの対向面の間に単一の熱可塑性樹脂シートが配置される第１工程と、
上記隣り合う樹脂製パネルが、上記対向面が対向する方向に沿って所定の圧力で押圧されると共に発熱体により所定の温度に加熱される第２工程とを含む宇宙機用構体の組立方法。
【請求項２】
上記宇宙機用構体は、一対の樹脂製パネルが突き合わされることにより形成される切頂八面体であり、
各樹脂製パネルの突合部に形成された矩形の融着代が上記対向面を形成し、
上記樹脂製パネル及び熱可塑性樹脂シートは、ＰＥＥＫ樹脂を含んでおり、
上記発熱体は、ロッドヒータを備え且つ上記融着代を押圧するプレス手段を兼ねている請求項１に記載の宇宙機用構体の組立方法。
【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組立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】
従来の人工衛星用構体は、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すると共に大幅な軽量化と製造コストの削減を可能とする宇宙機用構体の実現のため、その組立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組立方法は、複数の樹脂製パネルが熱融着されることにより、宇宙機本体を収容する空間が内部に形成される多面体からなる宇宙機用構体の組立方法である。この組立方法は、上記複数の樹脂製パネルのうち隣り合う一対の樹脂製パネルのそれぞれの対向面の間に単一の熱可塑性樹脂シートが配置される第１工程と、上記隣り合う樹脂製パネルが、上記対向面が対向する方向に沿って所定の圧力で押圧されると共に発熱体により所定の温度に加熱される第２工程とを含む。
【０００９】
上記宇宙機用構体は樹脂からなるので、従来の金属製構体に比べて大幅な軽量化が実現される。したがって、この宇宙機用構体が複数の樹脂製パネルから構成される場合、各樹脂製パネルの接合手段の決定に際して大きな外力に耐えるための強度設計は不要である。この発明では、各樹脂製パネルが組み合わされる際に、隣り合う樹脂製パネル同士の間に単一の熱可塑性樹脂シートが配置された状態で、当該樹脂製パネル同士が発熱体により加熱されながら押圧される。このとき、上記熱可塑性樹脂シートが溶融し、上記隣り合う樹脂製パネル同士が融着される。
【００１０】
(2) 上記宇宙機用構体は、一対の樹脂製パネルが突き合わされることにより形成される切頂八面体であり、各樹脂製パネルの突合部に形成された矩形の融着代が上記対向面を形成し、上記樹脂製パネル及び熱可塑性樹脂シートはＰＥＥＫ樹脂を含んでいるのが好ましい。そして、上記発熱体は、ロッドヒータを備え且つ上記融着代を押圧するプレス手段を兼ねているのが好ましい。
【００１１】
この構成では、上記樹脂製パネルがＰＥＥＫ樹脂を含むので、宇宙機用構体は宇宙空間において高温環境に晒されても機能が損なわれることはない。また、上記各樹脂製パネルの融着代同士は、ロッドヒータを備えた発熱体により加熱されると同時に加圧される。この方法によれば、樹脂製パネルの融着作業が簡単であり且つ作業時間が短縮される。
【発明の効果】
【００１２】
この発明によれば、熱融着により各樹脂製パネルが接合され、樹脂製の多面体からなる宇宙機用構体が組み立てられる。熱融着手段により樹脂製パネル同士が接合されるので、接合部分が均等に接着される。すなわち、宇宙機用構体は、構造体として安定し、外力（引張・圧縮力、ねじり、曲げなど）に対して高い耐性を示す。しかも、この宇宙機用構体は、従来のようにボルトによる締結構造を備えていないので、組立作業が簡単であり、組立コストも大幅に削減される。
【図面の簡単な説明】
【００１３】
【図１】図１は、本発明の一実施形態に係る構体が採用された宇宙機の外観斜視図である。
【図２】図２は、本発明の一実施形態に係る宇宙機の要部分解斜視図である。
【図３】図３は、本発明の一実施形態に係る構体の分解斜視図である。
【図４】図４は、本発明の一実施形態に係る構体を構成する殻の展開模式図である。
【図５】図５は、本発明の一実施形態に係る殻の斜視図である。
【図６】図６は、図５におけるVI−VI断面図である。
【図７】図７は、本発明の一実施形態に係る殻同士が熱融着される手順を示す模式図である。
【図８】図８は、本実施形態の変形例に係る構体の組立方法を示す模式図である。
【発明を実施するための形態】
【００１４】
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。
【００１５】
図１は、本発明の一実施形態に係る構体が採用された宇宙機の外観斜視図である。また、図２は、この宇宙機の要部分解斜視図である。
【００１６】
この宇宙機１０は、深宇宙空間との通信用惑星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惑星である。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が装着されている。
【００１７】
本実施形態に係る宇宙機１０の特徴とするところは、上記構体１２を備えている点、およびこの構体１２が後述の方法により組み立てられる点である。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振動性及び耐衝撃性を実現している。
【００１８】
構体１２は、炭素繊維により強化された樹脂（ＣＦＲＰ）からなる。本実施形態では、樹脂は、ＰＥＥＫ（ポリエーテルエーテルケトン）樹脂が採用されている。もっとも、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。さらに、ガラス繊維及び炭素繊維にて強化されていないＰＥＥＫ樹脂その他の樹脂も採用され得る。
【００１９】
図３は、構体１２の分解斜視図である。
【００２０】
構体１２は、宇宙機１０の外形を画定するものであり、本実施形態では、図２が示すように切頂八面体に形成されている。構体１２は、一対の殻１４、１５（特許請求の範囲に記載された「樹脂製パネル」に相当）を備えており、これらが対向配置されることによって上記切頂八面体が構成されている。図３が示すように、殻１４は、４つの正六角形からなる主面１６と、３つの正方形からなる副面１７とを有する。つまり、殻１４は７面を有し、したがって、構体１２は、１４面を有する構造体である。
【００２１】
図４は、殻１４の展開模式図である。
【００２２】
同図が示すように、殻１４は、主板１８、１９、２０、２１（上記主面１６を形成）と、副板２２、２３、２４（上記副面１７を形成）とを備えている。主板１８〜２１は、正六角形を呈する。主板１８の外辺２５、２６、２７にそれぞれ主板１９、２０、２１が連続している。また、主板１８の外辺２８、２９、３０にそれぞれ副板２２、２３、２４が連続している。そして、主板１８の外辺２５〜３０に沿って主板１９〜２１及び副板２２〜２４が折り曲げられることにより、図３が示す器状の殻１４が形成される。
【００２３】
本実施形態では、殻１４は、プリプレグ又はセミプレグを用いて形成される。すなわち、炭素繊維にＰＥＥＫ樹脂を含浸させたシート（プリプレグ又はセミプレグ）が、たとえば所要の金型を用いて加熱及び加圧されることにより器状の殻１４が形成される。この場合、単一のプリプレグ又はセミプレグは薄肉のシートであるから、複数枚のプリプレグ又はセミプレグが積層されて肉厚が２ｍｍの殻１４が形成される。なお、殻１４の肉厚は、１．０ｍｍ〜４．０ｍｍに設定され得る。
【００２４】
この殻１４の主板１９に孔３１が設けられている。この孔３１の形状は正六角形であり、これにより、主板１９の各辺に内側に突出した帯部３２が形成されている。この帯部３２は、宇宙機本体１１が取り付けられる部分である。本実施形態では、この帯部３２に宇宙機本体１１のフランジ４７（図１及び図２参照）がボルト等により締結される。また、主板２０に窓３３が設けられている。この窓３３は、主板２０に孔が開けられることにより形成されている。この窓３３は、主板１９に設けられた孔３１と同様の形状であり、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。この窓３３には、蓋１３（図１参照）が取り付けられる。蓋１３は、ボルト等により締結されるか、熱融着により接着される。蓋１３の材質は、炭素繊維強化樹脂が採用され得る。ただし、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。
【００２５】
図５は、殻１４の斜視図であって、当該殻１４の内壁面が図示されている。また、図６は、図５におけるVI−VI断面図である。
【００２６】
殻１４は、前述のように４つの主板１８〜２１と３つの副板２２〜２４とを有する。主板１８のまわりに他の主板１９〜２１及び副板２２〜２４が配置されているが（図４参照）、互いに隣り合う面同士は、境界部分において折り曲げられた状態となっている。本実施形態では、この境界部分に沿って補強シート４５が設けられている。この補強シート４５は、細長帯状に形成され、上記境界部分を覆っている。補強シート４５は、炭素繊維により強化されたＰＥＥＫ樹脂が採用され得る。この補強シート４５は、省略されてもよい。
【００２７】
なお、上記殻１５は、殻１４と同様の構成であるので、その説明は省略される。図３が示すように、殻１４に殻１５が突き合わされることにより、構体１２が形成される。隣り合う殻１４と殻１５とが突き合わされる部位（特許請求の範囲に記載された「突合部」に相当）、すなわち、主板１９の外辺３４、３５、３６、主板２０の外辺３７、３８、３９、主板２１の外辺４０、４１、４２、副板２２の外辺４３、副板２３の外辺４４及び副板２４の外辺４５は、対向する殻１５に熱融着され、固着される。本実施形態では、上記外辺３４〜４５に融着代４６が形成されている。殻１４と殻１５とが突き合わされることにより、各融着代４６が当接し合う。この融着代４３が融着されることにより、殻１４と殻１５とを接合する作業が容易になるし、殻１４、１５が強固に融着される。もっとも、この融着代４３は省略されてもよい。
【００２８】
図７は、殻１４と殻１５とが熱融着される手順を示す模式図である。
【００２９】
前述のように殻１４と殻１５とが突き合わされると（図３参照）、向かい合う融着代４６同士が対向する。図７は、この状態を示している。この一対の融着代４６のそれぞれの対向面９１の間に、一枚の融着シート９２が配置される。この融着シート９２は、炭素繊維にて強化されたＰＥＥＫ樹脂（プリプレグ）からなる。ただし、宇宙機１０に電波透過性が供給される場合は、炭素繊維に代えて電気伝導性を示さないガラス繊維などが採用され得る。また、融着シート９２は、繊維にて強化されていないＰＥＥＫ樹脂やその他の樹脂から構成され得る。融着シート９２の肉厚は、本実施形態では０．２ｍｍである。ただし、融着シート９２の肉厚は、これに限定されるものではない。
【００３０】
上記融着代４６及び融着シート９２が、プレス装置９５によって挟み込まれる。このプレス装置９５は、下型９６及び上型９７を備えており、上型９７と下型９６とが互いに接離する。上型９７及び下型９６にロッドヒータ８９（特許請求の範囲に記載された「発熱体」に相当）が内蔵されている。このロッドヒータ８９が発熱することにより、上型９７及び下型９６が加熱される。そして、ロッドヒータ８９が発熱されながら上型９７及び下型９６がいわゆる型締めされると、上記融着代４６及び融着シート９２が矢印９８の方向にプレスされる。融着シート９２は熱可塑性樹脂シートであるから、加熱されることにより溶融し、その結果、隣り合う融着代４６が矢印９８の方向に向かい会って融着される。
【００３１】
本実施形態に係る構体１２は、樹脂成形品として構成された殻１４、１５からなる。したがって、構体１２は、軽量で且つ良好な強度及び剛性が確保されるうえ、耐振動性及び耐振動性にも優れた構造体となる。また、構体１２を構成する各面の境界部分に上記補強シート４５が設けられているので、構体１２の強度及び剛性は大幅に上昇する。さらに、各殻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。
【００３２】
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の温度変化が抑制される。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。
【００３３】
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、上記外辺３４〜４２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、構体１２のねじり剛性がきわめて高くなるという利点がある。
【００３４】
特に本実施形態では、構体１２は、肉厚が１．０ｍｍ〜４．０ｍｍのＰＥＥＫ樹脂からなる。本実施形態では、ＰＥＥＫ樹脂に含まれるカーボン繊維は、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であり、ＰＥＥＫ樹脂が３９０°Ｃ、３０ｋｇｆ／ｃｍ２の条件のもとで所定時間だけプレスされる。これにより、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２ｍｍ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。
【００３５】
また、構体１２を構成する殻１４、１５は、図３が示すような形状に裁断されたプリプレグから成形される。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。
【００３６】
本実施形態では、上記殻１４及び殻１５が前述のように一枚の融着シート９２を介して熱融着され、接合部分が均等に接着される。したがって、構体１２は、構造体として安定し、外力（引張・圧縮力、ねじり、曲げなど）に対して高い耐性を示す。しかも、構体１２は、従来のようにボルトによる締結構造を備えていないので、組立作業が簡単になり、組立コストが大幅に削減される。
【００３７】
図８は、本実施形態の変形例に係る構体１２の組立方法を示す模式図である。同図が示すように、本変形例では、簡単なハンディタイプのプレス機８０が使用される。
【００３８】
本実施形態及び変形例では、融着代４６の肉厚は、２ｍｍ程度である。すなわち、融着代４６の肉厚は薄く、人間の手の握力によっても十分に熱融着が可能である。この変形例では、プレス機８０は、一対の操作アーム８１、８２を備える。各操作アーム８１、８２は、作業者が手で操作するものである。各操作アーム８１、８２は、支軸８５を介してクロスして連結されている。各操作アーム８１、８２は、支軸８５を中心に回動自在であって、作業者が操作アーム８１、８２の基端部８６を操作することにより、先端部８７が接離する。この先端部８７にプレス台８３、８４が設けられている。プレス台８３、８４は金属等の熱伝導率の高い材料からなり、ボルト７９により上記先端部８７に締結されている。プレス台８３、８４にそれぞれロッドヒータ８９が内蔵されている。ロッドヒータ８９に図示されていない電源装置が接続されており、この電源装置によりロッドヒータ８９の発熱量が制御される。プレス台８３、８４は、前述のように熱伝導率が高いので、ロッドヒータ８９が発熱することによって、その温度が均等に上昇する。
【００３９】
同図が示すように、殻１４と殻１５とが突き合わされることにより、融着代４６が対向する。各融着代４６の間に融着シート９２が挟み込まれ、融着代４６がプレスされる。具体的には、作業者が操作アーム８１、８２を握り、プレス台８３、８４を融着代４６に押し付ける。このときのプレス機８０よる押圧力は、１０ｋｇｆ／ｃｍ２〜２０ｋｇｆ／ｃｍ２である。この程度の押圧力であれば、本変形例に係るハンディタイプのプレス機８０でも十分に発揮される。また、融着シート９２の加熱温度は、３８５°Ｃ〜４０５°Ｃ、加熱及び加圧時間は、５分〜１５分である。いずれの条件においても、上記融着代４６は、その対向面９１の全域において均等に融着され、殻１４と殻１５とが簡単に且つ確実に接合される。
【００４０】
ところで、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。
【００４１】
また、上記融着代４６を熱融着する際に発熱する発熱体は、本実施形態ではロッドヒータ８９が採用されているが、これに代えてニクロム線やエナメル線が採用されてもよい。
【符号の説明】
【００４２】
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
３１・・・孔
３２・・・帯部
３３・・・窓
４６・・・融着代
８０・・・プレス機
８１・・・操作アーム
８２・・・操作アーム
８３・・・プレス台
８４・・・プレス台
８５・・・支軸
８６・・・基端部
８７・・・先端部
８９・・・ロッドヒータ
９１・・・対向面
９２・・・融着シート
９５・・・プレス機
９６・・・上型
９７・・・下型
【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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