(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
北面（３０）と、上記北面（３０）と反対側に位置する南面（３２）と、東面（３４）と、上記東面（３４）と反対側に位置する西面（３６）とを有する人工衛星（２２）であって、
上記人工衛星（２２）は、打ち上げ方向に延伸する長手方向（ｚ）と、上記長手方向（ｚ）に対して垂直な第１方向（ｘ）と、上記長手方向（ｚ）および上記第１方向（ｘ）に対して垂直な第２方向（ｙ）とを含み、
上記北面（３０）および上記南面（３２）は、上記第１方向（ｘ）に対して垂直であり、
上記東面（３４）および上記西面（３６）は、上記第２方向（ｙ）に対して垂直であり、
上記第２方向（ｙ）に沿って測定された、上記東面（３４）と上記西面（３６）との間の距離（ＬＣ）は、上記第１方向（ｘ）に沿って測定された、上記北面（３０）と上記南面（３２）との間の距離（ＬＥ，Ｗ）よりも短く、
上記北面（３０）および上記南面（３２）のうちの一方は、少なくとも１つのメインラジエータ（４２，４４）を支持し、
上記少なくとも１つのメインラジエータ（４２，４４）は、宇宙空間と向き合う外面（５２）と、上記外面（５２）と反対側に位置する内面（５０）とを有し、
上記少なくとも１つのメインラジエータ（４２，４４）の少なくとも１つの部分（５４，５６）は、上記東面（３４）および上記西面（３６）のうちの少なくとも一方に対して突出し、
上記人工衛星は、上記北面（３０）と上記南面（３２）と上記東面（３４）と上記西面（３６）とを担持する支持構造（４８）を有し、
上記少なくとも１つの突出部分（５４，５６）の上記内面（５０）は、０．７よりも高い赤外線放射率を有する材料によって覆われており、
上記第２方向（ｙ）に沿って測定された、上記少なくとも１つの突出部分（５４，５６）の寸法（Ｌ５４，５６）の値は、上記第２方向（ｙ）に沿って測定された、上記東面（３４）と上記西面（３６）との間の上記距離（ＬＣ）の１９％から５０％までの値である、人工衛星（２２）。
【請求項２】
上記第２方向（ｙ）に沿って測定された、上記少なくとも１つの突出部分（５４，５６）の上記寸法（Ｌ５４，５６）の値は、上記第２方向（ｙ）に沿って測定された、上記東面（３４）と上記西面（３６）との間の上記距離（ＬＣ）の２３％から３３％までの値である、請求項１に記載の人工衛星（２２）。
【請求項３】
上記少なくとも１つのメインラジエータ（４２，４４）のある部分（５４）は、上記東面（３４）に対して突出し、
上記少なくとも１つのメインラジエータ（４２，４４）の別の部分（５６）は、上記西面（３６）に対して突出する、請求項１に記載の人工衛星（２２）。
【請求項４】
上記メインラジエータ（４２，４４）の上記少なくとも１つの突出部分の上記内面（５０）は、
反射材によって覆われており、
好ましくは、オプティカルソーラーリフレクタ型材料によって覆われている、請求項１から３のいずれか１項に記載の人工衛星（２２）。
【請求項５】
上記メインラジエータ（４２，４４）の上記少なくとも１つの突出部分の上記内面（５０）は、白色塗料によって覆われている、請求項１から３のいずれか１項に記載の人工衛星（２２）。
【請求項６】
上記メインラジエータ（４２，４４）の上記少なくとも１つの突出部分の上記内面（５０）は、黒色塗料によって覆われている、請求項１から３のいずれか１項に記載の人工衛星（２２）。
【請求項７】
対蹠的に位置している上記北面（３０）の端部と上記南面（３２）の端部との間の寸法（ＬＤ）は、３．９メートルよりも短い、請求項１から６のいずれか１項に記載の人工衛星（２２）。
【請求項８】
上記支持構造（４８）は、１．６６６メートルに等しい直径を有する円筒状の構造物（Ｘ）であり、
上記第２方向（ｙ）に沿って測定された、上記東面（３４）と上記西面（３６）との間の上記距離（ＬＣ）は、１．７メートルよりも長い、請求項１から７のいずれか１項に記載の人工衛星（２２）。
【請求項９】
少なくとも１つのアンテナリフレクタ（４０）を備え、
上記少なくとも１つの突出部分（５４，５６）は、上記少なくとも１つのアンテナリフレクタ（４０）の一部と交差する横方向のノッチ（５１）を有する、請求項１から８のいずれか１項に記載の人工衛星（２２）。
【請求項１０】
上記北面（３０）および上記南面（３２）に取り付けられたソーラーパネル（３８）を備え、
上記第２方向（ｙ）に沿った、上記ソーラーパネル（３８）の寸法は、上記第２方向（ｙ）に沿った、上記北面（３０）の寸法および上記南面（３２）の寸法にほぼ等しい、請求項１から９のいずれか１項に記載の人工衛星（２２）。
【発明の詳細な説明】
【発明の詳細な説明】
【０００１】
本発明は、人工衛星の分野に関し、特に静止通信衛星の構造に関する。
【０００２】
人工衛星は、現在の空輸手段および／または当該空輸手段よりかなり低速の船舶輸送によって輸送できるように、また、直径が小さいフェアリングを有するランチャーによって打ち上げ可能であるように、寸法が小さいことが望ましい。実際、静止衛星は、打ち上げ時には、ランチャーのフェアリングの下に配置される。特に、重量物を打ち上げることができるプロトンロケットは、３．９０メートルという小さい直径のフェアリングの下に円形の空間を有する。
【０００３】
さらに、人工衛星の製造者は、（ｉ）絶えず数が増加している多くの電子機器を冷却するために人工衛星の北面および南面に寸法が大きいラジエータを搭載すると同時に、（ｉｉ）送受信の品質を向上させるために東面および西面に直径が大きいリフレクタを搭載することを望んでいる。
【０００４】
これらの相反する要件を満たすために、文献ＵＳ５．８３３．１７５は、図１に示された静止衛星２を提案している。当該静止衛星は、北面１２および南面１４よりも長い東面１６および西面１８を有している。これにより、直径が大きい複数のリフレクタ２０を、東面１６および西面１８上に取り付けできる。当該文献は、ラジエータの排熱（heat rejection）能力を向上させるために、北面および南面に展開可能な複数のラジエータを搭載することを提案している。しかしながら、複数の展開型ラジエータを用いることは、展開メカニズムの使用、および、可撓性のある流体接続部を有する複数の液体ループの使用を伴う。これは、複数の固定ラジエータを用いることに比べてより複雑であり、より高価であり、かつ、よりリスクの高い解決策である。さらに、当該衛星の展開型ラジエータは、かなりの長さにわたって突出するため、横方向のリフレクタに向けての信号の送信を妨げる。その結果、これらの展開型ラジエータのせいで、東面および西面の各々に２つ以上のリフレクタを取り付けることがより難しくなる。決定的なことであるが、当該文献ＵＳ５．８３３．１７５の静止衛星は、リフト容量が乏しく、大型のチャンバを収容できない。
【０００５】
文献ＵＳ６，４７８，２５８は、メインラジエータを支持する北面を有する人工衛星を開示する。当該北面の少なくとも一部は、東面および西面のうちの少なくとも一方から突出している。文献ＵＳ２０１４／０２９９７１４は、メインラジエータに平行であり、かつ、当該メインラジエータからある距離を置いて取り付けられた熱調節パネル２１２を備えた人工衛星を開示する。
【０００６】
本発明は、良好な通信品質を有しつつ、大積載量をサポートでき、高い排熱能力を有し、かつサイズが大きいチャンバと３つ以上のリフレクタとを収容できる人工衛星を提案することを目的としている。
【０００７】
この目的を達成するために、本発明は、以下の人工衛星を提案する。当該人工衛星は、北面と、上記北面と反対側に位置する南面と、東面と、上記東面と反対側に位置する西面とを有する人工衛星であって、上記人工衛星は、打ち上げ方向に延伸する長手方向と、上記長手方向に対して垂直な第１方向と、上記長手方向および上記第１方向に対して垂直な第２方向とを含み、上記北面および上記南面は、上記第１方向に対して垂直であり、上記東面および上記西面は、上記第２方向に対して垂直であり、上記第２方向に沿って測定された、上記東面と上記西面との間の距離は、上記第１方向に沿って測定された、上記北面と上記南面との距離よりも短く、上記北面および上記南面のうちの一方は、少なくとも１つのメインラジエータを支持し、上記少なくとも１つのメインラジエータは、宇宙空間と向き合う外面と、上記外面と反対側に位置する内面とを有し、上記少なくとも１つのメインラジエータの少なくとも１つの部分は、上記東面および上記西面のうちの少なくとも一方に対して突出し、上記人工衛星は、上記北面と上記南面と上記東面と上記西面とを担持する支持構造を有し、上記少なくとも１つの突出部分の上記内面は、０．７よりも高い赤外線放射率を有する材料によって覆われており、上記方向に沿って測定された、上記少なくとも１つの突出部分の寸法の値は、上記第２方向に沿って測定された、上記東面と上記西面との間の上記距離の１９％から５０％までの値である。
【０００８】
好ましいことに、上記人工衛星は、大きい放射面を有し、かつ、複数のリフレクタを搭載できる。
【０００９】
そのため、好ましいことに、突出部分の内面は、宇宙空間に向けてさらに多くの熱を放出できる。
【００１０】
このように、突出部分は、適当な寸法を有することができ、かつ、人工衛星の複数のリフレクタによる信号の送受信を妨げない。また、延伸部分が大きすぎると、剛性の問題が生じうる。さらに、当該延伸部分の内側部分の、宇宙空間に対する形態係数（view factor）は、当該延伸部分のサイズとともに減少する。
【００１１】
好ましいことに、上記人工衛星の構成は、単純であり、信頼性が高く、かつ安価である。また、直径が大きい複数のリフレクタの使用が可能になる。
【００１２】
特定の実施形態によれば、接続装置は、以下の構成のうちの１つ以上を有する。
【００１３】
上記方向に沿って測定された、上記少なくとも１つの突出部分の上記寸法の値は、上記第２方向に沿って測定された、上記東面と上記西面との間の上記距離の２３％から３３％までの値である。
【００１４】
上記少なくとも１つのメインラジエータのある部分は、上記東面に対して突出し、上記少なくとも１つのメインラジエータの別の部分は、上記西面に対して突出する。
【００１５】
上記メインラジエータの上記少なくとも１つの突出部分の上記内面は、反射材によって覆われており、好ましくは、オプティカルソーラーリフレクタ型材料によって覆われている。好ましいことに、当該コーティングは、より効果的である。
【００１６】
上記メインラジエータの上記少なくとも１つの突出部分の上記内面は、白色塗料によって覆われている。好ましいことに、当該コーティングは、より安価である。そして、当該コーティングによれば、アンテナ、東面、および西面に対する多重鏡面反射を避けることができる。
【００１７】
上記メインラジエータの上記少なくとも１つの突出部分の上記内面は、黒色塗料によって覆われている。好ましいことに、当該コーティングは、より安価である。黒色塗料は、太陽放射線が入射する場合、白色塗料コーティングまたはオプティカルソーラーリフレクタ（Optical Solar Reflector）（ＯＳＲ）型コーティングより効力は低い。しかしながら、この効力の低下は、対応する外面が太陽放射線を浴びないことにより補償される。
【００１８】
互いに対蹠的に位置している上記北面の端部と上記南面の端部との間の寸法は、３．９メートルよりも短い。好ましいことに、このような人工衛星は、プロトンランチャーによって打ち上げ可能である。また、当該人工衛星は、より多くの現在の輸送機に適合する。
【００１９】
上記支持構造は、１．６６６メートルにほぼ等しい直径を有する円筒状の構造物であり、上記第２方向に沿って測定された、上記東面と上記西面との間の上記距離は、１．７メートルよりも長い。
【００２０】
上記直径の内部支持構造によれば、人工衛星の大積載量リフト容量を増加できる。また、上記直径の内部支持構造によれば、大型のチャンバを内部に収容できる。１．６６６メートルという直径は、ランチャーとの標準的なインターフェース直径であり、通信衛星に好適に適合している。標準的なインターフェース直径が上記支持構造の直径に近いので、積載から打ち上げまでの移行をより効果的に行うことができる。
【００２１】
好ましいことに、東面と西面との間の距離が短いため、フェアリングの下の空間には、東面および西面上に複数のアンテナを搭載するための十分なスペースが存在する。
【００２２】
好ましいことに、北面および南面における積載経路が正常化される（recovered）。
【００２３】
上記人工衛星は、少なくとも１つのアンテナリフレクタを備え、上記少なくとも１つの突出部分は、上記少なくとも１つのアンテナリフレクタの一部と交差する横方向のノッチを有する。
【００２４】
上記人工衛星は、上記北面および上記南面に取り付けられたソーラーパネルを備え、上記第２方向に沿った、上記ソーラーパネルの寸法は、上記第２方向に沿った、上記北面の寸法および上記南面の寸法にほぼ等しい。
【００２５】
本発明は、一例として提供され、図面を参照しつつ記載された以下の説明を読むことで、最もよく理解されるであろう。なお、
・図１は、最新式の静止衛星の概略的な斜視図であり；
・図２は、本発明に係る人工衛星の概略的な斜視図であり；
・図３は、図２に示された人工衛星の切断面ＩＩＩ−ＩＩＩにおける概略的な断面図であり、フェアリングの下の空間は点線で示されており；
・図４は、複数のリフレクタおよび複数のソーラーパネルが展開された場合における、図２および図３に示された人工衛星の概略図であり；
・図５は、本発明に係る人工衛星の一実施形態の変形例の概略的な斜視図である。
【００２６】
本発明は、図２に表された直交標識（orthogonal marker）Ｒ（ｘ，ｙ，ｚ）に関して定義される。従来通り、以下の記載において、標識Ｒ（ｘ、ｙ、ｚ）のｚ方向は、「長手方向（縦方向）（longitudinal direction）」と称され、打ち上げ方向（launch direction）を指す。当該標識のｘ方向は、「第１方向」と称され、当該標識のｙ方向は、「第２方向」と称される。
【００２７】
図２および図３を参照する。本発明に係る人工衛星２２は、地球側面（地球に対向する面）（Earth face）２６と、反地球側面（地球側面と反対の面）（anti-Earth face）２８と、北面３０と、当該北面と反対側に位置する南面３２と、東面３４と、当該東面と反対側に位置する西面３６と、支持構造４８とを備える。当該支持構造４８は、地球側面２６、反地球側面２８、北面３０、南面３２、東面３４、および西面３６を担持する。
【００２８】
好ましくは、支持構造４８は、円筒状である。また、好ましくは、支持構造４８の直径は、約１．６６６メートルである。
【００２９】
地球側面２６、反地球側面２８、北面３０、南面３２、東面３４、および西面３６は、矩形の箱２４を形成する。特に、北面３０および南面３２は、互いに平行であり、かつ、第１方向ｘに対して垂直である。同様に、東面３４および西面３６は、互いに平行であり、かつ、第２方向ｙに対して垂直である。地球側面２６、反地球側面２８、北面３０、南面３２、東面３４、および西面３６は、矩形の箱２４を形成する。複数のソーラ―パネル３８が、北面３０および南面３２に取り付けられる。複数のリフレクタ４０と１つのＲＦ源４６とから成る、有益な電気通信負荷の３つのアンテナが、東面３４および西面３６に取り付けられる。
【００３０】
北面３０および南面３２はそれぞれ、メインラジエータ４２および４４を担持する。
【００３１】
メインラジエータ４２および４４は、箱２４内に含まれる電子機器を冷却することを目的としている。当該電子機器は、図示されていないが、例えば、不図示の熱パイプを媒介として、メインラジエータ４２および４４に熱的に接続されている。メインラジエータ４２および４４はそれぞれ、内面５０と外面５２とを有する。内面５０は、上記箱の面と向合い、かつ当該面に取り付けられている。外面５２は、宇宙空間と向き合う。これらのラジエータの外面５２は、赤外線放射率が高い太陽光低吸収材（例：オプティカルソーラーリフレクタ（一般的にＯＳＲと称される）型のコーティング）によって覆われている。
【００３２】
本発明によれば、高い放射率は、０．７よりも高い放射率として定義される。本発明によれば、太陽光低吸収率は、０．３よりも低い吸収率として定義される。
【００３３】
北面３０および南面３２は、地球側面２６および反地球側面２８を超えて延伸する。
【００３４】
北面３０および南面３２は、東面３４および西面３４をも超えて延伸する。北面３０および南面３２はいずれも、メインラジエータ４２および４４を担持する。このため、各メインラジエータのある部分５４は、東面３４に対して突出する。また、各メインラジエータの別の部分５６は、西面３６に対して突出する。これらの突出ラジエータ部分５４および５６の内面５０は、赤外線放射率の高い太陽光低吸収材によって覆われている。このため、メインラジエータの外面５２からだけでなく、突出ラジエータ部分５４および５６の内面５０からも、熱を放散できる。オプティカルソーラーリフレクタ（ＯＳＲ）を用いることができるが、これは、最も効力のあるコーティングであると同時に、最も高価なコーティングでもある。また、ＯＳＲは、太陽から東面または西面へ向かう望ましくない鏡面反射、または、太陽からアンテナへ向かう望ましくない鏡面反射を、引き起こすというデメリットを有する。従って、このデメリットを有さない、より安価な白色塗料を用いるのが好都合である。
【００３５】
赤外線放射率の高い黒色塗料を用いることも好都合である。黒色塗料は、内面５０が太陽に照らされた場合には、白色塗料よりも効力は低い。但し、黒色塗料は、白色塗料よりも安価である。また、効力の低下は、太陽に照らされない外面５２が、白色塗料を用いた場合よりも高い効力を有することによって、部分的に補償される。
【００３６】
このように、突出ラジエータ部分５４および５６の内面５０を覆うことによって、突出ラジエータ部分５４および５６の各寸法Ｌ５４，５６の値が、第２方向ｙに沿って測定された、東面３４と西面３６との間の距離ＬＣの１９％から５０％までの値である場合に、メインラジエータによって放散可能な熱量が大量の電子機器を搭載するために十分であるということを、発明者らは経験的に知ることができた。従って、本発明に係る人工衛星は、以下の関係、すなわち、
１９％＜Ｌ５４，５６／ＬＣ＜５０％；
を実証する。
【００３７】
本発明によれば、好ましくは、突出ラジエータ部分５４および５６の各寸法Ｌ５４，５６の値は、第２方向ｙに沿って測定された、東面３４と西面３６との間の距離ＬＣの１９％から３３％までの値である。
【００３８】
本発明によれば、好ましくは、突出ラジエータ部分５４および５６の各寸法Ｌ５４，５６の値は、第２方向ｙに沿って測定された、東面３４と西面３６との間の距離ＬＣの２３％から３３％までの値である。
【００３９】
図３から理解できるように、本発明によれば、北面３０および南面３２は、第２方向ｙに沿った同じ寸法ＬＮＳを有する。東面３４および西面３６は、第１方向ｘに沿った同じ寸法ＬＥＷを有する。
【００４０】
このように、本発明に係る人工衛星の構成は、直径が大きい複数のリフレクタを搭載することを可能とする。
【００４１】
また、本発明によれば、箱２４の横寸法（lateral dimension）ＬＣは、１．７メートルよりも長い。横寸法ＬＣは、例えば、１．８メートルである。当該横寸法ＬＣは、第２方向ｙに沿って測定された、東面３４と西面３６との間の距離ＬＣである。この構成によれば、複数のラジエータは、支持構造４８の外側において−Ｚ方向に延伸できる。それにより、北面および南面に加えられる打ち上げ力が支持構造によって正常化される（recovered）。その一方で、人工衛星内部において、内部構造４８と反対側に位置する東面３４および西面３６上に、サイズの大きい機器を収容するための空間を残すことができる。
【００４２】
上記構成によれば、好都合なことに、東面３４および西面３６に３つのリフレクタ４０を搭載しつつ、当該リフレクタ４０をフェアリング５８の下の空間に留めることができる。
【００４３】
また、対蹠的に位置している（直径方向において対向している）（diametrically opposite）、北面３０の端部と南面３２の端部との間の寸法ＬＤは、４メートルよりも短く、好ましくは３．９メートルよりも短い。
【００４４】
突出ラジエータ部分５４および５６の寸法Ｌ５４，５６は、顕著ではない（not important）。このため、図４に示すように、送受信信号６０は、これらのラジエータ部分によって妨げられない。東面３４と西面３６との間の距離ＬＣの減少に関連する、北面３０および南面３２に機器を取り付けるための表面の減少は、人工衛星内において、例えば、中央支持構造４８に接続された機器担持水平板上に、または、東面３４および西面３６上に、所定の電子機器を取り付けることによって補償される。
【００４５】
図３に示された実施形態では、ソーラーパネル３８の幅は、箱２４の横寸法ＬＣよりも長い。このため、ランチャーのフェアリングの制限内において、当該寸法をより長くできる。幅広のソーラ―パネル３８を用いることにより、ソーラージェネレータ（ソーラー発電機）におけるソーラーパネルの数を低減できる。
【００４６】
図５に示された変形例によれば、好都合なことに、突出部分は、横方向のノッチ５１を有する。当該ノッチによれば、第１方向ｘに沿って測定された、北面３０と南面３２との間の距離ＬＥ，Ｗよりも長い直径を有するリフレクタ４０を収容できる。当該横方向のノッチは、北面または南面を超えて延伸するリフレクタの一部の長さよりもわずかに長い長さに亘って、メインラジエータから横方向のストリップを切り取ることによって設けられる。当該ノッチ５０は、アンテナリフレクタ４０の一部と交差する。
【００４７】
この場合、ソーラーパネル３８は、箱２４の横寸法ＬＣとほぼ等しい幅を有する。これにより、リフレクタ４０に対する任意の機械的干渉を避けることができる。人工衛星の製造を工業化する観点からは、切り込み部（cut）５１は、顧客の仕様書に従って、設けられてもよいし、あるいは設けられなくてもよい。
【００４８】
本発明の代替例によれば、突出ラジエータ部分５４および５６の各寸法Ｌ５４，５６の値は、第２方向ｙに沿って測定された、東面３４と西面３６との間の距離ＬＣの２３％から５０％までの値である。
【００４９】
不図示の変形例によれば、人工衛星２２は、主要な突出ラジエータ部分を１つのみ有する。これにより、当該突出ラジエータ部分の反対面に、直径が大きい１つまたは複数のリフレクタを収容できる。この場合、突出ラジエータ部分は、東面または西面に対して突出して延伸する。当該変形例によれば、突出部５４の寸法Ｌ５４または突出部５６の寸法Ｌ５６の値の範囲は、２つの突出ラジエータ部分が設けられている場合に、それらの突出ラジエータ部分の各々に対して上述した値の範囲に等しい。
【００５０】
変形例として、メインラジエータの一方または両方は、互いに隣接する複数のラジエータに置き換えられる。このため、（−Ｚ方向に向かう）下部は、プラットホーム機器に接続可能である。また、上部は、有効積載量（useful load）を備えた機器に接続可能である。
【図面の簡単な説明】
【００５１】
【図１】最新式の静止衛星の概略的な斜視図である。
【図２】本発明に係る人工衛星の概略的な斜視図である。
【図３】図２に示された人工衛星の切断面ＩＩＩ−ＩＩＩにおける概略的な断面図であり、フェアリングの下の空間は点線で示されている。
【図４】複数のリフレクタおよび複数のソーラーパネルが展開された場合における、図２および図３に示された人工衛星の概略図である。
【図５】本発明に係る人工衛星の一実施形態の変形例の概略的な斜視図である。
【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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