(57)【要約】  宇宙機が開示される。宇宙機は、宇宙機の動作を制御するための複数のサブシステムと、複数のパネルと、それぞれが複数のパネルのうちの隣り合ったものを接続する複数のヒンジとを有する展開型宇宙機本体であって、複数のヒンジは、複数のパネルを、折り畳んで収容構成にすること、および、広げて展開構成にすることができるように配置される、展開型宇宙機本体とを備え、複数のサブシステムは、複数のパネルのうちの１または複数に固定され、複数のパネルのうちの１または複数により支持される。展開型構造から宇宙機の本体を形成することにより、収容構成では宇宙機の全体的なサイズが大幅に低減され得る。幾つかの実施形態では、発射前に収容構成における複数の宇宙機を組み合わせてモジュール式宇宙機アセンブリにすることができ、複数の収容宇宙機間のデータ接続および電力接続を使用して、発射機上の観測機器監視部から電力を転送し、発射機上の観測機器監視部にデータを転送する。
2021517088.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
宇宙機であって、
前記宇宙機の動作を制御するための複数のサブシステムと、
複数のパネルと、それぞれが前記複数のパネルのうちの隣り合ったものを接続する複数のヒンジとを有する展開型宇宙機本体であって、前記複数のヒンジは、前記複数のパネルを、折り畳んで収容構成にすること、および、広げて展開構成にすることができるように配置される、展開型宇宙機本体と
を備え、
前記複数のサブシステムは、前記複数のパネルのうちの１または複数に固定され、前記複数のパネルのうちの１または複数により支持される、
宇宙機。
【請求項２】
前記複数のヒンジのうちの１または複数が、前記展開型宇宙機本体を自動展開するために前記収容構成で弾性エネルギーを貯蓄するように構成される、請求項１に記載の宇宙機。
【請求項３】
前記展開型宇宙機本体の展開を制御するための動力付き展開機構
を更に備える請求項１に記載の宇宙機。
【請求項４】
前記動力付き展開機構は、前記宇宙機が宇宙空間にある間、前記展開型宇宙機本体を部分的または完全に再収容するように制御可能である、請求項３に記載の宇宙機。
【請求項５】
前記複数のヒンジは、前記展開型宇宙機本体を、前記収容構成から展開した後、前記展開構成にロックするように構成される、請求項１から４のいずれか一項に記載の宇宙機。
【請求項６】
前記複数のパネルおよび前記複数のヒンジは、複合材料から一体的に形成され、前記複数のパネルは、前記複数のヒンジよりも剛性が高くなるように構成される、請求項１から５のいずれか一項に記載の宇宙機。
【請求項７】
前記複数のパネルのうちの異なるものに固定される前記複数のサブシステムのうちの幾つかを電気的に接続するように配置される複数の可撓性電気的相互接続
を備える請求項１から６のいずれか一項に記載の宇宙機。
【請求項８】
前記複数の可撓性電気的相互接続は、前記複数のヒンジの前記複合材料に埋め込まれる、請求項６に従属する場合の請求項７に記載の宇宙機。
【請求項９】
前記複数のパネルは、
１または複数の内部パネルと、
前記展開構成で、前記１または複数の内部パネルよりも前記展開型宇宙機本体の中心から遠くに位置するように配置される１または複数の周辺部パネルと
を含み、
前記１または複数の内部パネルは、前記１または複数の周辺部パネルよりも剛性が高い、
請求項１から８のいずれか一項に記載の宇宙機。
【請求項１０】
前記複数のサブシステムのうちの１または複数が、前記１または複数の内部パネルのうちの１または複数の内部に収納される、請求項９に記載の宇宙機。
【請求項１１】
前記複数のサブシステムは、
前記宇宙機の姿勢制御のための姿勢軌道制御サブシステムであって、前記１または複数の内部パネルのうちの１または複数に固定される、姿勢軌道制御サブシステム
を有する、請求項９または１０に記載の宇宙機。
【請求項１２】
前記複数のパネルのうちの１つの表面に装着される無線周波数（ＲＦ）パッチと、
前記ＲＦパッチを駆動する電力を提供するための駆動回路と
を更に備え、
前記駆動回路は、前記複数のパネルのうちの前記１つの内部に収納される、
請求項１から１１のいずれか一項に記載の宇宙機。
【請求項１３】
前記複数のパネルのうちの１または複数の表面に装着される非直接駆動アンテナ
を更に備える請求項１から１２のいずれか一項に記載の宇宙機。
【請求項１４】
前記非直接駆動アンテナは、ホログラフィック面アンテナまたはメタ材料アンテナであり、
前記複数のパネルのうちの隣り合ったものに装着される複数のアンテナセグメントと、
前記複数のアンテナセグメントのうちの１つの上のフィードポイントに接続されるアンテナフィードと
を含む、請求項１３に記載の宇宙機。
【請求項１５】
前記非直接駆動アンテナは、反射アレイアンテナであり、
前記複数のパネルのうちの１または複数に装着される反射面と、
前記複数のパネルが前記展開構成にある場合に前記反射面を照明するように配置されるアンテナフィードと
を含む、請求項１３に記載の宇宙機。
【請求項１６】
前記複数のパネルのうちの１または複数が、自らに固定される前記複数のサブシステムのそれぞれを電気的にシールドするように構成される、請求項１から１５のいずれか一項に記載の宇宙機。
【請求項１７】
前記複数のヒンジは、前記複数のパネルの各々を、前記複数のパネルのうちの２つの隣接するものに接続するように配置される、請求項１から１６のいずれか一項に記載の宇宙機。
【請求項１８】
前記複数のヒンジは、ループ状に接続されるパネルのチェーンを形成すべく前記複数のパネルを接続するように配置される、請求項１７に記載の宇宙機。
【請求項１９】
前記展開構成では、前記展開型宇宙機本体が前記展開構成で連続した表面を有する構造を形成するように、前記複数のパネルの各々が、前記複数のパネルのうちの隣接する１つに当接するように構成される、請求項１８に記載の宇宙機。
【請求項２０】
前記宇宙機の支持構造が、前記展開型宇宙機本体で構成されるか、または前記展開型宇宙機本体で実質的に構成される、請求項１から１９のいずれか一項に記載の宇宙機。
【請求項２１】
それぞれが前記収容構成における請求項１から２０のいずれか一項に記載の宇宙機を有する複数の収容宇宙機と、
各宇宙機から、前記複数の収容宇宙機を発射するための発射機の観測機器監視部に電力およびテレメトリデータを伝送するための複数のインタフェースと
を備える装置。
【請求項２２】
請求項２１に記載の装置を有する観測機器室と、
前記複数の収容宇宙機の各々の状態を監視するために前記複数のインタフェースを介して前記複数の収容宇宙機に電力を供給し、かつ、前記複数の収容宇宙機から前記テレメトリデータを受信するように配置される観測機器監視部と
を備える発射機。
【請求項２３】
請求項１から２０のいずれか一項に記載の宇宙機を軌道離脱させる方法であって、
前記宇宙機の進行方向において前記展開型宇宙機本体が大気圏に対して増大した表面積を示すように、前記宇宙機を再配向する段階
を備える方法。
【請求項２４】
前記宇宙機は、地球低軌道から軌道離脱させられる、請求項２３に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は宇宙機の本体を形成するための構造に関する。
【背景技術】
【０００２】
人工衛星などの従来宇宙機では概して、宇宙機または衛星「バス」と通常呼ばれる中央ボックスの形態を取った頑丈な支持外郭構造に機器およびサブシステムが装着される。バスにはソーラーアレイ、科学機器、およびアンテナなどの様々な展開型構造が装着され得る。バスは人工衛星に構造的完全性をもたらし、温度および放射線などの環境要因から内部構成要素を保護する。
【０００３】
本発明はこれに関連してなされたものである。
【発明の概要】
【０００４】
本発明の第１態様によれば、宇宙機が提供される。宇宙機は、宇宙機の動作を制御するための複数のサブシステムと、複数のパネルと、それぞれが複数のパネルのうちの隣り合ったものを接続する複数のヒンジとを有する展開型宇宙機本体であって、複数のヒンジは、複数のパネルを、折り畳んで収容構成にすること、および、広げて展開構成にすることができるように配置される、展開型宇宙機本体とを備え、複数のサブシステムは、複数のパネルのうちの１または複数に固定され、複数のパネルのうちの１または複数により支持される。
【０００５】
第１態様に係る幾つかの実施形態では、複数のヒンジのうちの１または複数が、宇宙機本体を自動展開するために収容構成で弾性エネルギーを貯蓄するように構成される。
【０００６】
第１態様に係る幾つかの実施形態では、宇宙機は更に、宇宙機本体の展開を制御するための動力付き展開機構を備える。動力付き展開機構は、宇宙機が宇宙空間にある間、展開型宇宙機本体を部分的または完全に再収容するように制御可能であってよい。
【０００７】
第１態様に係る幾つかの実施形態では、複数のヒンジは、宇宙機本体を、収容構成から展開した後、展開構成にロックするように構成される。
【０００８】
第１態様に係る幾つかの実施形態では、複数のパネルおよび複数のヒンジは、複合材料から一体的に形成され、複数のパネルは、複数のヒンジよりも剛性が高くなるように構成される。
【０００９】
第１態様に係る幾つかの実施形態では、宇宙機は、複数のパネルのうちの異なるものに固定される複数のサブシステムのうちの幾つかを電気的に接続するように配置される複数の可撓性電気的相互接続を備える。
【００１０】
第１態様に係る幾つかの実施形態では、複数の可撓性電気的相互接続は、複数のヒンジの複合材料に埋め込まれる。
【００１１】
第１態様に係る幾つかの実施形態では、複数のパネルは、１または複数の内部パネルと、展開構成で、１または複数の内部パネルよりも宇宙機本体の中心から遠くに位置するように配置される１または複数の周辺部パネルとを含み、１または複数の内部パネルは、１または複数の周辺部パネルよりも剛性が高い。第１態様に係る幾つかの実施形態では、複数のサブシステムのうちの１または複数が、複数の内部パネルのうちの１または複数の内部に収納される。
【００１２】
第１態様に係る幾つかの実施形態では、複数のサブシステムは、宇宙機の姿勢制御のための姿勢軌道制御サブシステムであって、複数の内部パネルのうちの１または複数に固定される、姿勢軌道制御サブシステムを有する。
【００１３】
第１態様に係る幾つかの実施形態では、宇宙機は更に、複数のパネルのうちの１つの表面に装着される無線周波数（ＲＦ）パッチと、ＲＦパッチを駆動する電力を提供するための駆動回路とを備え、駆動回路は、複数のパネルのうちの当該１つの内部に収納される。
【００１４】
第１態様に係る幾つかの実施形態では、宇宙機は更に、複数のパネルのうちの１または複数の表面に装着される非直接駆動アンテナを備える。
【００１５】
第１態様に係る幾つかの実施形態では、非直接駆動アンテナは、ホログラフィック面アンテナまたはメタ材料アンテナであり、複数のパネルのうちの隣り合ったものに装着される複数のアンテナセグメントと、複数のアンテナセグメントのうちの１つの上のフィードポイントに接続されるアンテナフィードとを含む。
【００１６】
第１態様に係る幾つかの実施形態では、非直接駆動アンテナは、反射アレイアンテナであり、複数のパネルのうちの１または複数に装着される反射面と、複数のパネルが展開構成にある場合に反射面を照明するように配置されるアンテナフィードとを含む。
【００１７】
第１態様に係る幾つかの実施形態では、複数のパネルのうちの１または複数が、自らに固定される複数のサブシステムのそれぞれを電気的にシールドするように構成される。
【００１８】
第１態様に係る幾つかの実施形態では、複数のヒンジは、複数のパネルの各々を、複数のパネルのうちの２つの隣接するものに接続するように配置される。
【００１９】
第１態様に係る幾つかの実施形態では、複数のヒンジは、ループ状に接続されるパネルのチェーンを形成すべく複数のパネルを接続するように配置される。
【００２０】
第１態様に係る幾つかの実施形態では、展開構成で、宇宙機本体が展開構成で連続した表面を有する構造を形成するように、複数のパネルの各々が、複数のパネルのうちの隣接する１つに当接するように構成される。
【００２１】
第１態様に係る幾つかの実施形態では、宇宙機の支持構造が、展開型宇宙機本体で構成されるか、または展開型宇宙機本体で実質的に構成される。
【００２２】
本発明の第２態様によれば、それぞれが収容構成における第１態様に記載の宇宙機を有する複数の収容宇宙機と、各宇宙機から、複数の宇宙機を発射するための発射機の観測機器監視部に電力およびテレメトリデータを伝送するための複数のインタフェースとを備える装置が提供される。
【００２３】
本発明の第３態様によれば、第２態様に記載の装置を有する観測機器室と、複数の収容宇宙機の各々の状態を監視し、かつ、複数の収容宇宙機の各々に電力を提供するために複数のインタフェースを介して複数の収容宇宙機に電力を供給し、かつ、複数の収容宇宙機からテレメトリデータを受信するように配置される観測機器監視部とを備える発射機が提供される。
【００２４】
本発明の第４態様によれば、第１態様に記載の宇宙機を軌道離脱させる方法であって、宇宙機の進行方向において宇宙機本体が大気圏に対して増大した表面積を示すように、宇宙機を再配向する段階を備える方法が提供される。第４態様に記載の幾つかの実施形態では、宇宙機は、地球低軌道から軌道離脱させられる。
【図面の簡単な説明】
【００２５】
ここで、添付の図面を参照しながら本発明の実施形態を単なる例として説明する。
【図１】本発明のある実施形態に係る、宇宙機の本体を形成するための展開型構造を示す。
【図２】本発明のある実施形態に係る、収容構成に折り畳まれた展開型構造を示す。
【図３】本発明のある実施形態に係る、展開型構造を備える人工衛星を示す。
【図４】本発明のある実施形態に係る、収容構成における複数の相互接続された人工衛星を備えるアセンブリを示す。
【図５】本発明のある実施形態に係る、人工衛星アセンブリを含む発射機の観測機器室を示す。
【図６】本発明のある実施形態に係る、反射アレイアンテナを備える人工衛星を示す。
【図７】本発明のある実施形態に係る、ホログラフィック面アンテナを備える人工衛星を示す。
【発明を実施するための形態】
【００２６】
以下の詳細な説明では、本発明の特定の例示的な実施形態のみを単なる例示として図示および説明している。当業者であれば、説明されている実施形態がどれも本発明の範囲から逸脱することなく様々な異なる方法で修正され得ることに気付くであろう。よって、これらの図面および説明は本質的に例示的なものであり、限定的なものではないと見なされるべきである。本明細書を通じて、同様の参照番号は同様の要素を示している。
【００２７】
ここで図１を参照すると、本発明のある実施形態に係る、宇宙機の本体を形成するための展開型構造が展開構成で示されている。図２は、収容構成に折り畳まれた展開型構造を示す。図１に示すように、展開型宇宙機本体１１０は、複数のパネル１０１、１０２と、複数のヒンジ１１１、１１２、１１３、１１４、１１５とを備える。各ヒンジ１１３は、複数のパネル１０１、１０２のうちの隣り合ったものを接続する。複数のヒンジ１１１、１１２、１１３、１１４、１１５は、複数のパネル１０１、１０２を、図２に示すような収容構成に折り畳むことができるように配置される。
【００２８】
収容構成では、複数のパネル１０１、１０２を重ね合わせることにより、構造の総設置面積を低減させる。結果として、様々なサブシステムが展開型本体１１０に装着されている宇宙機は、固定された箱状の支持外郭構造（「バス」）に装着されているものとは対照的に、従来宇宙機よりも発射機の観測機器室に占める体積を小さくすることができる。例えば、展開型本体１１０は、人工衛星または宇宙探査機などの宇宙機の本体として使用されてよい。その後、構造１１０を広げて、図１に示す展開構成にすることができる。
【００２９】
本実施形態の宇宙機本体１１０は正方形のパネルを備えるが、他の実施形態では異なる形状のパネルが使用されてよい。パネルの形状は、内部パネルが、最も外側にある周辺部パネル間の利用可能なスペースを実質的に埋め、展開構成でパネル間に大きな隙間が全くない実質的に連続した表面を有する平面構造を提供するように、選択されてよい。図１では、分かりやすくするためパネル間のスペースが誇張されている。幾つかの実施形態では、展開構成で、宇宙機本体１１０が連続した表面を有する構造を形成するように、複数のパネル１０１、１０２の各々が、複数のパネル１０１、１０２のうちの隣接する１つに当接するように構成される。この配置によって、宇宙機の全体的な剛性および構造的完全性を高めることができる。なぜなら、各パネルを隣接する当接パネルで所定の位置に保持することにより、隣接するパネルに対して各パネルが移動するのを防止できるからである。
【００３０】
幾つかの実施形態では、複数のヒンジ１１１、１１２、１１３、１１４、１１５のうちの１または複数が、ヒンジが折り曲げられている場合に、弾性エネルギーを貯蓄するように構成され得る。例えば、テープスプリングヒンジが使用されてよい。このようにして、弾性エネルギーは、宇宙機本体１１０が収容構成における間、ヒンジ１１１、１１２、１１３、１１４、１１５に貯蓄され得る。貯蓄される弾性エネルギーは、宇宙機本体１１０を自動展開するのに役立ち得る。実施形態に応じて、複数のヒンジ１１１、１１２、１１３、１１４、１１５がどれも同じ構造を有してもよいし、異なるタイプのヒンジが使用されてもよい。例えば、幾つかの実施形態では、複数のヒンジ１１１、１１２、１１３、１１４、１１５のうちの特定のものだけが弾性エネルギーを貯蓄するように構成されてもよいし、複数のヒンジ１１１、１１２、１１３、１１４、１１５のうちの他のものが、開閉時にエネルギーを貯蓄しない単純なメカニカルヒンジであってもよい。
【００３１】
複数のヒンジ１１１、１１２、１１３、１１４、１１５が収容構成で弾性エネルギーを貯蓄しない実施形態では、別個の展開機構が提供されてよい。例えば、サーボまたは他のアクチュエータを備える動力付き展開機構を使用することで、パネル１０１、１０２を広げて展開構成にしてよい。動力付き展開機構を提供することで、発射前に展開手順を試すことが可能になり得る。
【００３２】
本発明の幾つかの実施形態では、軌道にある間、動力付き展開機構を使用して宇宙機を部分的または完全に再収容してよい。例えば、地球低軌道（ＬＥＯ）内の人工衛星は、人工衛星が経時的に高度を失う原因となる地球の大気圏からの抗力に遭遇する可能性があり、結果として、人工衛星は燃料を消費してより高い軌道に戻らなければならない。従って、本発明の幾つかの実施形態では、動力付き展開機構を使用してＬＥＯ人工衛星の展開型本体を一時的に再収容することで、人工衛星に対する抗力を低減させて燃料を節約してよい。例えば、展開型本体は、人工衛星が現在使用中でない場合に再収容されてよい。更なる例として、幾つかの実施形態では、人工衛星がデブリフィールドを通過することになっている場合に人工衛星の展開型本体を一時的に再収容して、人工衛星本体に対する衝撃のリスクを低減させてもよいし、太陽フレアが検出された場合に人工衛星の展開型本体を再収容して、サブシステムに更なる電気シールドまたは放射線シールドを提供してもよい。更に別の例として、幾つかの実施形態では、宇宙探査機などの宇宙機の展開型本体を、探査機が小惑星帯または太陽束を通過する際に部分的または完全に再収容して、宇宙機の露出表面積を低減させてよい。
【００３３】
複数のヒンジ１１１、１１２、１１３、１１４、１１５は、宇宙機本体１１０を、収容構成から展開した後、展開構成にロックするように構成されてよい。例えば、テープスプリングヒンジが使用される場合は、テープスプリングヒンジ１１１、１１２、１１３、１１４、１１５の自動ロック機能が、宇宙機本体１１０のパネル１０１、１０２を展開構成にロックするのに役立ち得る。
【００３４】
幾つかの実施形態では、複数のパネル１０１、１０２および複数のヒンジ１１１、１１２、１１３、１１４、１１５は、繊維強化複合材などの複合材料から一体的に形成されてよい。パネル１０１、１０２およびヒンジ１１１、１１２、１１３、１１４、１１５が一体的に形成される実施形態では、複数のパネル１０１、１０２は、複数のヒンジ１１１、１１２、１１３、１１４、１１５よりも剛性が高くなるように構成される。例えば、ヒンジ１１１、１１２、１１３、１１４、１１５を形成する複合材料の繊維密度と比較してより高い繊維密度が、パネル１０１、１０２を形成する複合材料に使用されてよい、および／または、ヒンジ１１１、１１２、１１３、１１４、１１５に使用されているものよりも厚みのある材料がパネル１０１、１０２に使用されてよい。繊維強化複合材を使用して展開型宇宙機本体１１０を形成することにより、展開構成における必要な強度および剛性を実現しながらも、従来のバスベースの宇宙機と比較して宇宙機の質量を低減させることができる。
【００３５】
本実施形態では、複数のヒンジ１１１、１１２、１１３、１１４、１１５は、複数のパネル１０１、１０２の各々を、複数のパネル１０１、１０２のうちの２つの隣接するものに接続するように配置される。このようにして、複数のパネル１０１、１０２は、チェーンを形成するように接続される。これによって、図２に示すように、パネル１０１、１０２を、ヒンジ１１１、１１２、１１３、１１４、１１５の周りに折り畳み、収容構成で重ね合わせることができる。更に本実施形態では、複数のヒンジ１１１、１１２、１１３、１１４、１１５は、複数のパネル１０１、１０２がループを形成すべく接続されるように配置される。この配置は、構造１１０を折り畳んで非常にコンパクトな収容構成にすることを可能にしつつ、展開構成における構造１１０の全体的な剛性を高めることに役立ち得る。
【００３６】
ここで図３を参照すると、本発明のある実施形態に係る、展開型構造を備える人工衛星が示されている。人工衛星３００は、人工衛星３００の動作を制御するための複数の人工衛星サブシステム３２１、３２２、３２３、３２４を備え、図１および図２の展開型人工衛星本体１１０を更に備える。複数の人工衛星サブシステム３２１、３２２、３２３、３２４は、従来人工衛星における標準的なサブシステムと同様であってよい。複数の人工衛星サブシステム３２１、３２２、３２３、３２４は、展開型人工衛星本体１１０の複数のパネル１０１、１０２のうちの１または複数に固定され、展開型人工衛星本体１１０の複数のパネル１０１、１０２のうちの１または複数により支持される。人工衛星サブシステム３２１、３２２、３２３、３２４は、構造が折り畳まれて収容構成になっている場合に、互いにまたは複数のパネル１０１、１０２と干渉しないように配置され得る。
【００３７】
人工衛星３００は更に、人工衛星サブシステム３２１、３２２、３２３、３２４に加えて、１または複数のソーラーパネル３４１、３４２、３４３、３４４および／またはアンテナおよび／または機器３４５など、展開型本体に装着される１または複数のミッション固有の構成要素を備えてよい。例えば、幾つかの実施形態では、人工衛星は更に、複数のパネルのうちの１つの表面に装着される無線周波数（ＲＦ）パッチと、ＲＦパッチを駆動する電力を提供するための駆動回路とを備えてよい。ＲＦパッチが装着されるのと同じパネルの内部に駆動回路を収納することにより、駆動回路をＲＦパッチに接続するために必要なケーブルまたは導波管の長さを最小限に抑えることができる。
【００３８】
ＲＦパッチアンテナの代替として、幾つかの実施形態では、宇宙機本体を形成する複数のパネルのうちの１または複数が非直接駆動アンテナを含んでよい。本発明の実施形態での使用に適し得る非直接駆動アンテナのタイプの例には、限定されるわけではないが、ホログラフィック面アンテナ、メタ材料アンテナ、高インピーダンス面（ＨＩＳ）アンテナ、または反射アレイアンテナが含まれる。
【００３９】
図６は、人工衛星６１０が反射アレイアンテナを備える実施形態を示す。アンテナは、複数のパネルのうちの１または複数に装着される反射面６４５と、複数のパネルのうちの別の１つに装着されるフィードホーンなどのアンテナフィード６４６とを備える。展開構成で、アンテナフィード６４６は、反射面６４５を照明するように反射面６４５に向けて配置されてよい。
【００４０】
非直接駆動アンテナが使用される実施形態では、駆動回路と、アンテナの一部が装着される全てのパネルとの間に物理的なＲＦ相互接続が必要とされない場合がある。反射アレイアンテナの場合は、別のパネルに装着されるアンテナフィードにより反射面が照明されることから、反射面が装着されるいずれのパネルへの直接接続も不要である。別の例として、図７は、人工衛星７１０が、複数のパネルのうちの隣り合ったものに装着される複数のアンテナセグメント７４５を有するホログラフィック面アンテナを備える実施形態を示す。係る実施形態では、複数のアンテナセグメントのうちの１つの上のフィードポイント７４６への接続のみが必要である。係る実施形態では、複数のアンテナセグメント７４５は、展開構成で単一のホログラフィック面として機能し、アンテナフィード７４６は、複数のアンテナセグメント７４５にわたって波を発射し、セグメント７４５ごとに別個のフィードポイントを必要としない。
【００４１】
その結果、非直接駆動アンテナが使用される実施形態では、アンテナの全てのパネルを別のパネル上の駆動回路に接続するためのケーブルまたは導波管を提供する必要がないことから、宇宙機の設計を簡略化することができる。上で説明したように、非直接駆動アンテナには、アンテナと同じパネル（例えばホログラフィック面アンテナの場合）または宇宙機本体の別のパネル（例えば反射アレイアンテナの場合）に位置付けられ得る最小限のフィードポイントのみが必要である。
【００４２】
幾つかの実施形態では、パネルのうちの１つの表面にソーラーパネルおよび／または送受信アンテナが直接装着されてよい。すなわち、パネルに取り付けられる別個の展開型構造に装着されるのではなく、パネルと面一に装着されてよい。例えば、展開型本体１１０を備える人工衛星は、本体１１０の片側にある１または複数のパネルの表面に装着される１または複数のソーラーパネルを備えてよく、本体１１０の反対側にある１または複数のパネルの表面に装着される１または複数のアンテナを更に備えてよい。軌道にある間、人工衛星は、本体１１０の、１または複数のアンテナを装着する側が地球の方を向いている一方で、本体１１０の、１または複数のソーラーパネルを装着する反対側が地球から離れた方を向いているように、配向され得る。この配置によって、人工衛星は地上との交信状態を常に保つことができ、ソーラーパネルは地球から離れた方を向いて、人工衛星が地球と太陽との間を通る際に太陽放射を収集する。更に、ソーラーパネルまたはアンテナなどの構成要素がパネルの表面に直接装着される実施形態では、同じパネルが、１または複数のサブシステムをパネル内に内部的に収納してよい。この配置は、人工衛星の全体的なサイズおよび質量を低減させるのに役立ち得る。
【００４３】
ここで、「宇宙機サブシステム」という用語は、宇宙機を制御し、動作させるために使用される任意のシステムを指す。宇宙機サブシステムの例には、テレメトリ、ナビゲーション、姿勢軌道制御サブシステム（ＡＯＣＳ）、無線通信サブシステム、および電力供給・電力調整サブシステム（ＰＣＳ）が含まれる。図３に示す実施形態では、宇宙機が人工衛星３００であることから、サブシステム３２１、３２２、３２３、３２４は人工衛星サブシステムと呼ばれてよい。人工衛星サブシステムはミッションクリティカルな機能を提供してよく、この機能がないと人工衛星３００は動作不可能になるであろう。これは、全てではないが、ほとんどの人工衛星に概して共通し得る基本的な動作である。従来人工衛星では、係るサブシステムは衛星バスの内部に直接装着される。これに対して、本発明の実施形態では、係るサブシステムがバスではなく展開型本体１１０に装着されることから、人工衛星３００の全体を折り畳んで発射向けのコンパクトな収容構成にすることができる。従って、展開型本体１１０は事実上、従来人工衛星のバスに取って代わるものであり、展開構成にある場合、必要な構造的完全性を人工衛星３００にもたらす。人工衛星３００の支持構造は、人工衛星本体１１０で構成されてもよいし、実質的に構成されてもよい。
【００４４】
実施形態に応じて、複数の人工衛星制御システム３２１、３２２、３２３、３２４は、複数のパネル１０１、１０２のうちのただ１つに装着されてもよいし、複数の異なるパネル１０１、１０２に装着されてもよい。本実施形態では、複数の人工衛星制御システム３２１、３２２、３２３、３２４は、複数の異なるパネル１０１、１０２に装着され、人工衛星３００は更に、複数のパネル１０１、１０２のうちの異なるものに固定される複数の人工衛星制御システム３２１、３２２、３２３、３２４のうちの幾つかを電気的に接続するように配置される複数の可撓性電気的相互接続３３１を備える。例えば、可撓性相互接続３３１は、隣り合ったパネル１０１、１０２を接続するワイヤまたはリボンケーブルの形態であってよい。ヒンジ１１１、１１２、１１３、１１４、１１５が複合材料から形成される実施形態では、可撓性電気相互接続３３１は、ヒンジ１１１、１１２、１１３、１１４、１１５の複合材料に埋め込まれてよい。このようにして、相互接続３３１が埋め込まれる材料は、相互接続３３１に更なる保護層を提供することができる。
【００４５】
幾つかの実施形態では、複数のパネル１０１、１０２は、１または複数の内部パネルと、１または複数の周辺部パネルとを備えてよい。ここで、「周辺部パネル」という用語は、展開構成で内部パネルよりも人工衛星本体１１０の中心から遠くに位置するパネルを指すために使用される。図１から図３に示す実施形態では、展開構成における本体１１０の外周付近に配置されるパネルが合計１６個ある。これら１６個のパネルは周辺部パネルと呼ばれてよい。残る８つのパネルは、人工衛星本体１１０の中心近くに２×４のアレイ状に配置され、内部パネルと呼ばれてよい。
【００４６】
内部パネルおよび周辺部パネルは別様に構築されてよい。例えば、内部パネルのうちの１または複数は、周辺部パネルのうちの１または複数よりも断面が厚くてよい。これは、より薄くて軽い周辺部パネルが接続されている内部パネルの堅い芯を提供することにより、展開構成における展開型本体１１０の剛性を高めるのに役立ち得る。内部パネルより軽い周辺部パネルを使用することにより、展開構成における人工衛星３００の慣性モーメントが低減され得る。例えば、幾つかの実施形態では、複数の人工衛星制御システム３１１、３１２、３１３、３１４は、人工衛星３００の姿勢制御のための１または複数のＡＯＣＳを含んでよい。周辺部パネルよりも質量が大きい内部パネルにＡＯＣＳが装着される場合は、人工衛星３００の慣性モーメントが低減され得ることから、人工衛星３００の姿勢を調整すべくＡＯＣＳが人工衛星３００に加えなければならない力も低減され得る。幾つかの実施形態では、サブシステム３２１、３２２、３２３、３２４のうちの１または複数の他のものとＡＯＣＳとを内部パネルに固定して、質量中心を展開型本体１１０の中心に近づけてもよい。
【００４７】
更に、サブシステム３２１、３２２、３２３、３２４のうちの１または複数がパネル１０１、１０２のうちの１または複数の内部に収納される実施形態では、１または複数のサブシステム３２１、３２２、３２３、３２４を収納する各パネルの厚み、ひいては質量が、サブシステムを収納しない他のパネルより大きくてよい。加えて、サブシステムの内部構成要素に更なる放射線シールドまたは電気シールドを提供するように、サブシステムを収納しないパネルの総厚に対して、サブシステムを収納するパネルの壁厚を大きくしてよい。１または複数のサブシステムがパネルの内部に収納される実施形態では、周辺部パネルに対して内部パネルの質量が更に大きくなるように、内部パネルの内部にサブシステムを収納することにより、質量中心を本体１１０の中心に更に近づけ、上記のような姿勢制御を支援してよい。
【００４８】
展開型本体の複数のパネル１０１、１０２のうちの１または複数が、複数の人工衛星サブシステム３１１、３１２、３１３、３１４を電気的にシールドするように構成されてよい。例えば、パネルは中が空洞であってよく、金属または導電性ポリマーなどの導電性材料から形成されてよい。人工衛星サブシステム３１１、３１２、３１３、３１４は、パネル１０１、１０２の内部に内部的に装着されてよく、パネル１０１、１０２は、ファラデーケージとして機能し、内部的に装着される人工衛星サブシステム３１１、３１２、３１３、３１４を電気干渉からシールドすることができる。
【００４９】
他の実施形態では、人工衛星サブシステム３１１、３１２、３１３、３１４のうちの１または複数、および／または、更なるミッション固有のシステムが、図３に示すように、パネル１０１、１０２のうちの１つの外面に装着されてよい。例えば、システムが特に電気干渉の影響を受けやすいわけではないと見なされる場合に、人工衛星サブシステム３１１、３１２、３１３、３１４が電気シールドなしでパネル１０１、１０２の表面に装着されてもよいし、必要に応じて更なる外部シールドが提供されてもよい。
【００５０】
本実施形態では、展開型人工衛星本体１１０は展開して、図１および図３に示すような平坦な平面構成になるように構成される。結果として、人工衛星本体１１０は、固定された箱状バスで人工衛星構造が構成される従来人工衛星と比較して、人工衛星３００の全質量に対してより大きな表面積を有することができる。表面積がより大きいと、特に人工衛星が地球低軌道（ＬＥＯ）にある場合に、寿命末期（ｅｎｄ−ｏｆ−ｌｉｆｅ）の軌道離脱に役立ち得る。例えば、動作中、人工衛星３００は、本体１１０の大きな表面積が地球に向かって下向きになるように配向され得る。人工衛星の動作寿命の終わりに、人工衛星３００は、人工衛星の進行方向において人工衛星本体が大気圏に対して増大した表面積を示すように、約９０°にわたって再配向されることから、軌道離脱のシーケンスを開始することができる。これによって人工衛星３００に対する抗力が増加することで、その速度および高度がより急速に失われ、最終的には地球の大気圏への再突入時に燃え尽きる。
【００５１】
ここで図４を参照すると、本発明のある実施形態に係る、収容構成における複数の相互接続された人工衛星を備えるモジュール式発射アセンブリが示されている。モジュール式発射アセンブリ４００は、複数の収容人工衛星４０１、４０２、４０３、４０４を備える。各収容人工衛星４０１、４０２、４０３、４０４は、図１から図３に示す実施形態と同様の、収容構成における展開型本体を有する人工衛星を備える。モジュール式発射アセンブリ４００は更に、各人工衛星４０１、４０２、４０３、４０４から人工衛星監視部４２０にテレメトリデータおよび電力を伝送するための複数のデータインタフェース４１１、４１２、４１３、４１４を備える。本実施形態では４つの人工衛星４０１、４０２、４０３、４０４が示されているが、他の実施形態では任意の数の人工衛星がモジュール式発射アセンブリ内で接続されてよい。
【００５２】
本実施形態では、複数のデータインタフェース４１１、４１２、４１３、４１４は、１つの人工衛星上の出力ポートを隣接する人工衛星上の入力ポートに接続するケーブルを備える。他の実施形態では、異なるタイプのインタフェース、例えば無線インタフェースが使用されてよい。本実施形態では、ケーブル４１１、４１２、４１３、４１４は、各人工衛星からのデータおよび電力が人工衛星４０１、４０２、４０３、４０４のチェーンに沿って渡されて最終的に人工衛星監視部４２０により受信され得るように、複数の人工衛星４０１、４０２、４０３、４０４および人工衛星監視部４２０を直列に接続する。このようにして、人工衛星監視部４２０は、収容構成における間、人工衛星４０１、４０２、４０３、４０４の全てからテレメトリデータを収集して、発射手順の前と間に各人工衛星４０１、４０２、４０３、４０４の状態を監視することができる。ひとたび宇宙空間に入ると、データインタフェース４１１、４１２、４１３、４１４は接続解除されてよく、人工衛星４０１、４０２、４０３、４０４は別個の軌道内に配置されてよい。
【００５３】
図５は、発射機５００の観測機器室５１０に設置される図４のアセンブリ４００を示す。図４に示すものなどのモジュール式発射アセンブリ４００は、複数の人工衛星を発射機５００の観測機器室５１０内に搭載できると同時に、発射機５００が収容構成における各人工衛星の状態を継続的に監視できるようにし得るコンパクトな配置を提供する。収容構成における各人工衛星が占める体積は従来人工衛星と比較して大幅に低減され得ることから、より多くの人工衛星が発射機の観測機器室内に搭載され得る。
【００５４】
従来宇宙機のバスを上記のような展開型本体に置き換えることにより、本発明の実施形態は、宇宙機の形状に関してより大きな設計上の柔軟性をもたらすことができ、宇宙機を折り畳んで発射向けのコンパクトな収容構成にすることを可能にしつつ、より大きな動作表面積を提供することができる。例えば、所与の発射質量および収容体積については、本発明のある実施形態に係る展開型本体を有する宇宙機は、所与の収容体積に対してより大きな面積のアンテナおよび／またはソーラーアレイを展開できることにより、従来の固定されたバス宇宙機構造と比較して質のより高いデータを提供することができるであろう。従来宇宙機では、固定されたバスは発射機の観測機器室で比較的体積を占める、つまり、アンテナおよびソーラーアレイに利用できるスペースが少なくなる。アンテナ面積が大きいほど解像度を向上させることができる一方で、ソーラーアレイが大きいほど、宇宙機システムへの電力供給に利用できる電力が多いことを意味する。
【００５５】
本明細書では図面を参照しながら本発明の特定の実施形態について説明してきたが、添付の特許請求の範囲で定義される本発明の範囲から逸脱することなく、多くの変形例および修正例が考えられることが解るであろう。
【図１】
2021517088.tif 000003
【図２】
2021517088.tif 000004
【図３】
2021517088.tif 000005
【図４】
2021517088.tif 000006
【図５】
2021517088.tif 000007
【図６】
2021517088.tif 000008
【図７】
2021517088.tif 000009
【国際調査報告】
2021517088.tif 000010
2021517088.tif 000011
2021517088.tif 000012
2021517088.tif 000013
2021517088.tif 000014