(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
人工衛星のミッション機器を収容する筐体と、
筐体の内部においてミッション機器に一体化したベースプレートと、
筐体の内部においてミッション機器及びベースプレートを包んで被覆するクッション材とを備え、
ベースプレートが、筐体の外側に露出する放熱面を備え、
クッション材が、放熱面を筐体の外側に露出させるための開口部を有していることを特徴とする人工衛星の機器搭載装置。
【請求項２】
ベースプレートが、筐体の外側に配置され且つ放熱面を形成する放熱板と、クッション材の開口部に配置され且つ放熱板に熱伝達を行う熱伝達部とを備えていることを特徴とする請求項１に記載の人工衛星の機器搭載装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、人工衛星において、ミッション機器を搭載するのに用いられる人工衛星の機器搭載装置に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
人工衛星の機器搭載装置には、衛星の筐体に一体化した固定台に対してミッション機器をボルト等で固定するハードロンチ（Hard launch）方式と、ミッション機器をクッション材で梱包して衛星の筐体に収容するソフトロンチ方式がある。ハードロンチ方式の機器搭載装置としては、例えば、特許文献１に記載されているものがある。
【０００３】
ハードロンチ方式は、筐体に固定台を介してミッション機器を固定するので、電源装置や制御装置を含むバス機器とミッション機器との間の熱伝達が良好であり、固定台を介した熱制御が容易であるが、その反面、ロケットの打ち上げ時の振動に耐えるようにミッション機器を開発する必要がある。これに対して、ソフトロンチ方式では、クッション材によってミッション機器を保護することができるので、ミッション機器の耐振動性が軽減され、開発費用を低く抑えることが可能である。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特開２００４−１９６１３８号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
ところが、ソフトロンチ方式の機器搭載装置では、ミッション機器の開発費用を低減し得るものの、クッション材の内部からミッション機器の排熱を行う必要があるので、例えば冷媒循環型の排熱システムを採用している。このため、従来のソフトロンチ方式の機器搭載装置では、排熱システムにより構造が複雑化し、人工衛星の製作コストが増加するという問題点があり、このような問題点を解決することが課題であった。
【０００６】
本発明は、上記従来の課題に着目して成されたものあって、ソフトロンチ方式の利点を備えたうえで、簡単な構造によりミッション機器の熱制御を容易に行うことができ、人工衛星の製作コストの低減を実現することができる人工衛星の機器搭載装置を提供することを目的としている。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
本発明に係わる人工衛星の機器搭載装置は、人工衛星のミッション機器を収容する筐体と、筐体の内部においてミッション機器に一体化したベースプレートと、筐体の内部においてミッション機器及びベースプレートを包んで被覆するクッション材とを備え、ベースプレートが、筐体の外側に露出する放熱面を備え、クッション材が、放熱面を筐体の外側に露出させるための開口部を有していることを特徴としている。
【０００８】
上記の人工衛星の機器搭載装置は、筐体の内部において、クッション材により、ロケットの打ち上げ時の振動からミッション機器を保護しているので、ミッション機器の耐振動性を軽減して、開発費用を低く抑えることが可能になる。また、上記の人工衛星の機器搭載装置は、ミッション機器をクッション材で被覆しているので、ミッション機器の保温が容易であると共に、ミッション機器に一体化したベースプレートの放熱面により、ミッション機器の排熱（放熱）を行うこととなる。
【発明の効果】
【０００９】
本発明に係わる人工衛星の機器搭載装置は、上記構成を採用したことにより、ソフトロンチ方式の利点を備えたうえで、簡単な構造によりミッション機器の熱制御を容易に行うことができ、人工衛星の製作コストの低減を実現することができる。また、上記機器搭載装置は、構造の簡略化により、作動の信頼性も高いものとなる。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１】本発明に係わる人工衛星の機器搭載装置の第１実施形態を説明する図であって、人工衛星を側部から見た断面説明図（Ａ）、人工衛星を上部から見た断面説明図（Ｂ）、及び人工衛星の正面図（Ｃ）である。
【図２】本発明に係わる人工衛星の機器搭載装置の第２実施形態を説明する図であって、人工衛星を側部から見た断面説明図（Ａ）、人工衛星を上部から見た断面説明図（Ｂ）、及び人工衛星の正面図（Ｃ）である。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
〈第１実施形態〉
図１に示す人工衛星Ｓは、ミッション機器３を収容する筐体１と、筐体１の両側に配置した太陽電池パネル２，２を備えている。太陽電池パネル２．２は、ロケットの打ち上げ時には折り畳まれており、宇宙空間で展開させる。
【００１２】
上記人工衛星Ｓの機器搭載装置Ｐは、前記筐体１と、筐体１の内部においてミッション機器３に一体化したベースプレート４と、筐体１の内部においてミッション機器３及びベースプレート４を被覆するクッション材５とを備えている。そして、上記の機器搭載装置Ｐは、ベースプレート４が、筐体１の外側に露出する放熱面６Ａを備えている。
【００１３】
図示例の筐体１は、立方体形状を成すものであって、正面側に矩形の開口部１Ａを有すると共に、内部の正面側に、ミッション機器３、ベースプレート４及びクッション材５が収容してあり、これらの背面側に、電源装置、制御装置及びヒーター等を含むバス機器の収容部７を備えている。
【００１４】
ベースプレート４は、例えば金属板であって、ミッション機器３の正面側に配置してあり、熱伝達が良好な連結部材８を介してミッション機器３に連結してある。このベースプレート４は、連結部材８やボルト類によってミッション機器３と強固に連結することで、同ミッション機器３に一体化してある。
【００１５】
クッション材５は、例えばフッ素ゴムを主材料とした発泡体であり、ミッション機器３及びベースプレート４を被覆していると共に、正面側に、放熱面６Ａを筐体１の外側に露出させるための開口部５Ａを有している。この開口部５Ａは、筐体１の開口部１Ａと一致する大きさを有している。つまり、クッション材５は、開口部５Ａを除いて、ミッション機器３の全体とベースプレート４の周囲を被覆している。
【００１６】
この実施形態における放熱面６Ａは、例えば金属製の放熱板６により形成してある。放熱板６は、ベースプレート４の正面側に重ねて接合してあり、筐体１及びクッション材５の開口部１Ａ，５Ａと一致する大きさを有している。これにより、放熱面６Ａは、開口部１Ａ，５Ａにより、筐体１の外側に向けて露出した状態になっている。
【００１７】
上記の機器搭載装置Ｐは、筐体１の内部に仕切り等の位置決め手段（図示せず）を配置し、その位置決め手段によりクッション材５を定位置に保持している。つまり、機器搭載装置Ｐは、ハードロンチ方式のようにミッション機器３及びベースプレート４を筐体１に固定せずに、クッション材５により、ミッション機器３及びベースプレート４を包んだ状態にして保持しているソフトロンチ方式の構造である。
【００１８】
上記の人工衛星用の機器搭載装置Ｐは、筐体１の内部において、ミッション機器３をクッション材５で被覆しているので、ロケットの打ち上げ時においては、クッション材５によりミッション機器３を振動から保護する。このため、上記の機器搭載装置Ｐは、ミッション機器３の耐振動性を軽減、若しくはミッション機器３の耐振動設計を不要にし得ることとなり、開発費用を低く抑えることが可能になる。
【００１９】
また、上記の機器搭載装置Ｐは、ミッション機器３をクッション材５で被覆していることから、ミッション機器３の保温（加熱）に容易に対処し得る。しかも、上記の機器搭載装置Ｐは、ミッション機器３と一体化したベースプレート４の放熱面６Ａ、より具体的には、ベースプレート４に重ねて接合した放熱板６の放熱面６Ａにより、ミッション機器３の排熱（放熱）を行う。これにより、上記の機器搭載装置Ｐは、バス機器の熱制御に、ヒーターを用いた安価な加熱方式や、放熱板６による安価な排熱方式を採用し得る。
【００２０】
このようにして、上記の機器搭載装置Ｐは、クッション材５を用いたソフトロンチ方式の利点を備えたうえで、簡単な構造によりミッション機器３の熱制御を容易に行うことができ、人工衛星Ｓの製作コストの低減を実現することができる。また、上記機器搭載装置Ｐは、構造の簡略化により、作動の信頼性も高いものとなる。
【００２１】
さらに、上記の機器搭載装置Ｐは、ベースプレート４が、筐体１の外側に露出する放熱面６Ａを備え、クッション材５が、放熱面６Ａを筐体１の外側に露出させるための開口部５Ａを有している。これにより、上記の機器搭載装置Ｐは、放熱面６Ａが筐体１の内部に配置されて、構造がよりコンパクトになると共に、単一の放熱面６Ａで排熱（放熱）を行うので、ミッション機器３が比較的小型で且つ軽量である場合や、ミッション機器３の熱容量が比較的小さい場合により好適なものとなる。
【００２２】
上記の機器搭載装置Ｐは、宇宙空間においてミッション機器３の排熱（放熱）を効率良く行うために、放熱面６Ａの向きを、熱影響が少ない向き、具体的には太陽や地球に対向しない向きにすることが望ましい。
【００２３】
また、上記の機器搭載装置Ｐは、人工衛星Ｓの姿勢変化により放熱面６Ａが受熱する場合を想定して、放熱面６Ａに、金色や銀色等の高反射性の着色や反射シートを設けたり、可動式の扉を設けたりすることができる。
【００２４】
さらに、上記実施形態の機器搭載装置Ｐは、ミッション機器３と一体化したベースプレート４に、放熱面６Ａを有する放熱板６を接合した構成を示したが、ミッション機器３と一体化したベースプレート４自体に放熱面を設けることも可能である。これにより、放熱板を不要にして、構造のさらなる簡略化を図ることができる。
【００２５】
〈第２実施形態〉
図２は、人工衛星の機器搭載装置の第２実施形態を説明する図である。この実施形態において、先の実施形態と同一の構成部位は、同一符号を付して詳細な説明を省略する。
【００２６】
図示例の機器搭載装置Ｐは、ベースプレート４が、筐体１の外側に配置され且つ放熱面６Ａを形成する放熱板６と、放熱板６に熱伝達を行う熱伝達部９とを備えている。これにより、放熱面６Ａは、放熱板６の両面に形成される。熱伝達部９は、熱伝達を良好に行う機能があればとくに限定されるものではないが、金属材料を主構成とするものや、ヒートパイプを備えたものなどを採用し得る。
【００２７】
上記の機器搭載装置Ｐは、放熱板６を筐体１の外側に配置しているので、先の実施形態に比べて筐体１及びクッション材５の開口部１Ａ，５Ａを小さくし、両開口部１Ａ，５Ａに、ベースプレート４と放熱板６とを連結する熱伝達部９を配置している。また、上記の機器搭載装置Ｐは、クッション材５が、開口部５Ａを除いて、ミッション機器３の全体とベースプレート４の周囲を被覆しており、前記開口部５Ａが小さくなる分、ペースプレート４の周囲に対する被覆領域が大きくなる。
【００２８】
上記の機器搭載装置Ｐは、先の実施形態と同様に、クッション材５を用いたソフトロンチ方式の利点を備えたうえで、簡単な構造によりミッション機器３の熱制御を容易に行うことができ、人工衛星Ｓの製作コストの低減や、構造の簡略化による作動の信頼性向上を実現することができる。
【００２９】
さらに、上記の機器搭載装置Ｐは、ベースプレート４が、筐体１の外側に配置され且つ放熱面６Ａを形成する放熱板６と、放熱板６に熱伝達を行う熱伝達部９とを備えている。これにより、上記の機器搭載装置Ｐは、ベースプレート４に対するクッション材５の被覆領域を大きくして、ミッション機器３を振動から保護する機能や保温する機能が向上し、また、放熱面６Ａの面積が大きくなるので、ミッション機器３が比較的大型ある場合や、ミッション機器３の熱容量が比較的大きい場合により好適なものとなる。
【００３０】
本発明に係わる人工衛星の機器搭載装置は、その具体的な構成が上記各実施形態のみに限定されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲で構成を適宜変更することが可能であり、例えば、曲面から成る放熱面や、立体的な放熱板により形成される放熱面を採用することも可能である。
【符号の説明】
【００３１】
Ｐ  機器搭載装置
Ｓ  人工衛星
１  筐体
３  ミッション機器
４  ベースプレート
５  クッション材
５Ａ  クッション材の開口部
６  放熱板
６Ａ  放熱面
９  熱伝達部
【図１】
0006736332.tif 000002
【図２】
0006736332.tif 000003