(57)【要約】【課題】  本発明の課題は、超軽量にて反射鏡自体およびその支持・展開構造の超軽量化、低電力での展開機能の実現、さらに展開後の鏡面形状維持機能を実現する方法を提示すること、さらにそのような機能を備えた電磁波集束装置を提供することにある。【解決手段】    本発明の電磁波集束装置は、その材料として形状記憶機能を有する高分子材料を採用すると共に、指定する形状は薄板状としてその薄板表面には金属膜を施したものであって、低温状態では折り畳み状態を保ち、高温状態では展開形状となる。電磁波集束装置の表面の反射率と、裏面の幅射率をコーティングによって調整し、該電磁波集束装置の適正温度を維持させる。【選択図】    図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
指定する形状を有する電磁波集束装置は、その材料として形状記憶機能を有する高分子材料を採用すると共に、形状は薄板状としてその薄板表面には金属膜を施したものであって、低温状態では折り畳み状態を保ち、高温状態では展開形状となることを特徴とする電磁波集束装置。
【請求項２】
電磁波集束装置は軸対称回転放物面形状の反射鏡であって、該反射鏡の中央部分に小穴を設け、塑性変形を起こすことなく折り畳み形状をとることができることを特徴とする請求項１に記載の電磁波集束装置。
【請求項３】
電磁波集束装置は軸対称回転放物面形状の反射鏡であって、その材料としてプラスチック材料を採用すると共に、形状は薄板状としてその薄板表面には金属膜を施したものとし、その円形枠には形状記憶材料からなる支持構造が取り付けられたものであって、低温状態では折り畳み状態を保ち、高温状態では展開形状となることを特徴とする電磁波集束装置。
【請求項４】
温度制御機能を備えた小容器内に折り畳み状態で収納されており、温度制御機能で加熱されると前記小容器から飛び出して展開形状となることを特徴とする請求項１乃至３のいずれかに記載の電磁波集束装置。
【請求項５】
低温状態では形状記憶機能を有する高分子材料からなる反射鏡が円平板状形態で、形状記憶機能を備えた材料からなる屈曲・伸展式の支持構造を介して人工衛星本体内に固定収納されたものであって、高温状態では屈曲・伸展式の支持構造が伸展して前記反射鏡を人工衛星本体外に展開させると共に、該反射鏡を軸対称回転放物面形状とすることを特徴とする電磁波集束装置。
【請求項６】
請求項２乃至５のいずれかに記載された電磁波集束装置の表面の反射率と、裏面の幅射率をコーティングによって調整し、該電磁波集束装置の適正温度を維持させる方法。
【請求項７】
指定する形状を有する電磁波集束装置は、その材料として形状記憶機能を有する高分子材料を採用すると共に、形状は薄板状としてその薄板表面には金属膜を施したものであって、宇宙空間までの運搬期間は折り畳み状態を保ち、宇宙空間で高温加熱して展開形状とする電磁波集束装置の展開・形状維持方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は電磁波集束装置、特に太陽エネルギー利用のための集光装置、或いは送受信のための通信用電磁波送受信装置として用いられる電磁波集束装置と、その反射鏡の鏡面展開・形状維持方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
従来の反射鏡は、一般に金属の薄膜又は網を放物面形状に成形した電磁波反射面にＣＦＲＰ（カーボン繊維強化プラスチック）等の軽量かつ剛性の大きな樹脂を塗布したものが用いられているが、高精度化と軽量化、低価格化を同時に成立させることは困難である。高精度化は一般には重量増を伴い、特に、宇宙用電磁波集束装置に要求される画期的な軽量化を満足しない。また、従来の電磁波集束装置の反射鏡の展開方法の多くは、電動モータ、機構学的な機械装置（歯車、ラッチ、バネなど）を用いているので、軽量化に限界があり、また消費電力も少なくない。
【０００３】
宇宙用としては超軽量化および宇宙展開のために気体膨張式反射鏡（支持構造を含む）が主に米国で研究されており、宇宙での鏡面およびその支持構造の展開が超軽量で達成できる長所がある。（非特許文献１、非特許文献２参照）しかし、この方式では十分な精度にて回転放部面形状等の指定形状を形成することが極めて困難である。また気体を封入するために、反射面の前方に透明膜を設置する必要があり、電磁波がこの層を２回通過する。その透明性が十分ではなく、また宇宙空間での放射線などによる透明度の劣化がさけられないために損失が少なくない。また、宇宙用の場合、宇宙デブリが膜に衝突することが想定され、衝突により生成される穴から気体が流出してしまうことにより、圧力低下を生じ、軸対称回転放物面形状の維持が困難となる。同時に、気体流出は反射鏡を搭載する宇宙船の姿勢を乱し続けるので、これを是正するために推進装置（小型ロケット）を連続的に作動させることが必要となり、大量の推進剤が要求されることとなって大きな負担となる。
【０００４】
この他、軽量化に関しては非特許文献３や非特許文献４に集光鏡の超軽量化を目指した高分子膜集光鏡の試作が紹介されている。そして、このような状況において航空宇宙技術研究所では最近、膜材料による太陽集光鏡を含む超軽量電磁波集束装置の研究を実施し、特願２００２−３０２６９５号「薄膜展開構造物、そのための薄膜展開方法並びに薄膜展開ユニット及び薄膜展開システム」と、特願２００３−６２５８４号「太陽熱推進システム、及びそれを用いた使用済み人工衛星の自主廃棄の方法」、特願２００２−２３９６９４号「超軽量電磁波集束装置及びその製造方法」と２本の直交する線焦点反射鏡による集束に関する特許文献１を先に出願しているところであるが、その延長線上の技術として宇宙空間に構築する電磁波集束装置を如何に軽量でコンパクトな形態で宇宙空間まで運搬し、且つ宇宙空間で容易に構築するかという問題の研究に至ったものである。
【０００５】
【特許文献１】特開２００３−１２４７４１号公報  「可変焦点距離電磁波集束装置」  平成１５年４月２５日公開
【非特許文献１】P. E. Frye, J. A. McClanahan, “Solar Thermal Propulsion Transfer Stage  for the First Pluto Mission,”AIAA-93-2601, 29th Joint Propulsion Conference & Exhibit, 1993．
【非特許文献２】David Lichodziejewski, Costas Cassapakis, “Inflatable Power Antenna Technology,” AIAA-99-1074, 1999.
【非特許文献３】坂下保治，佐原宏典，清水盛生，中村嘉宏、“太陽熱推進系における超軽量集光鏡の試作，”第43回宇宙科学技術連合講演会，2000．
【非特許文献４】松井康浩，佐原宏典，清水盛生，中村嘉宏，“超小型衛星用太陽熱推進系〜超軽量太陽集光鏡，”平成13年度宇宙輸送シンポジウム，2002．
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
宇宙用電磁波集束装置としては、反射鏡自体の高精度での超軽量化だけが必要なのではなく、宇宙での反射鏡の展開および回転放物面等の指定形状の形状維持の機構についての超軽量化も総重量という点で、打ち上げコストの低減等のために強く要求される重要事項である。特に上記の展開・形状維持には、モータ等の駆動部やラッチ等の機構・機械部品を用いる場合には、重量増だけでなく、宇宙において極めて貴重問題となる必要電力の増加をもたらすことになる。従って、超軽量にて反射鏡自体およびその支持・展開構造の超軽量化、低電力での展開機能の実現、さらに展開後の鏡面形状維持機能を有するという課題を解決することが強く求められている。
本発明が解決しようとする問題点は、これらの要求に応えられる電磁波集束装置の超軽量・低電力の反射鏡の鏡面展開・形状維持方法を得ようとするものである。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
上記課題を解決する為、本発明の電磁波集束装置においては、その材料として形状記憶機能を有する高分子材料を採用すると共に、指定する形状は薄板状としてその薄板表面には金属膜を施したものであって、低温状態では折り畳み状態を保ち、高温状態では展開形状となるものとする。
また、電磁波集束装置が軸対称回転放物面形状の反射鏡であるものにおいては、該反射鏡の中央部分に小穴を設けるようにした。
異なる形態として本発明の電磁波集束装置は、軸対称回転放物面形状の反射鏡であって、その材料としてプラスチック材料を採用すると共に、形状は薄板状としてその薄板表面には金属膜を施したものとし、その円形枠には形状記憶材料からなる支持構造が取り付けられたものであって、低温状態では折り畳み状態を保ち、高温状態では展開形状となるものとする。
また、本発明の電磁波集束装置は、温度制御機能を備えた小容器内に折り畳み状態で収納するものとし、温度制御機能で加熱されると前記小容器から飛び出して展開形状となるようにした。
【０００８】
本発明の電磁波集束装置は、人工衛星搭載用として低温状態では形状記憶機能を有する高分子材料からなる反射鏡が円平板状形態で、形状記憶機能を備えた材料からなる屈曲・伸展式の支持構造を介して人工衛星本体内に固定収納されたものとし、高温状態では屈曲・伸展式の支持構造が伸展して前記反射鏡を人工衛星本体外に展開させると共に、該反射鏡を軸対称回転放物面形状となるものとする。
本発明の電磁波集束装置においては、その表面の反射率と、裏面の幅射率をコーティングによって調整し、該電磁波集束装置の適正温度を維持させる方法を採用した。
本発明の電磁波集束装置においては、その材料として形状記憶機能を有する高分子材料を採用すると共に、形状は薄板状としてその薄板表面には金属膜を施したものであって、宇宙空間までの運搬期間は折り畳み状態を保ち、宇宙空間で高温加熱して展開形状とする電磁波集束装置の展開・形状維持方法を採用した。
【発明の効果】
【０００９】
本発明の電磁波集束装置は、その材料として形状記憶機能を有する高分子材料を採用すると共に、指定する形状は薄板状としてその薄板表面には金属膜を施したものであるから、反射鏡自体の重量が軽量化できると共に、構造物の素材がもつ形状記憶機能によって構造物が展開されるので展開機構としての別装備や動力源を必要としない。すなわち、軽量化と低電力化の効果が顕著となる。
また、本発明の電磁波集束装置として軸対称回転放物面形状の反射鏡とし、該反射鏡の中央部分に小穴を設けたものは、展開前の段階では塑性変形を起こすことなく反射鏡を折り畳み形状をとることができる。
本発明の電磁波集束装置は、軸対称回転放物面形状の反射鏡であって、その材料としてプラスチック材料を採用すると共に、形状は薄板状としてその薄板表面には金属膜を施したものとし、その円形枠には形状記憶材料からなる支持構造が取り付けられた形態をとることができるものであって、この場合にも反射鏡自体の重量が軽量化できると共に、支持構造物の素材がもつ形状記憶機能によって構造物が展開されるので展開機構としての別装備や動力源を必要としない。
【００１０】
温度制御機能を備えた小容器内に反射鏡が折り畳み状態で収納されている構成を採用した本発明の電磁波集束装置は、温度制御機能で加熱されると反射鏡が前記小容器から自動的に飛び出して展開形状となるものであるから、展開機構としての別装備や動力源を必要とせず軽量化と低電力化の効果が顕著である。
低温状態では形状記憶機能を有する高分子材料からなる反射鏡が円平板状形態で、形状記憶機能を備えた材料からなる屈曲・伸展式の支持構造を介して人工衛星本体内に固定収納された形態を採った本発明の電磁波集束装置は、運搬時にはコンパクトに収納でき、宇宙空間で加熱することにより、自動的に屈曲・伸展式の支持構造が伸展して前記反射鏡を人工衛星本体外に展開させると共に、該反射鏡を軸対称回転放物面形状とするものであるから、反射鏡自体の重量が軽量化できると共に、構造物の素材がもつ形状記憶機能によって構造物が支持・展開されるので支持・展開機構としての別装備や動力源を必要とせず、軽量化と低電力化の効果が顕著となる。
【００１１】
本発明では、電磁波集束装置の表面の反射率と、裏面の幅射率をコーティングによって調整し、該電磁波集束装置の適正温度を維持させる方法を採用したので、形状記憶材料を用いた電磁波集束装置の折り畳み状態、展開状態、構造物の形状維持のそれぞれの状態における温度状態を合理的に維持することができる。
本発明の電磁波集束装置の展開・形状維持方法は、指定する形状を有する電磁波集束装置の材料として形状記憶機能を有する高分子材料を採用すると共に、形状は薄板状としてその薄板表面には金属膜を施したものであるから、宇宙空間までの運搬期間は安定したコンパクトな形態で折り畳み状態を保ち、宇宙空間で高温に加熱することによって自動的に展開形状とすることができる。すなわち、装置の総重量の軽減化によって打ち上げコストの低減をもたらし、展開のために特別の動力源を必要とせず低電力で、さらに展開後の鏡面形状維持機能を有するという課題を解決する。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１２】
前述した課題を解決するため、本発明の電磁波集束装置においては、形状記憶機能を有する各種の高分子材料をその鏡面材料に採用することにより、温度制御による展開機能を実現する。これらの形状記憶材料は設定可能なある特定の温度（ガラス遷移温度）を境として、物性が大幅に変化するが、その変化を基礎として、「形状固定性」および「形状回復性」を有する。従って、形状記憶材料の温度制御にて、形状制御が可能であり、これを反射鏡の鏡面に採用することによって展開機能を持たせるとともに、回転放物面形状などの指定する鏡面形状の維持機能を持たせることができる。
また、この鏡面自体に材料に薄膜の高分子形状記憶材料を採用することによって反射鏡の超軽量化をも実現する。さらに、反射鏡の支持構造の材料として形状記憶高分子材料を採用することによって、支持構造の温度制御による可撓性部材の反射鏡の展開機能を実現できる。
【００１３】
反射鏡の保管時には、反射鏡とその支持・展開機構を形状固定状態にて低温領域にて保管しておく。反射鏡の展開には、電気ヒータ熱源などにて反射鏡や支持・展開機構の形状記憶材料部材温度を高温領域に移行させることで、展開時に要求される形状を得る。宇宙への展開後、低温領域に移行して高い剛性を得る必要があるが、形状記憶材料部材が太陽光線に当たることで、温度低下が十分ではないことがあり得るが、太陽集光鏡などでは太陽光線に当たる面を鏡面仕上げとしてそこにアルミニウムをコーティングするとともに、その裏（側）面には黒色塗料を施すことなどで、その温度を低温領域に下げることが可能である。
展開した形状記憶膜製反射鏡面は、特に太陽指向の場合は、太陽方向に直面する必要があるので、太陽光線による照射面積が最大となり、温度上昇が懸念されるが、この場合も、反射面の反射率を０．８乃至０．９２、裏面の輻射率を黒色塗料にて０．９程度に調整することで、理論的には摂氏マイナス１００度に近い低温にも達するので、低温領域に留めることは十分に可能である。逆に、裏面を鏡面仕上げとアルミニウム・コーティングにて輻射率を０．０５に低減することで、鏡面温度は摂氏１２０度以上に達しうる。形状記憶材料の高温域・低温域の境界温度（ガラス遷移温度）は摂氏３０〜１００度に設定できる。従って、上記のアルミニウム・コーティングなどによる低輻射率の超軽量膜状カバー、あるいは超軽量膜状電気ヒータによって反射鏡面の裏面を覆った状態で宇宙空間に展開して、反射鏡面を高温に移行させて形状回復させることで、指定の鏡面形状を得る。その後、このカバーあるいはヒータを取り除くことで反射鏡面を低温領域に移行させて、高剛性の運用状態とすることも可能である。
以上においては、形状記憶高分子材料を採用した場合の解決法を示したが、形状記憶機能を有する材料としては、形状記憶合金があり、これを併用することもできる。
【実施例１】
【００１４】
本発明の電磁波集束装置の反射鏡の展開・形状維持方法の１例について図面を参照して説明する。図１(Ａ)は本発明の１例として軸対称回転放物面形状反射鏡を示している。図中１は反射鏡１であり、軸２に対し放物面が回転対称で形成されている。３は該反射鏡の外周縁、４は外周部支持構造４として示してあり、この図は展開後の形状である。この反射鏡の軸方向からの投影図形が円形となることを図１(Ｂ)に示す。また、展開前の形状を収納のための折りたたみが容易な円形平板にすると、その形状も図１(Ｂ)と同様で示される。また、この円形平板もコンパクトな形態であるから、この形態で保管収納することもできる。図中中央部の５は小穴であり、折り畳み時に塑性変形を避ける効果がある。なお、折り畳むときは折り目がつかないように屈曲状態で畳むようにすることが必要である。
【００１５】
この円平板形状の反射鏡を小容積に収納する１方法として、円平板の中心に小穴５を設けることを提示する。このことによって、この円平板を図１(Ｃ)に示すような二つ折り、図１(Ｄ)に示すような４つ折り、さらに多重にたたむことができる。小穴５の存在により円平板の中心付近に塑性変形を生じること無く畳むことが可能となる。勿論、上記の折りたたみにおいては、図１(Ｃ)、図１(Ｄ)の折り線６の折り目が、かなり大きな曲率半径を持つようにすることで、塑性変形を生じさせないようにする。また、この折りたたみには２つ折りまたは４つ折り以降では、折り線６から丸めることで、最終形状を円錐にする方法もある。また、丸めるかわりに、扇子を折りたたむ方式と同様の方式で折りたたむ方法も採用できる。ただし、その際にも折り目を付けないようにすることが必要である。尚、この中心の小穴５は電磁波集束に役立たないが、軸対称回転放物面形状の反射鏡では、焦点に設置された電磁波集束装置の送受信部の陰となるところであるから、この小穴５を設けることによって集束効率の低下を招くことはない。
【００１６】
上記のようにして小容積にたたんだ集光反射鏡８を図２(Ａ)に示すように、人工衛星本体７内の温度制御機能付き小容器９に収納して、形状記憶材料の低温領域の温度条件にて保管する。この小容器９は例えば膜状電気ヒータ材料にて製作することで、特別な加熱手段を設置する必要が無く超軽量化が可能である。反射鏡の人工衛星外への展開時には、小容器９の温度制御にて高温領域に入って、反射鏡を指定の形状に図２(Ｂ)に示すように展開することになる。展開時に集光鏡８が確実に小容器９から飛び出して展開するように、小容器９の側面をテーパー状とし、折り畳み収納されている集光鏡は円錐状に巻いておくなどするとよい。その後、太陽光に照射される条件でも、反射鏡の表面、裏面の反射率と輻射率の適切な設定によって、反射鏡の温度を低温領域に入れることは十分に可能である。
【００１７】
また、図２(Ｃ)に示すように、低温領域での保管時の円平板反射鏡の形状としては、平面を選択することもできる。その場合、それが占める容積は、決して大きくない。従って、円形平板のままで、人工衛星本体７内に小容積にて適切に収納できれば、その状態で低温領域にて保管しておき、展開時にはヒータなどによる温度制御にて高温領域に移行させて指定の鏡面形状を得る。それをそのまま宇宙空間に曝露することで低温領域に入るので、図２(Ｄ)のように回転放物面などの指定する鏡面形状に達することができる。
【００１８】
また、反射鏡の鏡面材料だけでなく、その支持構造にも形状記憶材料を採用して、その温度を膜面と同様に制御することにて、展開に資することができる。例えば、図１にて反射鏡外周部３に極めて細い円形枠状の支持構造４を取り付けた場合、この材料が形状記憶材料であれば、図１(Ｄ)や図２(Ａ)での折りたたんだ状態から折りたたみを解く展開作動において、温度制御にて、展開が可能となる。また必要な場合、小穴５にも形状記憶材料による円形枠構造を取り付けることができる。
【００１９】
また、図２において、反射鏡の保管時には、図２(Ｃ)の屈曲・伸展式の支持・展開構造１０を折りたたんで、反射鏡１１を人工衛星本体７内に保管している。展開時には温度制御によって支持・展開構造１０は伸展して円形平板状に変形された反射鏡１１を人工衛星外に押し出すと共に反射鏡形状に形状復帰させる。その結果、図２(Ｄ)の反射鏡１のように指定する形状となる。この場合の支持構造４は極めて細いので、反射鏡外周部３に含めて表示している。この実施例において、その展開手順の設定のために、必ずしも鏡面材料と支持構造材料とを同一材料とする必要はなく、また鏡面材料の遷移温度と支持構造の遷移温度とを同一にする必要も無い。反射鏡や支持構造や展開機構には、各種の形状記憶材料をその特性に従って適材適所に採用できるので、設計の自由度は大きい。
【産業上の利用可能性】
【００２０】
本発明はロケットで宇宙空間にまで運搬し、宇宙空間において展開構造物とする電磁波集束装置、特に太陽エネルギー利用のための集光装置、或いは送受信のための通信用電磁波送受信装置を想定して開発したものであるが、本発明はこれに限らず地上設置用の電磁波集束装置としても用いることができる。
【図面の簡単な説明】
【００２１】
【図１】本発明における反射鏡を折り畳むなどコンパクトな形態とする説明図である。
【図２】本発明の電磁波集束装置を人工衛星本体に積み込んだ収納形態と展開形態とを説明する図である。
【符号の説明】
【００２２】
１  回転放物面反射鏡  
２  回転軸  
３  回転放物面反射鏡外周
４  円形枠状支持構造
５  反射鏡中心の小穴
６  円平板反射鏡の折り目線
７  人工衛星本体（この場合は立方体形状）
８  折りたたんだ反射鏡
９  温度制御機能付き小円筒容器
１０  反射鏡の屈曲・伸展式支持・展開構造
１１  人工衛星の中の折りたたまない状態での円平板反射鏡
【図１】
2005057649.tif 000003
【図２】
2005057649.tif 000004