(57)【要約】【課題】  地球外惑星等を探査する宇宙機において、太陽電池パネル等を用いた従来の発電方式を適用した場合、太陽光強度が弱いために太陽電池の単位面積あたりの発電効率が低くなる。このため、大型の太陽電池パネルを搭載する必要があり、宇宙機の質量増大、設計寿命の短縮化等の課題が生じる。【解決手段】  宇宙機に元々取付けられている通信アンテナの開口面に対し、太陽光を集光する表面加工等を施し、通信アンテナに照射した太陽光を宇宙機側面に取付けられた太陽電池に集光する。これにより、太陽電池の単位面積当たりの発電量を向上させると共に、太陽電池パネルの搭載を不要とし、宇宙機の質量の軽減、宇宙機内部の温度制御に効果が得られる。【選択図】  図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
通信アンテナを備えた宇宙機であって、
前記宇宙機を構成する構体パネルは、前記通信アンテナで集光された太陽光を受光する太陽電池を備えることを特徴とする宇宙機。
【請求項２】
前記通信アンテナの開口面にはコーティング処理が施され、コーティング処理により前記太陽光の反射率が高くなることを特徴とする請求項１記載の宇宙機。
【請求項３】
前記太陽電池が備えられた前記構体パネルにはヒートパイプが備えられ、前記ヒートパイプは前記太陽電池で生じた熱を前記宇宙機内部に拡散させることを特徴とする請求項１、２いずれか記載の宇宙機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、太陽光を集光する機能を付加した通信アンテナを搭載した人工衛星等の宇宙機に関するものである。より詳しくは、宇宙機構体パネル外面に太陽電池を取り付けることにより宇宙機の小型・軽量化を図り、また、集光された太陽光の過剰な熱入力を効率的に宇宙機外部へ排熱することにより温度制御の効率化を図った宇宙機に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
静止軌道あるいは低高度周回軌道上で運用されている宇宙機では、一般的に太陽電池を用いて発電が行われている。宇宙機の姿勢制御方式には、主にスピン安定方式及び三軸安定方式があり、これらの方式によって太陽電池の取り付け方式が異なる。
【０００３】
スピン安定方式では、円筒状の宇宙機構体の外周面に、太陽電池を直接貼り付けた構成となっている。太陽光は円筒状の宇宙機構体側面から入射するため、貼り付けた太陽電池の半分程度にしか同時に照射されない。また、電力発生量は太陽電池を貼り付ける宇宙機構体の寸法に制限され、十分な電力が確保できないという問題点があった。
【０００４】
これに対し、三軸安定方式では、直方体状の宇宙機構体パネルから太陽光の照射方向と対向する平面上に、太陽電池を多数に取り付けた太陽電池パネルを展開する構成となる。太陽電池パネルには、常に太陽と対向するように駆動機構が設けられている。これにより、常時、太陽電池パネル全面に太陽光を受光することが可能となり、十分な電力を確保することができる。この方式が、現在の宇宙機用発電システムの主流となっている。
【０００５】
太陽電池の発電量は、設置面積及び太陽光強度等に比例する。太陽光強度は、太陽と宇宙機の位置関係によって決定されるため、宇宙機には必要な発電量に応じて、太陽電池パネル面積を調整している。
【０００６】
地球を周回する宇宙機においては、宇宙機と太陽との距離が近く、太陽光強度が大きいため、太陽電池パネルのサイズは小さい。
【０００７】
しかしながら、地球外惑星等を探査する場合、太陽との距離が遠くなるため、宇宙機は太陽光強度の弱い環境下におかれることになる。すなわち、地球を周回する宇宙機に比べ単位面積当たりの発電量は低下することになる。木星探査機を具体例として挙げると、木星近傍の太陽光強度は地球近傍の約４％となり、木星探査機の単位面積当たりの発電量は、地球を周回する宇宙機の約４％となる。その結果、地球を周回する宇宙機と同一電力量を供給するためには、太陽電池パネルの大きさを約２５倍にする必要がある。
【０００８】
巨大化する太陽電池パネルの問題に対し、特許文献１は、太陽電池パネルの周囲に反射鏡を取り付け、太陽電池パネルに太陽光を集光する技術を開示している。特許文献１の技術は、反射鏡に照射した太陽光が全て太陽電池パネルに集光される構成となっており、太陽電池パネルの面積を約半分程度に削減することを可能にしている。
【０００９】
また、特許文献２では、半球状の反射鏡に照射した太陽光を反射鏡の焦点付近に配置した太陽電池に集光し発電を行う技術を開示している。この技術は宇宙機に対し適用することを想定した技術ではないが、この技術を活用することにより太陽電池の発電効率を高めることができ、太陽電池の数量を大幅に削減することが可能となる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００１０】
【特許文献１】特開平１１−２４５８９７号公報
【特許文献２】特開２０１１−１２９８４７号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１１】
このように地球外惑星等を探査する場合、太陽との距離が遠く、太陽光強度が弱くなる。太陽光強度が弱い環境下において、従来方式を適用した場合、宇宙機の運用に必要な電力を得るためには、巨大な太陽電池パネルを取り付ける必要がある。巨大な太陽電池パネルを取り付けると、宇宙機の質量は増大するという課題があった。
質量が増大することにより、宇宙機の姿勢制御及び軌道制御を行う際に使用する推進剤の使用量が多くなるため、宇宙機の設計寿命が短縮化するという課題があった。
【００１２】
このような課題に対し、従来、特許文献１及び特許文献２にあるように、太陽電池パネルを反射鏡等と組み合わせる技術が開示されている。これらの技術は、反射鏡等を使用しない場合において、必要となる太陽電池の面積と等価あるいはそれ以上の面積を有する反射鏡を取り付ける必要がある。すなわち、特許文献１および特許文献２の技術では、太陽電池の面積は削減できるが、発電用に大型の展開型構造物が必要なことに変わりはなく、上述の課題を解決するに至らない。
また、太陽電池で吸収された太陽光の一部は電力に変換されるが、残りの太陽光は熱に変換される。特許文献１及び特許文献２のように太陽光を集光した場合、単位面積当りの発電量は増加するが、太陽光による熱入力量も増加し、太陽光を集光した部分の温度が上昇する。太陽電池が高温化することにより、太陽電池の性能の低下、電気回路の故障等の別の問題が発生する。このように宇宙機において太陽光を集光し発電する場合、過剰な熱入力が別の課題として生じてしまう。
【００１３】
本発明は係る課題を解決するためになされたものであり、宇宙機に搭載される太陽電池パネルを削減し、宇宙機の質量を軽量化できる太陽光集光通信アンテナを提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００１４】
この発明に係る宇宙機は、通信アンテナを備えた宇宙機であって、前記宇宙機を構成する構体パネルは、前記通信アンテナで集光された太陽光を受光する太陽電池を備える。
【発明の効果】
【００１５】
この発明に係る太陽光集光通信アンテナによれば、従来と同じく通信用アンテナとして使用しつつ、太陽光を集光することができる。これにより、新たな構造物を追加することなく太陽電池パネルを削減し、宇宙機の質量を軽量化できる。
【図面の簡単な説明】
【００１６】
【図１】本発明の実施の形態１に係る太陽光集光通信アンテナの構成を示す概略図である。
【図２】本発明の実施の形態１に係る太陽光集光通信アンテナの部分断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１７】
実施の形態１．
図１は、本発明の実施の形態１に係る人工衛星等の宇宙機の構成の概略図である。宇宙機構体パネル１ａ（以下、単に構体パネル１ａという）には、太陽光反射率が大きくなる表面処理等を施した通信アンテナ３が取り付けられる。
通信アンテナ３は例えば地上局との間で通信を行う通信機能のほか、太陽光を反射し集光する機能を備える。通信アンテナ３は構体パネル１ａから展開し、地球を指向するような配置をとる。
構体パネル１ａには、通信アンテナ３の焦点となる位置に太陽電池２を取り付ける。通信アンテナ３の開口面に照射された太陽光４を反射し、構体パネル１ａに取り付けた太陽電池２に集光させ発電を行う。
【００１８】
通信アンテナ３には、電波及び太陽光４の両方を反射可能にするため、パラボラアンテナ、球面アンテナ等を用いる。アンテナ開口面には、太陽光反射率を高めるため、鏡面加工等の表面処理が施される。例えば、太陽光反射率を高めるためアンテナ開口面の表面にコーティング処理を行う。また、アンテナ開口面に電波を反射し、かつ太陽光反射率が大きい素材を取り付けたものであっても良い。
【００１９】
本発明に係る実施の形態の構成を示す部分断面図を図２に示す。太陽電池２で生じた熱を宇宙機内部に拡散するため、構体パネル１ａには熱輸送能力の高いヒートパイプ６ａが埋め込まれる。また、宇宙機構体パネル１ｂ（以下、構体パネル１ｂ）には、内部機器７の発熱及び太陽電池２で生じた熱を放熱するため、放射率可変素子５が取り付けられる。なお、構体パネル１ｂにも、ヒートパイプ６ｂが埋め込まれる。
【００２０】
太陽電池２が取り付けられる構体パネル１ａと放射率可変素子５が取り付けられる構体パネル１ｂとの熱結合を強めるため、ヒートパイプ６ａとヒートパイプ６ｂは連結される。これにより、太陽電池２で生じた余分な熱は、ヒートパイプ６ａ、６ｂを伝わり、放射率可変素子５にて放熱される。なお、構体パネル１ａ、１ｂに埋め込まれるヒートパイプ６ａ、６ｂは、１本のヒートパイプをＬ字型に加工したものであっても良い。
【００２１】
太陽電池２及び放射率可変素子５は、構体パネル１ａ、１ｂとの熱結合を強めるため、熱伝導率の良い接着剤６で構体パネル１ａ、１ｂに直接貼り付けられる。また、構体パネル１ａ、１ｂは熱伝導の良い素材で構成される。
【００２２】
放射率可変素子５は、温度に応じて能動的に放射率が変化する素子である。高温環境では放射率が大きくなるため放熱量が増加し、低温環境では放射率が小さくなるため放熱量が減少する。
集光された太陽光４が太陽電池２に照射されることによって温度が大きく上昇する場合、太陽電池２で生じた熱は、太陽電池２から構体パネル１ａ、１ｂに熱が伝わり、放射率可変素子５にて宇宙機外部へ放熱される。一方で、惑星等の影に入り太陽光４が集光されない場合、放射率可変素子５での熱の流れは遮蔽され、宇宙機外部に熱が流れにくい構成となり、温度保持に必要な電力を削減することができる。
【００２３】
今回開示した実施の形態は例示であってこれに制限されるものではない。本発明は上述した内容ではなく、特許請求の範囲によって示され、特許請求の範囲と均等の意味及び範囲でのすべての変更が含まれることが意図される。
【実施例】
【００２４】
木星探査機に本発明を適用した場合について説明する。木星探査機は、運用において約３００Ｗの発生電力量を必要とすることを前提とする。木星近傍では太陽光強度が約５０Ｗ／ｍ２であることから、従来方式で約３００Ｗの電力を発電するためには、太陽電池パネルの面積を２４ｍ２とする必要がある。これに対し本発明を適用した場合、太陽電池パネルは不要となり、単位面積当りの太陽電池パネルの質量は４ｋｇ／ｍ２程度であるから、約９６ｋｇの質量を削減することが可能となる。
【００２５】
次に、通信アンテナを用いて、構体パネルに取り付けた太陽電池に集光した場合の温度について説明する。通信アンテナは宇宙機に２枚搭載することを前提とすると、１枚当りの通信アンテナの開口面積は約１２ｍ２となる。また、太陽電池には、１面当り約６００Ｗの太陽光が通信アンテナで集光されて照射し、このうち約４３０Ｗが熱として宇宙機内部に吸収される。
【００２６】
約３００Ｗの電力を宇宙機内部で消費され熱に変換されると、構体パネル１枚当りの内部機器発熱量は約７５Ｗとなる。従来の方式を適用した場合、太陽電池を取り付けた構体パネルの温度は約６２℃となる。一般的な宇宙機に搭載される内部機器の高温側の許容温度は５５〜６５℃でありため、内部機器の許容温度を逸脱する可能性がある。これに対し、本発明に示すヒートパイプと放射率可変素子を用いた排熱システムを適用した場合、内部機器の温度を約４０℃に温度を下げることが可能となる。
【００２７】
さらに、惑星等の影に入り太陽光が集光されない場合においては、放射率可変素子を適用しない場合、約１００Ｗの熱量が宇宙機外部に放熱される。一方、本発明を適用した場合、約４０Ｗの熱量が放射率可変素子から宇宙機外部に放熱される。このことから、本発明を適用することにより、温度保持に必要な電力を約６０Ｗ削減することができる。
【符号の説明】
【００２８】
１ 宇宙機構体パネル（構体パネル）、２ 太陽電池、３ 太陽光集光機能を付加した通信アンテナ、４ 太陽光、５ 放射率可変素子、６ ヒートパイプ、７ 内部機器
【図１】
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【図２】
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