(57)【要約】本発明は、超小型人工衛星の製造方法に関し、この製造方法は、超小型人工衛星の電子基板（１１，１２，１３，１４）を収容するよう構成された第１型モジュール（１）と、超小型人工衛星のデバイス及びシステム（２２，２２，２３，２４）を収容するよう構成された第２型モジュール（２）と、打上ロケット及び超小型人工衛星の外部付属物にそれぞれ連結されるよう構成された第１及び第２の接続手段（３１，３２）を備える第３型モジュール（３）とを準備する工程を含む。第３型モジュール（３）は、超小型人工衛星（５，６，７，８）の本体（４，９）を所定の高さにするように設計されており、すべての第１型モジュール（１）、第２型モジュール（２）、及び第３型モジュール（３）が、型の同異に関わらず重ねられるよう構成されている。本発明の方法は、さらに、異なる型のモジュールを重ねて超小型人工衛星（５，６，７，８）の本体（４，９）を形成する工程を含み、これらの重ねられたモジュールには、少なくとも１つの第２型モジュール（２）と少なくとも１つの第３型モジュール（３）とが含まれる。
2017537838.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
超小型人工衛星の製造方法であって、前記製造方法は、
超小型人工衛星（５，６，７，８）の電子基板（１１，１２，１３，１４）を収容するよう構成された第１型モジュール（１）と、
前記超小型人工衛星（５，６，７，８）のデバイス及びシステム（２１，２２，２３，２４）を収容するよう構成された第２型モジュール（２）と、
第３型モジュール（３）とを準備する工程を含み、
前記第３型モジュールは、
打上ロケットに連結されるよう構成された第１の接続手段（３１，３２）と、
前記超小型人工衛星（５，６，７，８）の外部付属物に連結されるよう構成された第２の接続手段（３３）とを備えるとともに、
前記超小型人工衛星（５，６，７，８）の本体（４，９）を所定の高さにするように設計されており、
すべての前記第１型モジュール（１）、第２型モジュール（２）、及び第３型モジュール（３）は、型の同異に関わらず重ねることができ、
前記製造方法は、異なる型のモジュールを重ねて前記超小型人工衛星（５，６，７，８）の前記本体（４，９）を形成する工程をさらに含み、
重ねられた前記モジュールには、少なくとも１つの前記第２型モジュール（２）と少なくとも１つの前記第３型モジュール（３）とが含まれる、
製造方法。
【請求項２】
請求項１に記載の製造方法において、
重ねられた前記モジュールには、少なくとも１つの前記第１型モジュール（１）がさらに含まれる、
製造方法。
【請求項３】
請求項２に記載の製造方法において、
前記超小型人工衛星（５，６，７，８）の前記本体（４，９）を形成する工程は、
前記超小型人工衛星への搭載用に設計されるとともに、搭載後には前記超小型人工衛星を所定のミッションを実行可能な状態にする、前記電子基板（１１，１２，１３，１４）並びに前記デバイス及びシステム（２１，２２，２３，２４）を準備する作業と、
前記電子基板（１１，１２、１３、１４）を１つ又は複数の第１型モジュール（１）に収容して、前記超小型人工衛星（５，６，７，８）の前記本体（４，９）を形成するのに使用される１つ又は複数の対応する第１のモジュールを得る作業と、
前記デバイス及びシステム（２１，２２，２３，２４）を１つ又は複数の第２型モジュール（２）に収容して、前記超小型人工衛星（５，６，７，８）の前記本体（４，９）を形成するのに使用される１つ又は複数の対応する第２のモジュールを得る作業と、
前記第１及び第２のモジュールの重置順序を規定し、前記重置順序に１つ又は複数の前記第３型モジュールをさらに挿入して、前記超小型人工衛星（５，６，７，８）の前記本体（４，９）を形成するのに使用される１つ又は複数の対応する第３のモジュールを得る作業であって、
前記第３のモジュールのそれぞれは、前記重置順序に挿入されて、
前記超小型人工衛星（５，６，７，８）の本体（４，９）を所定の高さにする機能と、
上記重置順序に従って第３のモジュールのすぐ上下に重ねられることになる２つのモジュールを離間する機能と、
上記重置順序に従って第３のモジュールのすぐ下に重ねられることになる第２のモジュールの収容容積を増大させる機能と、
上記重置順序に従って第３のモジュールのすぐ下に重ねられることになる第１又は第２のモジュールの内部熱の廃棄を増大させる機能と、
前記超小型人工衛星（５，６，７，８）の前記本体（４，９）を外部付属物及び／又は打上ロケットに連結するための接続点を供給する機能のうちの少なくとも１つを果たす第３のモジュールを得る作業と、
前記第１のモジュール、第２のモジュール、及び第３のモジュールを前記重置順序に従って重ねることにより、前記超小型人工衛星（５，６，７，８）の本体（４，９）を形成する作業を含む、
製造方法。
【請求項４】
請求項１〜３のいずれか１つに記載の製造方法において、
前記外部付属物を、少なくとも１つの重ねられた前記第３型モジュール（３）の前記第２の接続手段（３３）に連結することによって、前記超小型人工衛星（５，６，７，８）の前記本体（４，９）を前記外部付属物に連結する工程をさらに含む、
製造方法。
【請求項５】
請求項４に記載の製造方法において、
前記超小型人工衛星（５，６，７，８）の前記本体（４，９）に連結された前記外部付属物は、１つ又は複数のソーラーパネル（５０１，５０２，６０１，６０２，７０１，７０２，８０１，８０２）と、１つ又は複数のセンサと、１つ又は複数のアンテナと、１つ又は複数のリモートセンシングシステム（５０３，６０３）のうちの少なくとも１つを含む、
製造方法。
【請求項６】
請求項１〜５のいずれか１つに記載の製造方法において、
前記超小型人工衛星（８）の前記本体は、所定の位置に配置された少なくとも２つの前記第３型モジュール（８１，８５）を含み、
前記製造方法は、前記所定の位置に配置された少なくとも２つの前記第３型モジュール（８１，８５）の前記第１の接続手段（８１１，８１２，８５１，８５２）を、前記超小型人工衛星（８）をディスペンサ方式で作動する打上ロケットに連結するよう設計された別の接続手段に連結する工程をさらに含む、
製造方法。
【請求項７】
請求項１〜５のいずれか１つに記載の製造方法において、
前記超小型人工衛星（８）の前記本体の下端は、前記第３型モジュール（８１）が設けられて終端し、前記第３型モジュール（８１）の下端は、接続構造（８０３）に連結されており、前記接続構造（８０３）は、打上ロケット用のリング状アダプタに連結されるように構成されている、
製造方法。
【請求項８】
請求項１〜７のいずれか１つに記載の製造方法において、
前記超小型人工衛星（５，６，７）の前記本体に、合成開口レーダシステム（５０３）と、光学リモートセンシングシステム（６０３）と、電気通信システム（７０３）のうちの少なくとも１つを配設することをさらに含む、
製造方法。
【請求項９】
請求項１〜８のいずれか１つに記載の製造方法において、
すべての前記第１型モジュール（１）、第２型モジュール（２）、及び第３型モジュール（３）は、同じ大きさと同じ形状の基底部と、同じ機械的連結点とを有し、これにより型の同異に関わらず重ねることができる、
製造方法。
【請求項１０】
請求項１〜９のいずれか１つに記載の製造方法において、
すべての前記第１型モジュール（１）が、同じ第１の高さ（Ｈ１）を有し、すべての前記第２型モジュール（２）が、同じ第２の高さ（Ｈ２）を有し、すべての前記第３型モジュール（３）が、同じ第３の高さ（Ｈ３）を有し、前記第１の高さ（Ｈ１）は前記第３の高さ（Ｈ３）よりも大きく、前記第２の高さ（Ｈ２）は前記第１の高さ（Ｈ１）よりも大きい、
製造方法。
【請求項１１】
請求項１０に記載の製造方法において、
前記第１の高さ（Ｈ１）は、第１型モジュール（１）の内部温度が所定の最高温度を超えないことを担保する高さである、
製造方法。
【請求項１２】
超小型人工衛星を製造するためのモジュール式システムであって、前記モジュール式システムは、
超小型人工衛星（５，６，７，８）の電子基板（１１，１２，１３，１４）を収容するよう構成された第１型モジュール（１）と、
前記超小型人工衛星（５，６，７，８）のデバイス及びシステム（２１，２２，２３，２４）を収容するよう構成された第２型モジュール（２）と、
第３型モジュール（３）とを含み、
前記第３型モジュールは、
打上ロケットに連結されるよう構成された第１の接続手段（３１，３２）と、
前記超小型人工衛星の外部付属物に連結されるよう構成された第２の接続手段（３３）とを備えるとともに、
前記超小型人工衛星（５，６，７，８）の本体（４，９）を所定の高さにするように設計されており、
すべての前記第１型モジュール、第２型モジュール、及び第３型モジュール（１，２，３）は、型の同異に関わらず重ねられて、前記超小型人工衛星（５，６，７，８）の前記本体（４，９）を形成するように構成されている、
モジュール式システム。
【請求項１３】
請求項１２に記載のモジュール式システムにおいて、
前記第３型モジュール（３）のそれぞれは、
前記超小型人工衛星（５，６，７，８）の前記本体（４，９）を所定の高さにする機能と、
前記第３型モジュール（３）のすぐ上下に重ねられた２つのモジュールを離間する機能と、
前記第３型モジュール（３）のすぐ下に重ねられた前記第２型モジュール（２）の収容容積を増大させる機能と、
前記第３型モジュール（３）のすぐ下に重ねられた第１型モジュール（１）又は第２型モジュール（２）の内部熱の廃棄を増大させる機能と、
前記超小型人工衛星（５，６，７，８）の前記本体（４，９）を前記外部付属物及び／又は前記打上ロケットに連結するための接続点を供給する機能と
のうちの少なくとも１つを果たす、モジュール式システム。
【請求項１４】
請求項１２又は１３に記載のモジュール式システムにおいて、
前記第２の接続手段（３３）は、１つ又は複数のソーラーパネル（５０１，５０２，６０１，６０２，７０１，７０２，８０１，８０２）と、１つ又は複数のセンサと、１つ又は複数のアンテナと、１つ又は複数のリモートセンシングシステム（５０３，６０３）のうちの少なくとも１つと連結されるよう構成されている、
モジュール式システム。
【請求項１５】
請求項１２〜１４のいずれか１つに記載のモジュール式システムにおいて、
前記第１の接続手段（３１，３２）は、前記超小型人工衛星（８）をディスペンサ方式で運転する打上ロケットに連結するよう設計された別の接続手段にさらに接続されるよう構成されている、
モジュール式システム。
【請求項１６】
請求項１２〜１５のいずれか１つに記載のモジュール式システムにおいて、
各第３型モジュール（８１）の下端は、接続構造（８０３）に連結されるよう構成されており、前記接続構造（８０３）は、打上ロケット用のリング状アダプタに連結されるように構成されている、
モジュール式システム。
【請求項１７】
請求項１２〜１６のいずれか１つに記載のモジュール式システムにおいて、
すべての前記第１型モジュール（１）、第２型モジュール（２）、及び第３型モジュール（３）は、同じ大きさと同じ形状の基底部と、同じ機械的連結点とを有し、これにより型の同異に関わらず重ねられるよう構成されている、
モジュール式システム。
【請求項１８】
請求項１２〜１７のいずれか１つに記載のモジュール式システムにおいて、
すべての前記第１型モジュール（１）が、同じ第１の高さ（Ｈ１）を有し、すべての前記第２型モジュール（２）が、同じ第２の高さ（Ｈ２）を有し、すべての前記第３型モジュール（３）が、同じ第３の高さ（Ｈ３）を有し、
前記第１の高さ（Ｈ１）は前記第３の高さ（Ｈ３）よりも大きく、前記第２の高さ（Ｈ２）は前記第１の高さ（Ｈ１）よりも大きい、
モジュール式システム。
【請求項１９】
請求項１８に記載のモジュール式システムにおいて、
前記第１の高さ（Ｈ１）は、第１型モジュール（１）の内部温度が所定の最高温度を超えないことを担保する高さである、
モジュール式システム。
【請求項２０】
請求項１〜１１のいずれか１つに記載の製造方法によって製造された
超小型人工衛星。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、概して、超小型人工衛星の製造に最適化されたモジュール式構造に関し、具体的には、このモジュール式構造に基づく超小型人工衛星の製造方法と製造システムに関する。
【背景技術】
【０００２】
周知の通り、今日においても、人工衛星の建造に必要とされる時間は、技術を結集させても、少なくとも平均２４〜３０ヶ月である。これらの時間スケールは、戦略的な宇宙ミッションには適切であっても、予め長期間にわたって計画することができないミッション（例えば、戦術的軍事作戦のための宇宙ミッション）や急な監視要求にとっては明らかに長すぎる。
【０００３】
実際、一般的には、各人工衛星は、通常、その人工衛星に付与された特定のミッション用に特別に設計される。こうすることで、各人工衛星はそのミッションに最適な解決手段となるが、それと同時に、ミッションに硬直的に縛られた解決手段となる。
【０００４】
具体的には、現在、新たなミッションごとに、そのミッションのための１基又は複数基の人工衛星のみならず、それらの人工衛星に搭載される電子的システム、機械的システム、及びその他のシステムの設計、開発、試験のほぼすべてを繰り返さねばならない。これは、既存の解決手段の再利用が困難であり、たとえ再利用が可能であっても、改変が必要であり、その結果、新たな試験が必要となるからである。
【０００５】
上記のすべてにより、プロセスの終了、すなわち、人工衛星の軌道への打上げ完了までに極めて多額のコストと非常に長い時間スケールが必要となる。
【０００６】
近年の技術進歩によって、質量と大きさとがこれまで以上に小さく、より多機能な人工衛星の製造が可能となった。一般的に、軽量で小型の人工衛星は、従来の「より大型の」人工衛星に対して、一連の利点を有する。具体的には、軽量で小型の人工衛星は、基本的にはコスト削減と製造期間短縮が可能である。したがって、ミッション予算が限られたミッション、及び／又は、（例えば、予測不可能な突然のニーズに応じて策定されるがために）前もって十分に計画することができないミッションにおいては、例えば、いわゆる超小型人工衛星のような軽量で小型の人工衛星の使用がますます増加している。
【０００７】
しかしながら、現在、例えばいわゆる超小型人工衛星のようなこれらの軽量で小型の人工衛星でさえも、あいかわらず、従来の「より大型の」人工衛星に使用される上述の従来の設計、開発、試験手法で製造されている。この手法では、一定限度以上の製造期間短縮とコスト削減が不可能であり、そのために、このタイプの人工衛星の利用が事実上制限されていることは、容易に想像できる。
【０００８】
したがって、今日の宇宙／人工衛星産業においては、関連する市場においてますます切迫する需要に応えるために、軽量で小型の人工衛星、具体的には超小型人工衛星のさらなる製造期間短縮とコスト削減への要望が高まりつつある。
【０００９】
この要望に応え得る解決手段の１つが、特許文献１に開示されている。この文献には、人工衛星及びその他の宇宙ステーションを構築するためのモジュール式プラットホームを実現する方法が記載されている。
【００１０】
具体的には、特許文献１に記載の方法は、
複数の機能的要素と、それら要素に関連する機能的ルーチンであって、人工衛星において使用される可能性のあるルーチンとを特定する工程と、
戦略的な方法でこれらの機能的ルーチンを互いに関連付ける工程と、
これらの機能的ルーチンを分割して、複数のサブシステムを設定する工程と、
これらの複数のサブシステムから複数のモジュールを導出する工程を含み、これらのモジュールの各々が少なくとも１つの他のモジュールと動作可能に接続し、所定の数の上記の機能的ルーチンを実行可能な実用衛星を構築する。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００１１】
【特許文献１】米国特許出願公開第２００７／００２９４４６号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１２】
言い換えれば、人工衛星の製造期間短縮と製造コスト削減という上記要望に応える解決手段を提供するために、特許文献１では、モジュール式構造の利用が提案されている。しかしながら、特許文献１に記載の上記解決手段は、非常に包括的且つ抽象的なので、本願出願人のような宇宙／人工衛星産業における経営者が、人工衛星、具体的には超小型人工衛星の製造期間短縮と製造コスト削減を効果的に実現する目的で、この解決手段を実際に適用及び使用することは事実上不可能である。
【００１３】
周知のように、「超小型人工衛星」という用語は、一般的に、質量が１０〜１００ｋｇの人工衛星を指すために使用される。しかし、これは公式な決定事項ではなく、超小型人工衛星という用語が、質量が１０ｋｇよりも小さい人工衛星、又は、質量が１００ｋｇよりも大きい人工衛星を指すために使われることもある。したがって、明確さのために、以下に記載の本特許出願の主題である本発明の説明と定義においては、超小型人工衛星という用語は、質量１５０ｋｇ以下の人工衛星を指すために使用されることをここで明記しておく。
【００１４】
本願出願人は、上述した超小型人工衛星の製造期間短縮と製造コスト削減の要望に対する解決手段の開発を成功させるべく、徹底した研究を行った。この徹底した研究によって、本願出願人は、超小型人工衛星の製造に最適化されたモジュール式構造に関する本発明を完成した。本発明は、特許文献１に記載の包括的且つ抽象的な解決手段とは異なり、真に応用可能且つ使用可能であり、超小型人工衛星の製造期間短縮と製造コスト削減を効果的に実現可能である。
【００１５】
したがって、本発明は、上述した超小型人工衛星の製造期間短縮と製造コスト削減の要望に対する解決手段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】
【００１６】
上記の目的及びその他目的は、添付の特許請求の範囲に規定される超小型人工衛星を製造するための方法及びモジュール式システムに関連する限りにおいて、達成される。
【００１７】
具体的には、本発明に係る超小型人工衛星の製造方法は、
超小型人工衛星の電子基板を収容するよう構成された第１型モジュールと、
超小型人工衛星のデバイス及びシステムを収容するよう構成された第２型モジュールと、
第３型モジュールとを準備する工程を含む。
上記第３型モジュールは、
打上ロケットに連結されるよう構成された第１の接続手段と、
超小型人工衛星の外部付属物に連結されるよう構成された第２の接続手段とを備え、
超小型人工衛星の本体を所定の高さにするように設計されており、
すべての第１型、第２型、及び第３型のモジュールは、型の同異に関わらず重ねることができる。
【００１８】
本発明の製造方法は、さらに、異なる型のモジュールを重ねて超小型人工衛星の本体を形成する工程を含み、これらの重ねられたモジュールには、少なくとも１つの第２型モジュールと少なくとも１つの第３型モジュールとが含まれる。
【００１９】
好ましくは、重ねられた上記モジュールには、少なくとも１つの第１型モジュールがさらに含まれる。
【００２０】
好適には、超小型人工衛星の本体を形成する上記工程は、
超小型人工衛星への搭載用に設計されるとともに、搭載後には超小型人工衛星を所定のミッションを実行可能な状態にする、電子基板並びにデバイス及びシステムを準備する作業と、
上記電子基板を１つ又は複数の第１型モジュールに収容して、超小型人工衛星の本体を形成するのに使用される１つ又は複数の対応する第１のモジュールを得る作業と、
上記デバイス及びシステムを１つ又は複数の第２型モジュールに収容して、超小型人工衛星の本体を形成するのに使用される１つ又は複数の対応する第２のモジュールを得る作業と、
第１及び第２のモジュールの重置順序を規定し、この重置順序に１つ又は複数の第３型モジュールをさらに挿入して、超小型人工衛星の本体を形成するのに使用される１つ又は複数の対応する第３のモジュールを得る作業とを含む。
第３のモジュールのそれぞれは、上記重置順序に挿入されて、
超小型人工衛星の本体を所定の高さにする機能と、
上記重置順序に従って第３のモジュールのすぐ上下に重ねられることになる２つのモジュールを離間する機能と、
上記重置順序に従って第３のモジュールのすぐ下に重ねられることになる第２のモジュールの収容容積を増大させる機能と、
上記重置順序に従って第３のモジュールのすぐ下に重ねられることになる第１又は第２のモジュールの内部熱の廃棄を増大させる機能と、
超小型人工衛星の本体を外部付属物及び／又は打上ロケットに連結するための接続点を供給する機能のうちの少なくとも１つを果たす。
超小型人工衛星の本体を形成する上記工程は、第１、第２、及び第３のモジュールを重置順序に従って重ねることにより、超小型人工衛星の本体を形成する作業を含む。
【００２１】
好適には、本発明の製造方法は、上記外部付属物を、少なくとも１つの重ねられた第３型モジュールの第２の接続手段に連結することによって、超小型人工衛星の本体と上記外部付属物とを連結する工程をさらに含む。より好適には、超小型人工衛星の本体に連結された上記外部付属物は、１つ又は複数のソーラーパネルと、１つ又は複数のセンサと、１つ又は複数のアンテナと、１つ又は複数のリモートセンシングシステムのうちの少なくとも１つを含む。
【００２２】
好ましくは、超小型人工衛星の本体は、所定の位置に配置された少なくとも２つの第３型モジュールを含み，本発明の製造方法は、上記所定の位置に配置された少なくとも２つの第３型モジュールの第１の接続手段を、超小型人工衛星をディスペンサ方式で作動する打上ロケットに連結するよう設計された別の接続手段に連結する工程をさらに含む。あるいは、超小型人工衛星の本体の下端は、第３型モジュールが設けられて終端し、この第３型モジュールの下端は、接続構造に連結されており、この接続構造は、打上ロケット用のリング状アダプタに連結されるように構成されている。
【００２３】
好適には、すべての第１型、第２型、及び第３型のモジュールが、同じ大きさと同じ形状の基底部と、同じ機械的連結点とを有し、これにより型の同異に関わらず重ねられるよう構成されている。
【００２４】
好ましくは、すべての第１型モジュールが、同じ第１の高さを有し、すべての第２型モジュールが、同じ第２の高さを有し、すべての第３型モジュールが、同じ第３の高さを有し、第１の高さは第３の高さよりも大きく、第２の高さは第１の高さよりも大きい。好適には、第１の高さは、第１型モジュールの内部温度が所定の最高温度を超えないことを担保する高さである。
【００２５】
本発明のさらなる理解のために、以下では、非限定的な例としてのいくつかの好ましい実施形態を、添付の（一律の縮尺に従わない）図面を参照して説明する。
【図面の簡単な説明】
【００２６】
【図１】図１は、本発明の好ましい実施形態に係る第１型モジュールを示す。
【図２】図２は、本発明の好ましい実施形態に係る第２型モジュールを示す。
【図３】図３は、本発明の好ましい実施形態に係る第３型モジュールを示す。
【図４】図４は、本発明の実施形態に係る超小型人工衛星の本体を示す。
【図５】図５は、本発明の実施形態に係るＳＡＲリモートセンシング用超小型人工衛星を示す。
【図６】図６は、本発明の実施形態に係る光学リモートセンシング用超小型人工衛星を示す。
【図７】図７は、本発明の実施形態に係る電気通信用超小型人工衛星を示す。
【図８】図８は、本発明の実施形態に係る、リング状の打上ロケットアダプタを介して打上ロケットに連結可能に構成された超小型人工衛星を示す。
【図９】図９は、ディスペンサ接続部を介して打上ロケットに連結可能に構成された、図８のものと同じ超小型人工衛星を示す。
【図１０】図１０は、本発明の実施形態に係る超小型人工衛星の本体を示す。
【図１１】図１１は、図１０のものと同じ超小型人工衛星の本体を示す。
【発明を実施するための形態】
【００２７】
以下の説明は、当業者による本発明の実施及び使用を可能とするために記載される。当業者には、記載の実施形態に対する各種の改変が直ちに明らかとなるであろう。本明細書に記載される包括的原則は、添付の請求項により規定される本発明の保護範囲から逸脱しない限り、他の実施形態や用途に適用可能である。
【００２８】
したがって、本発明を本明細書に記載される実施形態に限定することを意図するものではなく、本明細書に開示され且つ添付の請求項により規定される思想と特徴に整合する最大の範囲に本発明を合致させることを意図するものである。
【００２９】
本発明は、概して、超小型人工衛星の製造に最適化されたモジュール式構造に関する。具体的には、本発明に係るモジュール式構造によれば、実行される特定の機能によって３種類の異なる型に属し得る標準的モジュールを重ねることにより、超小型人工衛星の本体を形成することができる。具体的には、以下のモジュールである。
第１型モジュール：出願人により、電子的機能トレー（Ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃ  Ｆｕｎｃｔｉｏｎａｌ  Ｔｒａｙ；ＥＦＴ）と名づけられ、高放熱性で（つまり、多量の熱を放散し）、実質的に二次元（２Ｄ）の電子的要素（すなわち、一般的な電子基板、具体的にはプリント回路基板（ＰＣＢ））を収容するよう構成されたモジュール。
第２型モジュール：出願人により、容積機能トレー（Ｖｏｌｕｍｅｔｒｉｃ  Ｆｕｎｃｔｉｏｎａｌ  Ｔｒａｙ：ＶＦＴ）と名づけられ、例えば、航空電子工学的アクチュエータ（リアクションホイール、姿勢制御ジャイロスコープ、等）や推進要素（タンク、管路、バルブ、等）、バッテリなどのような、超小型人工衛星への搭載が必要な各種形状と大きさの三次元（３Ｄ）デバイス及びシステムを収容するよう構成されたモジュール。
第３型モジュール：出願人により、幾何学的機能トレー（Ｇｅｏｍｅｔｒｉｃ  Ｆｕｎｃｔｉｏｎａｌ  Ｔｒａｙ：ＧＦＴ）と名づけられ、
超小型人工衛星の本体を、所定の高さにする機能、及び／又は、
すぐ上下に重ねられた第１型及び／又は第２型の２つのモジュールを離間する機能、及び／又は、
すぐ下に重ねられた第２型モジュールの収容容積を増大させる機能、及び／又は、
すぐ下に重ねられた第１型又は第２型モジュールの内部に配置された要素が発生させる熱の外部への放散又は廃棄を増大させるために、この第１型又は第２型モジュールの放射面積を増やす機能、及び／又は、
超小型人工衛星の本体を、打上ロケット（又はランチャー）、及び／又は、外部付属物（例えばソーラーパネル）、及び／又は、ペイロード搭載物（例えば、合成開口レーダ（ＳＡＲ）アンテナ／デバイス／システム、電気通信アンテナ／デバイス／システム、光学リモートセンシングアンテナ／デバイス／システム、センサ、等）に連結するための接続点を提供する機能、のうち１つ又は複数を有するモジュール。
【００３０】
詳細には、３つの型のすべてのモジュールは、その内部が中空であり、直角柱形で、型の同異に関わらず重ねられるように、同一の基本形状と同一の基本サイズを有する。
【００３１】
好適には、第１型及び第２型モジュールには、必要に応じて、上部壁が設けられていても、設けられていなくてもよい。実際、ある場合においては、上部壁を備えない第１型及び第２型モジュールを使用するのが適切なこともあり、この場合には、これらの「コンテナ」モジュールの上部が、すぐ上に重ねられたモジュールの基底壁によって閉鎖される。その代わりに、他の場合では、例えば、重ねられた各種の「コンテナ」モジュール間の断熱性及び／又は電磁気遮断性を向上させるために、又は、ある内容積についての宇宙放射線の遮蔽を高めるために、上部壁が嵌合された第１型及び第２型モジュールを使用するのが適切なこともある。
【００３２】
さらに、好適には、第３型モジュールについても、必要に応じて、上部壁が設けられていても、設けられていなくてもよく、必要に応じて、基底壁が設けられていても、設けられていなくてもよい。
【００３３】
好適には、３種類の型のモジュールのいずれもが、上部と底部に同じ機械的連結点を有し、これにより、型の同異に関わらず、重ねられたモジュール同士を連結することができる。
【００３４】
好適には、各型のモジュールの高さは、それぞれのモジュールの機能に係る要件に合わせて規定されている。具体的には、次のような高さである。
すべての第１型モジュールは、同じ第１の高さを有する。第１の高さは、内部総電力損失の最大値８０Ｗについて、第１型モジュールの内部温度が、（見込まれる軌道及び高度により課される境界条件下で）第１型モジュールに収容されている電子基板の最高許容温度を超えないことを担保するように規定される。
すべての第２型モジュールは、同じ第２の高さを有する。第２の高さは、ハードウェアマトリクス（これもミッションの要件に左右される）に基づいて実施される、搭載ユニットの配置及び収容についての構成演習によって計算される。
すべての第３型モジュールは、同じ第３の高さを有する。第３の高さは、接続点が発生させる集中荷重に対処するための大きさと、第３型モジュールの厚さの最小化との妥協点に相当する高さである。（実際に、先述の通り、超小型人工衛星本体の内容積及び／又は高さを微増させること、超小型人工衛星本体をランチャー及び／又は外部付属物及び／又はペイロード搭載物に連結すること、及び、放射面積を増やすことのうちの少なくとも１つを目的として、第３型モジュールを使用することができる。）
【００３５】
好適には、第２の高さは、第１の高さと第３の高さの両方よりも大きく、第１の高さは、第３の高さよりも大きい。
【００３６】
各モジュールの大きさが、全般的な「最悪の事態」の構成により決定されるシステムレベル要件に照らして（具体的には、質量、重心、熱出力の点から）適切に決定されると、各モジュールの利用は、主に、構成の問題となる。このようにして、本発明のモジュール式構造によれば、超小型人工衛星の熱的機械的レイアウトの設計に必要な労力を低減することができる。
【００３７】
言い換えれば、本発明のモジュール式構造の使用によって、超小型人工衛星の構成（具体的には、超小型人工衛星の本体の高さの決定、並びに、内部要素、外部付属物、及びペイロード搭載物のレイアウト）を設計することが、ミッションの要件と関連のハードウェアマトリクスとに基づいて、簡単な作業でモジュールを適切に重置することに変わる。
【００３８】
具体的には、本発明のモジュール式構造を使用すれば、超小型人工衛星の本体の形成が、超小型人工衛星のミッションの要件に基づいて、標準的モジュールを選択して重ねることを意味するようになる。ミッションの要件は、具体的には、
人工衛星の段の機能性についての選択肢（例えば、推進サブシステムを含むモジュール又は素早く動くアクチュエータを備えるモジュール等が挿入されるか、されないかの可能性）、
ペイロードユニットのマトリクス、
外部付属物、
超小型人工衛星の総質量と総電力、
飛行高度と軌道、
打上げ方式
の点について表わされる。
【００３９】
さらに、重ねられた各種のモジュール間でデータ信号及び／又は電力信号（すなわち、電力供給）を送受するための電気的相互接続は、好適には、標準的ケーブルにより実現される。このケーブルは、外部からモジュールに配設されるとともに、モジュールに配置されたコネクタ（これらのコネクタも標準的なものである）に接続される。具体的には、重ねられて超小型人工衛星の本体を形成するモジュールにおいて、すべてのコネクタを１本又は複数本の垂直線、あるいは、１本又は複数本の主軸に沿って配置してもよい。これにより、保守／試験作業の際に、コネクタを簡単に切り離したり取り外したりできる（追って詳述する）。例えば、データ信号が通過するよう構成されたすべてのコネクタを、各種のモジュールを重ねて形成された超小型人工衛星本体の側部の１本の主軸に沿って配置し、電力信号（すなわち、電力供給）が通過するよう構成されたすべてのコネクタを超小型人工衛星本体の別の側部の１本の主軸に沿って配置することが好適であり得る。
【００４０】
なお、重ねられて超小型人工衛星本体を形成する個々のモジュールへのアクセスについては、モジュールの重なり部分のひとつひとつが、各レベルにおいて容易に離間可能であり、すべての内部要素に容易にアクセスできる。
【００４１】
本発明がより理解されるように、以下では、本発明の１つ又は複数の好ましい実施形態の具体的な局面と特徴とを詳細に説明する。
【００４２】
この目的のために、図１、図２、及び図３には、本発明の好ましい実施形態に係る第１型モジュール（その全体に符号１を付す）、第２型モジュール（その全体に符号２を付す）、及び、第３型モジュール（その全体に符号３を付す）をそれぞれ示す。
【００４３】
具体的には、図１に示すように、第１型モジュール１は、内部が中空で、非正八角形の基底部を有し、上部壁が設けられていない（ただし、上述の通り、上部壁を設けることも好適であり得る）直角柱に類似した形状である。この非正八角形の基底部は、第１の外側所定長さＬ１を有する２対の向かい合う辺、及び、第２の外側所定長さＬ２を有する２対の向かい合う辺を有する。第２の所定長さＬ２は、第１の所定長さＬ１よりも大幅に短い。言い換えれば、第１型モジュール１は、好適には、「丸められた」角と、頂点が面取りされた略正方形（ただし、好適には長方形でもよい）の基底部とを有する一種の「引出し」構造とみなすこともできる。
【００４４】
さらに、第１型モジュール１は、第１型モジュール１内に収容されている電子基板からの総電力損失の最大値８０Ｗについて、第１型モジュール１の内部温度が、収容されているこれらの電子基板の最高許容温度を超えないことを担保する第１の高さＨ１を有する。
【００４５】
第１型モジュール１は、電子基板を８枚まで収容するよう構成されている。具体的には、８枚のプリント回路基板を４枚ずつ２つの平面状の組に分け、これら２組を上下に配置して、横断方向に延びるマザーボードを介して相互接続することにより、ケーブルの数を大幅に削減している。これに関し、図１には、第１型モジュール１の基底部の中線に沿って配置されたマザーボード１５に接続された４枚の電子基板（それぞれ、符号１１，１２，１３，及び１４を付す）が非常に概略的に示されている。
【００４６】
さらに、この第１型モジュール１は、上記の第１の所定長さＬ１を有する向かい合う２つの側壁の中央領域に配置されたコネクタ１６及び１７も備える。
【００４７】
したがって、本発明は、好ましくは、人工衛星に現在使用されている従来の電子ユニット用「箱」構成の非採用と、その代わりに、高集積された標準的フォーマットの電子基板の使用を意図したものである。この目的のために、図１に示すような第１型モジュールは、一定数の標準的フォーマットの電子基板、具体的には標準的フォーマットのプリント回路基板を、プリント回路基板の果たす機能に関わらずに収容するよう構成されている。
【００４８】
いずれの場合についても、標準的フォーマットのプリント回路基板として構成されていない電子部品／デバイス／システムを引き続き使用する必要が生じる可能性があり、したがって、これらの電子部品／デバイス／システムを、１つ又は複数の第２型モジュールに収容する必要が生じる可能性があることに注目されたい。例えば、特定のミッションが「既製品」の電子ユニットの使用を必須とする場合には、それをプリント回路基板として再設計及び製造することは適切とは到底言えない。よって、この場合には、「既製品」電子ユニットを、第２型モジュールに収容することが好適であり得る。
【００４９】
より全般的には、ある場合においては、第１型モジュールを使用すらしない可能性があることに注目されたい。例えば、特定のミッションが「既製品」電子ユニットの使用のみを必要とする場合には、それをプリント回路基板として再設計及び製造することは適切とは到底言えない。よって、この状況では、第２型及び第３型モジュールのみを（したがって、第１型モジュールを一切使用せずに）重ねて、上記の「既製品」電子ユニットを１つ又は複数の第２型モジュール内に配置することにより、超小型人工衛星の本体を形成することが好適であり得る。
【００５０】
図２に示すように、第２型モジュール２は、上部壁が設けられていない（ただし、上述の通り、上部壁を設けることも好適であり得る）直角柱に類似した形状を有し、内部が中空であり、非正八角形の基底部を有する。この非正八角形の基底部は、上記の第１の外側所定長さＬ１を有する２対の向かい合う辺、及び、上記の第２の外側所定長さＬ２を有する別の２対の向かい合う辺を有する。言い換えれば、第２型モジュール２も、好適には、「丸められた」角と、頂点が面取りされた略正方形（ただし、好適には長方形でもよい）の基底部とを有する一種の「引出し」構造とみなすこともできる。
【００５１】
さらに、第２型モジュール２は、第２の所定の高さＨ２を有する。第２の所定の高さＨ２は、第１型モジュール１の第１の所定高さＨ１よりも大きいが、これは、
例えば、航空電子工学的アクチュエータ（リアクションホイール、姿勢制御ジャイロスコープ、等）や推進要素（タンク、管路、バルブ、等）やバッテリなどのような、超小型人工衛星に搭載される、形状と大きさが様々で、カスタマイズ不可能で、多くの場合「既製品」であるデバイスやシステムを第２型モジュール内に収容可能とすること、及び
第２型モジュール２内に収容されたデバイス及びシステムが発生させる熱負荷に対する耐性を第２型モジュール２が有するようにすることを目的としている。
【００５２】
言い換えれば、図２に示すような第２型モジュールの設計、具体的にはその高さの設計は、収容対象のデバイス及びシステムの嵩に関係する収容能力と、これらのデバイス及びシステムが発生させる熱負荷に耐える能力との釣り合いに相当する。
【００５３】
第２型モジュール２は、上記の種類のデバイス及びシステムを、一方のみを又は両方一緒に使用可能な以下の２つの方法、すなわち、
デバイス及びシステムを第２型モジュール２の側壁及び／又は基底壁に固定する方法、
デバイス及びシステムを、第２型モジュール２内に配置されるとともに要件に応じて改変可能なアルミフレームに固定する方法、のうちの少なくとも一方で収容するよう構成されている。
【００５４】
これに関し、図２には、第２型モジュール２の側壁に固定された２つのデバイス／システム（それぞれ符号２１及び２２を付す）、及び、第２型モジュール２の基底壁に固定された２つのデバイス／システム（それぞれ符号２３及び２４を付す）が非常に概略的に示されている。
【００５５】
より全般的には、超小型人工衛星の製造プロセスにおいて、同じ又は類似の機能（例えば、推進、高度制御、電力等）を有するデバイス及びシステムのすべてを１つの第２型モジュールに収容することが適切であり得る。
【００５６】
第２型モジュールに収容されたデバイス及びシステムの熱放散に関する要求が、第１型モジュールに収容された電子基板に比較して少ない場合であっても、第２型モジュールは、その内部に存在するより大きな質量に起因するより高い局所的な力学的荷重に耐えなくてはならない。
【００５７】
最後に、図２に示すように、第２型モジュール２も、上記の第１の所定長さＬ１を有する向かい合う２つの側壁の中央領域に配置されたコネクタ２５及び２６を備える。
【００５８】
図３に示すように、第３型モジュール３は、上部壁が設けられていない（ただし、上述の通り、上部壁を設けることも好適であり得る）直角柱に類似した形状を有し、内部が中空で、非正八角形の基底部を有する。この基底部は、
上記第１の外側所定長さＬ１を有する２対の向かい合う辺と、
上記第２の外側所定長さＬ２を有する２辺とを有し、
上記第２の外側所定長さＬ２を有する辺に対向する２辺には、外方、つまり外側に向かって突出する接続部３１及び３２が配置されている。接続部３１及び３２によって、超小型人工衛星本体をランチャーに連結することができる（追って詳述する）。
【００５９】
さらに、第３型モジュール３は、（例えば、所定の大きさの穴として構成された）接続点３３を複数備える。接続点３３は、第３型モジュール３の側壁に沿って配置され、超小型人工衛星の外部付属物（例えば、ソーラーパネル、センサ、アンテナ、リモートセンシングデバイス／システム等）に連結されるよう構成されている。
【００６０】
さらに、第３型モジュール３は、第３の所定の高さＨ３を有する。第３の所定の高さＨ３は、第１型モジュール１の第１の所定高さＨ１及び第２型モジュール２の第２の所定高さＨ２よりも小さい。具体的には、第３の所定高さＨ３は、超小型人工衛星の本体全体の高さを低減する必要と、接続点３３及び接続部３１及び３２に由来する機械的集中荷重に対処する必要との最適妥協点に相当する。使用時に、接続点３３及び接続部３１及び３２を介して、超小型人工衛星の本体を、外部付属物とランチャーとにそれぞれ連結可能である。
【００６１】
上述の通り、第３型モジュール３は、以下のような一連の機能を果たすように構成されている。すなわち、
幾何学的構造的機能、具体的には、
超小型人工衛星本体の高さを適切に規定し、及び／又は、
重ねられたモジュールを互いから離間させ、及び／又は、
特に占有の度合いの高い第２型モジュールの収容容積を増やし、及び／又は、
ランチャー及び／又は外部付属物（例えば、ソーラーパネル）及び／又はペイロード搭載物（例えばＳＡＲアンテナ／デバイス／システム、光学リモートセンシングアンテナ／デバイス／システム、電気通信アンテナ／デバイス／システム、等）に対して、接続点を適切な位置に規定するための幾何学的構造的機能、並びに
具体的には、任意の第１型又は第２型モジュール内に配置された、特に高放熱性の搭載物のために、さらなる放射面積を供給する耐熱機能である。
【００６２】
さらに、図４は、本発明の実施形態に係る、超小型人工衛星本体（その全体に符号４を付す）を示す。具体的には、図４に示すように、超小型人工衛星本体４は、上下に重ねられた複数の第１型、第２型及び第３型のモジュールを含む。詳細には、重ねられて超小型人工衛星本体４を形成する複数のモジュールには、下から上の順に、
第１の第３型モジュール４１と、
第１の第３型モジュール４１の上に配置された第１の第２型モジュール４２と、
第１の第２型モジュール４２の上に配置された第２の第２型モジュール４３と、
第２の第２型モジュール４３の上に配置された第１の第１型モジュール４４と、
第１の第１型モジュール４４の上に配置された第２の第３型モジュール４５と、
第２の第３型モジュール４５の上に配置された第３の第２型モジュール４６と、
第３の第２型モジュール４６の上に配置された第２の第１型モジュール４７と、が含まれる。
【００６３】
さらに、図５、図６、図７には、本発明の実施形態に係る超小型人工衛星（それぞれ、その全体に符号５，６，７を付す）を示す。
【００６４】
具体的には、図５に示す超小型人工衛星５は、ＳＡＲリモートセンシング用途の超小型人工衛星であり、その本体は、上下に重ねられた複数の第１型、第２型及び第３型のモジュールを含む。
【００６５】
詳細には、重ねられて超小型人工衛星５の本体を構成する複数のモジュールには、下から上の順に、
第１の第３型モジュール５１と、
第１の第３型モジュール５１の上に配置された第１の第２型モジュール５２と、
第１の第２型モジュール５２の上に配置された第２の第２型モジュール５３と、
第２の第２型モジュール５３の上に配置された第２の第３型モジュール５４と、
第２の第３型モジュール５４の上に配置された第３の第２型モジュール５５と、
第３の第２型モジュール５５の上に配置された第１型モジュール５６と、
第１型モジュール５６の上に配置された第３の第３型モジュール５７と、
第３の第３型モジュール５７の上に配置された第４の第２型モジュール５８と、
第４の第２型モジュール５８の上に配置された第４の第３型モジュール５９と、が含まれる。
【００６６】
超小型人工衛星５は、さらに、第１の第３型モジュール５１に連結された２組のソーラーパネル５０１及び５０２と、第４の第３型モジュール５９に配設されたＳＡＲシステム５０３も備える。
【００６７】
図６に示すように、超小型人工衛星６は、光学リモートセンシング用途の超小型人工衛星であり、その本体は、上下に重ねられた複数の第１型、第２型及び第３型モジュールを含む。
【００６８】
詳細には、重ねられて超小型人工衛星６の本体を構成する複数のモジュールには、下から上の順に、
第１の第３型モジュール６１と、
第１の第３型モジュール６１の上に配置された第１の第２型モジュール６２と、
第１の第２型モジュール６２の上に配置された第２の第２型モジュール６３と、
第２の第２型モジュール６３の上に配置された第３の第２型モジュール６４と、
第３の第２型モジュール６４の上に配置された第１型モジュール６５と、
第１型モジュール６５の上に配置された第４の第２型モジュール６６と、
第４の第２型モジュール６６の上に配置された第２の第３型モジュール６７と、が含まれる。
【００６９】
超小型人工衛星６は、さらに、第１の第３型モジュール６１と第２の第３型モジュール６７とに連結された２組のソーラーパネル６０１及び６０２と、第２の第３型モジュール６７に配設された光学リモートセンシングシステム６０３も備える。
【００７０】
図７に示すように、超小型人工衛星７は、電気通信用途の超小型人工衛星であり、その本体は、上下に重ねられた複数の第１型、第２型及び第３型モジュールを含む。
【００７１】
詳細には、重ねられて超小型人工衛星７の本体を構成する複数のモジュールには、下から上の順に、
第１の第３型モジュール７１と、
第１の第３型モジュール７１の上に配置された第１の第２型モジュール７２と、
第１の第２型モジュール７２の上に配置された第２の第２型モジュール７３と、
第２の第２型モジュール７３の上に配置された第３の第２型モジュール７４と、
第３の第２型モジュール７４の上に配置された第１の第１型モジュール７５と、
第１の第１型モジュール７５の上に配置された第２の第３型モジュール７６と、
第２の第３型モジュール７６の上に配置された第２の第１型モジュール７７と、
第２の第１型モジュール７７の上に配置された第３の第３型モジュール７８と、が含まれる。
【００７２】
超小型人工衛星７は、さらに、第１の第３型モジュール７１と第２の第３型モジュール７６とに連結された２組のソーラーパネル７０１及び７０２と、第３の第３型モジュール７８に配設された電気通信システム７０３も備える。
【００７３】
本発明のモジュール式構造によれば、構築された超小型人工衛星にデュアル打上げ性能が保証される。具体的には、主要な打上げ方法である、いわゆる「ディスペンサ」方式及び「ピギーバック」方式の両方によって超小型人工衛星を軌道に打上げることが可能になる。具体的には、１つ又は複数の第３型モジュールを適切に配置することによって、超小型人工衛星をランチャーに連結するよう適切に構成できる。ランチャーへの接続は、
典型的なリング状の打上ロケットアダプタ（ＬＶＡ）（この場合は、第３型モジュールが超小型人工衛星本体の最下方に配置され、特定の端部接続構造を介してリング状のＬＶＡに連結される）、又は、
ディスペンサ接続部（この場合は、重置順序において２つ以上の第３型モジュールを適切な位置に配置することによって、ディスペンサとの接続部が超小型人工衛星本体の適切な位置に配置される）を介して行われる。
【００７４】
図８及び図９には、本発明の実施形態に係る同一の超小型人工衛星（その全体に符号８を付す）を示す。この超小型人工衛星８は、本発明の２つの実施形態に係るリング状ＬＶＡ及びディスペンサ接続部を介してランチャーに連結可能に構成されている。
【００７５】
具体的には、図８及び図９の両方に示すように、超小型人工衛星８の本体には、下から上の順に、
第１の第３型モジュール８１と、
第１の第３型モジュール８１の上に配置された第１の第２型モジュール８２と、
第１の第２型モジュール８２の上に配置された第２の第２型モジュール８３と、
第２の第２型モジュール８３の上に配置された第１の第１型モジュール８４と、
第１の第１型モジュール８４の上に配置された第２の第３型モジュール８５と、
第２の第３型モジュール８５の上に配置された第２の第１型モジュール８６と、
第２の第１型モジュール８６の上に配置された第３の第１型モジュール８７と、が含まれる。
【００７６】
さらに、超小型人工衛星８は、第１の第３型モジュール８１に連結されて超小型人工衛星８の本体に沿って折り畳まれた（すなわち、人工衛星の打上げ時の典型的構成の）２組のソーラーパネル８０１及び８０２も備える。
【００７７】
図８に示す例では、超小型人工衛星８は、第１の第３型モジュール８１の下方に配置されてＬＶＡリング（図８には図示せず）に連結されるよう構成された、接続構造８０３を備える。一方、図９に示す例では、第１の第３型モジュール８１及び第２の第３型モジュール８５が、それぞれ、側方に突出する一対の接続部（符号８１１及び８１２、並びに、符号８５１及び８５２をそれぞれ付す）を備える。これらの接続部は、特別に設けられたディスペンサ接続手段に連結されるよう構成されている。
【００７８】
本発明のモジュール式構造に基づいて構築された超小型人工衛星の、上記のデュアル接続性能、したがって、デュアル打上げ性能は、幅広い打上げ自由度を担保する。実際、本発明のモジュール式構造に基づいて構築された超小型人工衛星は、
（リング状ＬＶＡを使用して）主要ペイロードとして、
（ピギーバック方式で、及び／又は、リング状ＬＶＡを使用して）副次的ペイロードとして、及び
ディスペンサを介して、多連装打上げの一部としても、打上げ可能である。
【００７９】
したがって、この自由度によって、本発明は、
緊急の場合においては、最初に利用可能な打上げ手段を見出して使用すること、及び
コストが最小で、及び／又は、特定のミッションに最適な性能の打上げ手段を選択するために、多種多様な打上げ手段を評価すること、を可能にする。
【００８０】
さらには、本発明によれば、（例えば、コンステレーションの場合に）複数の超小型人工衛星の多連装打上げを一度に行うことができる。
【００８１】
本発明の別の局面は、重ねられた各種モジュールの配線に関する。これについて、図１０及び図１１には、本発明の実施形態に係る同一の超小型人工衛星９の本体を示す。この超小型人工衛星９の本体には、下から上の順に、
第１の第３型モジュール９１と、
第１の第３型モジュール９１の上に配置されるとともに、対応する側壁の中央領域に配置されたコネクタ９２１を備える、第１の第２型モジュール９２と、
第１の第２型モジュール９２の上に配置されるとともに、対応する側壁の中央領域に配置されたコネクタ９３１を備える、第２の第２型モジュール９３と、
第２の第２型モジュール９３の上に配置されるとともに、対応する側壁の中央領域に配置されたコネクタ９４１を備える、第３の第２型モジュール９４と、
第３の第２型モジュール９４の上に配置されるとともに、対応する側壁の中央領域に配置されたコネクタ９５１を備える第１型モジュール９５と、
第１型モジュール９５の上に配置されるとともに、対応する側壁の中央領域に配置されたコネクタ９６１を備える第４の第２型モジュール９６と、
第４の第２型モジュール９６の上に配置された第２の第３型モジュール９７と、が含まれる。
【００８２】
図１０に示すように、コネクタ９２１，９３１，９４１，９５１，及び９６１を対応するモジュール９１，９３，９４，９５，９６に標準化された方法で（すなわち、これらのモジュールの対応の側壁における同じ所定の中央領域に）配置することにより、及び、これらのモジュールを適切に重ねることにより、これらのコネクタ９２１，９３１，９４１，９５１，及び９６１のすべてが、同一の垂直線又は主軸に沿って並ぶこととなる。これらのコネクタは、図１１に示すように、専用のアルミ板９８によって、しっかりと覆われる。
【００８３】
このようにして、各モジュールの内部の配線が、当該モジュールの対応するコネクタまで延ばされ、その後、データ信号及び電力信号が、モジュールの外部の上記主軸に沿って、モジュールからモジュールへと伝送される。
【００８４】
この特徴によって、重置の自由度と適応性が担保されるので、必要であれば、重置順序の改変も可能となる。
【００８５】
上記説明により、本発明の多数の技術的利点が直ちに明らかとなる。
【００８６】
まず、本発明のモジュール式構造では、限られた数のしかも標準的な型のモジュールを利用するので、
超小型人工衛星の設計、製造、一体化及び試験に必要な労力の低減、及びその結果である、関連の構築期間短縮と製造コスト削減と、
組立てレベルにおける、高度な標準化の達成と、
限られた数の製造ツールと製造プロセスの利用、及び、これらのツールとプロセスの標準化と最適化とが可能となることを強調することが重要である。このようにして、本発明のモジュール式構造に基づく解決手段は、非常に低コストで迅速に実施可能なものとなっている。
【００８７】
さらに、本発明によれば、個々のモジュール及び、任意のミッションに必要なデバイスとシステムと電子基板とを内蔵する複数のモジュールによる組立体について（部分的にせよ）、予備的ベンチ試験及び環境試験を行うことが可能となり、これにより、超小型人工衛星を一体化してから、システムレベルで実施する試験の回数を減らすことができる。当然のことながら、このこと全体の結果として、超小型人工衛星の実現のための期間が短縮される。言い換えれば、本発明によれば、個々のモジュール及び（部分的にせよ）モジュール組立体について、一体化作業と試験作業とを並行して行うことができるので、これらのモジュール及びモジュール組立体の事前評価が可能となる。このようにして、システムレベルでの一体化作業と試験作業をより迅速なものとする「既製品」モジュール及びモジュール組立体が得られる。
【００８８】
さらに、本発明のモジュール式構造は、自由度と適用性とが高いので、
多種多様なミッションに使用できる超小型人工衛星の製造、及び
複数の異なる打上げ方式の利用が可能となる。
【００８９】
まとめると、本発明のモジュール式構造は、最終的に、超小型人工衛星の構築において、
製造期間短縮と製造コスト削減と、
ミッションの自由度と、
打上げの自由度とについて、非常に多数の利点をもたらし得る。
【００９０】
最後に、添付の請求項により規定される本発明の保護範囲から逸脱しない限り、種々の改変が本発明に適用可能であることは明らかであることを付言しておく。
【図１】
2017537838.tif 000003
【図２】
2017537838.tif 000004
【図３】
2017537838.tif 000005
【図４】
2017537838.tif 000006
【図５】
2017537838.tif 000007
【図６】
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【図７】
2017537838.tif 000009
【図８】
2017537838.tif 000010
【図９】
2017537838.tif 000011
【図１０】
2017537838.tif 000012
【図１１】
2017537838.tif 000013
【国際調査報告】
2017537838.tif 000014
2017537838.tif 000015