(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
展開する前の格納位置、および展開した後の稼動中の展開位置を有し、宇宙船に向かって格納される第１の面と、格納位置で宇宙空間に面している反対側の第２の面とを含む２つの主な面を備え、前記第１の面がその面積の少なくとも大部分にわたって放熱し、前記第２の面の少なくとも一部分が断熱する宇宙船用の展開可能放熱器であって、前記第２の面の大部分が放熱し、該大部分が、前記放熱器を展開する前に、打ち上げの間および前記宇宙船の稼動軌道位置への移動の少なくとも一部の間にスクリーンの役割をする前記宇宙船の他の要素によって実質上隠されていることを特徴とする放熱器。
【請求項２】
展開可能な放熱器が、ヒンジ軸を備えるヒンジを有する展開機構によって宇宙船の構造に接続され、該ヒンジ軸が前記宇宙船の構造の主軸に対してゼロでない角度で配置されていることを特徴とする請求項１に記載の展開可能な放熱器。
【請求項３】
前記ヒンジが、「通信モジュール」と呼ばれる、前記宇宙船の一部分に固定されていることを特徴とする請求項２に記載の展開可能な放熱器。
【請求項４】
前記ヒンジが、「サービスモジュール」と呼ばれる、前記宇宙船の一部分に固定されていることを特徴とする請求項２に記載の展開可能な放熱器。
【請求項５】
前記放熱器が、確立された展開位置で、少なくとも１つの軸の周りで少なくとも１つの自由度を備えることを特徴とする請求項２に記載の展開可能な放熱器。
【請求項６】
前記放熱器が、確立された展開位置で、少なくとも２つの軸の周りで少なくとも２つの自由度を備えることを特徴とする請求項５に記載の展開可能な放熱器。
【請求項７】
展開位置にある前記放熱器の主軸が、前記宇宙船の主軸と平行ではないことを特徴とする請求項１から６のいずれか一項に記載の展開可能な放熱器。
【請求項８】
展開位置にある前記放熱器の主平面が、前記宇宙船の主平面と平行ではないことを特徴とする請求項１から７のいずれか一項に記載の展開可能な放熱器。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、電子的なまたは光学的なペイロードを運ぶ人工衛星およびプローブなどの宇宙船に関する。このような宇宙船は通常、すべての搭載電子機器に電力供給するための電気を発生し、貯蔵し、分配するための手段を備える。それぞれの電子装置に特定の電力効率に応じて、装置は、動作中に消費する電気エネルギの一部分を熱として放散する。この熱は、伝導によって分散させかつ伝えなければならず、その後、放熱によって宇宙船から宇宙の真空中へ放出しなければならない。本発明は、この機能を行うための放熱器に関する。
【０００２】
【従来の技術】
人工衛星のサイズおよび電力によって寸法が様々に異なる、固定式または展開可能な放熱器の様々な構成が知られている。通信人工衛星での現在の傾向は、ますます大きな寸法にすること、またますます大きな電力の発電機を持たせることであり、したがって、人工衛星内で放熱面積を増やす必要性が高まっている。
【０００３】
放熱器は、太陽によって照らされていない場合に、より効果的である。したがって静止衛星では一般に、好ましくは、いったん人工衛星がその稼動位置で軌道に乗り、そのアンテナが地球表面を指すように人工衛星本体が方向付けされたあとで北向きおよび南向きに露出される人工衛星構造のパネル上に、固定式の放熱器が取り付けられる。
【０００４】
展開可能な放熱器は、人工衛星の構造に本来備わる固定の面積が機内で発生したすべての熱を放出するのに十分でないとき、使用される。太陽発電機、アンテナリフレクタなど他の展開可能な構造と同様に、展開可能な放熱器は、ランチャのノーズコーンの下で利用可能な体積内に収まるように、人工衛星の主構造に対して畳まれている。打ち上げ後、いったんノーズコーンがランチャから取り外されると、人工衛星はランチャから分離し、様々な展開可能な構造が、任務で生じる必要に応じて、それぞれの場合に合わせて特に構成された展開機構によって展開される。
【０００５】
静止衛星の打ち上げ時、打ち上げロケットは通常、人工衛星を静止トランスファ軌道（ＧＴＯ）として知られている投入軌道上に乗せる。
【０００６】
その後、静止衛星機内の推進手段が、人工衛星を投入軌道から、静止地球軌道（ＧＥＯ）として知られる静止円弧上のその最終的な軌道位置に移動することを可能にする。
【０００７】
現在、これらの推進手段は一般に、人工衛星内に一体化された１つまたは複数の化学的燃焼エンジンによって構成されている。
【０００８】
将来の世代の人工衛星では、人工衛星の容量および寿命を増やすために、人工衛星をステーション上に投入し、ステーション上で保持するために電気スラスタの使用を一般化することが予想されている。このようなスラスタは、再生可能なエネルギ、すなわち太陽発電機を用いて取り出した電気によって電力供給され、したがってその質量や保管するために必要な空間など、機内の化学燃料に伴う欠点を制限することを可能にする。
【０００９】
したがって、新しい世代の電気推進式人工衛星が設計製作されている。人工衛星のステーション上への投入、すなわち、その投入軌道から静止軌道上の最終的な軌道位置への移動に伴うシーケンスには、様々な選択肢が可能である。
【００１０】
電気推進を使用してこの移動のすべてまたは一部を行うとき、太陽エネルギを収集して、電気エネルギに変換し、電気スラスタに電力供給できるようにすることが必要である。これは、人工衛星の太陽発電機を一部または全部展開することによって行うことができる。あるいは、他のシナリオでは、人工衛星は、投入軌道と静止軌道の間の移動、またはこの移動の一部を、化学的形態、電気化学的形態（バッテリ）、さらに原子力形態で打ち上げ時にすでに機内にあるエネルギを使用して行うことができる。
【００１１】
すべての場合で、移動のために使用可能なエネルギは、できる限り大きさを節約しなければならないエネルギの収集および貯蔵手段によって制限される。
【００１２】
すなわち、すべての場合で、使用可能なエネルギはちょうど足りるだけであるため、移動段階中にできるかぎり無駄にしてはならない。
【００１３】
文書Ｄ１＝ＥＰ０  ７８０  ３０４  Ａ１は、それぞれが２つの本質的に平行な表面を有し、放熱する第１の面と、断熱している反対側の第２の面とを備え、それにより、ＧＴＯからＧＥＯへの移動中、展開可能な放熱器は、格納位置にあり、この段階中の機内の加熱の必要性を減少させてそれによって機内のエネルギを節約するために、その放熱面が人工衛星の構造に面し断熱面が宇宙空間の真空に面して人工衛星の構造に押し付けられている、展開可能な放熱器を開示している。このシステムを図１に示し、以下でより詳細に説明する。
【００１４】
他の展開可能な放熱器システムが、たとえば、文書Ｄ２＝ＷＯ９９／１９２１２などの従来技術で知られており、その教示を図２を参照して以下で説明する。この場合、展開可能な放熱器は２つの放熱面を有する。
【００１５】
文書Ｄ１の展開可能な放熱器は、投入軌道から静止軌道に向かう移動段階中の断熱に極めて効果的である。対照的に、いったん人工衛星が静止軌道内のステーション上になると、熱放熱器としてのその有効性は、使用可能な表面積のおよそ半分が断熱し、放熱していないという事実によって、弱められる。
【００１６】
文書Ｄ２の展開可能な放熱器は、両方の面全体で放熱しているが、移動段階中は断熱を提供していない。
【００１７】
【発明が解決しようとする課題】
本発明の展開可能な放熱器によって、従来技術の欠点を軽減することができる。この目的のために、本発明は、放熱器が、展開する前の格納位置、および展開した後の稼動中の展開位置を有し、前記放熱器が、宇宙船に向かって格納される第１の面と、格納位置で宇宙空間に面している反対側の第２の面とを含む２つの主面を備え、前記第１の面が、少なくともその領域の大部分にわたって放熱をしており、前記第２の面の少なくとも一部分が熱的に断熱性である、宇宙船用の展開可能な放熱器であって、前記放熱器が、前記第２の面の大部分が、熱的に放熱しており、該大部分が、打ち上げ中および前記宇宙船の静止軌道への移動の少なくとも一部分の間、スクリーンの役割をする前記宇宙船の他の要素によって、前記放熱器の展開までは実質上隠されていることを特徴とする宇宙船用の放熱器を提供する。
【００１８】
【課題を解決するための手段】
有利な特徴によると、前記展開可能な放熱器は、ヒンジ軸を備えるヒンジを有する展開機構によって宇宙船構造に接続されており、該放熱器は、前記軸が、前記宇宙船の構造の主軸に対してゼロでない角度で配置されていることを特徴としている。特定の実施形態では、前記ヒンジは、「通信モジュール」と呼ばれる、前記宇宙船の一部分に固定されている。このモジュールは、主に機内のペイロード機器専用のものである。代替の実施形態では、前記ヒンジは、「サービスモジュール」と呼ばれる、前記宇宙船の一部分に固定されている。このモジュールは、そのプラットホームの機内機器専用のものであり、ペイロード機器の固有な動作を支援する働きをしている。
【００１９】
好ましい実施形態では、前記放熱器がその確立された展開位置にあるとき、少なくとも１つの軸の周りで少なくとも１つの自由度を備える。別の実施形態では、前記放熱器がその確立された展開位置にあるとき、少なくとも２つの軸の周りで少なくとも２つの自由度を備える。特定の実施形態では、展開位置にある前記放熱器の主軸は、前記宇宙船の主軸と平行ではない。別の特定の実施形態では、展開位置にある前記放熱器の主平面は、前記宇宙船の主平面と平行ではない。
【００２０】
本発明の他の特性および利点、および主要な変形形態は、添付図面の助けを用いて行う、以下の詳細な説明を読めば明らかになるであろう。
【００２１】
すべての図面で、同じ参照番号は、同じ要素を参照する。分かりやすく、読みやすくするために、縮尺は常に同一とは限らない。
【００２２】
【発明の実施の形態】
図１は、文書Ｄ１の従来技術で知られている人工衛星１０を示している。人工衛星１０は、サービスモジュール１４および通信モジュール１６を主に備える。展開可能な放熱器２８、３０、３２、および３４が展開位置で示されている。
【００２３】
人工衛星１０の構造１２内に固定された装置から生じる廃棄すべき熱は、展開可能な放熱器を人工衛星の構造１２に固定するヒンジに対応した可撓性の部分をそれぞれ有するヒートパイプ（図示せず）を用いて、放熱器に伝えられる。
【００２４】
推進装置の様々な部片が、人工衛星がある軌道から他の軌道へ移動する段階中と、人工衛星をステーション上に保持する目的での人工衛星の任務中との両方で、人工衛星の位置を操作するために設けられている。図１には、サービスモジュール１４の「反地球（ａｎｔｉ−ｅａｒｔｈ）」側のパネル上に、１対の電気イオンスラスタ２６とともに、２対の化学推進エンジン２４が見られる。両タイプのさまざまなモータが設けられているが、その見え方のため、この図中ですべてが見えているわけではない。投入軌道から静止軌道への移動を駆動するための、液体または粉末状の燃料を燃焼するための大きな中央エンジン（図示せず）を有することも可能である。
【００２５】
図１では、太陽電池パネル１８および大きなアンテナリフレクタ２０などの、他の展開された装置を見ることができる。図１の例では、大きなリフレクタ２０は、それ自体は主アンテナソースと向き合っている主リフレクタ２２と向き合っている。
【００２６】
本発明をよりよく理解するために、図１で留意すべきなのは、各展開可能な放熱器の２つの面の相異なる性質である。従来技術のこの例での展開可能な放熱器２８、３０、３２、および３４はそれぞれ、各放熱器の参照番号（２８、３０、３２、３４）の後に、たとえば２８Ｒ、３０Ｒ、３２Ｉ、３４Ｉのように付ける、参照記号「Ｒ」で記した第１の放熱面、および参照記号「Ｉ」で記した、断熱している反対側の第２の面を有する。放熱および断熱特性は、たとえば、断熱面上の多層膜断熱材（ＭＬＩ）、および放熱面上の太陽光反射板（ＯＳＲ）として知られている反射および放熱コーティングなどの、当業者によく知られているコーティングを用いた従来の方法で得られる。
【００２７】
文書Ｄ２によって教示された、図２に示す従来技術の宇宙船１０は、ヒンジ２９およびヒンジ軸をそれぞれ有するそれぞれの展開機構によって宇宙船１０の構造１２に接続された、太陽電池パネル１８および展開可能な放熱器４８を有する構造１２を備え、各ヒンジ軸は、前記宇宙船１０の構造１２の主軸に対してゼロでない角度である。図２に示すように、該展開可能な放熱器の両方の面は、放熱しており、両面が、放熱器を示す参照番号４８の後ろについた参照記号「Ｒ」によって記されている。いったん展開されると、放熱器の主平面は、北または南を向いた人工衛星の静止面の平面内になり、放熱器の主軸は、人工衛星―地球軸に対してゼロでない角度を示す。
【００２８】
図３ａは、宇宙船１０の展開可能な放熱器５の本発明による第１の実施形態の概略平面図であり、放熱器はその格納位置で示されている。アンテナリフレクタ２が、人工衛星本体に沿ってその東側および西側のパネル上に畳まれている。アンテナソース３が、図の最上部に見られるが、慣例によって、地球側の面である。展開可能な放熱器５は、この例では人工衛星１０の北側および南側の面に沿って畳まれている。図３ａおよび３ｂに示す実施形態では、これらの放熱器は、格納位置にあるときにそれ自体が人工衛星に沿って畳まれている太陽電池パネル１８によって、部分的に隠されている。他の展開可能な装置によって隠されていない展開可能な放熱器５の一部分は断熱していて、これは「断熱」を示す、参照番号「５」の後に付けられた参照記号「Ｉ」によって示されている。しかし、隠された部分は放熱部分であるが、格納位置を示すこの図面中では見ることができない。
【００２９】
図３ｂは、図３ａと同一の宇宙船であるが、展開位置にあるものを示している。太陽電池パネル１８は、この見方では立てた状態で（ｅｄｇｅ−ｏｎ）示されている。パネルの法線が、地球―人工衛星方向に対して実質上垂直であるとき、放熱器５を展開することができる。これらの放熱器が、参照番号「５」の後に付けた参照記号「Ｒ」で示す、完全に放熱している面を有していることがわかる。
【００３０】
図１の従来技術に対する本発明の主な利点は、文書Ｄ１の教示によると、所定の展開可能な放熱器の領域に対して前記放熱器の領域の半分が断熱しており、半分だけが放熱しているが、本発明の展開可能な放熱器では、放熱領域を半分よりもはるかに大きく構成することが可能である、という事実にあることを、容易に理解されよう。このように、本発明の放熱器は、熱を廃棄することになったとき、所定の領域につき文書Ｄ１の放熱器よりも良い性能を与えることができる。
【００３１】
図２の従来技術と比較した本発明の主な利点は、文書Ｄ２の放熱器が、両面で完全に放熱している、すなわち、打ち上げ段階および移動段階中に、宇宙船が断熱することなく宇宙空間の低温に曝露されるということに由来するということもまた容易に理解されよう。したがって、機内のエネルギの一部分を、移動中の宇宙船の加熱に充てなければならず、たとえば移動の目的のために必要な、なんらかの推進手段など、他の機能を実行するために必要なエネルギの損失になる。
【００３２】
したがって、本発明は、移動段階中の機内のエネルギの使用と、いったん宇宙船がステーション上になったあと、およびその任務全体にわたる、展開した放熱器の放熱能力とを同時に最適化することを可能にする。
【００３３】
図４ａおよび４ｂは、図３ａおよび３ｂと同じ人工衛星を、斜視で示す図である。図４ａの視点は、人工衛星の北側の面を見ているが、図４ｂは、人工衛星の東側の面を見ている。両方の図面では、同じ要素がみられる。すなわち、アンテナソース３、アンテナリフレクタ２、固定式の放熱器４Ｒ、および完全に放熱しており、格納位置にある固定式の放熱器４Ｒに沿って畳まれている第１の面５Ｒと、断熱部分５Ｉおよび熱的に放熱している大きな第２部分５Ｒを有する第２の面とを備える、展開可能な放熱器５。軌道移動段階中、前記放熱器の第２の面の、この放熱している第２部分５Ｒは、装置の他のいくつかの展開可能な部片によって、たとえば太陽電池パネル（図示せず）によって、またはまさに展開可能なアンテナのリフレクタ、または移動段階中に展開する必要のない他のいずれかの装置によって隠されている。
【００３４】
図５は、本発明の展開可能な放熱器の別の実施形態を、格納位置で示している。前記の図面中よりも大きいが、同一の特性を有する放熱器を見ることができる。図中では見えていない、放熱面である第１の面が、通信モジュール１６の北側の面に沿って配置されている。放熱器の第２の面は、熱的に断熱している第１部分５Ｉ、および熱的に放熱している第２部分５Ｒを備え、前記放熱している第２部分は、宇宙船がその移動経路上にある間、スクリーンを構成する他の展開可能な要素（図示せず）によって、実質上隠されている。放熱器は、ヒンジ軸を有するヒンジ６を介して通信モジュール１６と接続されている。図に示すように、ヒンジ軸は、宇宙船の主軸に対してゼロでない角度をもって配置されている。そのゼロでない角度によって、展開位置にある放熱器を、センサの視野の外に、およびスラスタからの化学ジェットまたはイオンジェットの通り路の外で、アンテナ、アンテナリフレクタ、およびアンテナソースの放射電磁界の外の適切な場所に配置することが可能になる。この配置を、以下の図面でより詳細に示す。
【００３５】
図６は、図５の展開可能な放熱器５Ｒの、展開位置での概略平面図である。ヒンジ６が、通信モジュール１６に取付けられており、ヒンジ６の軸は、宇宙船の主軸に対してゼロでない角度をもって配置されている。図中で、センサの視野は、１１で示す三角形によって示されている。例として、センサを、星を感知する位置センサとすることができる。宇宙船の主軸に対する角度がゼロでないようにするヒンジ軸の位置決めによって、位置センサの視野１１の外で放熱器を展開することが可能になる。人工衛星の北側面および南側面の固定された平面と同一直線状にならないようにして、放熱器の主平面を定位置にする展開もまた、このタスクに貢献している。
【００３６】
また、本発明の展開可能な放熱器を備える多数の宇宙船を、産業上、より簡単に製造できるようにするためには、宇宙船を、その構成部品がモジュラー、たとえばサービスモジュール１４および通信モジュール１６であるように設計することが望ましい。最も一般的に遭遇する状況では、機内の熱の発生源は、通信モジュール１６に集中している。したがって、ヒンジ６を通信モジュール１６上に固定できるようにし、通信モジュールから、ヒンジ６を通過している１つまたは複数の可撓性のヒートパイプまたは流体ループ（図示せず）を介して、展開可能な放熱器へ、熱を伝導できるようにするのが論理的である。
【００３７】
別の実施形態（図示せず）では、ヒンジ６をサービスモジュール１４上に固定することが可能である。サービスモジュールは、人工衛星の範囲で使用する、種々の異なる通信モジュールに対して単一の設計のものにすることができる。
【００３８】
図７は、宇宙船の反地球側の展開位置にある、展開可能な放熱器の詳細を示す図である。この図では、図６に実施例でのように、宇宙船の東側面または西側面上のヒンジ６に関して展開可能であり宇宙船の主軸に対してゼロでない角度を占めるヒンジ軸を備え、宇宙船の反対側の（場合に応じて北側または南側の）面に固定された第２の展開可能な放熱器の一部分を備える、第１の放熱器の放熱面５Ｒを、最前面に見ることができる。前記第２の放熱器は図７中に見られるように、断熱部分５Ｉおよび放熱部分５Ｒを示している。この図はまた、スラスタ２４の化学ジェットからの流出物が追従する経路２３および２５の包絡線も示している。放熱器５Ｒの形状および宇宙船に対するその位置が、展開されたときに、放熱器上に受ける燃焼生成物を避ける役目をすることがわかる。
【００３９】
図７には、ジェット２３が３次元で示されており、また、放熱器に対するその幾何学的関係を見ることができる。図７に示すように、展開位置にあるときの前記放熱器の主平面が前記宇宙船の主平面と平行でない場合のみ、放熱器が、このジェットを完全に避けることができる。
【００４０】
図８ａおよび８ｂは、図５、６および７に示すような展開可能な放熱器を有する人工衛星の北側面および東側面それぞれの概略斜視図であり、放熱器は、展開位置で示されている。すべての参照番号は、前記の各図面に示すものと同一であるので、詳細な説明はここでは繰り返さない。特に図８ｂで、上記に述べた理由により、展開位置にあるときの放熱器の主平面は、宇宙船の主平面と平行ではないことを観察するべきである。
【００４１】
図９は、図８ａおよび８ｂに示すような宇宙船１０の位置が、地球Ｅ周りの軌道Ｏの周りでどのように変化するかを示している。太陽Ｓは、地球Ｅ周りの、宇宙船の静止軌道平面Ｏ上にはないことがわかる。結果として、太陽光線が人工衛星１０上に、すなわち、人工衛星の放熱器５Ｒ上に降り注ぐ角度は、宇宙船１０のその軌道Ｏ上の位置の関数として、および季節の関数として変化する。
【００４２】
放熱器の効率は、太陽への曝露が減少するにつれて、すなわち、太陽エネルギの吸収が減少するにつれて増加する。吸収される太陽エネルギの量は、入射太陽光線が放熱表面４Ｒ、５Ｒと作る角度の関数として変化する。この変化は、放熱表面５Ｒに垂直なベクトルｎと、太陽光線に平行なベクトルｓとのスカラー積ｎ・ｓの関数として表すことができる。少なくとも１つの回転軸回りにモータ駆動されている展開可能な放熱器では、このスカラー積ｎ・ｓを最小化して、それによって、放熱器によって吸収される太陽エネルギの量を最小化し、したがって熱を廃棄するときの効率を最適化することができる。少なくとも２つの回転軸回りにモータ駆動されている放熱器では、スカラー積ｎ・ｓがゼロを保ち、それによって、放熱器の効率を最大化するように配置することができる。
【００４３】
図１０は、２つの軸回りの回転の駆動を可能にする機構を示している。このタイプの機構は、当業者によく知られている。これは、中間の第２部片４３を第１の軸４２回りに回転させるための環状のモータ（図示せず）を含む、底部の第１固定部片４１を備える。部片４３は、回転させるべき装置とのインターフェイスを構成している、第３部片４５の第２の軸４４回りの第２の回転を得るための環状の第２モータ（図示せず）を含む。ケーブリング４６は、両モータからの位置対称（ｓｙｍｍｅｔｒｙ）信号を搬送し、また両モータを回転させるのに必要な電力を供給する役割をしている。人工衛星の構造１０と展開可能な放熱器の間に、またはまさに展開可能な放熱器内に（展開アームと放熱パネルの間のインターフェイスに）設置された、このような２軸機構によって、軌道Ｏ全体にわたってゼロのスカラー積ｎ・ｓを得ることが可能になる。
【００４４】
上記のわずかな実施形態およびそれを示す図面を用いて説明した本発明は、これらの特定の実施例に多少なりとも制限されるものではない。たとえば、放熱器の形状は、Ｌ字型であるものとして示されているが、ある特定の宇宙船ためにの最適な配置を得るために他の形状で設計することも容易であろう。たとえば、三角形である可能性もあり、また他のなんらかの形状を有する可能性もある。放熱器は、展開位置にあるとき、人工衛星の構造の縁部に、または反地球側面上に配置されたものとして示されているが、放熱器を宇宙船の構造上で位置決めするための他の位置を考案することも容易であろう。ここに述べた例は、主に人工衛星に関するが、本発明は、惑星間プローブ、有人宇宙飛行、または追加的な熱廃棄能力を必要とする他の宇宙船にもまた適用することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】熱的に断熱している片面を有する、従来技術で知られている展開可能な放熱器を示す図である。
【図２】完全に放熱している両面を有する、従来技術で知られている展開可能な放熱器を示す図である。
【図３ａ】宇宙船の構造に沿って格納された位置で示した、本発明の展開可能な放熱器の第１の実施形態の概略平面図である。
【図３ｂ】展開位置で示した、本発明の展開可能な放熱器の第１の実施形態の概略平面図である。
【図４ａ】図３の展開可能な放熱器を備える宇宙船を、展開位置で示す斜視図である。
【図４ｂ】図３の展開可能な放熱器を備える宇宙船を、展開位置で示す斜視図である。
【図５】格納位置にある本発明の展開可能な放熱器の別の実施形態を示す図である。
【図６】展開位置にある図５の展開可能な放熱器を、ある機内機器の視野を伴って示す図である。
【図７】展開位置にある図５の展開可能な放熱器を、宇宙船の化学推進ノズルからのジェットを伴って示す図である。
【図８ａ】展開位置にある図５の展開可能な放熱器を、ある視点から見た斜視図であって、放熱器とミッションアンテナとの関係を示す図である。
【図８ｂ】展開位置にある図５の展開可能な放熱器を、別の視点から見た斜視図であって、放熱器とミッションアンテナとの関係を示す図である。
【図９】図８ａおよび８ｂで示した種類の宇宙船が、その地球周りの軌道上でどのように位置を変化させるかを示す図である。
【図１０】２つの軸回りの回転を得るための機構を示す図である。
【符号の説明】
４Ｒ  固定式の放熱器
５、４８  展開可能な放熱器
５Ｉ  断熱部分
５Ｒ  放熱部分
６  ヒンジ
１０  人工衛星
１１  センサ視野
１４  サービスモジュール
１６  通信モジュール
１８  太陽電池パネル
２０  アンテナリフレクタ
２２  アンテナソース
２３、２５  ジェット、流出物の経路
２４  包絡線
２６  電気イオンスラスタ
２８、３０、３２、３４  放熱器
２８Ｒ、３０Ｒ  第１の放熱面
３２Ｉ、３４Ｉ  第２の断熱面
４１  第１固定部片
４２  第１の軸
４３  第２部片
４４  第２の軸
４５  第３部片
４６  ケーブリング
Ｅ  地球
Ｏ  軌道
Ｓ  太陽
【図１】
0004308478.tif 000002
【図２】
0004308478.tif 000003
【図３ａ】
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【図３ｂ】
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【図４ａ】
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【図４ｂ】
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【図５】
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【図６】
0004308478.tif 000009
【図７】
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【図８ａ】
0004308478.tif 000011
【図８ｂ】
0004308478.tif 000012
【図９】
0004308478.tif 000013
【図１０】
0004308478.tif 000014