JP2001122200A - 人工衛星における衛星機器等の取付構造 - Google Patents
人工衛星における衛星機器等の取付構造Info
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- JP2001122200A JP2001122200A JP30076399A JP30076399A JP2001122200A JP 2001122200 A JP2001122200 A JP 2001122200A JP 30076399 A JP30076399 A JP 30076399A JP 30076399 A JP30076399 A JP 30076399A JP 2001122200 A JP2001122200 A JP 2001122200A
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 人工衛星に取り付けられている太陽電池パド
ルやアンテナなどの展開機構を宇宙空間において展開さ
れる際、人工衛星構体上を伝播して衛星搭載機器へ達す
る衝撃を緩和する。 【解決手段】 衛星搭載機器を保持する機器搭載パネル
に取り付けられているインサート１２ａ，１２ｂとスペ
ーサ２１ａ，２１ｂをネジ１６ａ，１６ｂで締結し、ス
ペーサ２１ａ，２１ｂと衛星搭載機器のベースパネル１
３に埋め込まれているインサート１４ａ，１４ｂをネジ
１６ｃ，１６ｄで締結する。これにより、剛性の確保と
衝撃の緩和を両立させる。
ルやアンテナなどの展開機構を宇宙空間において展開さ
れる際、人工衛星構体上を伝播して衛星搭載機器へ達す
る衝撃を緩和する。 【解決手段】 衛星搭載機器を保持する機器搭載パネル
に取り付けられているインサート１２ａ，１２ｂとスペ
ーサ２１ａ，２１ｂをネジ１６ａ，１６ｂで締結し、ス
ペーサ２１ａ，２１ｂと衛星搭載機器のベースパネル１
３に埋め込まれているインサート１４ａ，１４ｂをネジ
１６ｃ，１６ｄで締結する。これにより、剛性の確保と
衝撃の緩和を両立させる。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】この発明は、人工衛星の主構
成要素である構体にセンサを含む電子機器等を取り付け
る構造の改良に関し、さらに詳しく述べると人工衛星に
取り付けられている太陽電池パドルや、通信用アンテナ
を宇宙空間において展開する際に生ずる衝撃が、上記の
衛星機器等へ伝わるのを緩和するようにした取付構造を
提案するものである。なお、ここでは展開物として太陽
電池パドルを例に上げて説明する。
成要素である構体にセンサを含む電子機器等を取り付け
る構造の改良に関し、さらに詳しく述べると人工衛星に
取り付けられている太陽電池パドルや、通信用アンテナ
を宇宙空間において展開する際に生ずる衝撃が、上記の
衛星機器等へ伝わるのを緩和するようにした取付構造を
提案するものである。なお、ここでは展開物として太陽
電池パドルを例に上げて説明する。
【０００２】
【従来の技術】図３において、１は人工衛星の構体、２
ａ，２ｂは周知の太陽電池パドルであり、人工衛星が宇
宙空間に位置した段階で展開される。３ａ〜３ｆは太陽
電池パドル２ａ，２ｂを人工衛星が地上から宇宙空間に
至るまでの間折り畳んだ状態に保持する保持機構であ
り、この保持機構は人工衛星が宇宙空間の所定位置にお
いて太陽電池パドル２ａ，２ｂを展開する際に、例えば
火薬を用いた図示していない解除機構によって解除さ
れ、図４に示すように展開する。４は構体１の所定の面
５に取り付けられた機器搭載のためのパネル、６は衛星
機器である例えばセンサである。
ａ，２ｂは周知の太陽電池パドルであり、人工衛星が宇
宙空間に位置した段階で展開される。３ａ〜３ｆは太陽
電池パドル２ａ，２ｂを人工衛星が地上から宇宙空間に
至るまでの間折り畳んだ状態に保持する保持機構であ
り、この保持機構は人工衛星が宇宙空間の所定位置にお
いて太陽電池パドル２ａ，２ｂを展開する際に、例えば
火薬を用いた図示していない解除機構によって解除さ
れ、図４に示すように展開する。４は構体１の所定の面
５に取り付けられた機器搭載のためのパネル、６は衛星
機器である例えばセンサである。
【０００３】図４は図３に示すように折り畳まれていた
太陽電池パドル２ａ，２ｂを宇宙空間において展開した
状態を示している。
太陽電池パドル２ａ，２ｂを宇宙空間において展開した
状態を示している。
【０００４】図５は図３に示す物のＡ−Ａ断面図であ
り、１１は人工衛星に必要な機能を実行するためのセン
サを含む衛星機器等の本体、１２ａ，１２ｂは機器搭載
パネル４に取り付けられるインサート、１３は衛星機器
６全体を保持するベースパネル、１４ａ，１４ｂはその
ベースパネルに取り付けられインサート１２ａ，１２ｂ
とネジ１６ａ，１６ｂにより締結されるインサート、１
５は衛星機器の本体１１を保護するためのサイドパネル
から構成されている。
り、１１は人工衛星に必要な機能を実行するためのセン
サを含む衛星機器等の本体、１２ａ，１２ｂは機器搭載
パネル４に取り付けられるインサート、１３は衛星機器
６全体を保持するベースパネル、１４ａ，１４ｂはその
ベースパネルに取り付けられインサート１２ａ，１２ｂ
とネジ１６ａ，１６ｂにより締結されるインサート、１
５は衛星機器の本体１１を保護するためのサイドパネル
から構成されている。
【０００５】ここで、ネジ締結の衝撃緩和のメカニズム
について説明する。機器搭載パネル４とベースパネル１
３の締結は、インサート１２ａ，１２ｂとネジ１６ａ，
１６ｂ、かつネジ１６ａ，１６ｂとインサート１４ａ，
１４ｂの摩擦により固定されている。保持機構３ａ〜３
ｆを解除する際に衝撃が発生した時、ネジ軸方向、すな
わちネジ１６ａ，１６ｂを引き抜く方向に力が加わった
場合、ネジ１６ａ，１６ｂが伸びてばねのようになるた
め衝撃が緩和される。ネジ１６ａ，１６ｂが設計時に予
想される力を超えないように選定されていれば、ネジ１
６ａ，１６ｂが引き抜かれる、または破損することはな
い。ネジ１６ａ，１６ｂのせん断方向も同様である。
について説明する。機器搭載パネル４とベースパネル１
３の締結は、インサート１２ａ，１２ｂとネジ１６ａ，
１６ｂ、かつネジ１６ａ，１６ｂとインサート１４ａ，
１４ｂの摩擦により固定されている。保持機構３ａ〜３
ｆを解除する際に衝撃が発生した時、ネジ軸方向、すな
わちネジ１６ａ，１６ｂを引き抜く方向に力が加わった
場合、ネジ１６ａ，１６ｂが伸びてばねのようになるた
め衝撃が緩和される。ネジ１６ａ，１６ｂが設計時に予
想される力を超えないように選定されていれば、ネジ１
６ａ，１６ｂが引き抜かれる、または破損することはな
い。ネジ１６ａ，１６ｂのせん断方向も同様である。
【０００６】ところで、このような従来の衛星機器等の
取付構造では前述した太陽電池パドル２ａ，２ｂや図示
していないアンテナを宇宙空間において展開したときに
生ずる衝撃に対して十分に衝撃を緩和できない。
取付構造では前述した太陽電池パドル２ａ，２ｂや図示
していないアンテナを宇宙空間において展開したときに
生ずる衝撃に対して十分に衝撃を緩和できない。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】保持機構３ａ〜３ｆの
火薬を用いて解除する衝撃は一般に非常に大きいため
に、図５で示すように機器搭載パネル４とベースパネル
１３が直接締結されネジ締結部分のみで衝撃緩和を行っ
ている従来の方法では効果が小さい。このため、衛星機
器であるセンサなどは、非常に剛性の高い構造にしなけ
ればならなかった。
火薬を用いて解除する衝撃は一般に非常に大きいため
に、図５で示すように機器搭載パネル４とベースパネル
１３が直接締結されネジ締結部分のみで衝撃緩和を行っ
ている従来の方法では効果が小さい。このため、衛星機
器であるセンサなどは、非常に剛性の高い構造にしなけ
ればならなかった。
【０００８】この発明は、上記のような課題を解決する
ためになされたもので、剛性を保ちながら、保持機構３
ａ〜３ｆの解除の際に発生する衝撃の大きさに関係な
く、衛星機器に伝わる衝撃を衛星機器側の許容値以下へ
緩和する構造を得ることを目的とする。
ためになされたもので、剛性を保ちながら、保持機構３
ａ〜３ｆの解除の際に発生する衝撃の大きさに関係な
く、衛星機器に伝わる衝撃を衛星機器側の許容値以下へ
緩和する構造を得ることを目的とする。
【０００９】
【課題を解決するための手段】第１の発明による衛星機
器等の取付構造は、機器搭載パネル４に取り付けられて
いるインサート１２ａ，１２ｂを介してネジ締結され、
かつ金属のように剛性の高い例えばアルミニウムなどを
素材とするスペーサと、そのスペーサとベースパネル１
３に取り付けられているインサート１４ａ，１４ｂをネ
ジ締結する構造である。
器等の取付構造は、機器搭載パネル４に取り付けられて
いるインサート１２ａ，１２ｂを介してネジ締結され、
かつ金属のように剛性の高い例えばアルミニウムなどを
素材とするスペーサと、そのスペーサとベースパネル１
３に取り付けられているインサート１４ａ，１４ｂをネ
ジ締結する構造である。
【００１０】また、第２の発明による衛星機器等の取付
構造は、機器搭載パネル４に取り付けられているインサ
ート１２ａ，１２ｂを介してネジ締結された第１のスペ
ーサと、その第１のスペーサにネジ締結された第２のス
ペーサと、以下同様に複数個のネジ締結されたスペーサ
を介してネジ締結され、ベースパネル１３に取り付けら
れているインサート１４ａ，１４ｂをネジ締結する構造
である。
構造は、機器搭載パネル４に取り付けられているインサ
ート１２ａ，１２ｂを介してネジ締結された第１のスペ
ーサと、その第１のスペーサにネジ締結された第２のス
ペーサと、以下同様に複数個のネジ締結されたスペーサ
を介してネジ締結され、ベースパネル１３に取り付けら
れているインサート１４ａ，１４ｂをネジ締結する構造
である。
【００１１】
【発明の実施の形態】実施の形態１．図１は、この発明
の実施形態１である衝撃緩和構造を示す図であり、４は
センサを搭載する機器搭載パネル、１２ａ，１２ｂは機
器搭載パネル１１に取り付けられ、スペーサ２１ａ，２
１ｂと締結部となるインサート、１３は衛星機器である
センサ全体を保持するベースパネル、１４はベースパネ
ル１３に取り付けられスペーサ２１ａ，２１ｂと締結部
となるインサート、１５ａ，１５ｂはセンサを保護する
サイドパネル、１６ａ〜１６ｄはネジ、２１ａ，２１ｂ
はスペーサ、から構成されている。
の実施形態１である衝撃緩和構造を示す図であり、４は
センサを搭載する機器搭載パネル、１２ａ，１２ｂは機
器搭載パネル１１に取り付けられ、スペーサ２１ａ，２
１ｂと締結部となるインサート、１３は衛星機器である
センサ全体を保持するベースパネル、１４はベースパネ
ル１３に取り付けられスペーサ２１ａ，２１ｂと締結部
となるインサート、１５ａ，１５ｂはセンサを保護する
サイドパネル、１６ａ〜１６ｄはネジ、２１ａ，２１ｂ
はスペーサ、から構成されている。
【００１２】保持機構３ａ〜３ｆの解除の際に発生した
衝撃を３０００Ｇｒｍｓとし、機器搭載パネル４に埋め
込まれたインサート１２ａ，１２ｂとネジ１６ａ，１６
ｂで締結されたスペーサ２１ａ，２１ｂに伝播する衝撃
の伝播率をａとする。ここで、インサート１２ａ，１２
ｂとスペーサ２１ａ，２１ｂを締結するネジ１６ａ，１
６ｂにより衝撃緩和するため、ａは１未満の正数であ
る。同様に、上記と同様にスペーサ２１ａ，２１ｂとベ
ースパネル１３に埋め込まれているインサート１４ａ，
１４ｂは、ネジ１６ｃ，１６ｄは締結されている構造の
ため、スペーサ２１ａ，２１ｂからインサート１４ａ，
１４ｂへの衝撃伝播率はａである。従って、インサート
１２ａ，１２ｂからの衝撃は、ベースパネル１３への伝
播率がα2となり、（１−α2 ）だけ衝撃が緩和され
る。例えば、α＝０．８とすれば、３６％衝撃が緩和さ
れインサート１４へ伝播される衝撃は１９２０Ｇｒｍｓ
になる。さらに、インサート１２ａ，１２ｂ、インサー
ト１４ａ，１４ｂ、スペーサ２１ａ，２１ｂはネジ１６
ａ〜１６ｄで締結されており、スペーサ２１ａ，２１ｂ
の剛性が高いため、締結部の剛性は保たれる。
衝撃を３０００Ｇｒｍｓとし、機器搭載パネル４に埋め
込まれたインサート１２ａ，１２ｂとネジ１６ａ，１６
ｂで締結されたスペーサ２１ａ，２１ｂに伝播する衝撃
の伝播率をａとする。ここで、インサート１２ａ，１２
ｂとスペーサ２１ａ，２１ｂを締結するネジ１６ａ，１
６ｂにより衝撃緩和するため、ａは１未満の正数であ
る。同様に、上記と同様にスペーサ２１ａ，２１ｂとベ
ースパネル１３に埋め込まれているインサート１４ａ，
１４ｂは、ネジ１６ｃ，１６ｄは締結されている構造の
ため、スペーサ２１ａ，２１ｂからインサート１４ａ，
１４ｂへの衝撃伝播率はａである。従って、インサート
１２ａ，１２ｂからの衝撃は、ベースパネル１３への伝
播率がα2となり、（１−α2 ）だけ衝撃が緩和され
る。例えば、α＝０．８とすれば、３６％衝撃が緩和さ
れインサート１４へ伝播される衝撃は１９２０Ｇｒｍｓ
になる。さらに、インサート１２ａ，１２ｂ、インサー
ト１４ａ，１４ｂ、スペーサ２１ａ，２１ｂはネジ１６
ａ〜１６ｄで締結されており、スペーサ２１ａ，２１ｂ
の剛性が高いため、締結部の剛性は保たれる。
【００１３】実施の形態２．図２は、この発明の実施形
態２である衝撃緩和構造を示す図で、４は衛星機器等を
搭載する機器搭載パネル、１２ａ，１２ｂは機器搭載パ
ネル４に取り付けられスペーサ２１ａ，２１ｂとネジ１
６ａ，１６ｂにより締結されるインサート、スペーサ２
２ａ，２２ｂはスペーサ２１ａ，２１ｂとネジ１６ｃ，
１６ｄにより締結されるスペーサ、１３は衛星機器全体
を保持するベースパネル、１４ａ，１４ｂはベースパネ
ルに取り付けられスペーサ２２ａ，２２ｂとネジ１６
ｅ，１６ｆと締結されるインサート、１５ａ，１５ｂは
衛星機器を保護するサイドパネルから構成されている。
人工衛星本体で発生した衝撃は、スペーサ２１ａ，２１
ｂで衝撃伝播率がαとなり、スペーサ２２ａ，２２ｂで
衝撃伝播率がα2 となり、ベースパネル１３で衝撃伝播
率がα3 となり、スペーサが１枚である場合より衝撃緩
和が大きくなる。スペーサが３枚以上の場合でも同様の
メカニズムで衝撃を緩和できる。
態２である衝撃緩和構造を示す図で、４は衛星機器等を
搭載する機器搭載パネル、１２ａ，１２ｂは機器搭載パ
ネル４に取り付けられスペーサ２１ａ，２１ｂとネジ１
６ａ，１６ｂにより締結されるインサート、スペーサ２
２ａ，２２ｂはスペーサ２１ａ，２１ｂとネジ１６ｃ，
１６ｄにより締結されるスペーサ、１３は衛星機器全体
を保持するベースパネル、１４ａ，１４ｂはベースパネ
ルに取り付けられスペーサ２２ａ，２２ｂとネジ１６
ｅ，１６ｆと締結されるインサート、１５ａ，１５ｂは
衛星機器を保護するサイドパネルから構成されている。
人工衛星本体で発生した衝撃は、スペーサ２１ａ，２１
ｂで衝撃伝播率がαとなり、スペーサ２２ａ，２２ｂで
衝撃伝播率がα2 となり、ベースパネル１３で衝撃伝播
率がα3 となり、スペーサが１枚である場合より衝撃緩
和が大きくなる。スペーサが３枚以上の場合でも同様の
メカニズムで衝撃を緩和できる。
【００１４】
【発明の効果】第１の発明によれば、機器搭載パネルに
取り付けられたインサート１２ａ，１２ｂとスペーサ２
１ａ，２１ｂをネジ１６ａ，１６ｂで締結し、上記スペ
ーサ２１ａ，２１ｂとベースパネルに取り付けられてい
るインサート１４ａ，１４ｂをネジ１６ｃ，１６ｄで締
結することによって、インサート１２ａ，１２ｂとイン
サート１４ａ，１４ｂをネジで直接締結する場合に比べ
て衝撃を緩和でき、かつ剛性は保たれる。
取り付けられたインサート１２ａ，１２ｂとスペーサ２
１ａ，２１ｂをネジ１６ａ，１６ｂで締結し、上記スペ
ーサ２１ａ，２１ｂとベースパネルに取り付けられてい
るインサート１４ａ，１４ｂをネジ１６ｃ，１６ｄで締
結することによって、インサート１２ａ，１２ｂとイン
サート１４ａ，１４ｂをネジで直接締結する場合に比べ
て衝撃を緩和でき、かつ剛性は保たれる。
【００１５】また、第２の発明によれば、発生する衝撃
の大きさと、衛星機器側の衝撃許容値との関係より、必
要な数のスペーサを重ねて締結することにより所望の衝
撃の大きさに衝撃を緩和することができる。
の大きさと、衛星機器側の衝撃許容値との関係より、必
要な数のスペーサを重ねて締結することにより所望の衝
撃の大きさに衝撃を緩和することができる。
【図１】 この発明による衛星機器等の取付構造の実施
の形態１を示す図である。
の形態１を示す図である。
【図２】 この発明による衛星機器等の取付構造の実施
の形態２を示す図である。
の形態２を示す図である。
【図３】 人工衛星の展開機構を展開する前の形態を示
す図である。
す図である。
【図４】 人工衛星の衛星軌道上で展開機構を展開した
形態を示す図である。
形態を示す図である。
【図５】 従来の衛星機器等の取付構造を示す図であ
る。
る。
１ 人工衛星構体、２ 太陽電池パドル、３ 保持機
構、４ 機器搭載パネル、５ 機器搭載パネル取付面、
６ 衛星機器等、１１ 衛星機器本体、１２ インサー
ト、１３ 衛星機器を保持するベースパネル、１４ イ
ンサート、１５サイドパネル、１６ ネジ、２１ スペ
ーサ、２２ スペーサ。
構、４ 機器搭載パネル、５ 機器搭載パネル取付面、
６ 衛星機器等、１１ 衛星機器本体、１２ インサー
ト、１３ 衛星機器を保持するベースパネル、１４ イ
ンサート、１５サイドパネル、１６ ネジ、２１ スペ
ーサ、２２ スペーサ。
Claims (2)
- 【請求項１】 人工衛星の構体に衛星機器等を取り付け
る構造において、上記構体に取り付けられたパネルと、
このパネルにインサートを介してネジ締結したスペーサ
と、このスペーサを介してネジ締結され、その内部に衛
星機器などが取り付けられる取付部材とで構成した人工
衛星における衛星機器等の取付構造。 - 【請求項２】 人工衛星の構体に衛星機器等を取り付け
る構造において、上記構体に取り付けられたパネルと、
このパネルにインサートを介してネジ締結した第１のス
ペーサと、この第１のスペーサにネジ締結された第２の
スペーサと、同様に複数個のネジ締結されたスペーサを
介してネジ締結され、その内部に衛星機器などが取り付
けられる取付部材とで構成した人工衛星における衛星機
器等の取付構造。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP30076399A JP2001122200A (ja) | 1999-10-22 | 1999-10-22 | 人工衛星における衛星機器等の取付構造 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP30076399A JP2001122200A (ja) | 1999-10-22 | 1999-10-22 | 人工衛星における衛星機器等の取付構造 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2001122200A true JP2001122200A (ja) | 2001-05-08 |
Family
ID=17888814
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP30076399A Pending JP2001122200A (ja) | 1999-10-22 | 1999-10-22 | 人工衛星における衛星機器等の取付構造 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2001122200A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE102010052596A1 (de) | 2009-11-25 | 2011-06-30 | Nsk Ltd. | Stufenloses Toroidgetriebe |
-
1999
- 1999-10-22 JP JP30076399A patent/JP2001122200A/ja active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE102010052596A1 (de) | 2009-11-25 | 2011-06-30 | Nsk Ltd. | Stufenloses Toroidgetriebe |
| US8876654B2 (en) | 2009-11-25 | 2014-11-04 | Nsk Ltd. | Toroidal continuously variable transmission |
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