JP2003276698A - Artificial satellite - Google Patents
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は、衛星通信に適用
し、衛星構造に温度変化が生じても衛星に搭載されたア
ンテナリフレクタからの放射電波の指向性が劣化しない
人工衛星に関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to an artificial satellite which is applied to satellite communication and in which the directivity of a radio wave emitted from an antenna reflector mounted on the satellite does not deteriorate even if the temperature of the satellite structure changes.
【０００２】[0002]
【従来の技術】図５はUSP4,550,319に記載された従来の
人工衛星であり、１０はアンテナリフレクタ、１１は低
熱膨張の材料で作られた低熱膨張率アンテナ支持構造、
１２は人工衛星構体、１３は電波放射器であり、アンテ
ナ支持構造は支持点１４で衛星構造に固定されている。
また、アンテナ支持構造は、保持解放機構１５および１
６により衛星構体に固定されているが、打ち上げ後、衛
星軌道にてこれらの保持解放機構は切り離され、アンテ
ナ支持構造１１は、唯一つの支持点１４において衛星構
造に固定されることとなる。また、衛星構体内部に備え
られた姿勢制御機構は、アンテナリフレクタの指向方向
を正として衛星の姿勢制御を行なう。このような人工衛
星においては、アンテナ支持構造が１点で支持されてい
るため、衛星構体に温度変化に伴う変形を生じても、そ
の変形がアンテナ支持構造の変形を引き起こすことがな
いので、アンテナ支持構造上に設置されたアンテナリフ
レクタと電波放射器の相対位置は常に一定に保たれる。
以上のことから、アンテナリフレクタの指向方向は、衛
星構体の熱変形に関わりなく正しく保たれるとともに、
アンテナリフレクタと電波放射器の相対位置がずれるこ
とによるアンテナ性能の低下を生じることがない。2. Description of the Related Art FIG. 5 shows a conventional artificial satellite described in USP 4,550,319, 10 is an antenna reflector, 11 is a low thermal expansion antenna support structure made of a low thermal expansion material,
Reference numeral 12 is an artificial satellite structure, 13 is a radio wave radiator, and the antenna support structure is fixed to the satellite structure at a support point 14.
Further, the antenna support structure includes holding and releasing mechanisms 15 and 1.
Although it is fixed to the satellite structure by 6, the holding and releasing mechanisms are separated in the satellite orbit after the launch, and the antenna support structure 11 is fixed to the satellite structure at only one support point 14. The attitude control mechanism provided inside the satellite structure controls the attitude of the satellite with the pointing direction of the antenna reflector being positive. In such an artificial satellite, since the antenna support structure is supported at one point, even if the satellite structure is deformed due to temperature change, the deformation does not cause deformation of the antenna support structure. The relative position of the radio wave radiator and the antenna reflector installed on the support structure is always kept constant.
From the above, the pointing direction of the antenna reflector is kept correct regardless of the thermal deformation of the satellite structure, and
The antenna performance will not be deteriorated due to the relative positions of the antenna reflector and the radio wave radiator being displaced.
【０００３】[0003]
【発明が解決しようとする課題】上記のように構成され
た人工衛星では、１セットのアンテナリフレクタと電波
放射器については電波の放射方向を一定に保つことがで
きるが、複数のアンテナリフレクタと電波放射器を搭載
した場合、アンテナリフレクタ間の相対位置は衛星構体
の熱変形の影響を受けるので、すべてのアンテナリフレ
クタについてそれらの指向方向を同時に正しく保つこと
ができない。In the artificial satellite configured as described above, the radiation direction of the radio wave can be kept constant for one set of antenna reflector and radio wave radiator, but a plurality of antenna reflectors and radio wave are required. When the radiator is mounted, the relative position between the antenna reflectors is affected by the thermal deformation of the satellite structure, so that the pointing directions of all the antenna reflectors cannot be kept correct at the same time.
【０００４】本発明は以上の状況を鑑みてなされたもの
であり、熱膨張率がゼロに近いという繊維強化型複合材
料の特徴を利用して、複数のアンテナリフレクタと電波
放射器を搭載しつつ、衛星構体の温度変化に関係なく、
すべてのアンテナリフレクタの指向方向を正しく保てる
ようにするものである。The present invention has been made in view of the above circumstances, and utilizes the characteristic of the fiber-reinforced composite material that the coefficient of thermal expansion is close to zero, while mounting a plurality of antenna reflectors and radio wave radiators. , Regardless of the temperature change of the satellite body,
This is to ensure that the pointing directions of all antenna reflectors are maintained correctly.
【０００５】[0005]
【課題を解決するための手段】本発明の人工衛星は、炭
素繊維強化複合材料を構成材料として含む地球指向面パ
ネル、該地球指向面パネルと衛星構体を柔に結合する結
合機構、炭素繊維強化複合材料を構成材料として含み前
記地球指向面パネルとアンテナリフレクタとを一点で結
合するアンテナ支持構造、及び前記地球指向面パネルの
指向方向を制御する制御装置を備えたものである。The artificial satellite of the present invention is an earth-oriented surface panel containing a carbon fiber reinforced composite material as a constituent material, a coupling mechanism for flexibly coupling the earth-oriented surface panel and a satellite structure, and a carbon fiber reinforced An antenna support structure that includes a composite material as a constituent material and connects the earth-oriented surface panel and an antenna reflector at one point, and a control device that controls the pointing direction of the earth-oriented surface panel.
【０００６】前記において、さらに地球指向面パネルま
たはアンテナ支持構造に電波放射器を備えたものであ
る。[0006] In the above, the earth-oriented surface panel or the antenna support structure is further provided with a radio wave radiator.
【０００７】前記において、アンテナリフレクタとアン
テナ支持構造との結合部またはアンテナ支持構造と衛星
構体との結合部に、アンテナの指向方向を調整する調整
機構を備えたものである。In the above, an adjusting mechanism for adjusting the pointing direction of the antenna is provided at the joint between the antenna reflector and the antenna support structure or at the joint between the antenna support structure and the satellite structure.
【０００８】前記において、アンテナリフレクタまたは
アンテナ支持構造と、人工衛星構体との間に、保持解放
機構を備えたものである。In the above, a holding / releasing mechanism is provided between the antenna reflector or the antenna support structure and the artificial satellite structure.
【０００９】[0009]
【発明の実施の形態】実施の形態１．図１は、この発明
の実施の形態１に係る人工衛星を説明するための図で、
１は地球指向面パネルで、例えば体積含有率で60%の炭
素繊維M60J（東レ）を含む厚さ1.2mmの繊維強化プラス
チックを表皮とし、厚さ80mmのアルミハニカムコア1/8-
5056-0.0007（HEXCEL社製）を心材とするハニカムサン
ドイッチパネルで構成される。このような構成のハニカ
ムサンドイッチパネルの熱膨張率はおよそ0.1×10-6/℃
である。２はアンテナリフレクタである。３はアンテナ
支持構造で、例えば体積含有率で60%の炭素繊維M60J
（東レ）を含む繊維強化プラスチックから構成される。
このような繊維強化プラスチックの熱膨張率は、およそ
0.1×10-6/℃である。アンテナ支持構造は、地球指向面
パネルと１点で固定されており、アンテナリフレクタ２
との他端において１点で固定されている。４は姿勢制御
装置、５は衛星構体である。６は衛星構体の熱変形を地
球指向面に伝えないよう柔に結合する機構で、例えば衛
星構体の熱変形に追随して変形する板バネを用いる。BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION Embodiment 1. 1 is a diagram for explaining an artificial satellite according to a first embodiment of the present invention,
1 is an earth-oriented surface panel, for example, a 1.2 mm thick fiber reinforced plastic containing carbon fiber M60J (Toray) with a volume content of 60% and an aluminum honeycomb core with a thickness of 80 mm 1 / 8-
It is composed of honeycomb sandwich panels with 5056-0.0007 (HEXCEL) as the core material. The coefficient of thermal expansion of the honeycomb sandwich panel having such a structure is about 0.1 × 10 -6 / ° C.
Is. 2 is an antenna reflector. 3 is an antenna support structure, for example, carbon fiber M60J with a volume content of 60%
Composed of fiber reinforced plastics including (Toray).
The coefficient of thermal expansion of such fiber-reinforced plastic is approximately
It is 0.1 × 10 -6 / ° C. The antenna support structure is fixed at one point to the earth-oriented panel, and the antenna reflector 2
It is fixed at one point at the other end of. Reference numeral 4 is an attitude control device, and 5 is a satellite structure. 6 is a mechanism for flexibly coupling the thermal deformation of the satellite structure so as not to transmit it to the earth-orientation plane. For example, a leaf spring that deforms following the thermal deformation of the satellite structure is used.
【００１０】多くの衛星構体は構造材料としてアルミニ
ウムを用いているので、衛星構体の温度が変化した場
合、アルミニウムの熱膨張率（23×10-6/℃）に応じた
熱変形が生じる。しかしながら、上記のような構成の人
工衛星においては、衛星構体部に発生する熱応力が柔結
合により吸収されるので、衛星構体に温度変化が生じて
も、地球指向面パネルに歪みは生じない。また、地球指
向面パネルは、前述のとおり低熱膨張の材料からなるの
で、温度変化が生じても寸法変化を生じることがないの
で、それ自身が歪みを発生させることもない。さらに、
アンテナ支持構造は地球指向面パネルのみによって支持
されて、衛星構体との結合部を持たず、それ自身も低熱
膨張の材料からなるので、地球指向面パネル、アンテナ
支持構造、アンテナリフレクタの三者からなる構造系
は、衛星構体の温度変化に関わらず一定の形状を保つこ
ととなる。しかも、地球指向面パネルとアンテナ支持構
造の結合部、アンテナ支持構造とアンテナリフレクタの
結合部はいずれも１点で結合が行なわれているので、地
球指向面パネル、アンテナ支持構造、アンテナリフレク
タの３つの構造間で熱膨張率の不一致があってもバイメ
タル的な変形を生じることがない。以上のことから、全
てのアンテナリフレクタと地球指向面パネルの相対位置
を打ち上げ前に正しく調整しておけば、衛星軌道上にお
いて地球指向面パネルを正として姿勢制御を行なうこと
によって、全てのアンテナリフレクタの指向方向を常に
正しく保つことができることがわかる。Since many satellite structures use aluminum as a structural material, when the temperature of the satellite structure changes, thermal deformation occurs according to the coefficient of thermal expansion of aluminum (23 × 10 −6 / ° C.). However, in the artificial satellite having the above-mentioned configuration, the thermal stress generated in the satellite body is absorbed by the soft coupling, so that even if the temperature of the satellite body changes, the earth-oriented panel does not distort. Further, since the earth-oriented surface panel is made of a material having a low thermal expansion as described above, it does not cause a dimensional change even if a temperature change occurs, and thus does not generate a strain by itself. further,
The antenna support structure is supported only by the earth-oriented panel, has no joint with the satellite structure, and is itself made of a material with low thermal expansion. Therefore, the antenna is supported by the earth-oriented panel, antenna support structure, and antenna reflector. Will maintain a constant shape regardless of the temperature change of the satellite structure. Moreover, since the joint portion of the earth-oriented panel and the antenna support structure and the joint portion of the antenna-supported structure and the antenna reflector are all joined at one point, the earth-oriented panel, the antenna-supported structure, and the antenna reflector can be connected to each other. Even if there is a mismatch in the coefficient of thermal expansion between the two structures, bimetallic deformation does not occur. From the above, if the relative positions of all the antenna reflectors and the earth-orientation plane panel are properly adjusted before launch, all the antenna reflectors will be controlled by performing attitude control with the earth-orientation plane panel being positive in satellite orbit. It can be seen that the pointing direction of can be always kept correct.
【００１１】ここでは、地球指向面パネルおよびアンテ
ナ支持構造の構成材料として、炭素繊維強化プラスチッ
クを挙げたが、炭素繊維強化炭素、炭素繊維強化炭化珪
素など、熱膨張率がゼロに近い他の複合材料を用いても
よい。なお、熱膨張率がゼロに近い低熱膨張率とは１×
10-6/℃以下のものを示し、この値を越えると上述のと
おり熱変形の問題が生じてくる。Although carbon fiber reinforced plastic has been mentioned as a constituent material for the earth-oriented surface panel and the antenna support structure, other composite materials such as carbon fiber reinforced carbon and carbon fiber reinforced silicon carbide whose coefficient of thermal expansion is close to zero are used. Materials may be used. The low coefficient of thermal expansion, which is close to zero, is 1 ×
The value is 10 -6 / ° C or less, and if it exceeds this value, the problem of thermal deformation occurs as described above.
【００１２】実施の形態２．図２は、この発明の実施の
形態２に係る人工衛星を説明するための図で、アンテナ
支持構造３上に設けられた電波放射器７を有する。上記
のような人工衛星においては、アンテナリフレクタ及び
電波放射器の双方とも熱膨張率がゼロに近いアンテナ支
持構造上に設置されているため、衛星構体の温度が変化
しても、アンテナリフレクタと電波放射器の相対位置が
一定に保たれ、アンテナリフレクタと電波放射器の相対
位置のずれによるアンテナ性能の低下が生じることがな
い。ここでは、電波放射器がアンテナ支持構造上に設置
されている構造を考えたが、電波放射器が地球指向面パ
ネル上に設置されていても同様の効果が得られる。Embodiment 2. FIG. 2 is a diagram for explaining an artificial satellite according to a second embodiment of the present invention, which has a radio wave radiator 7 provided on an antenna support structure 3. In the above-mentioned artificial satellite, both the antenna reflector and the radio wave radiator are installed on the antenna support structure whose coefficient of thermal expansion is close to zero, so even if the temperature of the satellite structure changes, the antenna reflector and the radio wave The relative position of the radiator is kept constant, and the antenna performance does not deteriorate due to the displacement of the relative position between the antenna reflector and the radio wave radiator. Here, the structure in which the radio wave radiator is installed on the antenna support structure is considered, but the same effect can be obtained even if the radio wave radiator is installed on the earth-oriented surface panel.
【００１３】実施の形態３．図３は、この発明の実施の
形態３に係る人工衛星を説明するための図で、アンテナ
リフレクタとアンテナ支持構造の結合部に設けられたア
ンテナリフレクタの指向方向の調整機構８を有する。上
記のような人工衛星においては、衛星打ち上げ後に、地
上に向けて送信される電波の強度を測定しながらアンテ
ナリフレクタの指向方向を最適な方向に調整することが
できるので、打ち上げ前にアンテナリフレクタの設置方
向の調整が容易となるという特徴がある。Embodiment 3. FIG. 3 is a diagram for explaining an artificial satellite according to a third embodiment of the present invention, which has an adjusting mechanism 8 for adjusting the pointing direction of the antenna reflector provided at the joint between the antenna reflector and the antenna support structure. In such artificial satellites, after the satellite is launched, the pointing direction of the antenna reflector can be adjusted to the optimum direction while measuring the intensity of the radio wave transmitted to the ground. The feature is that the installation direction can be easily adjusted.
【００１４】ここでは、調整機構８がアンテナリフレク
タとアンテナ支持構造の結合点に設けられた構造を考え
たが、調整機構８をアンテナ支持構造と衛星構体の結合
点に設けても同様の効果が得られる。Here, the structure in which the adjusting mechanism 8 is provided at the connecting point between the antenna reflector and the antenna supporting structure is considered, but the same effect can be obtained even if the adjusting mechanism 8 is provided at the connecting point between the antenna supporting structure and the satellite structure. can get.
【００１５】実施の形態４．図４は、この発明の実施の
形態４に係る人工衛星を説明するための図で、アンテナ
支持構造と衛星構体とを、打ち上げ時には結合し、衛星
軌道上で解放する保持解放機構９を有する。上記のよう
な人工衛星においては、衛星打ち上げ時にアンテナ支持
構造が衛星構体に対して強固に固定されるので、打ち上
げ時の荷重および振動に耐えるアンテナ支持構造の設計
を行なうことが容易になるという特徴がある。Fourth Embodiment FIG. 4 is a diagram for explaining an artificial satellite according to a fourth embodiment of the present invention, which has a holding / releasing mechanism 9 that joins the antenna support structure and the satellite structure at the time of launch and releases them in the satellite orbit. In the above-mentioned artificial satellite, since the antenna support structure is firmly fixed to the satellite structure when the satellite is launched, it is easy to design the antenna support structure that can withstand the load and vibration at the time of launch. There is.
【００１６】ここでは、図において、アンテナ支持機構
３とアンテナリフレクタ２との結合部及び衛星構体の間
に1組の保持解放機構９を有する例について示したが、
打ち上げ時には結合し、衛星軌道上で解放するように作
用すれば、アンテナリフレクタまたはアンテナ支持構造
と、人工衛星構体との間のいずれの場所に設けても良
い。本実施の形態４は、実施の形態１乃至３に組み合わ
せて設けることができることは言うまでもない。In the figure, an example is shown in which a pair of holding and releasing mechanisms 9 are provided between the joint between the antenna supporting mechanism 3 and the antenna reflector 2 and the satellite structure.
It may be provided at any place between the antenna reflector or the antenna support structure and the artificial satellite structure as long as they are coupled at the time of launch and act so as to be released in the satellite orbit. It goes without saying that the fourth embodiment can be provided in combination with the first to third embodiments.
【００１７】[0017]
【発明の効果】以上説明したように本発明による人工衛
星は、低熱膨張率材料からなるすなわち炭素繊維強化複
合材料からなるアンテナ支持構造と地球指向面パネルに
アンテナリフレクタが固定されており、地球指向面パネ
ルは衛星構体の熱変形から切り離されているので、複数
のアンテナリフレクタを搭載しても、全てのアンテナリ
フレクタの指向方向が常に正しく維持される。As described above, in the artificial satellite according to the present invention, the antenna reflector made of the low thermal expansion coefficient material, that is, the carbon fiber reinforced composite material, and the antenna reflector are fixed to the earth-oriented surface panel. Since the surface panel is separated from the thermal deformation of the satellite structure, even if a plurality of antenna reflectors are mounted, the pointing directions of all the antenna reflectors are always maintained correctly.
【００１８】さらに、低熱膨張率の材料である炭素繊維
強化複合材料からなるアンテナ支持構造と地球指向面パ
ネルにアンテナリフレクタおよび電波放射器が固定され
ており、地球指向面パネルは衛星構体の熱変形から切り
離されているので、複数のアンテナリフレクタおよび電
波放射器を搭載しても、全てのアンテナリフレクタの指
向方向が常に正しく維持されるとともに、アンテナリフ
レクタと電波放射器の相対位置が常に一定に保たれ、ア
ンテナリフレクタと電波放射器の位置ずれに起因するア
ンテナ性能の劣化を生じることがない。Furthermore, an antenna reflector and a radio wave radiator are fixed to an antenna support structure made of a carbon fiber reinforced composite material having a low coefficient of thermal expansion and an earth-oriented surface panel. The earth-oriented surface panel is thermally deformed by a satellite structure. Therefore, even if multiple antenna reflectors and radio wave radiators are installed, the directivity directions of all antenna reflectors are always maintained correctly and the relative positions of the antenna reflectors and radio wave radiators are always kept constant. The antenna performance does not deteriorate due to the positional deviation between the antenna reflector and the radio wave radiator.
【００１９】また、アンテナリフレクタとアンテナ支持
構造の結合部またはアンテナ支持構造と衛星構体の結合
部に、アンテナの指向方向を調整する機構を備えている
ので、衛星打ち上げ後に、地上に向けて送信される電波
の強度を測定しながらアンテナリフレクタの指向方向を
最適な方向に調整することができ、打ち上げ前にアンテ
ナリフレクタの設置方向の調整が容易となるというとい
う効果がある。Further, since a mechanism for adjusting the pointing direction of the antenna is provided at the joint between the antenna reflector and the antenna support structure or at the joint between the antenna support structure and the satellite structure, after the satellite is launched, it is transmitted to the ground. The pointing direction of the antenna reflector can be adjusted to the optimum direction while measuring the intensity of the radio wave that is generated, and the installation direction of the antenna reflector can be easily adjusted before launching.
【００２０】また、アンテナ支持構造と衛星構体とを、
打ち上げ時には結合し、衛星軌道上で解放する保持解放
機構を備えているので、打ち上げ時の荷重および振動に
耐えるアンテナ支持構造の設計を行なうことが容易にな
るという効果がある。The antenna support structure and the satellite structure are
Since the holding and releasing mechanism that is coupled at the time of launching and is released in the orbit of the satellite is provided, there is an effect that it becomes easy to design an antenna support structure that withstands the load and vibration at the time of launching.
【図１】 本発明の実施の形態１に係る人工衛星の説明
図である。FIG. 1 is an explanatory diagram of an artificial satellite according to a first embodiment of the present invention.
【図２】 本発明の実施の形態２に係る人工衛星の説明
図である。FIG. 2 is an explanatory diagram of an artificial satellite according to a second embodiment of the present invention.
【図３】 本発明の実施の形態３に係る人工衛星の説明
図である。FIG. 3 is an explanatory diagram of an artificial satellite according to a third embodiment of the present invention.
【図４】 本発明の実施の形態４に係る人工衛星の説明
図である。FIG. 4 is an explanatory diagram of an artificial satellite according to a fourth embodiment of the present invention.
【図５】 従来の人工衛星の説明図である。FIG. 5 is an explanatory diagram of a conventional artificial satellite.
１ 地球指向面パネル、 ２ アンテナリフレクタ、
３ アンテナ支持構造、４ 姿勢制御装置、 ５ 衛
星構体、 ６ 柔結合機構、７ 電波放射器、 ８
指向方向調整機構、 ９ 保持解放機構。1 Earth-oriented panel, 2 Antenna reflector,
3 Antenna support structure, 4 Attitude control device, 5 Satellite structure, 6 Flexible coupling mechanism, 7 Radio wave radiator, 8
Direction adjustment mechanism, 9 holding and releasing mechanism.
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 高田 志郎 東京都千代田区丸の内二丁目２番３号 三 菱電機株式会社内 (72)発明者 高野 昌宏 東京都千代田区丸の内二丁目２番３号 三 菱電機株式会社内 Ｆターム(参考） 5J020 AA03 BA08 5J046 AA04 AB05 KA03 KA05 KA07 ─────────────────────────────────────────────────── ─── Continued front page (72) Inventor Shiro Takada 2-3 2-3 Marunouchi, Chiyoda-ku, Tokyo Inside Ryo Electric Co., Ltd. (72) Inventor Masahiro Takano 2-3 2-3 Marunouchi, Chiyoda-ku, Tokyo Inside Ryo Electric Co., Ltd. F-term (reference) 5J020 AA03 BA08 5J046 AA04 AB05 KA03 KA05 KA07
Claims (4)
含む地球指向面パネル、該地球指向面パネルと衛星構体
を柔に結合する結合機構、炭素繊維強化複合材料を構成
材料として含み前記地球指向面パネルとアンテナリフレ
クタとを一点で結合するアンテナ支持構造、及び前記地
球指向面パネルの指向方向を制御する制御装置を備えた
ことを特徴とする人工衛星。1. An earth-oriented surface panel containing a carbon fiber reinforced composite material as a constituent material, a coupling mechanism for flexibly coupling the earth oriented surface panel and a satellite structure, and the earth-oriented surface containing a carbon fiber reinforced composite material as a constituent material. An artificial satellite comprising an antenna support structure that connects a panel and an antenna reflector at one point, and a control device that controls the pointing direction of the earth-oriented panel.
造に電波放射器を備えたことを特徴とする請求項１に記
載の人工衛星。2. The artificial satellite according to claim 1, wherein the earth-oriented panel or the antenna supporting structure is provided with a radio wave radiator.
との結合部またはアンテナ支持構造と衛星構体との結合
部に、アンテナの指向方向を調整する調整機構を備えた
ことを特徴とする請求項１または２に記載の人工衛星。3. The adjusting mechanism for adjusting the pointing direction of the antenna is provided at a joint between the antenna reflector and the antenna support structure or at a joint between the antenna support structure and the satellite structure. The artificial satellite described in.
構造と、人工衛星構体との間に、保持解放機構を備えた
ことを特徴とする請求項１から３のいずれかに記載の人
工衛星。4. The artificial satellite according to claim 1, further comprising a holding / releasing mechanism provided between the antenna reflector or the antenna support structure and the artificial satellite structure.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2002088480A JP2003276698A (en) | 2002-03-27 | 2002-03-27 | Artificial satellite |
Applications Claiming Priority (1)
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| JP2002088480A JP2003276698A (en) | 2002-03-27 | 2002-03-27 | Artificial satellite |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2003276698A true JP2003276698A (en) | 2003-10-02 |
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|---|---|---|---|
| JP2002088480A Pending JP2003276698A (en) | 2002-03-27 | 2002-03-27 | Artificial satellite |
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| JP (1) | JP2003276698A (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2011515934A (en) * | 2008-03-18 | 2011-05-19 | アストリウム・リミテッド | Antenna feeding assembly |
| US8681496B2 (en) | 2012-01-25 | 2014-03-25 | Toyota Motor Engineering & Manufacturing North America, Inc. | Cooling apparatuses, electronic device assemblies, and cooling assemblies using magnetic shape memory members |
-
2002
- 2002-03-27 JP JP2002088480A patent/JP2003276698A/en active Pending
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| US8681496B2 (en) | 2012-01-25 | 2014-03-25 | Toyota Motor Engineering & Manufacturing North America, Inc. | Cooling apparatuses, electronic device assemblies, and cooling assemblies using magnetic shape memory members |
| US9086069B2 (en) | 2012-01-25 | 2015-07-21 | Toyota Motor Engineering & Manufacturing North America, Inc. | Cooling apparatuses, electronic device assemblies, and cooling assemblies using magnetic shape memory members |
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| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
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Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A7421 Effective date: 20040709 |