JP2006130988A - 人工衛星用アンテナ - Google Patents

Abstract

【課題】 伸展時における衛星軌道への悪影響を及ぼさず、かつ、伸展後における硬化の問題のない、軽量な人工衛星搭載用アンテナを提供する。
【解決手段】 本願の人工衛星搭載用アンテナは、ＳＴＥＭタイプの外殻構造１と、外殻構造１の伸展のためのアクチュエータとして機能するインフレータブル構造２とを備える。外殻構造１の中空円筒部分にインフレータブル構造２のチューブ６を挿入するよう配置する。チューブ６内に供給するガス圧力によりチューブ６を膨張させチューブ６の膨張力を駆動力として外殻構造１を伸展する。本発明によりＳＴＥＭタイプおよびインフレータブル構造の両アンテナが有するメリット兼ねそなえ、両アンテナの有するデメリットを回避する人工衛星搭載用アンテナを提供できる。
【選択図】 図１

Description

本発明は、人工衛星に搭載されるアンテナに関し、特に、スピン安定方式の人工衛星において、そのスピン軸方向に伸展するアンテナに適用して有効な技術に関する。

人工衛星には、地磁気等を測定する目的や通信目的にためにアンテナが搭載される。一般に人工衛星搭載用のアンテナは、打ち上げ時の加速度に耐え得るよう収納可能な構造が採用され、軌道上で人工衛星が安定した後にアンテナを伸展させる。アンテナを伸展させる方式として以下のような方式が知られている。

人工衛星がスピン安定方式である場合、スピン面に平行な方向に伸展させるアンテナとしてワイヤアンテナが採用できる。ワイヤアンテナは、人工衛星の周面に一端を固定し、他端に質量体を備えた金属等導電性のワイヤをアンテナとするものである。ワイヤアンテナではスピンに起因する遠心力を利用してラジアル方向に伸展できるため、伸展のための駆動装置（アクチュエータ）が不要であり、アンテナ構造の簡略化・軽量化を図ることができる。近年の衛星小型化の流れを考慮すれば、軽量化のメリットは極めて大きい。

スピン面に垂直な方向（スピン軸方向）に伸展するアンテナとしては、ＳＴＥＭ（Storable Tubular Extendible Member）タイプ、多段円筒タイプ、あるいはインフレータブル構造のアンテナが知られている。ＳＴＥＭタイプについてはたとえば非特許文献１に、多段円筒タイプについてはたとえば非特許文献に、インフレータブル構造についてはたとえば非特許文献３に開示がある。これらスピン軸方向に伸展させるアンテナでは、スピンによる遠心力が利用できないため、伸展のための自力展開機能を備える必要がある。
斎藤,笠羽,前沢,小島,"SCOPE 計画衛星システム検討概要",宇宙科学シンポジウム(第3回),1月9-10日,宇宙科学研究所 M.W. Thomson, "Deployable and Retractable Telescoping Tubular Structure Development", 28 th Aerospace Mechanisms Symposium, May 18-20 1994. D. Lichodziejewski, G. Veal, R. Helms, R. Freeland,M. Kruer "Inflatable Rigidizable Solar Array for Small Satellite", 44 th IAA/ASME/ASCE/AHS Structures,Structural Dynamics, and Materials Conference, 7-10 April 2003,Norfork Virginia, AIAA2003-1898.

ＳＴＥＭタイプのアンテナは、短冊状あるいはテープ状のシートを短辺方向において湾曲するよう形成し、自由自立状態で中空円筒状になるよう構成したものである。ベリリウム銅合金のようにばね定数の高い導電性の金属材料を採用し、自由自立状態である程度の機械的強度が保持されるようにする。このフリースタンド状態では湾曲して円筒状になるシートを応力に抗して短辺方向に展開し、シートを長辺方向でロールに巻きつけることにより収納状態を実現する。これを伸展する場合、シートをロールから送り出す機構を別途設け、この送り出しによってロールから離れた部分が内部応力により短辺方向に湾曲し、機械的強度を有する中空円筒状態になってアンテナとして機能するようになる。

多段円筒タイプのアンテナは、導電性の金属材料等で構成した複数の円筒を同軸に配置し、内側の円筒から隣接する外側の円筒を順に外部に送り出すことによって伸展を図るアンテナである。ＳＴＥＭタイプと同様に円筒を外部に送り出す機構が必要になる。

インフレータブル構造のアンテナは、極めて軽量で柔軟なチューブの内部にガスを送り込み、ガス圧によってチューブを膨張させて伸展を実現するアンテナである。この構造のアンテナの場合、その使用状態においてチューブ内部にガスを存在させることは好ましくないので、伸展後にチューブを硬化させ、内部ガスを除去する必要がある。チューブの硬化には硬化剤が利用される。

上記したＳＴＥＭタイプおよび多段円筒タイプのアンテナでは、円筒構造のアンテナを採用するため、展開後はもとより、展開途中においても機械的強度が維持できる。しかし、シートあるいは同心円筒を送り出すための送り出し機構が必要であり、これら送り出し機構にはモータ等比較的質量の大きな部品を利用せざるを得ないので、アンテナ機構全体の質量が大きくなってしまう問題がある。また、アンテナ材料として金属材料を使用するので、やはり重量が大きくなる。このため、アンテナ機構全体の質量が相対的に小さくなる１２００ｋｇ級の人工衛星には実用化できるものの、１００ｋｇ級の小型人工衛星には相対的質量が大きくなって衛星の飛行安定性が確保できない可能性がある。

インフレータブル構造のアンテナは、その伸展機構としてガス圧力を利用し、また、アンテナ材料として軽量なチューブを利用する。このため、アンテナ機構全体の重量を著しく軽量化できる可能性が高く、１００ｋｇ級の小型人工衛星に適用する技術として有望である。しかし、インフレータブル構造のアンテナはその展開中においては柔軟な状態であり、展開中の挙動が衛星の軌道安定性に悪影響を及ぼす可能性がある。また、展開後の硬化方法等にも解決すべき課題が多く、実用化には至っていない状況である。

本発明の目的は、伸展時における衛星軌道への悪影響を及ぼさず、かつ、伸展後における硬化の問題のない、軽量な人工衛星搭載用アンテナを提供することにある。

本明細書で開示する発明は、以下の通りである。すなわち、スピン安定方式の人工衛星に搭載され、前記人工衛星の打ち上げ時には収納されており、軌道安定後に前記衛星のスピン軸方向に伸展するよう構成された人工衛星搭載用アンテナであって、
強度維持部材、および、前記強度維持部材に貼り合わされた導電部材を有し、その伸展状態において中空の円筒形状をなす外殻構造と、
一端が封止され他端が開口されたチューブ、および、前記チューブの前記開口に挿入されたガス導入管を有し、前記ガス導入管の外周で前記チューブの前記開口が封止されているインフレータブル構造と、
前記ガス導入管にガスを供給するガス供給手段と、を有し、
前記ガス導入管を介して前記チューブの内部に前記ガスを供給することにより、前記チューブを前記外殻構造の中空部分に伸展させ、前記チューブの伸展に伴って前記外殻構造を前記衛星の前記スピン軸方向に伸展させる人工衛星用アンテナである。

つまり、アンテナの伸展時および伸展後における機械的強度は外殻構造により確保し、外殻構造の伸展機構（アクチュエータ）としてインフレータブル構造を利用する。アクチュエータにインフレータブル構造を利用するので、従来のＳＴＥＭタイプおよび多段円筒タイプが必要とする送り出し機構を設ける必要がなく、質量面における問題を回避できる。一方、インフレータブル構造はアクチュエータにのみ利用するので、展開時の柔軟性や展開後の硬化方法が問題になることもない。

前記した外殻構造は、伸展状態においてはその内部応力によって短辺方向にカールしており、収納状態においては前記短辺方向の前記カールを展開し長辺方向でロールに巻き取られている短冊状またはテープ状のフィルムまたはシートであるＳＴＥＭタイプの外殻構造を適用できる。あるいは、外殻構造は、複数の中空円筒構造物が同軸に配置され、伸展状態において前記中空円筒構造物の端部が結合される多段円筒タイプの外殻構造を適用できる。

前記強度維持部材は、繊維強化プラスチック（ＦＲＰ）またはポリイミドその他のプラスチック材料を適用でき、前記導電体は、金属不織布とすることができる。強度維持部材にＦＲＰ、ポリイミドフィルム等のプラスチックを採用して更なる軽量化を実現でき、金属不織布によってアンテナに必要とされる導電性を確保できる。

本願の発明によれば、外殻構造により伸展時および伸展後における機械的強度が確保されるので、伸展時における衛星軌道への悪影響を及ぼさず、かつ、伸展後における硬化の問題のない、軽量な人工衛星搭載用アンテナが提供できる。

以下、本発明の実施の形態を図面に基づいて詳細に説明する。図１は、本発明の一実施の形態である人工衛星搭載用アンテナの主要部の一例を示した分解斜視図である。また、図２は、図１の人工衛星搭載用アンテナの主要部を示した側面図である。本実施の形態の人工衛星搭載用アンテナは、外殻構造１とインフレータブル構造２を有する。図２に示すように、インフレータブル構造２の少なくとも先端部分は、外殻構造１の中空円筒部分に挿入される。

外殻構造１は、その収納状態においてロール３に巻き取られているシートである。外殻構造１は、短辺方向で湾曲する内部応力を有しており、図示するようにロール３から離れた部分では円筒形状にカールする。なお、本実施の形態において外殻構造１（シート）はその全部がロール３に巻き取られているわけではなく、先端部分４にはインフレータブル構造２の（後に説明する）チューブが当接する端面５を有する。端面５では、外殻構造１が中空円筒形状に巻いて固定され、端面５がロール３から離れるに従いロール３から離れた外殻構造１がその内部応力によって端面５の近傍のように中空円筒形状を為すようになる。

インフレータブル構造２は、チューブ６とガス導入管７とを有する。チューブ６は、一端が封止され他端に開口を有し、膨らんだ状態では円筒形状を呈する。チューブ６は、ポリエチレン、ゴム等の柔軟な有機フィルムで構成され、ガス導入管７の外周に被せて収納することができる。チューブ６の開口にはガス導入管７が挿入され、開口はシール部材８によってガス導入管７の外周に封止される。ガス導入管７、シール部材８の材料は、適切な機械的強度および封止性能が確保される限り任意である。なお、ガス導入管７にはバルブ９を介してガスボンベ１０が接続され、ガスボンベ１０から二酸化炭素、窒素、アルゴン等希ガスあるいは不活性ガスが供給される。

このような人工衛星搭載用アンテナの伸展動作を説明する。まず、外殻構造１がロール３に巻き取られており、インフレータブル構造２のチューブがガス導入管７の外周に被せられた状態でアンテナ収納状態である。この状態から、バルブ９を開くと、ガスボンベ１０からガス導入管７を通ってチューブ６の内部にガスが供給される。ガス導入管７の外周に被せられていたチューブ６は、ガスの圧力を受けて伸張し、矢印１１の方向に膨張を開始する。チューブ６の先端が外殻構造１の端面５に到達すると、端面５はチューブ６からの圧力を受けて外殻構造１を矢印１１の方向に伸展する。図２は伸展開始の初期段階を図示したものである。設計の長さ（たとえば５ｍ）伸張した段階で伸展が完了する。

図３は、外殻構造１の一例を示した一部断面図である。外殻構造は、強度維持部材１２、導電部材１３および接着部材１４からなる複合部材である。強度維持部材１２には、たとえばポリイミドフィルム、繊維強化プラスチック（ＦＲＰ）のフィルムを例示できる。フィルムの厚さはたとえば０．１ｍｍである。導電部材１３には、たとえば金属不織布、金属箔等を例示できる。接着部材１４は、強度維持部材１２と導電部材１３とを張り合わせるためのものであるが、強度維持部材１２と導電部材１３とが一体として形成できるような場合には特に必要ではない。

たとえば、強度維持部材１２をポリイミドフィルム、導電部材１３を金属不織布にする場合、熱硬化性の接着剤を用いて両材料を張り合わせ、円筒表面に巻き付けた上で熱を加え接着を実現することができる。この場合、外殻構造１のロールは製造過程で作り込まれることとなり、応力は接着部材１４によって発生することになる。あるいは、強度維持部材１２をＦＲＰ、導電部材１３を金属不織布にする場合、繊維材料（ファイバ）と不織布とを円筒外周に巻き付けた上で、不飽和ポリエステル樹脂等のＦＲＰ材料を塗布し所定の硬化工程を経て外殻構造１を製造できる。この場合、接着部材は特に必要でなく、また、カールのための応力はＦＲＰ材料によって得られることになる。

図４は、本実施の形態の人工衛星搭載用アンテナを人工衛星に搭載した状態を示した斜視図である。本実施の形態の人工衛星搭載用アンテナは、矢印１５の方向に回転する小型人工衛星１６の中心に配置され、外殻構造１はスピン軸方向（矢印１７）の方向に伸展する。図４は外殻構造１が伸展を完了した状態を示している。なお、図４において、図１および２に示した人工衛星搭載用アンテナを２台、外殻構造１の伸展方向が互いに反対になるよう配置した状態を示している。

本実施の形態の人工衛星搭載用アンテナによれば、外殻構造１を有するので、伸展完了後はもとより、伸展の途中においても十分な機械的強度が保証される。このため、従来のインフレータブル構造アンテナに存在したような伸展途中での柔軟性の問題や硬化の問題は存在しない。また、本実施の形態の人工衛星搭載用アンテナでは、外殻構造１の伸展アクチュエータにインフレータブル構造２を利用する。このため、重量の大きいモータ等の部品を用いないで外殻構造１の伸展が可能である。この結果、１００ｋｇ級の小型人工衛星においても十分な軌道安定性が確保できる程度にアンテナ構造の全体を軽量化できる。

以上、本発明を具体的に説明したが、本発明は前記実施の形態に限定されるものではなく、その要旨を逸脱しない範囲で種々変更可能であることは言うまでもない。たとえば、上記した実施の形態では、外殻構造１としてＳＴＥＭタイプを例示したが、図５に示すような複数の円筒部材１８を同心に配置する多段円筒タイプを外殻構造に採用することも可能である。なお、図５では伸展状態を示しており、各円筒部材１８の電気的接触や円筒部材１８の分離の防止は、ジャンクション部１９に適切な接続構造を備えて実現できることは言うまでもない。

本願発明は、人工衛星搭載用アンテナに関する発明であり、人工衛星分野全般、航空宇宙産業に適用することが可能な発明である。

本発明の一実施の形態である人工衛星搭載用アンテナの主要部の一例を示した分解斜視図である。 図１の人工衛星搭載用アンテナの主要部を示した側面図である。 外殻構造１の一例を示した一部断面図である。 本発明の一実施の形態である人工衛星搭載用アンテナを人工衛星に搭載した状態を示した斜視図である。 外殻構造の他の例を示した斜視図である。

符号の説明

１…外殻構造、２…インフレータブル構造、３…ロール、４…先端部分、５…端面、６…チューブ、７…ガス導入管、８…シール部材、９…バルブ、１０…ガスボンベ、１２…強度維持部材、１３…導電部材、１４…接着部材、１６…小型人工衛星、１８…円筒部材、１９…ジャンクション部。

Claims (5)

1. スピン安定方式の人工衛星に搭載され、前記人工衛星の打ち上げ時には収納されており、軌道安定後に前記衛星のスピン軸方向に伸展するよう構成された人工衛星搭載用アンテナであって、
   強度維持部材、および、前記強度維持部材に貼り合わされた導電部材を有し、その伸展状態において中空の円筒形状をなす外殻構造と、
   一端が封止され他端が開口されたチューブ、および、前記チューブの前記開口に挿入されたガス導入管を有し、前記ガス導入管の外周で前記チューブの前記開口が封止されているインフレータブル構造と、
   前記ガス導入管にガスを供給するガス供給手段と、
   を有し、
   前記ガス導入管を介して前記チューブの内部に前記ガスを供給することにより、前記チューブを前記外殻構造の中空部分に伸展させ、前記チューブの伸展に伴って前記外殻構造を前記衛星の前記スピン軸方向に伸展させる人工衛星用アンテナ。
2. 前記外殻構造は、伸展状態においてはその内部応力によって短辺方向にカールしており、収納状態においては前記短辺方向の前記カールを展開し長辺方向でロールに巻き取られている短冊状またはテープ状のフィルムまたはシートである請求項１記載の人工衛星用アンテナ。
3. 前記外殻構造は、複数の中空円筒構造物が同軸に配置され、伸展状態において前記中空円筒構造物の端部が結合される多段円筒構造体である請求項１記載の人工衛星用アンテナ。
4. 前記強度維持部材は、繊維強化プラスチック（ＦＲＰ）またはポリイミドその他のプラスチック材料からなる請求項１〜３の何れか一項に記載の人工衛星用アンテナ。
5. 前記導電体は、金属不織布である請求項１〜４の何れか一項に記載の人工衛星用アンテナ。

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