JP2009166678A

JP2009166678A - 保持解放装置

Info

Publication number: JP2009166678A
Application number: JP2008007041A
Authority: JP
Inventors: Yasushi Odawara; 靖小田原
Original assignee: Mitsubishi Electric Corp
Current assignee: Mitsubishi Electric Corp
Priority date: 2008-01-16
Filing date: 2008-01-16
Publication date: 2009-07-30

Abstract

【課題】衝撃がなく簡易に構成することが可能な衛星搭載機器の保持解放装置を得る。
【解決手段】搭載機器２は、衛星構体１に取り付けられたベース３に、保持ピン４によって取り付けられる。ベース３とピン４はそれぞれ異なる熱膨張率の材料を用い、常温で嵌め合いによる嵌合によって、搭載機器２を拘束している。ベース３はヒータ７を取り付けており、ヒータによりベース３のピン穴周辺部を熱変形させることで、保持ピン４とベース３の嵌合具合を変化させ、保持ピン４による搭載機器２の保持を解放する。
【選択図】図２

Description

この発明は、人工衛星（以下、衛星）に用いられる衛星搭載機器（以下、搭載機器）の保持を解放する、保持解放装置に関するものである。

従来、締結ボルトに締結される分離ナットや締結ボルトを切断するロッドカッターなどの火工品を使用した保持解放装置が知られている。この保持解放装置では、通常時は搭載機器をボルトで締結し、機器の分離時に、火工品の起爆により分離ナットを締結ボルトから分離する、或いはロッドカッターで締結ボルトを切断して、締結ボルトによる搭載機器の保持を解放することが行われる。

特開平８−２１９１３４号公報（第６図）

従来の保持解放装置は、締結ボルトの分離時に大きな衝撃を発生させる。この衝撃は、搭載機器に対する衝撃環境条件の大きな制約となっている。また、その動作を実現するためには、火工品と、火工品の起爆を安全に制御するための複雑な電子機器とを必要とし、システムが大掛かりになる。

一方、近年、衛星に対する機能要求は厳しくなっており、例えば観測衛星に搭載される観測センサの観測精度に影響を与える要因となる、衛星本体と観測センサとの取り付け部における熱変形及び熱荷重の影響を排除する必要が生じている。

このような熱変形及び熱荷重の影響を排除するためには、例えば観測センサの取り付け点数を考慮し、取り付け部を静定構造とすることが有効である。しかし、搭載機器の大型化にともない重量が増加すると、打上げ時の加速度環境に耐えうる取り付け構造を得るためには、必ずしも静定構造を実現できない場合が多い。

このような場合であっても、衛星打上げ時に必要な搭載機器の取り付け点数と衛星打上げ後に必要な搭載機器の取り付け点数を可変させて、衛星打上げ後に搭載機器の取り付け部の保持を部分的に段階的に解放することにより、打ち上げ前後で取り付け部の非静定構造と静定構造とを両立させる手立てがある。
しかし、先に示したように、これまでの火工品を用いた分離機構は大きな衝撃が発生するとともに、その機能を実現するために大掛かりな火工品制御用の電子機器を要するので、システムリソースの制約上、火工品を用いて段階的に分離する保持解放装置を構成することは難しい。

この発明は、このような問題点を解決するためになされたものであり、大きな衝撃が発生せずかつ火工品を不要とする保持解放装置を実現することを目的とする。

この発明による保持解放装置は、ピン穴を有し、衛星に取り付けられるベースと、上記ベースとは熱膨張率が異なり、上記ベースのピン穴に嵌合し、当該ピン穴に圧入された状態で衛星搭載機器を保持する保持ピンと、上記ベースまたは保持ピンを加熱するヒータとを備え、
上記ヒータの発熱により、上記保持ピンとピン穴の間に隙間を生じ、上記保持ピンによる上記衛星搭載機器の保持が解放されるものである。

この発明によれば、大きな衝撃を発生せずに衛星搭載機器における取り付け部の保持解放が可能であり、また、保持解放装置において火工品または火工品の起爆を制御するための電子機器が不要となるので、簡単な構造の保持解放装置を得ることができる。

実施の形態１．
以下、この発明の実施の形態１に係る保持解放装置について、図を用いて説明する。
図１は実施の形態１による衛星搭載機器の取り付け態様を示す図であり、図２は実施の形態１による保持解放装置の構造を例示する図である。

図１において、衛星搭載機器（以下、搭載機器）２は、保持解放装置１００を介在して、衛星構体１に取り付けられている。ここでの搭載機器２としては、例えば軌道上で地球表面の画像や温度分布などを高精度に観測する光学センサのように、衛星構体１への取り付けに際し、高いアライメント精度が要求される機器を想定している。このため、打上げ時の加速度荷重に耐え得るのに加え、軌道上での取り付け部周辺の熱変形を抑えることのできる機器取り付け構造が必要となる。

そこで、この実施の形態１では衛星打上げ時に、図１に示すような６点の取り付け点（拘束点）ａ乃至ｆで、搭載機器２を過拘束により固定し、不静定支持する。これによって、打上げ時の加速度荷重に対する搭載機器２の取り付け強度を向上させる。一方、衛星が軌道上に投入された後は、取り付け点での熱変形を考慮して、例えば点ａ、ｃ、ｆからなる３点の取り付け点（拘束点）で搭載機器２を固定し、静定支持する。
これによって、過拘束された取り付け点毎の面外方向熱変位のばらつきによる、取り付け面での熱変形を抑え、搭載機器２のアライメント精度への影響を抑えることができる。

なお、衛星構体側の取り付け面では、取り付け点毎に面外方向の熱変位が異なり、取り付け点から搭載機器２に熱変形荷重が付与され、高精度なアライメントを必要とする搭載機器の傾き（例えば、光学センサの視線軸）に影響を及ぼす。このように、取り付け面に３点以上の取り付け点（拘束点）を持つ機器の場合、３点（例えば点ａ、ｃ、ｆ）で静定支持の拘束面を生成する観点からして、残りの取り付け点（過拘束点ｂ、ｄ、ｅ）は過拘束となり、熱変形モードに対して不確定な要素が多く、設計が難しくなる。

しかしながら、この実施の形態１では、衛星打ち上げ時には特定の搭載機器２を過拘束とし、軌道投入後には特定の搭載機器２を３点で拘束し静定支持する。このように衛星打ち上げ前後で拘束点数を変化させ、余計な過拘束分を簡易に解除することで、設計時の熱変形モードの不確定要素を減らすことができる。

図２において、保持解放装置１００は、衛星構体１に取り付けられるベース３と、ベース３に支持される搭載機器２と、搭載機器２をベース３に拘束する保持ピン４と、ベース３を衛星構体１に締結固定するねじ５ａ、５ｂと、ヒータ制御回路１０とで構成される。衛星構体１は、衛星打ち上げ後にヒータ制御回路１０を動作させ、ヒータ７の発熱により搭載機器２の拘束点数を変化させる。ヒータ制御回路１０は、保持解放装置１００の周辺に設けても良く、衛星内部の温度制御を行うためのヒータを制御するヒータ制御回路に内蔵させても良い。

ベース３は、取り付けねじ５ａ、５ｂによって衛星構体１に取り付けられる。搭載機器２は、ベース３に取り付けられた状態で保持ピン４が圧入され保持固定される。保持ピン４は、ベース３に設けられたピン穴６に嵌合する。ベース３は、ピン穴６の周辺部分にヒータ７が設けられている。図の例では、ヒータ７がベース３内に収容された図を示しているが、ヒータ７がベース３の外部表面に付着した構造であっても良い。また、ヒータ７は、発生した熱を保持ピン４へ効率的に熱伝導するために、保持ピン４を間に挟んで搭載機器２から離れる位置に配置されるのが好ましい。しかし、配置スペース上の制約がある場合、搭載機器２への熱伝導が適切に遮断される範囲であれば、配置位置はこれに限られたものではない。また、搭載機器２とベース３の間に断熱材や断熱構造を設けても良い。さらに、ヒータ７の一部を断熱材で覆って、ベース４のピン穴６周辺をピンポイントで加熱する構造としても良い。

ベース３と保持ピン４は、それぞれ熱膨張率の異なる材料を用いる。例えば、ベース３にはアルミ合金（線膨張係数２３．８×１０^−６）を用い、保持ピン４にはチタン合金（線膨張係数８．８×１０^−６）を用いる。ベース３と保持ピン４は、常温で圧入され嵌め合う（締まり嵌めとなる）構造とすることによって、常温時に搭載機器２を拘束する。

一方、ヒータ７の発熱時は、ベース３の温度が上昇し、熱膨張率の相違により、保持ピン４の外径に比してベース３のピン穴径が大きく膨張し、保持ピン４とベース３のピン穴６との嵌合が緩み、保持ピン４とピン穴６の間に隙間を生じて、保持ピン４はベース３のピン穴６との拘束から解除される。これにより、搭載機器２は保持ピン４によるベース３への拘束が解放されることになる。

ヒータ制御回路１０はヒータ７の発熱を制御する。ヒータ７は衛星電源から直流電流を供給することにより発熱するので、ヒータ制御回路１０は、スイッチのオンオフ制御によってヒータへの通電と非通電を制御したり、通電時間を制御するタイマーのような簡単な電気回路を設けて構成すれば良い。このため、小さい回路規模でヒータ制御を実現することができる。

なお、ここでの常温とは、衛星の打ち上げから軌道投入までの間に衛星構体１の温度（例えば、−１０〜５０℃）や、衛星運用時に衛星構体１によって制御される温度（例えば、−１０〜４０℃）を指す。また、ヒータ７の発熱時は、ベース３のピン穴周囲の温度が、常温に比して高温度となる（例えば、１０℃〜１００℃高くなる）ようにヒータ７を設計すれば良い。これによって、ヒータ７の発熱時に、ピン穴６と保持ピン４との間に０．５μｍ乃至１０μｍ程度の隙間を設けることが可能となる。

このように、ベース３はヒータ７によって温度を変化させることが可能である。かくして、必要に応じて、ベース３に取り付けたヒータ７によりベース３の温度を変化させ、ベース３を熱変形させることで、保持ピン４とベース３との嵌合度合いを制御し、保持ピン４による搭載機器２の保持を解放することができる。

以上説明したとおり、この実施の形態１による保持解放装置は、ピン穴を有し衛星本体に取り付けられるベース３と、ベース３のピン穴６に嵌合し、ピン穴６に挿入され圧入された状態で搭載機器２を保持する保持ピン４と、ベース３または保持ピン４を加熱するヒータ７とを備える。ベース３と保持ピン４の熱膨張率は異なり、ヒータ７の発熱によるベース３または保持ピン４の加熱により、保持ピン４とピン穴６の間に隙間を生じ、保持ピン４による搭載機器２の保持が解放されることを特徴とする。

このように、衛星本体に取り付けられピン穴６を具備したベース３と、そのピン穴６と嵌合する保持ピン４を備えることによって、常温時に搭載機器は保持ピン４によりベース３に拘束される。この際、ベース３におけるピン穴周辺部分と保持ピン４とは熱膨張率が異なるので、ベース３のピン穴周辺部分にヒータ７を実装し、ヒータ７により温度を変化させて、ベース３のピン穴周辺部分を熱変形させ、ピン穴６と保持ピン４との嵌合度合いを変化させることで、保持ピン４による拘束を解放することができる。

これによって、例えば分離ナットのような火工品を用いることなく、搭載機器２の取り付け部の保持を解放することができる。例えば、保持解放装置１００の保持ピン４を用いて、打ち上げ時に搭載機器２を６点の拘束点（例えば図１の点ａ乃至ｆ）で拘束することにより、搭載機器２の打上げ時の加速度環境に充分耐えることができる。また、打ち上げ後もしくは搭載機器２（例えば光学センサ）の運用時には、ヒータ制御回路１０を動作させてヒータ７を通電することにより、ヒータ７が発熱し、ベース３または保持ピン４が加熱されて保持ピンとピン穴の間に隙間を生じ、保持ピン４の嵌合が解除されて、搭載機器２の過拘束点（例えば図１の点ｂ、ｄ、ｅ）の拘束を、衝撃なく解放することができる。

また、搭載機器２の全拘束点を、保持解放装置１００の保持ピン４で拘束することにより、ヒータ７の通電による発熱によって、ベース３または保持ピン４が加熱されて保持ピンとピン穴の間に隙間を生じ、保持ピン４による搭載機器２の保持が解放されて、搭載機器２を衛星本体から分離することが可能となる。
さらに、火工品の起爆を制御するための複雑な電子機器が不要となるので、保持解放装置のヒータ制御に要する電子回路を、簡単な構成で実現することが可能となる。

実施の形態２．
実施の形態１では、ベース３にヒータ７を取り付け、ベース３を熱変形させることで拘束の程度を変化させることについて説明した。この実施の形態２では、保持ピン４側の内部もしくは周囲にヒータ７を取り付けることによって、同様な機能を実現する。

この場合は、例えば、常温でベース３と保持ピン４には隙間が生じるような寸法とし、打ち上げ時に保持ピン４に取り付けられたヒータにより保持ピン４を膨張させることで搭載機器を拘束し、ヒータ７を制御することで必要に応じてその膨張を変化させることにより、拘束状態を変化させることが可能である。

実施の形態３．
この実施の形態３においては、保持ピン４を中空とし、この中空内に気体もしくは液体を封入して、その液体の膨張を温度により制御し、保持ピン４の外径を微小変化させる。これによって、保持ピン４とピン穴６との嵌合具合を変え、保持ピン４による搭載機器２の拘束状態を変化させる。この際、封入する気体もしくは液体を適切に選択し、封入する気体もしくは液体の容積（中空部分の内径および高さ）を適切に設定することで目的に応じた変形量を得ることが可能となる。

実施の形態４．
この実施の形態４においては、上記実施の形態１もしくは実施の形態２もしくは実施の形態３において、ベース３のピン穴内に、弾性エネルギーが蓄積された弾性体を実装する。図３は、実施の形態４による保持解放装置の構造を例示する図である。

図３に示すように、ベース３のピン穴６の内部には、弾性エネルギーが蓄積された弾性体として、圧縮されたばね６が収容されている。ばね６はコイルばねが望ましいが、板ばねやその他のばねであっても良く、弾性力を持つものならば他の弾性体であっても良い。なお、その他の構成や動作については、実施の形態１の図２で説明したものと同様である。また、図中、ヒータ７の発熱を制御するヒータ制御回路１０は図示を省略している。

この実施の形態では、ヒータ７を発熱させることにより、ベース３または保持ピン４が加熱されて保持ピン４とピン穴６の間に隙間を生じ、保持ピン４のピン穴６からの保持が解放される。この際、ばね６に蓄積された圧縮荷重により、保持ピン４がピン穴６から抜け出る方向に押し出されることによって、保持ピン４がベース３のピン穴６から排出され、保持ピン４を完全に取り外すことが可能となる。かくして、搭載機器２を拘束する保持ピン４を全て取り出すことにより、保持ピン４による搭載機器２の拘束を完全に無くすことが可能となり、保持ピン４による搭載機器２の保持が解放される。なお、ベース３から排出される保持ピン４が搭載機器２やその他の機器に衝突しないように、保持ピン４に係止用の紐を付けても良い。

この発明に係る実施の形態１による衛星搭載機器の取り付け態様を示す図である。この発明に係る実施の形態１による保持解放装置を示す図である。この発明に係る実施の形態４による保持解放装置を示す図である。

符号の説明

１衛星構体、２搭載機器、３ベース、４保持ピン、５ねじ、７ヒータ、８ばね、１０ヒータ制御回路。

Claims

ピン穴を有し、衛星に取り付けられるベースと、
上記ベースとは熱膨張率が異なり、上記ベースのピン穴に嵌合し、当該ピン穴に圧入された状態で衛星搭載機器を保持する保持ピンと、
上記ベースまたは保持ピンを加熱するヒータと
を備え、
上記ヒータの発熱により、上記保持ピンとピン穴の間に隙間を生じ、上記保持ピンによる上記衛星搭載機器の保持が解放されることを特徴とした保持解放装置。
上記保持ピンは、内部に気体もしくは液体が封入される空間を備えたことを特徴とする請求項１記載の保持解放装置。
上記ベースは、上記ピン穴内に、弾性エネルギーが蓄積された弾性体を有したことを特徴とする請求項１もしくは請求項２記載の保持解放装置。