JP2018510090A - 人工衛星フレームおよび人工衛星を製造する方法 - Google Patents

Abstract

衛星フレームは、衛星コンポーネントを取り付けるための複数の面を画定する一体の統合本体を含む。単一の統合衛星本体を使用することにより、固定具の数およびアライメント機器およびアライメントプロセスを最小にすることができる。一体フレームを使用することで、接続部や構造インターフェースの数を大幅に削減することにより、最大限の比剛性を実現できる。

Description

本発明は、人工衛星に関し、特にＬＥＯおよびＭＥＯ衛星の構造設計に関する。

従来の衛星構造設計は、通常、複数のパネル、デッキ、縦通材、リブ、ブラケットで構成され、これらはお互いに取り付けられ、一連の平面を画定する閉じた形を形成する。典型的な形状は、長方形または六角形のプリズムである。

このような設計の重要な問題は、複数の部品と締結具を使用し、大量の設備、支援ツールおよび手作業を必要とすることである。各結合部は、追加の締結具と２倍の質量が加わるため、全体の構造剛性を低下させる潜在的に柔らかいノードを作成する。さらに、一旦衛星が組み立てられると、典型的には、組み立て後のアライメントおよび複雑な較正手順を必要とする。

このようなプロセスのすべてのステップは、費用と時間がかかるものである。しかし、時間とお金よりも重要なのは、衛星が軌道上にある場合に、従来の設計が故障率の増加とミスアライメントの問題を引き起こすということである。すでにわかっているように、衛星が軌道上にある場合に衛星を修理することは非常に難しい場合がある。

したがって、アラインメントの問題、故障率および複雑性ならびに組立のための費用および時間を実質的に減少させる衛星構造設計を提供する必要がある。

本発明の一態様によれば、衛星フレームは、複数の衛星コンポーネントを取り付けるための複数の側面を画定する一体型の本体を有する。

本発明の別の態様によれば、人工衛星を製造する方法が提供される。複数の側面を画定する一体型フレームが形成される。フレームが形成されると、パネルはフレームの側面に取り付けられ、各パネルは少なくとも１つの衛星コンポーネントを支持する。

有利なことに、単一の一体型衛星本体フレームの使用は、固定具、締結具、ならびにアライメント装置、およびプロセスの量を最小にし、それにより軽量な設計をもたらし、設計を統合するのがより迅速になる。一体型フレームを使用することにより、接続部や構造インターフェースの数を大幅に削減することで、最大限の比剛性を実現する。

さらに、特に重要な利点の１つは、互いに対するコンポーネントのアライメントの改善と、修理が非常に困難な軌道上で衛星が運用されるとミスアライメントの可能性が低減されることである。結果として、本発明は、衛星を運用するコストを大幅に低減する。

本発明の一態様による衛星の斜視図を示す。 図１の衛星の一部の分解斜視図である。 本発明の一態様による単一の一体型衛星フレームの斜視図を示す。 図３の衛星フレームの２つの側面を示す。 図３の衛星フレームの２つの側面を示す。

図１は、本教示による人工衛星１００を示す。図２は、人工衛星１００の顕著な特徴のうちのいくつかの「分解」図を示す。図１および図２に示すように、人工衛星１００は、図のように配置された統合ペイロードモジュール１０２、推進モジュール１１４、ペイロードアンテナモジュール１２２、バスコンポーネントモジュール１３２、およびソーラーアレイシステム１４０を含む。図１および図２の人工衛星１００の向きは、図１および図２に示すアンテナ１２４が、使用時には、図面において「上に」向いているアンテナ１２４が地球に向かって「下向き」に面しているという意味で「逆さま」である。

統合ペイロードモジュール１０２は、パネル１０４，１０６、および１０８を備える。いくつかの実施形態では、パネルは、既知の方法で様々なコネクタなどを使用して共に接合される。ブレース１０９は、接続されたパネルの構造的な補強を提供する。

パネル１０４，１０６及び１０８は、他の機能の中でも、人工衛星１０２からの熱を放射する放熱器として機能する。いくつかの実施形態では、パネルは熱除去を容易にするための改造を含む。いくつかの実施形態では、パネルは、表面シートによって挟まれたコアのような複数の材料を含む。パネルに使用するのに適した材料には、航空宇宙産業で一般的に使用されているものが含まれる。例えば、いくつかの実施形態では、コアは、軽量アルミニウムハニカムを含み、表面シートは、６０６１−Ｔ６アルミニウムを含む。

推進モジュール１１４は、パネル１１２上に配置され、パネル１１２は、いくつかの実施形態では、パネル１０４，１０６、および１０８（例えば、アルミニウムハニカムコアおよびアルミニウム表面シートなど）と同様の方法で構成される。図１では不明瞭なパネル１１２は、統合ペイロードモジュール１０２のパネル１０４，１０６に当接している。

推進モジュール１１４は、燃料タンク１１６および推進制御システム１１８を含む。推進制御システムは、１または複数のバルブ（図示せず）を用いて、パネル１１４の外向きの面に配置された推進ノズル（図示せず）を介して推進ガスを放出するように制御する。推進制御システムは、地上のコマンドまたは制御プロセッサからオンボードで生成されたコマンドに応答するために適切に実装されている（つまり、ソフトウェアとハードウェア）。

ペイロードアンテナモジュール１２２は、複数のアンテナ１２４を備える。例示的な実施形態では、１６個のアンテナ１２４が、４×４配列で配置されている。いくつかの他の実施形態では、アンテナ１２４を異なる構成に編成することができ、および／または異なる数のアンテナを使用することができる。アンテナ１２４は、支持ウェブ１２０によって支持される。いくつかの実施形態では、支持ウェブは、アンテナ１２４を受け入れ支持するための適切な数の開口部（例示的実施形態では１６個）を有する炭素繊維を含む湾曲パネルである。

いくつかの実施形態では、アンテナ１２４は、電磁スペクトルの１２ＧＨｚから１８ＧＨｚの部分であるＫｕバンドで送信する。例示的な実施形態では、アンテナ１２４は、人工衛星通信によく使用される指数ホーンとして構成される。当技術分野で周知のように、ホーンアンテナは、一端で閉じられ、他端の開放端ホーンに向かって広がる（例示的な実施形態では円錐形）、典型的には短い矩形または円筒形の金属チューブとして実装された導波管から電波を送信する（またはそれらに集める）。図１では、各アンテナ１２４の導波管部分が不明瞭である。各アンテナ１２４の閉端部は、増幅器（図１および図２では図示せず；これらはパネル１０４または１０８の内面に位置する）に連結される。

バスコンポーネントモジュール１３２は、統合ペイロードモジュール１０２の底部に（図１および図２の観点から）取り付けられるパネル１３０に配置される。パネル１３０は、パネル１０４，１０６、および１０８（例えば、アルミニウムハニカムコアおよびアルミニウム表面シートなど）と同様の方法で構成することができる。いくつかの実施形態では、パネル１３０は熱除去のための特定の改造を含まない。

モジュール１３２は、メインソーラーアレイモーター１３４と、４つのリアクションホイール１３６と、メイン制御プロセッサ１６４とを含む。リアクションホイールは、人工衛星１００が、角運動量の保存によって、推進剤を使用せずに宇宙空間内で回転することを可能にする。遠心質量（図示せず）を含む各リアクションホイール１３６は、関連する駆動モーター（および制御電子機器）１３８によって駆動される。当業者には理解されるように、人工衛星１００をｘ、ｙ、ｚ方向に回転させるためには、３つのリアクションホイール１３６だけが必要である。４つ目のリアクションホイールはスペアとして機能する。このようなリアクションホイールは、通常、この目的のために人工衛星で使用される。

メイン制御プロセッサ１６４は、地上から受信されたコマンドを処理し、姿勢指示制御、推進制御、および電力システム制御を含むがこれに限定されない人工衛星１００の多くの機能を自律的に実行する。

ソーラーアレイシステム１４０は、ソーラーパネル１４２Ａおよび１４２Ｂ、ならびにそれぞれのｙバー１４８Ａおよび１４８Ｂを含む。各ソーラーパネルは、既知の方法で太陽光を電気エネルギーに変換する複数のソーラーセル（図示せず；ソーラーパネル１４２Ａおよび１４２Ｂの見えない側に配置される）を備える。各ソーラーパネルは、モーター１４４と受動回転ベアリング１４６を含み、ｙバーの一方は、モーター１４４およびベアリング１４６で各ソーラーパネルに取り付けられる。モーター１４４は、ソーラーパネルの各々が軸Ａ−Ａを中心として少なくとも部分的に回転することを可能にする。これにより、ソーラーパネル１４２Ａをパネル１０４に平行な格納位置から、パネル１０４に対して展開することが容易になり、ソーラーパネル１４２Ｂをパネル１０６に平行な格納位置から、パネル１０６に対して展開することが容易になる。モーター１４４はまた、軸Ａ−Ａの周りの前述の回転によって、最適な太陽露出のために、パネル１４２Ａおよび１４２Ｂを適切な角度にするように機能する。

各ｙバー１４８Ａおよび１４８Ｂの部材１５０は、それぞれのパネル１０４および１０６の開口部１５２を通って延在する。統合ペイロードモジュール１０２内で、部材１５０は、バスコンポーネントモジュール１３２と関連して前に説明されたメインソーラーアレイモーター１３４に接続される。メインソーラーアレイモーターは、図示のように、各部材１５０をその軸回りに少なくとも部分的に回転させることができる。これは、最適な太陽露出のためにソーラーパネル１４２Ａおよび１４２Ｂを傾ける目的のためである。いくつかの実施形態では、部材１５０は、互いに独立して回転することができ、いくつかの他の実施形態では、部材１５０は一緒に回転する。ロック・リリース部材１５４は、ソーラーパネル１４２Ａをサイドパネル１０４に、ソーラーパネル１４２Ｂをサイドパネル１０６に結合および解放するために使用される。ロック・リリース部材は、サイドパネル１０４，１０６の開口部１５６に結合する。

人工衛星１００はまた、統合ペイロードモジュール１０２の「下方」の（図１および図２の観点から）パネル１０８に適合するパネル１２６を含む。いくつかの実施形態では、パネル１０８は、航空宇宙等級材料のシート（例えば、６０６１−Ｔ６アルミニウムなど）である。電池モジュール１２８は、パネル１２６の内側に面する面に配置される。バッテリーモジュールは、人工衛星１００に搭載されたさまざまなエネルギー消費機器に電力を供給する。バッテリーモジュール１２８は、ソーラーパネル１４２Ａおよび１４２Ｂによって生成された電気で再充電される。パネルおよびモジュール１２８はこの目的のために電気的に結合される（ソーラーパネル１４２Ａ／Ｂとバッテリーモジュール１２８との間の電気経路は図１および図２には示されていない）。

人工衛星１００はさらに、テレメトリおよび地上ベースコマンドおよび制御のための無指向性アンテナ１５８を含む。

パネル１０８には、２つの「ゲートウェイ」アンテナ１６０が配置されている。ゲートウェイアンテナは、地球上のゲートウェイステーションとユーザデータを送受信する。ゲートウェイステーションはインターネットと通信する。アンテナ１６０は、可動マウント１６２によってパネル１０８に結合され、地上ベースのアンテナとの最適な位置合わせのためにアンテナを２つの軸に沿って移動させることができる。アンテナ１６０は、典型的には２６．５ＧＨｚ〜４０ＧＨｚの範囲の周波数をカバーするＫａバンドで送受信する。

パネル１０６の内側に面する面に配置される変換モジュール１１０は、Ｋａ無線周波数とＫｕ無線周波数との間で変換する。例えば、変換モジュール１１０は、ゲートウェイアンテナ１６０からのＫａバンドのアップリンク信号をアンテナ１２４を介するダウンリンク用のＫｕバンド信号に変換する。変換モジュール１１０は、逆方向、つまりＫｕからＫａにも変換する。

人工衛星１００の運用において、データは、データ要求のために以下のように流れる。
・（取得データ）：要求されたデータは、ゲートウェイステーションでインターネットから取得される。
・（アップリンク）：データ信号は、大型の地上ベースのアンテナを介して人工衛星のゲートウェイアンテナ１６０に送信される（Ｋａバンド）。
・（ペイロード）：データ信号が増幅され、ダウンリンク（Ｋｕ）バンドへの変換のために変換モジュール１１０に送られ、次に再び増幅される。
・ペイロード信号は、ペイロードアンテナ１２４に送られる。
・（ダウンリンク）：アンテナ１２４は、増幅され周波数変換された信号をユーザ端末に送信する。
ユーザが電子メールなどのデータを（要求ではなく）送信する場合、信号は、逆方向だが同じ経路を辿る。

図３は、本発明の一態様による単一の一体型衛星フレーム１０の斜視図を示す。図に示すように、フレーム１０はＬＥＯ（低軌道衛星）衛星用に設計されており、これは、現在有線で提供されていないエリアに電話およびインターネット接続を提供する少なくとも数百の同一衛星の１つである。しかし、本明細書に開示される原理は、ＭＥＯ、地球同期衛星および静止衛星を含む他のタイプの衛星にも等しく適用することができる。

フレーム１０は、一体的に形成されるとともに、互いに相互接続されて６つの側面１２〜２２を画定する支持ビーム２４〜４６を含むユニット化されたフレームである。本出願の目的のためのユニット化されたフレームまたはユニボディフレームという用語は、単一の一体成形された本体またはフレームを意味する。６つの側面１２〜２２の各々は、図示の実施形態では四辺形である。

支持ビーム２４〜３０は、底面１２を画定し、ビーム３２〜３８は上面を画定する。支持ビーム群（２４，３２，４０および４２）、（２６，３４，４２および４４）、（２８，３６，４４および４６）および（３０，３８，４０および４６）はそれぞれ、４つの側面１６〜２２を含む。先に述べたように、衛星が軌道上で動作している場合に、フレーム１０は、底面１２が地球に向く一方、上面１４は地球から離れる方向を向くように逆さまになる。

任意選択で、フレーム１０の構造的完全性を高めるために、矩形のブレース１０９（図２に示す）を、ボルトおよびナットのような締結具によってビーム３２〜３８が囲む上面１４に取り付けることができる。ブレース１０９は、アルミニウムや６０６１アルミニウム合金（特に６０６１−Ｔ６）などのアルミニウム合金のような強くて軽量の材料で作ることができる。

図示された実施形態では、側面１６および２０（図４Ｂに示されるように）および底面１２および上面１４は矩形であり、側面１８および２２（図４Ａに示されるように）は等脚台形形状である。ビーム３２およびビーム４０、ビーム３２およびビーム４２との間に形成される角度は、この実施形態では約８０度である。

底面１２は約５００ｍｍ×７８０ｍｍの大きさであり、上面１４は約７５０ｍｍ×７８０ｍｍの大きさである。側面１８，２２は、約５００ｍｍ×７２０ｍｍ×７５０ｍｍ×７２０ｍｍであり、側面１６，２０は約７８０ｍｍ×７２０ｍｍである。

底面パネル１３０および側面パネル１０４，１１２，１０６，１０８および１２６は、ボルトおよびナット（図示せず）などの既知の締結方法を使用してフレーム１０に取り付けられる。ボルト頭部は、パネルの皿穴に入り、ナットやナットプレートは、フレーム１０の内側にある。

パネルは、矩形のブレース１０９と同じ材料から作ることができる。したがって、アルミニウムまたは６０６１アルミニウム合金（特に６０６１−Ｔ６）などのアルミニウム合金とすることができる。

本発明の一態様によれば、フレーム１０は、衛星の打ち上げの間に加えられる静的および動的な力に耐えるような引張強度および弾性率を有する任意の材料で作製することができる。ユニボディフレーム１０は、鋳造、成形、スタンピング、機械加工などによって、複合材料または金属材料から構成することができる。ユニボディアプローチは、ユニボディ全体を単一の型上で共硬化することができ、最適な衛星剛性のために繊維配向を局所的に調整することができるため、繊維複合材料の使用に特に役立つ。

例えば、アルミニウム、鋼、合成繊維、ガラス繊維、炭素繊維材料などの材料を用いることができる。好ましくは、フレーム１０は、強く、剛性で軽量な炭素繊維材料を含む。

より具体的には、フレーム１０は、炭素繊維プリプレグ材料からなる単一の一体型成形部品であってもよい。１つの代表的な炭素繊維プレプレグ材料は、カリフォルニア州モーガンヒルのＴｅｎＣａｔｅ Ａｅｒｏｓｐａｃｅ Ｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓから入手可能なＲＳ−３６エポキシ樹脂を含浸させたＴ７００炭素繊維からなる。フレーム１０は、炭素繊維プリプレグの一方向性プライの準等方性レイアップを含む。このタイプのレイアウトでは、炭素繊維フレーム１０は、アルミニウムに類似した構造強度を提供するが、４０％の重量節減をもたらす。

次に、フレーム１０の製造方法について説明する。

まず、フレーム１０の型を成形する。炭素繊維プレプレグ材料は、一般に約１２０〜１８０℃で硬化するため、型の材料は、軟化、変形、または劣化することなくそのような高温に耐えることができなければならない。プリプレグに使用されている樹脂は、エポキシ樹脂であるため、エポキシ樹脂との相性も重要である。これらの理由から、型に好ましい材料には、高温エポキシ、アルミニウムやステンレススチールなどの金属、または高温ビニルエステル樹脂が含まれる。

型が作られたら、未加工の炭素繊維プライを型内にしっかりと押し込み、型のタイトなコーナーが空所なしに密接に覆われるようにする。炭素繊維材料は、複数の織られたプライを含む単一積層とすることができる。あるいは、炭素繊維材料は、複数の一方向性プライでもよく、この場合、プライは、準等方性のような特定のパターンを形成する異なる角度で型の上に置く必要がある。どちらの場合でも、型は真空バッグに入れられ、空気がバッグから排出される。これにより、硬化中に周囲空気圧が炭素繊維プライのすべての部分に力を加えることが保証される。

次いで、型を含む真空バッグは、特定のタイプの材料が硬化するための特定の温度勾配および持続時間で、オーブン内で硬化される。硬化後、炭素繊維プライが型から取り出される。必要に応じて、すべての穴を開け、機械加工することにより、炭素繊維層は、フレーム１０に仕上げられる。

結果として得られるフレーム１０は、衛星バス構造の基本的な幾何学的骨格を単一の一体型部品として提供する構造的にユニット化された本体を提供する。すべてのパネルおよび構成要素が単一の一体型本体フレーム１０に直接的または間接的に組み立てられるため、単一のユニット化されたフレーム本体１０を使用することにより、固定具、締結具、アライメント装置およびアライメントプロセスの量が最小限に抑えられ、より軽量で迅速な統合された設計をもたらす。さらに、単一ピースフレームを使用することにより、接続部や構造インターフェースの数を大幅に削減することにより、最大限の比剛性を実現できる。

また、全ての主飛行負荷は、ユニボディフレーム１０を介して、直接反応して伝達される。これにより、すべての放熱器とコンポーネントを支持するための半構造的接続と二次的接続が可能になり、すべての主要な打ち上げ荷重が最も堅い荷重経路をたどることにより、すべての二次的部材に見られる打ち上げ時の応力を最小限に抑えながらユニボディフレーム１０の全体的な効果を最大化することができる。

特に重要な利点は、互いに対する構成要素のアライメントの改善である。従来、単純にボルトで結合するビームでフレーム１０を構成すると、構成要素間のアライメントが非常に困難であった。さらに重要なことに、地上で構成要素が適切に位置合わせされていても、修理が非常に困難になる打ち上げや軌道上での運用中に、それらがずれてしまう可能性があった。

例えば、図１に示すように、衛星１０６の位置を制御するリアクションホイールがパネル１３０上にある一方、アンテナ１０６は支持ウェブ１２０上に支持される。パネル１３０と支持ウェブ１２０は、ビーム４０〜４６によって互いに分離されている。ビームが互い取り付けられ、底面および上面を形成するビームに別々に取り付けられている場合、パネル１３０は、支持ウェブ１２０と位置合わせされなくなる可能性が実質的に高くなる。

対照的に、本発明によれば、全てのパネルが共通の単一の一体型フレーム１０に接続される。このように、パネル間および任意の２つのコンポーネント間でのミスアライメントの可能性は大幅に減少する。

本開示は、いくつかの実施形態を記載しており、本発明の多くの変形は、本開示を読んだ後に当業者によって容易に考案され得るものであることが理解されるべきである。例えば、本明細書に開示された発明の概念は、ＬＥＯおよびＭＥＯ衛星に特に適しているが、より大きなより高い軌道衛星にも適用することができる。したがって、本発明の範囲は、特許請求の範囲によって決定されるものである。

１０ フレーム
１２ 底面
１４ 上面
１６，１８，２０，２２ 側面
２４，２６，２８，３０，３２，３４，３６，３８ 支持ビーム
１００ 人工衛星
１０２ 統合ペイロードモジュール
１０４，１０６，１０８，１１２，１２６ パネル
１０９ ブレース
１１０ 変換モジュール
１１４ 推進モジュール
１１６ 燃料タンク
１１８ 推進制御システム
１２０ 支持ウェブ
１２２ ペイロードアンテナモジュール
１２４ ペイロードアンテナ
１２８ バッテリーモジュール
１３０ パネル
１３２ バスコンポーネントモジュール
１３４ メインソーラーアレイモーター
１３６ リアクションホイール
１３８ 駆動モーター
１４０ ソーラーアレイシステム
１４２Ａ，１４２Ｂ ソーラーパネル
１４４ モーター
１４６ 受動回転ベアリング
１４８Ａ，１４８Ｂ ｙバー
１５０ 部材
１５２ 開口部
１５４ ロック・リリース部材
１５６ 開口部
１５８ 無指向性アンテナ
１６０ ゲートウェイアンテナ
１６２ 可動マウント
１６４ メイン制御プロセッサ

Claims (20)

1. 複数の衛星コンポーネントを取り付けるための複数の側面を画定する一体の本体を備える衛星フレーム。
2. 前記本体が６面を画定する複数の相互接続されたビームを含む、請求項１に記載の衛星フレーム。
3. 前記６面の各々が四辺形である、請求項２に記載の衛星フレーム。
4. 前記複数の面が、複数のパネルを受容し、前記パネルの１つが衛星の向きを制御する複数のリアクションホイールを支持し、かつ前記パネルの別の１つが少なくとも１つのアンテナを支持する、請求項１に記載の衛星フレーム。
5. 前記本体が炭素繊維材料を含む、請求項１に記載の衛星フレーム。
6. 前記本体が前記炭素繊維材料の一方向性プライの準等方性レイアップを含む、請求項５に記載の衛星フレーム。
7. 前記本体が炭素繊維プリプレグ材料を含む、請求項１に記載の衛星フレーム。
8. 前記本体がガラス繊維、合成繊維、アルミニウムおよび鋼鉄の１または複数の材料を含む、請求項１に記載の衛星フレーム。
9. 複数の衛星コンポーネントを支持する複数のパネルを取り付けるための少なくとも３面を画定する一体成形された本体を備えるＬＥＯ衛星フレーム。
10. 前記少なくとも３面が複数のパネルを受容し、前記パネルの１つが衛星の向きを制御する複数のリアクションホイールを支持し、かつ前記パネルの別の１つが少なくとも１つのアンテナを支持する、請求項９に記載のＬＥＯ衛星フレーム。
11. 前記本体が炭素繊維材料を含む、請求項９に記載のＬＥＯ衛星フレーム。
12. 前記本体が前記炭素繊維材料の一方向性プライの準等方性レイアップを含む、請求項１１に記載のＬＥＯ衛星フレーム。
13. 前記本体が炭素繊維プリプレグ材料を含む、請求項９に記載のＬＥＯ衛星フレーム。
14. 前記本体がガラス繊維、合成繊維、アルミニウムおよび鋼鉄の１または複数の材料を含む、請求項９に記載のＬＥＯ衛星フレーム。
15. 前記本体によって画定された体積が１立方メートル以下である、請求項９に記載のＬＥＯ衛星フレーム。
16. 人工衛星を製造する方法であって、
    複数の面を画定する一体の統合フレームを形成するステップと、
    各パネルが、少なくとも１つの衛星コンポーネントが支持するように複数のパネルを前記面に取り付けるステップと、
    を備える方法。
17. 前記フレームを形成するステップが、
    複合繊維材料をフレームの型に敷設するステップと、
    一体の統合成形フレームを形成するために敷設された繊維材料を凝固させるステップと、
    を含む、請求項１６に記載の方法。
18. 前記フレームを形成するステップが、
    複合炭素繊維材料をフレームの型に敷設するステップと、
    オーブンで一体の統合成形フレームを形成するために敷設された繊維材料を硬化させるステップと、
    を含む、請求項１６に記載の方法。
19. 複合炭素繊維材料を敷設する前記ステップが、一方向性プライの準等方性レイアップを形成する炭素繊維プリプレグ積層を敷設するステップを含む、請求項１８に記載の方法。
20. 前記取り付けるステップが
    前記人工衛星の向きを制御する複数のリアクションホイールを支持する１つのパネルを前記フレームの一面に取り付けるステップと、
    少なくとも１つのアンテナを支持する別のパネルを前記フレームの別の面に取り付けるステップと、
    を含む、請求項１６に記載の方法。

Images