JP2018525265A - コンパクトパッケージング用の大面積構造体 - Google Patents

Abstract

本発明は，宇宙太陽光発電ステーション，発電衛星モジュール，太陽熱放射を捕集して発生させた電流からの電力を伝送する方法，該衛星モジュール及びこれに関連する発電タイルを形成するための可縮構造体，並びに，該構造体を展開させるための展開機構に関する。各衛星モジュール及び／又は発電タイルは，可縮構造体及び展開機構により形成することができる。これにより，衛星モジュールを所定の軌道フォーメーションに配備するために必要とされる宇宙太陽光発電ステーション内のペイロード面積を縮減し，衛星モジュールを軌道上で確実に展開させることが可能である。
【選択図】図５０

Description

本発明は，軽量の可縮構造体よりなる複数の太陽光発電衛星モジュールを含む宇宙太陽光発電ステーションに関する。より具体的に，本発明は，所定の軌道フォーメーションで周回する複数のコンパクト化可能な個別の太陽光発電衛星モジュールを含むモジュラー型宇宙発電ステーションに関する。これらのモジュールは，単体又は全体で，宇宙から地球へのラジオ周波電力伝送を行うためのフェーズドアレー又は振幅アレーを形成する。各モジュールは，各種形態における集積太陽光発電セル，アンテナ，放熱体及び制御回路を設けた複数の可縮発電タイルを有する。本発明は，更に，このような軽量の可縮構造体を展開させるための方法及び機構に関する。

宇宙太陽光発電（ＳＢＳＰ）は，太陽光発電衛星又は衛星発電システム（ＳＰＳ）による太陽光電力の収集，その電力の変換及び遠隔受信機への伝送，そして電力への逆変換を記述する用語である。ＳＢＳＰシステムにおいて，太陽光エネルギは，機上において電気エネルギとして収集され，ＳＰＳからの遠隔地に配置された受電設備に対して何らかの態様でのワイヤレス電力伝送を行わせる。ワイヤレス電力伝送は，マイクロ波トランスミッタ又はレーザーエミッタを含み得るものであり，そのビームは，遠隔地（例えば地表面）に配置されたコレクタ（例えば受電レクテナ）に向けられる。

ＳＢＳＰシステムは，エネルギ収集のための手段が，地表面ではなく，周回衛星に配備されている点において，地上配備型の太陽光収集方法とは異なっている。このようなシステムを宇宙空間に配備することは，太陽光エネルギの高い収集効率につながる。これは，拡散大気が存在しないからである。従来の地上配備型システムでは，太陽光エネルギの相当の部分（５５〜６０％）が，大気中を通過する途上で反射及び吸収効果によって損失を生じている。宇宙太陽光発電システムは，このような損失を，太陽光エネルギを大気圏外でマイクロウェーブ等による遠電界放出に変換することにより回避するものである。これに加えて，ＳＢＳＰシステムは，収集期間がより長期間であり，太陽から離れた地球の自転により生じるダウンタイム（及び，固定型の平坦パネルコレクタの場合におけるコサインロス（余弦損失））を伴わずに，太陽光エネルギを連続的に収集することができる。

ＳＢＳＰシステムにおける一般的な制約条件は，太陽光エネルギから十分な電力エネルギを発生させるために必要とされるＳＰＳのサイズである。例えば，５００ＭＷのシステムでは５ｋｍ^２のプラットフォームが必要となり得る。そのようなプラットフォームは，数十ないし数百オーダの重量トン／機数よりなる大型衛星で構成されることとなる。このような大規模構造の軌道配備に関連する打ち上げコストは，ＳＢＳＰシステムの経済的な実現を困難とするものである。

本発明の多様な実施形態に係るシステム及び方法は，複数の衛星モジュール用の軽量可縮構造体を含めて，宇宙太陽光発電システム（ＳＢＳＰ）用の軽量可縮構造体を提供する。多くの実施形態において，衛星モジュールは，複数の可縮モジュラー型発電タイルを含み，該発電タイルは，少なくとも１つの太陽電池セルと，電力トランスミッタと，電力トランスミッタの作動をフェーズドアレーとして協調させること（但し，これに限定されるものではない。）を含む各種の制御機能を実行するように構成された回路とを組合わせたものである。実施形態は，可縮構造体と，該可縮構造体を，選択された作動位置に投入されたときに展開させる方向及び機構をも提供する。スタンドアローン型の可縮複数の衛星モジュールは，連携的に配列（コロケーション）し，作動形態に展開させ，任意の適当な軌道フォーメーションで宇宙空間を飛行させ，集合的に宇宙太陽光発電システムを形成するように構成することができる。

多くの実施形態は，宇宙空間内で所定の軌道フォーメーションに配置される複数の，非接続である可縮衛星モジュールを含む宇宙太陽光発電システムに関する。各可縮衛星モジュールは，互いに可動結合されて衛星モジュールの少なくとも一軸方向における寸法をコンパクト化し得る複数の構造素子と，複数の可動素子の各々に配置される複数の発電タイルとを備える。各発電タイルは，少なくとも１つの太陽電池セルと，その上に配置される少なくとも１つの電力トランスミッタとを有する。少なくとも１つの太陽電池セル及び電力トランスミッタは，少なくとも１つの太陽電池セルによる太陽放射収集で発生させた電流が，少なくとも１つの電力トランスミッタを駆動するように，互いに信号接続される。少なくとも１つの電力トランスミッタは，アンテナと，該アンテナに供給されるラジオ周波電力信号の位相を，当該電力トランスミッタが他の発電タイルにおける電力トランスミッタと協調してフェーズドアレーを形成するように制御する制御エレクトロニクスとを含む。

他の実施形態において，複数の構造素子は有限の厚さを有し，Ｚ折り，扇子折り，二重Ｚ折り，ミウラ折り及びスリップ折りの何れかで互いに折り込み可能である。

他の実施形態において，折り込まれて可動に相関させた素子は，ラッピングにより更にコンパクト化される。

他の実施形態において，隣接する構造素子は，折り軸に沿って互いに折り込まれ，折り軸に沿って所定の距離だけ互いにスリップを生じる。折り軸に対して横方向に延在する構造素子の少なくとも１つのエッジは，連続的に相互結合する。他の実施形態において，隣接する構造素子の間の折り線における少なくとも１部分に沿って材料空隙部が形成される。他の実施形態においては，材料空隙部を橋絡する相互結合部が含まれる。他の実施形態において，相互結合部は，靭帯折り部及びヒンジ部の一方又は双方を含む。他の実施形態において，相互結合部は，ラッチ型，無摩擦型又はスリップ型である１つ又は複数のヒンジで構成される。他の実施形態において，構造素子は，複数の折り線に沿って折り込まれ，複数の構造素子のスタック（積み重ね）を形成する。このスタックは，折り線に対して横方向の軸線に沿ってコンパクト化されたものである。他の実施形態において，複数の構造素子のスタックは，湾曲した構造体にラッピング可能とされ，その曲げ半径は，構造素子の永久変形が回避される値とされる。他の実施形態において，曲げ半径は，次式〔数１〕で表される最小曲げ半径Ｒｍｉｎを下回らない値とする。
ここに，ｈは個別の構造素子の厚さ，Ｅは構造素子の弾性率，σ_ｙは構造素子の降伏応力である。他の実施形態において，複数の構造素子のスタックにおける長手方向端部の末端は，ラッピングの間にスリップを生じない。

他の実施形態において，コンパクト化した衛星モジュールのパッケージング効率は，該衛星モジュールのパッケージ後の体積と，衛星モジュールの材料体積の比として定義され，５０％を上回る。

他の実施形態において，構造素子の無次元化した長さλは１０^３〜１０^６であり，コンパクト状態における構造素子間のスペースφは１〜１．５である。

他の実施形態において，複数の発電タイルの各々は，複数の可動に相関させた素子で構成される。この場合，各発電タイルにおける少なくとも太陽電池セル及び電力トランスミッタは，発電タイルの寸法が少なくとも１軸に沿って減少可能となるように互いに可動である。この実施形態において，発電タイルにおける可動に相関させた素子は，１つ又は複数の弾性素子により互いに結合される。他の実施形態において，少なくとも各発電タイルにおける太陽電池セル及び電力トランスミッタは，別個の可動素子上に配置される。この場合，可動素子は，太陽電池セル及び電力トランスミッタを相対移動させて，太陽電池セル及び電力トランスミッタの平面に対して横方向のオフセットを両者間に形成する。他の実施形態において，別個の可動素子は，１つ又は複数の弾性部材により互いに結合される。他の実施形態において，弾性部材は，ばねで構成される。他の実施形態において，弾性部材は，電力トランスミッタの平面内で縮小可能である。他の実施形態においては，オフセット間に延在して太陽電池セル及び電力トランスミッタを導電結合する１つ又は複数の導電素子が含まれる。他の実施形態において，各電力トランスミッタは，各太陽電池セルに入射する太陽放射を集中させるコレクタを更に備え，該コレクタは，太陽電池セルの平面に対して変位可能となるよう，１つ又は複数の拡張可能な構造体と係合可能である。他の実施形態において，拡張可能な構造体は，弾性部材で構成される。

他の実施形態において，構造素子は，張力が横断的に分布するようにプレストレスされており，その張力は，衛星モジュールの平面の空間的変形に対向するに十分な大きさである。他の実施形態において，プレストレス張力は，１つ又は複数のブームアームにより，構造素子の横断的に分布する。他の実施形態において，プレストレス張力は，衛星モジュールの回転に基づいて遠心力が作用する１つ又は複数の重み付け素子により，構造素子に対して横断的に分布する。他の実施形態において，隣接する構造素子はスリップ折りにより相互結合される。この場合，プレストレス張力は，スリップ折り線に沿って作用する張力が，スリップ折り線に対して横方向に作用する張力よりも大きくなるよう，複数の構造素子に対して横断的に異方性をもって分布する。他の実施形態において，スリップ折り線に対して横方向に延在する構造素子のエッジ部は連続的に相互結合され，プレストレス張力は構造素子のエッジ部を介して複数の構造素子に対して分布する。他の実施形態において，構造素子のエッジ部は，パラボラ状プロファイルに配置される。他の実施形態において，構造素子は，外側支持フレームを備え，これを通してプレストレス張力が作用する。発電タイルは，プレストレス張力が発電タイルに分布しないように，外側支持フレーム内に配置される。

他の実施形態においては，少なくとも２つの構造素子に係合可能とされた展開機構が含まれる。この展開機構は，当該構造素子に力を作用させて，構造素子を移動させる。他の実施形態において，展開機構は，１つ又は複数の伸長可能なブームを備える。他の実施形態において，展開機構は，重み付け素子を備え，力は衛星モジュールの回転により作用させる。

他の多くの実施形態は，衛星モジュール展開機構に関する。この展開機構は，スリップラッピングされた衛星モジュールを収容する内部容積を画定するケージを備え，このケージは，２つの分離可能な中空体半部を備え，これらの中空隊半部は，２つの整列した開口部を更に画定し，これらの開口部は，両半部間の分離線に沿って互いに対向する内側容積にアクセス可能とするものである。展開機構は，構造体のスタックを保持するように構成された，伸長したクリップを更に備える。このクリップは，ケージの内部容積内に回転可能に配置され，整列させることにより，スリップラッピングされた衛星モジュールにおける構造素子のスタックの端部が２つの開口部と整列させるものである。この場合，クリップは，スリップラッピングされた衛星モジュールにおける構造素子のスタックの端部がケージから半径方向外向きに拡張する際に，ケージ内における軸線周りで回転し，ケージの半部は，スリップラッピングされた衛星モジュールにおける構造素子のスタックにおける構造素子がクリップ軸線から外向きに拡開する際に，互いに半径方向外向きに火下されるものである。

他の実施形態において，クリップは，複数の構造素子を順次に拡開させるに十分な保持力を抵抗する。

他の多くの実施形態は，ラッピングガイドプラグに関する。このラッピングガイドプラグは，湾曲したスリットを延在させた２つの回転対称的な円筒半部を備える。スリットは，構造素子のスタックを円筒半部間に保持して構造素子の端部を，円筒の直径を超えて延在させるに十分な厚さを有する。円筒の直径は，構造素子を円筒の外周部周りでラッピングしたときに，構造素子の曲げ半径が，１つ又は複数の構造素子の塑性変形を生じさせる最小曲げ半径を下回らないように，十分に大きな直径とする。

他の実施形態において，構造素子は，ラッピングガイドプラグ周りでラッピングされたときに，構造素子の長手方向端部が整列するよう，互いにプリスリップ状態とされている。

他の多くの実施形態は，宇宙太陽光発電ステーションの衛星モジュールをパッケージングし，かつ展開させるための方法に関する。この方法は，宇宙空間内において所定の軌道フォーメーションで配置される複数の非接続である可縮衛星モジュールを準備するステップを含み，各可縮衛星モジュールが，複数の構造素子を備え，隣接する構造素子が，互いに折り線に沿って所定距離のスリップをもって折り返され，少なくとも前記折り線に対して横方向における構造素子のエッジ部は，衛星モジュールの少なくとも一軸方向における寸法を縮小可能とするよう，連続的に相互接続されている。当該方法は：複数の構造素子を折り線に対して横方向の軸線に沿って折り込むことにより，前記複数の構造素子を折り畳み，前記折り線に対して横方向の長手方向軸線及び長手方向端部を有するスタックを形成するステップと；複数の構造素子のスタックにおける２つの半部を，スタックの長手方向長さの中点において対称的に回転させるステップと；複数の構造素子のスタックにおいて対称的に回転させた半部を，前記構造素子が永久変形する最小半径を下回らないラッピング半径をもって，円筒状にラッピングするステップと；を更に備える。

他の実施形態は，宇宙太陽光発電ステーションに関する。この発電ステーションは，宇宙空間内において所定の軌道フォーメーションで配置される複数の非接続である可縮衛星モジュールを備え，各可縮衛星モジュールは，衛星モジュールの少なくとも一軸方向における寸法を縮小可能とするよう，連続的に相互結合される複数の構造素子を備える。発電ステーションは，複数の可動素子の各々に配置される複数の発電タイルを更に備え，各発電セルは，少なくとも１つの太陽電池セルと，該太陽電池セル上に配置される少なくとも１つの電力トランスミッタとを有する。少なくとも１つの太陽電池セル及び電力トランスミッタは，少なくとも１つの太陽電池セルによる太陽放射の収集で発生させた電流が，少なくとも１つの電力トランスミッタを駆動するように互いに信号接続される。少なくとも１つの電力トランスミッタは，アンテナと，該アンテナに供給されるラジオ周波電力信号の位相を，当該電力トランスミッタが他の発電タイルにおける電力トランスミッタと協調してフェーズドアレーを形成するように制御する制御エレクトロニクスとを含む。各モジュールの外周部は直線状のエッジ部を有し，従って，モジュールは直線エッジ状の幾何学的形状を画定する。

他の実施形態において，複数の構造素子は，交互に配置される山折り部及び谷折り部を介してのスリップ折りで互いに折り込み可能である。他の実施形態において，最内側の構造素子間における折り部は，山折り部である。他の実施形態において，折り込まれて可動に相関させた素子は，回転対称的なラッピングにより更にコンパクト化される。

他の実施形態において，隣接する構造素子は，折り軸に沿って互いに折り込まれ，折り軸に沿って所定の距離だけ互いにスリップを生じる。折り軸に対して横方向に延在する構造素子の少なくとも１つのエッジは，連続的に相互結合する。他の実施形態において，隣接する構造素子の間の折り線における少なくとも１部分に沿って材料空隙部が形成される。他の実施形態において，前記素子は，材料空隙部を橋絡する１つ又は複数の相互結合部を含む。他の実施形態において，相互結合部は，靭帯折り部及びヒンジ部の一方又は双方を含む。他の実施形態において，相互結合部は，ラッチ型，無摩擦型又はスリップ型である１つ又は複数のヒンジで構成される。他の実施形態において，構造素子は，複数の折り線に沿って折り込まれ，複数の構造素子のスタックを形成する。他の実施形態において，複数の構造素子のスタックは，湾曲した構造体にラッピング可能とされ，その曲げ半径は，構造素子の塑性変形が回避される値とされる。他の実施形態において，曲げ半径は，次式〔数２〕で表される最小曲げ半径Ｒｍｉｎを下回らない値とする。
ここに，ｈは個別の構造素子の厚さ，Ｅは構造素子の弾性率，σ_ｙは構造素子の降伏応力である。他の実施形態において，複数の構造素子のスタックにおける長手方向端部の末端は，ラッピングの間にスリップを生じない。

他の実施形態において，構造素子は，張力が横断的に分布するようにプレストレスされており，その張力は，衛星モジュールの平面の空間的変形に対向するに十分な大きさである。他の実施形態において，プレストレス張力は，１つ又は複数のブームアームにより，構造素子の横断的に分布する。他の実施形態において，プレストレス張力は，衛星モジュールの回転に基づいて遠心力が作用する１つ又は複数の重み付け素子により，構造素子に対して横断的に分布する。他の実施形態において，他の実施形態において，隣接する構造素子はスリップ折りにより相互結合される。この場合，プレストレス張力は，スリップ折り線に沿って作用する張力が，スリップ折り線に対して横方向に作用する張力よりも大きくなるよう，複数の構造素子に対して横断的に異方性をもって分布する。他の実施形態において，スリップ折り線に対して横方向に延在する構造素子のエッジ部は連続的に相互結合され，プレストレス張力は構造素子のエッジ部を介して複数の構造素子に対して分布する。他の実施形態において，構造素子は，外側支持フレームを備え，これを通してプレストレス張力が作用する。発電タイルは，プレストレス張力が発電タイルに分布しないように，外側支持フレーム内に配置される。

他の実施形態においては，少なくとも２つの構造素子に係合可能とされた展開機構が含まれる。この展開機構は，当該構造素子に力を作用させて，構造素子を移動させる。他の実施形態において，展開機構は，１つ又は複数の伸長可能なブームを備える。

他の実施形態において，構造素子は，一対の平衡に配置された縦通材を備え，これらの縦通材の間に複数の発電タイルが配置される。

本明細書に記載される特徴及び利点は，全てを網羅したものではない。特に，多くの付加的な特徴及び利点は，本明細書，図面及び特許請求の範囲に照らして当業者には明白である。更に，本明細書において使用する用語は，本発明の保護範囲を画定するためではなく，主として読み易さ及び教示の観点から選択したものである点に留意されたい。

本発明は，以下の図面及びデータグラフを参照することにより，一層明確に理解可能である。図面は，本発明の各種実施形態を示すものとして提示されており，本発明の保護範囲の全てを網羅するものではないと解すべきである。
図１は，本発明の一実施形態に係る大規模な宇宙太陽光発電ステーションの概念図であり，該ステーションは，地球を周回する静止軌道上に配備される複数の発電衛星モジュールを備える。 図２は，本発明の一実施形態に係る大規模な宇宙太陽光発電ステーションの概念図であり，該ステーションは，矩形の軌道フォーメーションで飛行する複数の発電衛星モジュールを備えている。 図３は，本発明の一実施形態に係る大規模な宇宙太陽光発電ステーション，衛星モジュール及び断面表示としたモジュラー型発電タイルの概念図である。 図４ａは，本発明の一実施形態に係るモジュラー型発電タイルの概念的な断面図である。 図４ｂは，本発明の一実施形態に係る太陽光発電セルの概念的な断面図である。 図４ｃは，本発明の一実施形態に係る発電タイルの一部を構成する電力トランスミッタに使用するに好適な集積回路の概念的なブロック図である。 図５は，本発明の一実施形態に係る発電タイルの概念図であり，該発電タイルのアンテナ素子はフェーズドアレーとして構成されている。 図６は，本発明の一実施形態に係る太陽光発電ステーションのフェーズドアレーアンテナからの電力伝送による地上受電設備におけるパワー密度分布を示す概念図である。 図７は，本発明の一実施形態に係る大規模な宇宙太陽光発電システムからの動的な電力割当を示す概念図である。 図８ａは，本発明の一実施形態に係るフェーズドアレー素子間での相対的位相オフセットを使用する電子ビーム配向を示す概念図である。 図８ｂは，図８ａと同様な概念図である。 図９ａは，本発明の一実施形態に係る大規模な宇宙太陽光発電ステーションと，展開状態における可縮衛星モジュールを示す概念図である。 図９ｂは，図９ａにおける可縮衛星モジュールの格納状態を示す概念図である。 図１０ａは，可縮衛星モジュールのＺ折り態様を示す概念図である。 図１０ｂは，可縮衛星モジュールのラッピング態様を示す概念図である。 図１０ｃは，可縮衛星モジュールの扇子折り態様を示す概念図である。 図１１は，二軸折り形態を有する可縮衛星モジュールを示す概念図である。 図１２は，図１１のコンパクト化技術を使用する膜のコンパクト化態様を示す概念図である。 図１３ａは，可縮構造体の折り方を示す概念図である。図１３ｂは，図１３ａと同様な概念図である。 図１４は，本発明の一実施形態に係る可縮衛星モジュールの概念的な斜視図であり，該モジュールはスリップ折り及びラッピング形態を有する。 図１５ａは，従来方法で折り込んでラッピングした可縮構造体の概念図である。 図１５ｂは，本発明の一実施形態に係るスリップ折りにより得られる可縮構造体の概念図である。 図１６は，本発明の一実施形態に係るスリップ折りの概念図である。 図１７ａは，本発明の一実施形態に係る可縮構造体をスリップ折りするための相互接続部の概念図である。図１７ｂは，図１７ａと同様な概念図である。 図１８は，本発明の一実施形態に係る，靭帯折りを適用した可縮構造体の概念図である。 図１９は，本発明の一実施形態に係る，隣接するスリップ折りを適用した可縮構造体の相対変位を示す断面図である。 図２０本発明の一実施形態に係る，隣接するスリップ折りを適用した可縮構造体の概念的な断面図である。 図２１ａは，本発明の一実施形態に係る可縮衛星モジュールの概念的な断面図であり，該モジュールはスリップ折り及びラッピング形態を有する。 図２１ｂは，図２１ａと同様な断面図である。 図２１ｃは，図２１ａと同様な断面図である。 図２１ｄは，図２１ａと同様な断面図である。 図２２ａは，本発明の一実施形態に係る可縮構造体のラッピング態様を示す概念図である。図２２ｂは，図２２ａと同様な概念図である。図２２ｃは，図２２ａと同様な概念図である。図２２ｄは，図２２ａと同様な概念図である。 図２３ａは，本発明の一実施形態に係る，スリップラッピングが行われた可縮構造体のパッケージング効率を，厚さ及びラッピング半径の関数として示すデータグラフである。 図２３ｂは，図２３ａと同様なデータグラフである。 図２４は，本発明の一実施形態に係る，スリップラッピングが行われた可縮構造体のパッケージング効率を示すデータグラフである。 図２５は，本発明の一実施形態に係るラッピングガイドプラグの概念図である。 図２６は，本発明の一実施形態に係る可縮構造体を，スリップラッピング技術を適用してコンパクト化態様を示す概念図である。 図２７は，本発明の一実施形態に係る，スター折りされた可縮構造体の概念図である。 図２８は，本発明の一実施形態に係る大規模な宇宙太陽光発電ステーション，可縮衛星モジュール，及び展開形態における可縮発電タイルを示す概念図である。 図２９ａは，本発明の一実施形態に係る可縮構造体の斜視図である。 図２９ｂは，図２９ａの構造体の断面図である。 図３０は，本発明の一実施形態に係る可縮発電タイルの頂部側断面図である。 図３１は，本発明の一実施形態に係る平坦な電力トランスミッタからの放射パターンを示すデータグラフである。 図３２は，本発明の一実施形態における振動変形が電力伝送効率に及ぼす影響を示すデータグラフである。 図３３は，本発明の一実施形態に係る電力トランスミッタが振動を生じたときの放射パターンを示すデータグラフである。 図３３ｂは，図３３ａと同様なデータグラフである。 図３３cは，図３３ａと同様なデータグラフである。 図３３ｄは，図３３ａと同様なデータグラフである。 図３４は，本発明の一実施形態に係る太陽光発電ステーションのスルーイングを示す概念図である。 図３５ａは，本発明の一実施形態に係る衛星モジュールに作用する慣性負荷の概念図である。図３５ｂは，本発明の一実施形態に係る衛星モジュールに作用する慣性負荷のデータグラフである。図３５ｃは，本発明の一実施形態に係る衛星モジュールに慣性負荷が作用したときに作用する変形力のデータグラフである。 図３６ａは，本発明の一実施形態に係る衛星モジュールに作用する負荷力の重力購買を示す概念図である。図３６ｂは，本発明の一実施形態に係る衛星モジュールに重力が作用するときの変形力を示すデータグラフである。 図３７は，本発明の一実施形態に係る衛星モジュールの最大許容変形を示すデータグラフである。 図３８ａは，一連の安定化アームを備えるプレストレス機構の概念図である。 図３８ｂは，図３８ａと同様な概念図である。 図３９は，重み付チップを備えるプレストレス機構の概念図である。 図４０は，本発明の一実施形態に係る，スリップ折りされた可縮構造体の異方的なプレストレスを示す概念図である。 図４１は，本発明の一実施形態に係る，スリップ折りされた可縮構造体のプレストレス機構を示す概念図である。 図４２は，本発明の一実施形態に係る，スリップ折りされた可縮構造体の幾何学的プロファイルを計算するためのデータグラフである。 図４３は，本発明の一実施形態に係る，スリップ折りされた可縮構造体のためのプレストレス機構の概念図である。 図４４は，本発明の一実施形態に係る，プレストレスが与えられた可縮構造体に作用する力の概念図である。 図４５は，本発明の一実施形態に係る複数の発電タイルを有する可動パネルの概念図であり，該可動パネルは，発電タイルをプレストレスから遮断するためのフレームワークを備える。 図４６ａは，本発明の一実施形態に係る可縮衛星モジュールのためのブーム展開機構の概念図である。 図４６ｂは，本発明の一実施形態に係る可縮衛星モジュールのためのスピン展開機構の概念図である。 図４７ａは，本発明の一実施形態に係る，スリップ折りされた可縮構造体のためのパッケージング及び展開機構の概念図である。 図４７ｂは，図４７ａと同様な概念図である。 図４８は，パッケージング及び展開機構を備える，本発明の一実施形態に係るスリップ折りが行われた可縮構造体の展開態様を示す概念図である。 図４９ａは，パッケージング及び展開機構を備える，本発明の一実施形態に係るスリップ折りが行われた可縮構造体の概念図である。 図４９ｂは，図４９ａの可縮構造体を展開させるために作用させる展開力を示すデータグラフである。 図５０は，本発明の一実施形態に係るモジュラー型大規模宇太陽光発電ステーションの概念図である。 図５１は，本発明の一実施形態に係るモジュラー型大規模宇太陽光発電ステーションにおける非パラボラ形状のモジュールを示す概念図である。 図５２ａは，本発明の一実施形態に係るモジュラー型大規模宇太陽光発電ステーションにおける非パラボラ形状のモジュールを示す概念図である。図５２ｂは，本発明の一実施形態に係るモジュラー型大規模宇太陽光発電ステーションにおけるブーム負荷に対するアスペクト比を示すデータグラフである。 図５３は，本発明の一実施形態に係る図５０のモジュール及びモジュール素子の概念図である。 図５４は，本発明の一実施形態に係る図５０のモジュールの概念図である。 図５５は，本発明の一実施形態に係る図５０のモジュールにおける一セクションの概念図である。 図５６は，本発明の一実施形態に係る縦通材の概念図である。 図５７ａは，本発明の一実施形態に係る縦通材の概念図である。図５７ｂは，本発明の一実施形態に係る図５７ａの縦通材の断面図である。 図５８は，本発明の一実施形態に係る発電タイルについての太陽ベクトルを示す概念図である。 図５９ａは，図５８に示す入射太陽角αに対する効率変化を示すデータグラフである。図５９ｂは，図５８に示す入射太陽角βに対する効率変化を示すデータグラフである。 図６０は，本発明の一実施形態に係る比集光パワーを，斜張コード張力及びストリップ曲げ剛性の関数として示すデータグラフである。 図６１は，本発明の一実施形態に係る比集光パワーをストリップ曲げ剛性の関数として示すデータグラフである。 図６２は，本発明の一実施形態に係る比集光パワーをストリップ数の関数として示すデータグラフである。 図６３は，本発明の一実施形態に係るストリップ曲げ剛性を縦通材構成の関数として示すデータグラフである。 図６４ａは，本発明の一実施形態に係るパッケージング態様を示す概念図である。 図６４ｂは，図６４ａと同様な概念図である。 図６４ｃは，図６４ａと同様な概念図である。 図６４ｄは，図６４ａと同様な概念図である。 図６４ｅは，図６４ａと同様な概念図である。 図６５は，本発明の一実施形態に係るコンパクト化されたモジュールの断面図である。 図６６ａは，本発明の一実施形態に係る外側ケージ及び内側プラグの概念図である。 図６６ｂは，本発明の一実施形態に係る外側ケージ及び内側プラグを備える，コンパクト化されたモジュールの概念図である。 本発明の一実施形態に係る例示的なモジュールのパッケージングを示す概念図である。 図６７と同様な概念図である。 本発明の一実施形態に係るゲート展開機構の概念図である。 図６９ａと同様な概念図である。 図６９ａと同様な概念図である。 本発明の一実施形態に係るローラー展開機構の概念図である。 図７０ａと同様な概念図である。 図７０ａと同様な概念図である。 図７０ａと同様な概念図である。 図７０ａと同様な概念図である。 図７０ａと同様な概念図である。 本発明の一実施形態に係る例示的なローラー展開機構の概念図である。

図面には，本発明の種々の実施形態に係る宇宙太陽光発電（ＳＢＳＰ）ステーションに使用するための，コンパクト化可能な軽量構造体が示されている。多くの実施形態において，ＳＢＳＰシステムは独立した衛星モジュールのアレーを含み，各衛星モジュールは，可縮構造体で形成されると共に，独立した太陽光発電タイルのアレーが組み込まれている。幾つかの実施形態において，各発電タイルは，可縮構造体で形成されると共に，独立した太陽電池セル，電力トランスミッタ及び制御回路が組み込まれている。本発明の多くの実施形態に係る大規模な宇宙太陽光発電システムを展開させ，安定化し，作動させ，かつ構築するための方法も開示される。

大規模宇宙太陽光発電システムは，複数の独立した衛星モジュールで構成することのできるモジュラー型の宇宙構造物であり，各衛星モジュールは，モジュール相互間の位置関係が既知とである所定の軌道フォーメーション内で軌道に投入される。各衛星モジュールは，複数の発電タイルを含むことができ，各発電タイルは，太陽放射を電流として収集し，その電流を使用してエネルギを電力トランスミッタにより１つ又は複数の遠隔受電設備に伝送する構成とされる。多くの場合，伝送はマイクロ波電力トランスミッタを使用して行われ，これらのトランスミッタは，互いに連携させることにより，１つ又は複数の遠隔受電設備に向けて放射可能な操向可能ビーム及び／又は集束ビームを発生させ得るフェーズドアレー及び／又は振幅アレーとして機能する。他の実施形態において，適切な任意の各種電力伝送技術が適用可能であり，これには，限定されるものではないが，レーザ等の光学的トランスミッタも含まれる。

本発明の実施形態は，太陽光発電ステーションのモジュラー素子を形成するために使用される軽量宇宙構造物に関する。幾つかの軽量宇宙構造物は，発電タイル及び／又は衛星モジュールを形成するために使用されるものであり，可動素子を備えることができる。この可動素子の役割は，軽量宇宙構造物を展開前にコンパクト化して，展開前における発電タイル及び／又は衛星モジュールの面積又は寸法的な長さ，高さ及び／又は幅を減少させることにある。宇宙構造物は，任意の数，寸法及び形態を有する可動素子を備えることができ，この可動素子は，任意の適切なコンパクト化機構又は形態によりコンパクト化できるように構成することができる。そのためのコンパクト化技術には，特に，ｚ折り，ラッピング，ローリング，扇子折り，二重ｚ折り，ミウラ折り，スリップ折り，及びこれらの組み合わせが含まれる。可動素子の幾つかの実施形態は，ヒンジにより，特に無摩擦型ヒンジ，ラッチ型ヒンジ，靭帯型ヒンジ，又はスリップ型ヒンジにより，相互に結合される。構造体の幾つかの実施形態は，軽量構造体の面外でのマクロ変形やミクロ変形を減少させるために，プレストレスが与えられ，又は支持フレームが設けられている。構造体及びモジュールは，展開及び／又は作動の間に動的な安定化運動（例えばスピニング）を行わせることができる。軽量構造物の実施形態には，可縮軽量構造物を展開された作動状態まで展開させるための展開機構を組み込み，又は関連させることができる。幾つかの展開機構には，特に，拡張ブームアームや，チップ質量又はモジュール自質等による遠心力機構が含まれるが，これに限定されるものではない。

多くの実施形態に係る大規模宇宙太陽光発電ステーションは，分散型アプローチに基づいて太陽放射を捕集し，捕集したエネルギにより電力トランスミッタを駆動し，電力トランスミッタにより（例えば，レーザ放射やマイクロ波放射を使用して）電力を１つ又は複数の遠隔受電設備に伝送するものである。太陽光発電ステーションにおける衛星モジュールは，各々が発電タイルの度起立アレーを備える物理的に独立した構造体で構成することができる。各衛星モジュールは，地球を中心とする適当な周回軌道上の衛星モジュールアレー内において，既定の飛行フォーメーションに投入される。宇宙における軌道アレーフォーメーション内の独立した衛星モジュールは，各々が，ステーション定位スラスタ，電磁放射の吸収，反射，放出から得られる制御された力，及びガイダンスコントロールの組み合わせにより制御可能とされている。このようなコントローラを使用して，独立した各衛星モジュールを，制御された軌道アレーフォーメーション内における他の各衛星モジュールに対して相互に位置決めし，かつ維持することにより，各衛星モジュールを大規模宇宙太陽光発電ステーションにおける独立したモジュラー素子とすることができる。独立した各衛星モジュールにおける各発電タイルで捕集した太陽放射を使用して電気を発生させ，これにより各発電タイル上における１つ又は複数の電力トランスミッタを駆動する。全体的に，各発電タイルの電力トランスミッタは，フェーズドアレー及び／又は振幅アレーにおける独立した素子として構成することができる。

発電タイル及び／又は衛星モジュールは，大規模宇宙太陽光発電ステーションにおける他の発電タイル及び／又は衛星モジュールとの間でタイミング及び制御情報を処理し，情報を交換するための電子回路も備えることができる。多くの場合，電子回路は集積回路の一部であり，この集積回路は，個々のタイル及び／又はトランスミッタ素子の位置に基づいて参照信号に適用する位相オフセットを個別的に決定できる能力を有している。このようにして，アンテナのフェーズドアレーの連携を分散型態様をもって達成することができる。

分散型アプローチの実施形態において，フェーズドアレーにおける異なるアレー素子を，異なる伝送特性（例えば異なる位相特性）で，１つ又は複数の異なる遠隔受電コレクタ（例えば，地上配備のレクテナ）に向けることができる。即ち，発電タイルにおける各衛星モジュール，あるいは１つ又は複数の衛星モジュールに跨る発電タイルの組み合わせは，独立した制御回路及び関連する電力トランスミッタを使用して，エネルギを異なる受電コレクタに伝送するように制御することができる。

太陽電池セル（ＰＶ）とは，衛星モジュールにおける発電タイル上の個別的な太陽エネルギ捕集素子を指す。ＰＶは，光のエネルギを光起電力効果により直接的に電気に変換する電気的デバイスを備え，これにはポリシリコン及び単結晶シリコンからなる素子，非晶質シリコンを含有する薄膜太陽電池，ペロブスカイトセル，有機／ポリマーセル，並びにこれらの代替物が含まれる。

電力トランスミッタ又はラジエータとは，衛星モジュール及びこれに関連する制御回路における発電タイル上の個別的な放射素子を指す。電力トランスミッタは，ＰＶにより発生させた電流の電力をマイクロ波放射等の無線信号や光に変換することのできるデバイスを備えることができ，これにはレーザ，クライストロン，進行波管，ジャイロストロン，あるいは適当なトランジスタ及び／又はダイオードが含まれる。電力トランスミッタは，適当な伝送アンテナも備えることができ，これには，特にダイポールアンテナ，パッチアンテナ，ヘリカルアンテナ又は球面アンテナ等が含まれる。

フェーズドアレーとは，電力トランスミッタのアレーであって，特に，電力トランスミッタに供給されるそれぞれの信号の相対的位相が調整され，アレーによる電力放出の有効放射パターンが所望の放出方向で補強され，不所望の方向では抑制されるアレーを指す。本発明の実施形態に係るフェーズドアレーは，ダイナミック型，固定型，能動型又は受動型とすることができる。

軌道アレーフォーメーションとは，宇宙空間における所望の軌道上で編隊飛行する任意の寸法，数又は形態の，独立した衛星モジュールであって，衛星モジュールの相対的な位置関係を既知とすることにより，フォーメーションにおける各衛星モジュールの発電タイルを太陽光発電ステーションのフェーズドアレーにおけるアレー素子として作用させる衛星モジュールを指す。

発電タイルとは，大規模宇宙太陽光発電ステーションのフェーズドアレーにおいて，太陽エネルギを捕集し，かつ伝送するための個別的な素子を指す。多くの実施形態において，発電タイルは，モジュラー型の太陽放射コレクタ，コンバータ及びトランスミッタであり，タイル上に配置された少なくとも１つの太陽電池を介して太陽放射を捕集し，その電流を使用して同一タイル上に配置された少なくとも１つの電力トランスミッタに電力を供給し，その電力トランスミッタにより返還後の電力を１つ又は複数の遠隔受電コレクタに伝送するものである。大規模宇宙太陽光発電ステーションに組み込まれる多くの発電タイルは，発電タイル上に配置された少なくとも１つの電力トランスミッタの作動を，宇宙太陽光発電ステーションにおける他のタイル又は他のモジュールから受信することのできるタイミング情報，位置情報及び／又は制御情報に基づいて，個別的に制御するための別個の制御用電子回路を備える。このようにして，別個の制御用電子回路により，各発電タイルの伝送特性をフェーズドアレーが形成されるように（分散型態様で）連携させることができる。各発電タイルは，他の構造体，例えば放射コレクタも備えることができる。放射コレクタは，特に，太陽電池上に，あるいは発電タイル及び放射シールドの温度を制御するための放熱体上に太陽放射を集束させるものである。

衛星モジュールとは，単一の一体的な宇宙構造体上に配列された発電タイルのアレーを指す。衛星モジュールの宇宙構造体は，想定される形態に応じて専有面積を拡張又は収縮可能とした可縮構造体として構成することができる。衛星モジュールは，２つ又はそれ以上の発電タイルを備えることができる。各発電タイルは，少なくとも１つの太陽放射コレクタと，電力トランスミッタとを備えることができる。上述したように，各発電タイルは，電力を伝送することができると共に，個別的な衛星モジュール内における，あるいは数個の衛星モジュールに跨って集合的に形成される１つ又は複数のフェーズドアレーにおけるアレー素子を形成するよう，個別的に制御することができる。代替的に，衛星モジュール上に配列される各発電タイルを中央制御することもできる。

軽量宇宙構造体とは，発電タイル及び／又は衛星モジュールを形成するために使用されるよう，可動に相関させた一体構造体を指し，発電タイル及び／又は衛星モジュールを少なくともパッケージ位置と展開位置との間で可動とすることにより，発電タイル及び／又は衛星モジュールの面積及び／又は寸法を少なくとも一方向に縮小又は拡大可能とするものである。軽量宇宙構造体は，可動素子を展開位置及び縮小位置の間で変位させるのに必要とされる展開力を作用させるための展開機構を組み込み，又は該展開機構と共に使用することができる。

大規模宇宙太陽光発電ステーション又は太陽光発電ステーションとは，軌道アレーフォーメーションで飛行し，１つ又は複数のフェーズドアレーとして機能するように設計された衛星モジュールの集合体を指す。一実施形態において，１つ又は複数のフェーズドアレーは，捕集した太陽放射を1つ又は複数の受電コレクタに向けるように作動させることができる。

発電タイルの伝送特性とは，発電タイルにおける電力トランスミッタの任意の特性又はパラメータを指し，これは，捕集した太陽放射を遠電界放出により受電コレクタに伝送することに関連するものである。伝送特性には，特に，電力トランスミッタの位相及び作動タイミングや，伝送電力量が含まれる。
大規模宇宙太陽光発電ステーションの構造

図１は，本発明の一実施形態に係る大規模宇宙太陽光発電ステーションを示すものである，この太陽光発電ステーションは，地球を中心とする静止軌道上において軌道アレーフォーメーションで配列される複数の衛星モジュールを含む。大規模宇宙太陽光発電ステーション100は，独立した衛星モジュール102のアレーを備える。一実施形態に係る太陽光発電ステーション100は，複数の独立した衛星モジュールを軌道アレーフォーメーションにおける適当な軌道軌跡に投入することにより構成される。太陽光発電ステーション100は，そのような衛星モジュールの複数個1A〜NMを備えることができる。一実施形態において，一実施形態において，衛星モジュール1A〜NMは，図１に示すように格子形態で配列される。他の実施形態において，衛星モジュールは非格子形態で配列される。例えば，円形パターン，ジグザグパターン又は散乱パターンで配列することができる。同様に，軌道は，太陽光発電ステーションの用途に応じて，典型的には地球から35,786 kmの高度の静止軌道106，あるいは典型的には地球から800〜2000 kmの高度の低軌道とすることができる。容易に理解できるように，本発明の各種実施形態に係る宇宙太陽光発電ステーションは，特定の用途に適切な任意の軌道を使用できるものである。

一実施形態において，太陽光発電ステーションにおける衛星モジュールは，互いに所定距離だけ空間的に離間している。空間間隔を増加させれば，モジュールの相互間での操縦性が簡略化される。以下に詳述するように，衛星モジュール相互間の間隔及び相対方位は，各衛星モジュールの発電タイルの性能，即ち，フェーズドアレーの素子として作動する性能に影響を及ぼす。一実施形態において，各衛星モジュール1A〜NMは，それ自体のステーション維持及び／又は操縦用推進システム，ガイダンス制御系及び関連する回路を備えることができる。特に，図２に示すように，太陽光発電ステーション100における各衛星モジュール102は，特定の衛星モジュール1A〜NMの他の衛星モジュール1A〜NMに対する相対位置を決定するための位置決めセンサと，衛星モジュールを，その作動の間に任意の衛星モジュールフォーメーション104内における所望の位置に維持するためのガイダンス制御回路とを備えることができる。多くの実施形態における位置決めセンサは，グローバルポジショニングシステム（GPS）衛星，国際地上ステーション（IGS）ネットワーク，又は慣性測位ユニット（ジャイロスコープ，加速度計等）のオンボードデバイスからの外的な位置決めデータ，並びにこれらの組み合わせを使用することが含まれる。幾つかの実施形態において，位置決めセンサは，相対位置を決定可能とする情報を伝送するように衛星モジュール及び／又は追加的な支援衛星に配置したビーコンを使用することができる。同様に，ガイダンス制御及び推進システムは，各衛星モジュールを太陽光発電ステーションアレー104のフォーメーション内に維持することのできる任意の適当な回路及び推進システムの組み合わせを備えることができる。多くの実施形態において，推進システムは，特に，１つ又は複数の化学ロケット，例えばバイオ推進剤ロケット，固体燃料ロケット，レジストジェットロケット等や，電磁スラスタ，イオンスラスタ，電熱スラスタ，ソーラーセイル等を使用することができる。同様に，各衛星モジュールは，特に，姿勢又は方位制御手段，例えばリアクションホイールや制御モーメントジャイロスコープも備えることができる。

多くの実施形態において，図３に示すように，太陽光発電ステーション100における各衛星モジュール1A〜NMは，1つ又は複数の発電タイル112が配列された１つの，又は互いに結合された複数の構造素子111を含む宇宙構造体を備える。特に，各衛星モジュール1A〜NMは，発電タイル112のアレーと関連付けられ，各アレーにおける各発電タイルが独立して太陽放射を捕集し，これを電流に変換する構成とされる。電力トランスミッタがその電流を遠隔受電ステーションで受電可能なワイヤレス電力伝送に変換する。上述したように，発電タイルの各セットにおける１つ又は複数の電力トランスミッタは，太陽光発電ステーション全体における発電タイル及び衛星モジュールの集合体で形成される1つ又は複数のフェーズドアレーにおけるエレメントとして構成することができる。一実施形態において，衛星モジュールにおける発電タイルは，互いに所定距離だけ空間的に離間している。他の実施形態において，衛星モジュールは，発電タイルの間隔が変更可能であり，かつ，フェーズドアレーを形成するための発電タイルの分散連携は，個々の電力トランスミッタの位相オフセットを衛星モジュール及び／又は個々の発電タイルの相対位置に基づいて決定する制御回路が司るように構成される。

多くの実施形態に係る発電タイル112は，電力伝送の用途に応じて必要とされる態様で相互に接続される太陽電池113，電力トランスミッタ114及び付随する制御用電子回路115を含む多部品構造体を備える。図４ａに示すように，幾つかの実施形態において，太陽電池113は，所望の太陽光捕集面積を有する複数の個別的な太陽光発電素子116を備えることができる。これらの太陽光発電素子116は，発電タイル全体に亘って所望の電流出力を発生できるように相互接続することができる。幾つかの電力トランスミッタ114は，１つ又は複数の伝送アンテナを備え，そのアンテナは，特に，ダイポール型，ヘリカル型及びパッチ型を含む任意の適当な構造とすることができる。図示の実施形態においては，制御用電子回路115からアンテナ114にＲＦ電力を導電接続するための導電フィード117を有する通常のパッチ型アンテナ114が使用される。容易に理解できるように，使用される特定のアンテナ構造は，主として，特定の用途の要件に依存する。幾つかの電力トランスミッタ114は，太陽電池113及び／又は制御用電子回路115の一方又は双方から，これら両者間に配置される固定型又は展開可能なスペーサ構造体118等により物理的に分離している。幾つかの制御用電子回路115は，１つ又は複数の集積回路119を備えることができる。集積回路119により，電力変換の幾つかの要素（例えば，コリメート光等による電力伝送，又はマイクロ波放射等のラジオ周波数（ＲＦ）放出等），衛星モジュールの変位及び／又は方位，衛星モジュール間及び衛星モジュール内での通信，並びに発電タイル及び／又は衛星モジュールの伝送特性を制御することができる。更なる導電接続120により，制御用電子回路115を太陽電池113の電源に接続することができる。各発電タイルは，その作動温度を制御するための放熱体も備えることができる。

幾つかの実施形態において，ＰＶ113は，図４ｂに示すように，少なくとも吸収材113’を備える多層セルである。吸収材113’は，吸収材の背面上における背面接点121と，吸収材の太陽放射入射方向側表面上における頂部側放射シールド122との間に配置される１つ又は複数の接合部113’’を有する。ＰＶ113は，光のエネルギを光起電力効果により電気に直接変換する任意の電気的デバイスを備えることができ，これにはポリシリコン及び単結晶シリコンからなる素子，非晶質シリコンを含有する薄膜太陽電池，ＣｄＴｅ及びＣＩＧＳセル，マルチジャンクションセル，ペロブスカイトセル，有機／ポリマーセル，並びにこれらの代替物が含まれる。幾つかの実施形態において，ＰＶ113は，太陽光スペクトルに適合するＧａＩｎＰ／ＧａＡｓの薄膜で構成される。放射シールドは，太陽放射に対して透明な材料，例えば特にＳｉＯ_２で構成することができる。背面接点121は，任意の適当な導電材料，例えば特にアルミニウム等の導電材料で構成することができる。背面接点121及び頂部側放射シールド122は，ＰＶに対する放射シールドに適切な任意の厚さとすることができる。ＰＶの周りには，デバイスの吸収及び作動効率を高めるための追加的な構造体を設けることができる。これには，例えば，入射太陽光を捕集し，かつＰＶ上に集束させる1つ又は複数のコンセントレータ，例えばカセグレン型，パラボラ型，非パラボラ型，ハイパボリック型又はこれらを組み合わせた幾何学的形状のコンセントレータが含まれる。ＰＶは，放射熱シンク等の温度管理デバイスも備えることができる。幾つかの実施形態において，温度管理デバイスは制御用電子回路と統合され，ＰＶの作動温度を１５０〜３００Ｋの範囲内に制御するように構成することができる。

多くの実施形態において，発電タイルの一部である電力トランスミッタは，制御回路及び１つ又は複数のアンテナの組み合わせを使用して構成する。制御回路は，発電タイルに，衛星モジュール及び／又は対尾由幸発電ステーションにおける発電タイルアンテナの他のアンテナに対する相対位置を決定するための演算能力を付与し得るものである。容易に理解できるように，フェーズドアレーにおける各素子の相対位相は，当該素子の位置と，所望のビーム方向及び／又は焦点位置に基づいて決定される。各発電タイルにおける制御回路は，発電タイルアンテナの一及びビーム操縦情報を使用する参照情報に適用される適当な位相オフセットを決定することができる。ある実施形態において，制御回路は，衛星モジュールのための位置情報を受信し，その位置情報を使用して発電タイルの一を決定すると共に参照信号に適用する位相オフセットを決定する。他の実施形態において，衛星モジュール内の中央プロセッサが衛星タイル上におけるアンテナの位置及び／又は適用すべき位相オフセットを決定し，個々の発電タイルに位置情報及び／又は位相オフセットを供給することができる。

多くの実施形態において，各タイルの位置情報は，部分的に冗長性を持たせたシステムから受信される。このシステムには，必ずしも限定されるものではないが，ジャイロスコープ，加速度計，電気的なレンジレーダ，電子的な位置決めシステム，ビーコンからの位相情報及び／又タイミング情報，並びにシステム操縦及び飛行制御コマンドからの事前情報等が含まれる。幾つかの実施形態において，電子システムが地上に，及び／又は，例えばＧＰＳ衛星を使用する場合に，その目的のために展開させた衛星内におけるスペースに配備される。

多くの実施形態において，位置情報は，宇宙太陽光発電ステーションにおけるモジュール間，パネル間及び／又はタイル間でリレーされ，中央プロセッサにより，宇宙太陽光発電ステーションの地上ステーションに対する位置や方位に関する位置情報，及び／又はシステム内におけるモジュールに対する既知の位置に関する位置情報のリレーを行う。リレーされた情報は，特定の用途の要件に応じて，位置や方位の絶対値及び／又は差分値として表すことができる。同様の態様で，宇宙太陽光発電ステーションの中心又は他の参照点に対する各モジュールの位置及び／又は方位は，上述したものと類似するプロセッサを使用して各衛星モジュールにおいて決定することもできる。更に，階層構造を下降すれば，各パネル及び各タイルの位置及び方位情報も同様の態様で決定することができる。この情報の有用部分全体は，タイルレベル，パネルレベル，モジュールレベル，システムレベル及び又はこれらの組み合わせにおいて，各ラジエータの位相及び／又は振幅を制御して地上にビーム又は焦点を形成するために使用することができる。各タイル，パネル及び／又はモジュールのコンピュータリソースの総合演算能力は，活用できるものである。これは，各タイル（及び／又はパネル若しくはモジュール）が，ＤＳＰ，マイクロコントローラ又は他の適当な演算リソースから得られる局所的な演算能力を，システム全体が所望又は略所望のビーム伝送及び／又は集束伝送を行うように作動を制御することができるからである。

各種の実施形態において，図４ｃに概念的に示すように，発電タイル制御回路は，１つ又は複数の集積回路で構成することができる。その集積回路123は，入出力インターフェース124を備え，これを介してディジタル信号処理ブロック125が衛星モジュールにおける他の素子と交信して信号を送受信するものであり，典型的には制御用プロセッサ及び／又はメモリーを備えることができる。特定の実施形態において，ディジタル信号処理ブロック125は，位置情報（上記記載を参照）を受信して１つ又は複数の位置を決定することができる。多くの実施形態において，位置情報は，固定位置，及び／又は参照点に対する１つ又は複数の相対位置を含むことができる。ディジタル信号処理ブロック125は，受信した位置情報，及び／又は温度センサ，加速度計及び／又はジャイロスコープ等の各種センサから得られた追加情報を使用して，１つ又は複数のアンテナの位置を決定することができる。１つ又は複数のアンテナの決定情報に基づき，ディジタル信号処理ブロック125は，特定のアンテナに供給されるＲＦ信号を発生させるために参照信号に適用すべき位相オフセットを決定することができる。図示の実施形態において，集積回路500は，参照信号125を受信し，これをＲＦシンセサイザ127に供給して所望周波数のＲＦ信号を発生させる。ＲＦシンセサイザ127により発生させたＲＦ信号は，1つ又は複数の位相オフセットデバイス128に供給され，そのフェーズオフセットデバイス128はＲＦシンセサイザ127から受信したＲＦ信号を制御可能に位相シフトするように構成される。ディジタル信号処理ブロック125は，位相オフセットデバイス128に供給される制御信号を発生させることができ，この制御信号は，１つ又は複数のアンテナの決定された位置に応じて適切な位相シフトを導入するためのものである。多くの実施形態において，発生された信号の振幅は，単独で，及び／又は位相と併せて，決定された位置に応じて変調することができ，これにより電力ビーム及び／又は集束伝送を形成する。振幅は，例えば電力増幅器列の入力部においてミキサを介して，あるいは増幅器内部において供給電圧，内部ゲート又はバイアス電圧を介して，種々の態様で変調することができる。容易に理解できるように，本発明の各種実施形態において，特定の用途の要件に対して適切な任意の各種技術を使用してＲＦ信号を振幅変調することができる。位相シフトされたＲＦ信号は，次に，電力増幅器129を含む一連の増幅器に供給される。回路全体は，発電タイルのＰＶ部品により発生させた電流で駆動されるものであるが，電力増幅器の主たる役割は，直流電流を，ＲＦ信号を介して伝送されるＲＦ電力に変換することである。従って，前六増幅器は供給された位相シフト済みＲＦ信号の振幅を増加させ，増幅された位相シフト済みＲＦ信号はアンテナに接続されたＲＦフィード130に供給される。多くの実施形態において，ＲＦシンセサイザにより発生されたＲＦ信号は，増幅器131に供給され，他のタイルにおける制御回路に分配される。本発明の各種実施形態に係るモジュールにおけるタイル間での参照信号の分配については，以下において更に詳述する。

特定の集積回路の実施形態について図４ｃを参照して上述したが，本発明の各種実施形態において，発電タイル制御回路は，各種の集積回路や演算プラットフォームを使用することができる。更に，衛星モジュールは，各発電タイルに演算機能を持たせずに，及び／又は各発電タイルの演算機能を使用せずに，発電タイルアンテナに供給されるＲＦ信号を発生させる目的で，位置及び／又は位相シフトを決定するように構成することができる。

多くの実施形態において，図５に概念的に示すように，各衛星モジュールにおける複数のハウｔ電タイル112は，それぞれがモジュラー型フェーズドアレーのパネル160を形成し，少なくとも，自己完結型の，配列された太陽電池，電力トランスミッタ及び制御用電子回路を各発電タイル内に備えている。制御用電子回路は，個々の発電タイル間でタイミング及び制御情報を交換するために有線又は無線通信することができる。制御用電子回路のアレーは，他の衛星モジュールとも制御及びタイミング情報を交換することができる。各モジュラー型発電タイルにおける電力収集，遠電界変換及び伝送素子は，各発電タイルを，モジュール間及びモジュール内での電力配線なしのフェーズドアレーにおける独立した素子として作動可能とするものである。

一実施形態において，発電タイル及び／又は衛星モジュールは，他の関連する回路を備えることができる。他の回路は，特に，発電タイルの伝送特性を制御するための制御回路，熱管理用回路，モジュール間及びモジュール内での通信回路，並びに方位，位置等の物理的パラメータを検出するためのセンサが含まれる。制御回路は，位相及びタイミング情報等の伝送パラメータを制御することにより，各モジュール及び太陽光発電ステーションにおける発電タイルアレーを，１つ又は複数のフェーズドアレーにおける独立したアレー素子として作動可能とするものである。センサは，位置及び方位を予測する多面お慣性測定ユニット，ＧＰＳ又はＩＧＳデバイス，並びに発電タイルの温度を予測するための熱電対を備えることができる。

一実施形態において，伝送特性パラメータを制御するための回路は，幾つかの発電タイル又は衛星モジュールに配置することができ，各発電タイルにおける各トランスミッタを，タイルが１つ又は複数のフェーズドアレーにおける１つ又は複数の素子として作動するように，独立させて，又は同期させて制御し得るものである。フェーズドアレーとしての発電タイルの作動を同期させるために使用可能な参照信号（例えば，位相及びタイミング）は，各発電タイル又は衛星モジュールにおいて局所的に発生させ，有線又は無線のモジュール間及びモジュール内通信リンクを介して伝播させることができる。また，参照信号は，単一の衛星モジュールにおける単一の発生源により中央的に発生させ，有線又は無線のモジュール間及びモジュール内通信リンクを介して各衛星モジュール間又は発電タイル間で伝播させることもできる。これに加えて，１つ又は複数のタイミング参照信号は，宇宙太陽光発電ステーション外から発生させることもでき，例えば近接して飛行し，又は異なる軌道上を飛行する１つ又は複数の衛星から発生させ，あるいは１つ又は複数の地上ステーションから発生させることもできる。

各発電タイル又は衛星モジュールは，個別的又は全体的に，フェーズドアレーにおける１つ又は複数の素子として作動させることができる。個々の発電タイルに関連する全ての，又は殆んどの作動は各発電タイルに配置することができ，あるいは当該発電タイルが配置されている衛星モジュール内で，又は複数の衛星モジュール間で集約することもできる。一実施形態において，中央参照信号を発生させ，その参照信号からの偏差（例えば位相）をフェーズドアレーにおける各発電タイルアレー素子について決定する。参照信号からの中央参照信号を伝播させれば，より高レベルでの抽出を行うことができ，フェーズドアレーの多くの作動のための一層簡単なプログラミングが容易となる。

幾つかの実施形態において，各衛星モジュールにおける各発電タイルは互いに同一の構成，又は異なる構成とすることができる。太陽電池，伝送モジュール及び制御用電子回路の別個の組み合わせの数は，衛星モジュールにおける発電タイルの数と同数とすることができる。更に，衛星モジュールにおける各発電タイルが互いに同一の構成を有する場合でも，各衛星モジュール1A〜NM又は衛星モジュール群は，異なる太陽放射捕集特性又は伝送特性を有することができ，また，寸法，形状及び形態の異なる発電タイルのアレーを有することができる。

幾つかの実施形態において，太陽光発電ステーションは，複数の衛星モジュール及びその上に配列された発電タイルがフェーズドアレーにおけるアレー素子を形成するモジュラー型フェーズドアレーとして構成される。この目的のため，各衛星モジュールは，通常の打ち上げ機と共に物理的にコンパクト化が可能であるが，太陽光発電ステーションにおけるフェーズドアレーにより達成される発電性能が，従来の宇宙太陽光発電ステーションを多くの点で凌駕するように構成することができる。性能が向上することの利点を活用し，本発明の実施形態に係る太陽光発電ステーションのフェーズドアレーは，従来の宇宙太陽光発電ステーションと対比して，より小さいペイロード寸法及びアレイ全体寸法でも，同等以上の発電性能を達成し得るものである。代替的に，太陽光発電ステーションの全体寸法を，従来の宇宙太陽光発電ステーションと対比して，匹敵する性能を達成しつつ減少させることができる。

プラットフォーム寸法や重量を増加させることなく，従来の太陽光発電ステーションと同等の発電性能を達成するため，個々の発電タイル用の電力収集，伝送及び制御ロジックは，各発電タイル内に，又は当該発電タイルが配列された衛星モジュール内に配列することができる。これにより，モジュール内及びモジュール間通信や，配線又は構造的相互結合が不要となる。一実施形態において，電力伝送制御ロジックの大部分は，全ての，又は殆んどの発電タイルに共通の単一機能集合である。この実施形態において，通常の外的な発電タイル内及び発電タイル間の太陽光発電ステーション用インフラストラクチャーを全面的に除外することができ，これにより単位重量当たりの発電電力（W/kg）は減少する。

一実施形態において，衛星モジュール及び発電タイルを含む太陽光発電ステーションのフェーズドアレーは，従来型のモノリシック太陽光発電衛星に代替し得るものである。太陽光発電ステーションはＮ×Ｎ個の衛星モジュールを含み，各モジュールはＭ／Ｎ^２個の発電タイルを含む。表１は，従来型の太陽光発電ステーションに代替し得る本発明の実施形態に係る太陽光発電ステーションの例示的な形態を示す。

表１に示す従来型ＳＰＳの性能は，刊行文献から取り込んだものである。また，同表に示す例示的なフェーズドアレーシステムの性能は，あくまでも予測値であり，実際に採用される設計パラメータに応じて変動することがあり得る。

各衛星モジュールにおける発電タイルアレーの数，及び太陽光発電ステーションにおける衛星モジュールの数は，特に，電力要件，ペイロード制約条件等に基づいて決定することができる。太陽光発電ステーション全体の寸法に関する第１の要因は，受電アンテナにおいて発生すべき電力である。図６に示すように，幾つかの実施形態において，遠電界ＲＦ放出を使用して地上に入射する電力は，アレーの寸法，ＲＦ伝送の波長，及びフェーズドアレーにおける許容オフセット誤差を含む要因（但し，これらに限定されるものではない）に依存する最大パワーローブ（Ｕ_ｍａｘ）を有することができる。例えば，６０×６０ｍの衛星モジュールで形成される太陽光発電ステーションにおける衛星モジュールの５０×５０アレーは，９２６ｗ／ｍ^２の最大パワーローブと，４４ｗ／ｍ^２のサイドローブレベルを地上に発生させるものと予測される。最大パワーローブの入射面積は，１ＧＨｚ放出の場合に直径が６．６ｋｍ，２．４ＧＨｚ放出の場合には直径が２．８ｋｍと予測される。電力伝送上の見地から，太陽光発電ステーションにより形成されるフェーズドアレーにおける好適な素子数及び伝送波長は，受電レクテナ及び／又は受電レクテナアレーの寸法に依存する。多くの実施形態において，地上における最大パワーローブは，レクテナ面積と同一の拡がりをゆうすることが望ましい。

幾つかの実施形態において，この制約条件は，太陽光発電ステーションの電力伝送出力176を異なるレクテナ受電設備間で図７に概念的に示すように分割することにより，克復することもできる。多くの実施形態において，太陽光発電ステーション174の一部を形成する素子（衛星モジュール及び／又は発電タイル）の異なる集団を，異なるフェーズドアレーとして構成することができ，これらのフェーズドアレーを地上における異なるレクテナ受電設備に同時に指向させることにより，太陽光発電ステーションにより放射される個々の入射面積を潜在的に減少させることができる。幾つかの実施形態において，追加的な制御回路が衛星モジュール内又は各発電タイル内に設けられて，伝送ビームを，衛星モジュールにおける集合的な発電タイルから，又は個別的に各発電タイルから電子操縦可能とする。幾つかの実施形態において，電力操縦回路は，図８ａ及び図８ｂに概念的に示すように，発電タイルアレーにおける各電力トランスミッタのタイミング（位相）を，各伝送ビームがマイクロ秒及び／又はナノ秒のスケールで再指向されるように制御可能とすることができる。このような動的に操縦可能な太陽光発電ステーションのフェーズドアレーからの電力伝送は，フェーズドアレーの全て又は一部を，１つ又は複数のレクテナ受電設備における需要に応じて，異なる方向に動的に再指向可能とするものである。このような動的に再指向可能とした太陽光発電ステーションのフェーズドアレーの実施形態は，電力伝送を電子操縦によりマイクロ秒及び／又はナノ秒のスケールで異なる方向に再指向させるように使用することができる。実施形態は，電力伝送を瞬時の局所的需要に応じて，同時又は順次に各種地上ステーションに対して動的に分散可能とするものである。レクテナ受電設備における迅速なタイムドメインスイッチングは，パワーグリッド全体に関するデューティーサイクルを制御し，かつ大規模なＡＣ同期化問題を軽減するためにも使用することができる。

衛星モジュールにおけるアレー素子数の制約となり得る第２の要因は，ペーロード寸法及び重量問題である。現行の静止軌道用ペイロード配送技術は，２０００〜２００００ｋｇの範囲である。従って，単一の衛星モジュールの寸法は，利用可能なペイロード配送機の実際の打ち上げ能力で限定される。本発明の実施形態において，フェーズドアレー衛星モジュールを１００ｇ／ｃｍ^２と仮定すれば，６０×６０ｍ衛星モジュールは重量が３６０ｋｇとなり，現行の配送技術の制限内である。利用可能な打ち上げ機の打ち上げ限度内であれば，より大きな衛星モジュールでも製造可能である。

幾つかの実施形態において，衛星モジュールは，その一軸又は複数軸方向の寸法を配送の間に減少させてペイロードスペース制約を克服し，次に最終的な作動形態まで拡張させ得るようにコンパクト化が可能である。図９ａ及び図９ｂに示すように，多くの実施形態において，太陽光発電ステーション180は衛星モジュール182のアレーを含み，各衛星モジュールは可動に相互結合された複数の構造素子184を備え，これら複数の構造素子は少なくとも２つの形態，即ち展開形態（図９ａ）及びコンパクト形態（図９ｂ）の間で可動とされることにより，材料容積に対するパッケージ容積の容積比を，コンパクト化されたパッケージ形態と対比して，展開形態において増大させ得る構成としている。幾つかの実施形態において，構造素子184は，縮小位置及び展開位置間で相互に移動させ得るように，ヒンジ結合，モザイク結合，折り込み結合又はその他の態様で相互結合することができる。太陽光発電ステーションにおける各衛星モジュールは，同一寸法又は異なる寸法にコンパクト化できるように構成される。これに加えて，異なるコンパクト化方法を使用して太陽光発電ステーションにおける１つ又は複数の衛星モジュールをコンパクト化することができる。これには，特に，一次元及び二次元のコンパクト構造体が含まれる。幾つかの実施形態において，特に，ｚ折り，ラッピング，ローリング，扇子折り，二重ｚ折り，ミウラ折り，スリップ折り及び対象ラッピングの１種又は組み合わせを使用することができる。

多くの実施形態において，発電タイルは，コンパクト化及び拡張可能な更なる手段及び構造体を搭載することができる。発電タイルの幾つかの実施形態において，太陽電池及び電力トランスミッタは，可縮構造体を介して可動に相関させることにより，コンパクト形態又はパッケージ形態において発電タイルの素子が互いに圧縮されて典型形態におけるよりも小さい総面積を占めるように構成することができる。幾つかの展開形態において，太陽電池及び電力トランスミッタは，ギャップにより分離している（即ち，両者間に垂直オフセットが生成される）。可縮構造体は，電動式の相互結合部と，ばねや，曲げられ又は予圧されたテンションアーム等よりなる弾性部材とを含む。このような可縮構造体も，特に，ｚ折り，ラッピング，ローリング，扇子折り，二重ｚ折り，ミウラ折り，スリップ折り及び対象ラッピングの１種又は組み合わせよりなるパッケージング技術を適用することができる。

発電タイル及び／又は衛星モジュールには，太陽放射の収集性能又は発電タイル及び／又は衛星モジュールからの電力伝送性能を向上するための他の構造体を設けることができる。発電タイル及び／又は衛星モジュールに設けることのできる構造体の実施形態は，特に，発電タイルや集光構造体（例えば，ラジエータ，リフレクタ，コレクタ）の熱的プロファイルを制御するための放熱体を備えることができ，これにより，太陽電池への太陽放射の収集効率や，太陽電池，電力トランスミッタ及び／又は制御用電子回路を宇宙放射線から保護するための放射シールド性能を向上させることができる。このような構造体も，発電タイルの他の素子に関して上述したと同様の態様で，パッケージ位置及び展開位置の間で，個別的にコンパクト化可能とすることができる。

衛星モジュール又は発電タイルの設計は，他の衛星モジュール又は発電タイルにも適用することができる。太陽光発電ステーションにおけるその他の変数，例えば空間間隔，太陽電池，電力トランスミッタ，制御用電子回路及びこれらの組み合わせは，電力の収集特性及び伝送特性が異なるフェーズドアレーを製造する場合に変更することができる。このようにして，上述した太陽光発電ステーションの利点を維持しつつ，多様な組み合わせの太陽光発電ステーションを製造することができる。
可縮宇宙構造体

多くの実施形態において，太陽光発電ステーションにおける衛星モジュール及び発電タイルは，可縮構造を備えている。可縮構造体は，衛星モジュール及び／又は発電タイルをコンパクト化された形態にパッケージング可能とすることにより，衛星モジュール及び／又は発電タイルの占める容積を少なくとも，衛星モジュールを，配送機内における割り当てられたペイロードエンベロープ内に適合させ得る次元に沿って減少させ，宇宙で展開させる際に拡張させる構成とすることができる。想定可能なパッケージング形態の幾つかの例示的な実施形態を提示するが，パッケージング方法及び可縮構造体では，手順として特に，ｚ折り，ラッピング，ローリング，扇子折り，二重ｚ折り，ミウラ折り，スター折り，スリップ折り及び対象ラッピングの１種又は組み合わせを含む一次元及び二次元のコンパクト化技術を使用することができる。

宇宙衛星及びプラットフォームを構築するために使用される可縮構造体を形成するためには幾つかの課題が存在しており，これには構造体のパッケージング（例えば，折り込まれた構造体における最小容積ギャップでのパッケージング効率），構造体の材料降伏応力を超えないパッケージング，並びに構造体を最小エッジ力で展開状態まで拡張させる能力が含まれる。

コンパクト化は，一般的に，一次元に沿うコンパクト化と，二次元に沿うコンパクト化に大別することができる。一次元に沿うコンパクト化に適用可能な幾つかの技術には，図１０ａ，図１０ｂ及び図１０ｃに例示するように，ｚ折り，ラッピング（又はローリング）及び扇子折りが含まれる。このような一次元的折り込み機構は，本発明の実施形態に係る発電タイル及び／又は衛星モジュールの空間的構造をコンパクト化のために使用可能である。

これらの技術は，効率の高いパッケージングを可能とし，可縮構造体における可動パネル又は素子の厚さに適合させることができ，ラッピング版権又は折り込み版権を適切に選択することにより永久変形を防止することができる等，幾つかの利点を有するものではあるが，コンパクト化が一次元に沿ってのみ生じるために，展開した構造体の両次元方向での寸法が利用可能なパッケージングエンベロープを超える場合（大規模ＳＰＳ構造体では，しばしば，少なくとも二次元方向で６０ｍを超える）には，適用することができない。

二次元的なコンパクト化は，この種の可縮大型構造体に対応可能である。ミウラ折りは，可縮構造体を二軸折りするための一スキームである。図１１は，このようなミウラ折りによるコンパクト化技術の実施形態を示し，この場合には一連の可縮タイルパネル20２に分割された衛星モジュール200に二軸折りが行われる。この方法は，標準的な地図折り（即ち，二重ｚ折り）を，一組の平行な折り線を傾斜させることにより修正するものである。このような二軸折り機構の実施形態に基づいて折り込まれた可縮構造体のイメージを図１２に示す。地図折り及びミウラ折りは，宇宙構造体のパッケージングに適用されてきたが，いずれも薄膜の場合よりも顕著に大きい厚さを有する宇宙構造体に適合し得るものではない。

薄膜を最初に折り込み，次にラッピングして二次元的にコンパクト化することもできる。ｚ折りラッピングや，スター折りラッピングの何れも，膜状の空間構造体をパッケージングするために使用されてきた。しかしながら，これら通常の二次元折り技術は，コンパクト化の基礎技術ではあっても，「しわ付け」（クリーシング）として既知の曲げ変形を伴い，これらの湾曲しわは，構造体の平面平坦性を維持し得るものではない。例えば，直線しわを使用して膜を多角形ハブ周りにラップする技術が提案されている。これらの技術は，ラップされた膜をモデル化する際に，頂点で交差する直線しわの集合としてのしわパターンを発生させる。折り込み状態における頂点間距離を設定すれば，しわの長さ及び角度を計算することができる。これらのパターンは，平均的に，膜の厚さに関する所要の要件に適合し得るものであるが，この解決策は，折り線近傍において，又は頂点においては不正確である。これらの解決策をトリミングによって一層正確なものとすることは可能である。図１３ａは，理想的な厚さゼロの折り込みパターン（イメージ中の丸印を通過して長手方向に走る中心線で表す）を示し，これは折り線及び頂点の近傍で材料を除去した場合の有限厚さ（外径線で表す）に適用可能である。しかしながら，最終折り角が減少するほど，余分の材料を除去しなければならない。究極的に，最終折り角がぜろになると，ずべ手の材料を除去する必要がある。実際には，膜の厚さをゼロまで減少させることは不可能であるため，実現可能なパッケージング効率は制限されている。この技術は，厚さが不均一のパネルをも必要とするものであり，エンジニアリング用途においては煩雑となりかねない。

材料を除去する代わりに，しわ領域を拡大させて厚さを減少することも提案されている。しかしながら，これは，図１３ｂに示すようなパッケージングされた膜内に大きな空隙を生じさせる。先行研究によれば，パッケージングを可能とするためには，しわの幅をパネル厚さの１０〜１４倍とする必要がある。ミウラ折りを修正すれば，厚い膜の折り込みが可能となる。しかしながら，これらの修正パターンも，折り込み状態における膜面間にギャップを生じさせ，これらのギャップは，膜の寸法と共に成長してパッケージング効率の損失を生じる。最後に，厚い膜において次数４頂点が提案され，これは，ヒンジをしわ線にそってスライドさせることにより可能である。しかしながら，このスキームでは，しわ角がゼロに近づくにつれて，しわを無限にスライドさせる必要が生じる。そのため，この方法も緊密で効率的なパッケージングを実現し得るものではない。

多くの実施形態に関連して，ＳＰＳの発電タイル及び衛星モジュールを収容するように構成された有限厚さの可縮宇宙構造体について記述する。そのような実施形態の多くは，スリップ折り及びラッピングを組合わせたコンパクト化技術（以下，「スリップラッピング」と称する。）を使用することにより，発電タイル及び／又は衛星モジュールを，展開形態と，パッケージ形態又はコンパクト形態との間で拡張及び／又は縮小可能としている。そのような可縮構造体は，折り線に沿ってギャップ又は空隙を生じさせるための材料除去を行うものである。

図１４は，スリップラッピングによるコンパクト化機構及び方法の実施形態を示す。幾つかの実施形態において，側部長さＬ及び厚さｈの可縮構造体350は，ｎ−１個のスリップ折り354により，ｎ個の可縮パネル352に区分される。以下に詳述するように，スリップ折りは折り線周りでの回転と，折り線354に沿うスリップを可能とする。幾つかの実施形態において，スリップ折りは，可縮構造体350の本体に折り線に沿って一連のスリットを切り込むと共に，各折り線354の何れかの端部においてパネル352を横断する連続エッジストリップ356により，可縮構造体の連続性を維持することにより実現される。コンパクト化の間，構造体は先ず，スリップ折りにより一次元に沿って（例えば，ｚ折りにより）コンパクト化し，これにより，構造体350の折り線360に対して垂直な第１軸線358に沿ってコンパクト化されたパネルのスタック352を形成する。第２ステップにおいて，このパネルのスタックをハブの周りに回転対称的な態様をもって半径362（可縮衛星モジュールにおける伸長したパネルの最小曲げ半径を下回らないようんい選択される半径）でラッピングして，パネルを第２軸線に沿って更にコンパクト化し，これにより完全にコンパクト化された衛星モジュールを形成する。図１４は，全体として矩形形態の可縮構造体を示すものであるが，第２ステップにおいて，このパネルのスタックをハブの周りに回転対称的な態様をもって半径362（可縮衛星モジュールにおける伸長したパネルの最小曲げ半径を下回らないように選択される半径）でラッピングして，パネルを第２軸線に沿って更にコンパクト化し，これにより完全にコンパクト化された衛星モジュールを形成する。

上述したように，スリップラッピングによるコンパクト化機構及び方法は，異なる半径周りで有限厚さを有する可縮構造体におけるパネル部材の非適合性に適応するスリップ折りを採用している。有限厚さを有する可縮ラッピング構造体への適応に関連する論点を，図１５ａ及び図１５ｂに示す。折り込まれ，かつラッピングされた構造体を，非常に薄い膜，例えばソーラーセイルについて実施した。しかしながら，より厚い構造体，例えば発電タイル及び衛星モジュールに対して折り込み及びラッピングを行うと，追加的な課題が生じる。特に，厚い構造体370に対して折り込み及びラッピングを行えば，図１５ａに示すように，各しわが異なる半径372でラップされ，歪み，しわ線の祖リフト及びしわ線に沿う座屈が生じる。幾つかの実施形態において，この課題に対処するため，図１５ｂに示すように，構造体内にスリップ折り374を導入する。図示のとおり，折り線に沿ってスリップを生じさせれば，しわは異なる半径周りで延長されることなくラッピングが行われる。

図１６は，スリップ折りの操作原理を示す。図示のとおり，スリップ折り380は２自由度を与える。折り込み角382（ρ）に加えて，スリップ折りはスリップ自由度384（ξ）を有し，この自由度は，可縮パネルの一側386における材料の，可縮パネルの他側388における材料に対する，折り線390方向への線形変位である。理想的なスリップ折りは，これら両自由度に関連するゼロ剛性を有することがあり得る。スリップ折り380の実施形態は，可縮構造体の折り線の少なくとも一部分392に沿う材料除去を含む。除去した材料部分392のため，可縮構造体における可縮パネルは折り込み及び拡開が可能であり，そのスリップ折り部において，２つのパネルは，パネル材料に歪みを生じさせることなく，相互に並進移動可能である。

可縮構造体におけるパネルの折り線に沿って材料空隙部を（例えば，材料除去による）形成により，構造体全体におけるパネルの連続性，従ってパネル剛性の低下を生じさせることができる。多くの実施形態において，スリップ折りは，折り線を横切る張力の伝達及びせん断力の限定的な伝達を可能とする相互結合部を設けることにより実現される。このような相互結合されたスリップ折りの実施形態を，図１７ａ及び図１７ｂに示す。図１７ａに示すように，可縮構造体のためのスリップ折りに係る幾つかの実施形態は，折り線90において１つ又は複数の材料ストリップ又は靭帯が切除されずに残留する靭帯折りによって実施される。靭帯折りは，折り線を横切る張力の及びせん断力の伝達を可能とするものである。幾つかの実施形態において，相互結合靭帯の長さは，折り繊維荘所要の変形が可能となるように選択される。（例示的な靭帯折りを図１８に示す。）靭帯折りは，最大スリップ状態を有し，靭帯はそのスリップ部を超え塑性変形する。幾つかの実施形態においては，図１７ｂに示すように，ヒンジ折り部395が設けられ，折り線部には支持素子396（例えば，円筒ロッド）が配置される。幾つかの実施形態において，支持素子396は，タブ398を使用して材料に一側388で取付けられる。他側382において材料は，ループ395を使用してロッドに取付けられる。このループは，ロッド周りで回転可能であり，ロッドに沿ってスリップさせることもできる。最大スリップは，ループ395がタブ398に接触する際に生じる。ヒンジ折り部は，折り線を横切って張力を伝達する。最大スリップ状態では，せん断力も伝達することができる。ループ及び靭帯折り部を示したが，可縮構造体における可動パネル又は素子の多くの実施形態は，他の形式のヒンジ，特に，例えば無摩擦及びラッチ可能型ヒンジにより相互に関連する。

幾つかの実施形態において，可縮構造体に導入されるスリップの量は，少なくとも部分的に，可縮構造体のラッピングに際してのスリップラッピングによる第２コンパクト化ステップにおける素子の変位に適応させるために必要とされるスリップ自由度により決定される。スリップ自由度ξ（ｓ）は，図１９に線図的に示される２本の曲線間における弧長の差であり，次式〔数３〕で表される。
即ち，スリップは，次式〔数４〕における基礎曲率ｋ（ｓ）に係る符号付き曲率の積分である。
ここに，ｈは可縮構造体素子の厚さである。図１５ａ及び図１５ｂに関連して上述したように，ｚ折りされた素子のスタックについてラッピングを行えば，各素子は厚さｈ>０を有するため，外側の素子が内側の素子よりも大きな半径周りで移行する。即ち，弧長が同一であれば，外側の素子は内側の素子よりも小さいラッピング角度で移行する。可縮構造体における可動素子が十分なスリップ自由度を持たなければ，素子は互いにスリップさせることができず，素子のスタックのラッピングは可縮構造体に歪みを生じさせることとなる。

可縮構造体の素子が互いにスリップ可能である領域に加えて，可縮構造体における２つのパネル間におけるスリップを特定の部位においてゼロとなるように抑制して，可縮構造体を端部において結合可能とすることも有利である。このような端部結合を可能とするための可縮構造体におけるパネルの組み合わせ，配列及びパラメータを決定するため，可縮構造体においてラッピングにより可縮パネル素子は，図２０に示すように，基礎曲線からオフセットした一組の曲線としてモデル化することができる。図示のとおり，このモデルにおいて基礎曲線［−Ｌ／２，Ｌ／２］→Ｒ２はその弧長ｓによりパラメータ化することができ，ここに可縮パネル素子は，基礎曲線からｑ（ｉ）ｎ（ｓ）だけ基礎曲線からオフセットし，ｎ（ｓ）は基礎曲線に対する法線，ｑ（ｉ）はオフセット量（ｎが機数であれば，ｑ（ｉ）−ｉｈ）である。即ち，ｉ番目のパネル素子は，オフセット曲線ｒ（ｉ；ｓ）＝ｒ（ｓ）＋ｑ（ｉ）ｎ（ｓ）に従う。従って，可縮パネル素子の端部を結合する実施形態において，ｉ番目の可縮パネル素子Ｌｉの長さは，全てのｉについて基礎曲線の長さＬと等しくなければならない。これは，次式〔数５，数６〕に示すように，基礎曲線の符号化された曲率ｋ（ｓ）の積分値が零である場合のみにおいて可能なことである。
この条件は，幾つかの実施形態において，ｋ（ｓ）を弧長の奇数関数（例えば，−ｋ（ｓ）＝ｋ（ｓ））とすることにより満足することができる。従って，幾つかの実施形態においてスリップゼロの条件は，回転対称的なラッピング（即ち，可縮構造体が基礎曲線（ｐ（ｓ）：［０，Ｌ２／２］→Ｒ２を含む場合）及び１８０°回転させた基礎曲線の複写を使用することにより達成することができる。

多くの実施形態において，このような回転対称的なラッピングを使用して可縮構造体の端部を結合状態に維持する，スリップラッピングによるコンパクト化技術は，衛星モジュール及び／又は発電タイルをパッケージ化し，かつ展開させるために可縮構造体に適用可能である。図２１ａ〜図２１ｄは，そのような回転対称的なラッピング技術の断面図である。図示のとおり，これらの実施形態において，第１端部404において相互結合され，セクション端部406（図２１ａ）において開放された２つの伸長したパネルで形成される可縮構造体は，ハブ周りにラッピングされる（図２１ｄ）。このようなラッピングにより，伸長した一方のパネル構造体400は，その長手方向全長に亘り，伸長した第２パネル構造体402に対してスリップを生じさせる。次に，このようなパネル構造体の，一端414において相互結合した第２の組410及び412を，第１組のパネル構造体の１８０°回転により形成してから，非結合端部を次に相互結合416する。これにより，可縮構造体全体の端部におけるスリップが相殺され，両端部404及び412（図２１ｃ）において相互結合され，閉鎖端部においてゼロスリップとされた蛇行形状418の単一の伸長した可縮構造体が形成される。このようにして形成された蛇行構造体を，次に，構造体における各種パネルの材料の最小曲げ半径を下回らない特平版系のハブ周りでラッピングすることにより，衛星モジュールにおける可縮構造体の二軸方向における寸法を減少させる（図２１ｄ）。

可縮構造体についての多くの実施形態は，回転対称的ラッピングを行うものである。このようなラッピングは，上述したように，例えば折り込まれたパネルのスタックの２つの端部において，ゼロスリップを促進するために，二軸対称性を生じさせるラッピングの一類型であり，可縮構造体のエッジ部を切除せずに維持して張力を伝達可能とするものである。従って，実施形態に係るスリップラッピング機構及び方法におけるスリップ折り部は，異なる半径周りで厚いパネル素子をラッピングすることにより生成される不適合に適応するが，実施形態に係る回転対称的なラッピング機構及び方法は，可縮構造体におけるパネル素子端部の結合状態を確実に維持するものである。

幾つかの実施形態は，スリップ折りにより相互結合される可縮構造体に関連して，衛星モジュール及び発電タイルを効率的にパッケージングし，かつ，展開させるためのラッピング機構及び方法を提供する。可縮構造体用のラッピング構造体の実施形態において使用すべき例示的な回転対称的ラッピング曲線を，図２２ａ及び図２２ｂに関連していかに説明する。各種幾何学的形態のラッピング曲線を使用することができるが，幾つかの例示的な実施形態において，図２２ａに示すように，曲線は半径Ｒの半円，長さｆの垂直線及びピッチ２πｆのインボリュート円よりなり，次式〔数７〕で定義することができる。

この回転対称的ラッピングの実施形態を使用することにより，可縮構造体における２つのパネル素子間に必要とされる，図２２ｃに線図的に，そして図２２ｄにグラフとして示す最大スリップを決定することができる。これに加えて，図２２ｄに示す可縮構造体のパッケージング効率（例えば，円筒半径Ｒｐ及び高さＨｐの円筒体にコンパクト化できる可縮構造体の展開時の寸法）も決定することができる。多くの実施形態において，可縮構造体が，パッケージ形態で所定距離φｈ≧ｈだけ離間するパネル素子を含む場合に，パッケージ形態は，可縮構造体乗数φ≧１を勘案して決定することができる。このような実施形態において，インボリュートのピッチは，可縮構造体におけるｚ折りされたパネル素子のスタック厚さを勘案して決定することができる（例えば，２πｆ＝２ｎφｈ）。スリップラッピングの幾つかの実施例も，可縮構造体の材料限定条件，例えば半円の半径（Ｒ＝Ｒｍｉｎ＋φｈｎ／２）を勘案したものである。幾つかの実施形態において，半円の半径は，曲率限界１／Ｒｍｉｎが，弾性率Ｅ及び降伏応力σｙで記述される次式〔数８〕で規定される材料限界値を下回らないように決定される。

本発明の実施形態に従ってパッケージング効率を決定するに当たり，指標として，パッケージング半径Ｒｐ＝ｍａｘ||ｒ（ｉ；ｓ）||，及びパッケージ高さＨｐ＝Ｌ／ｎを使用することができる。これらの値（図２３ａ及び図２３ｂに線図的に示す）を使用して，パネル素子の材料容積に対するパッケージ容積の比である実施形態のパッケージング効率ηは，次式〔数９〕で決定することができる。
即ち，パッケージング効率は，パネルの数ｎ，無次元化された最小半径Ψ≡Ｒｍｉｎ／ｈ，無次元化されたパネル長さＬ／ｈ，及び厚さ乗数φ，以上４つの無次元パラメータの関数である。これら４つの無次元パラメータに基づくパッケージング効率は，次式〔数１０〕で表すことができる。
ここに，ｙ２は次式〔数１１〕で規定され，
αｍａｘは，次式〔数１２〕で規定される。

図２３ａ及び図２３ｂは，１００個（ｎ）のパネルを備え，パネル長さ（λ）が異なる厚さ（φ）について変化し（図２３ａ），最小ラッピング半径（Ψ）（図２３ｂ）を有する例示的な可縮構造体のパッケージング効率（η）を示す。可縮構造体を一定とすれば，パッケージング効率は，可縮構造体におけるパネル数（ｎ）に対して敏感ではない。これは，ｎが増加すればパッケージング半径が増加するが，パッケージ高さ（例えば，パネル幅）が減少するからである。図２３ａは，大きなパネル長さλにおいては，パッケージング効率に対してパネル厚さφが最大の影響を及ぼす。従って，非常に大型のパネル又は非常に薄い厚さのパネルに関する幾つかの実施形態において，可縮構造体の全体的なパッケージング効率は，局所的なパネル毎のパッケージング効率に依存する。これとは対照的に，図２３ｂに示すように，長さλの短いパネルの場合には，材料の最小曲げ半径Ｒｍｉｎ＝ｈφがパッケージング効率に対して最大の影響を及ぼす。これは，パネル長さλが増加すれば，パッケージ化された可縮構造体における空隙（図２２ｄ）の寸法が，全体的なパッケージ容積に対して減少し，従って曲げ半径φの相対的重要性も低下するからである。

スリップラッピングのために厚さを２通りの異なる値とした複数の可動パネルを有する例示的な可縮構造体をテストしてスリップラッピング法のベンチマーク的なパッケージング効率を決定した。特に，１３個の可動パネルを靭帯折り（折り部毎に，幅１．５ｍｍ，長さ８ｍｍの７つの靭帯）で相互結合した２種の矩形モデルをアルミニウム被覆を施したポリエステルフィルムで作成し，ここに開示されるスリップラッピングによるコンパクト化技術の実施形態を使用してコンパクト化した。コンパクト化の間，先ずパネルをｚ折りで折り込んでパネル素子のスタックを形成し，次にパネルを特定のラッピング半径までラッピングし，最終ラッピングの行われた可縮構造体のパッケージング半径を測定した。パネルのパラメータ及びパッケージング効率は，図２４及び表２に示すとおりである。（図２４における）線は，同様の製造及びコンパクト化技術を使用して実現可能なパッケージング効率を示すものであるが，スケールは異なるパネル長さに対応する。

多くの実施形態において，スリップラッピングによるコンパクト化用として構成された可動パネルを備える可縮構造体は：
１）パネル素子間にスリップが配置されることにより，パネル厚さに適応可能であり；
２）折り込み形態及びラッピング形態の少なくとも何れかにおいて，可縮構造体のパネル間における空隙部又はギャップの形成を回避可能であり；
３）材料の降伏（例えば，可動パネルの折り線に沿う材料除去，及び／又はラッピングされた可動パネルの最大曲率を制限することによる）を伴わずに，折り込み及びラッピングが可能である。
幾つかの可縮構造体は，それぞれ少なくとも１つのスリップ折り部において相互結合された複数の可動パネルを備え，パネルが，第１折り軸線に沿って相互に折り込み可能であると共に，折り軸線に対して垂直な軸線沿って相互にスリップ可能である構成とされる。スリップ折りは，可動パネルの折り線に沿って，パネル材料の空隙部が配置される開放セクションを備えることができる。これら開放セクションの幾つかは可動素子，特に靭帯折り及びヒンジ結合された素子により相互結合することができる。隣接パネルの端部は，幾つかの実施形態においては，相互結合することができる。そのような実施形態の幾つかにおいて，可縮構造体のパネルは，回転対称的なラッピング形態を使用してラッピングが行われ，可縮構造体における可動パネル端部が相互にゼロスリップとなるように構成される。可縮構造体における可動パネルのコンパクト化の間，可縮構造体の幾つかの実施形態は，先ず可動パネルの折り込み（例えば，ｚ折り，二軸折り，スター折り等による）を行い，次に折り込まれた可動パネルのスタックのラッピングを行うものである。

可縮構造体における可動パネルの数及び形態は，可縮構造体のコンパクト化された寸法を最小化するように選択することができる。幾つかの実施形態においては，可縮構造体における可動パネル間のスペースを最小化する。そのような実施形態において，可縮構造体における可動パネルの展開長さλが１０３を超える場合，可縮構造体における可動パネル間のスペースφは１．５未満，他の実施形態では１．２５未満，更に他の実施形態では１未満である。他の実施形態において，可縮構造体における可動パネルの展開長さλは１０４を超え，他の実施形態では１０５を超え，更に他の実施形態では１０６を超える。他の実施形態においては，ラッピングの間における可縮構造体の曲げ半径φを最小化する。そのような実施形態において，展開長さλが１０６未満である場合に最小曲げ半径は３５０未満であり，他の実施形態では２００未満，更に他の実施形態では５０未満である。他の実施形態において，可動パネルの展開長さλは１０５未満，更に他の実施形態では１０４未満である。

スリップラッピング後の可縮構造体に係る幾つかの実施形態は，コンパクト形態における曲率が，［数８］で定義される曲率を下回るように構成される。幾つかの実施形態において，可縮構造体における可動パネルのラッピングをガイドして，可縮構造体が事前に定められた曲率でラッピングされるように，及び／又はパネルが材料の弾性率及び降伏応力により決定される限界最大曲率を下回らないようにするためのラッピングガイドプラグを使用することができる。そのようなラッピングガイドプラグの例示的な実施形態を，図２５に示す。同図上側のダイヤグラムに概念的に示すように，ラッピングガイドプラグは円筒を構成する回転対称的な２つの半部を備え，これらの半部間にスリットが配置されている。ラッピングガイドプラグの各半部の外側輪郭は，可縮構造体のコンパクト化に際して使用される回転対称的なラッピング曲線のプロファイルに適合する。コンパクト化の間，可縮構造体のパネルは，この構造体の周りにラップされて採取的なコンパクト化されたパッケージを形成する。図２５の下側のダイヤグラムは，このようなラッピングガイドプラグの実用的構成を示す線図である。多くの実施形態において，ガイドプラグは，エンドプレートと，プラグの湾曲半部内に貫通させてラッピングの間に構造体を特定の幾何学的形態（ジオメトリ）に安定化させるためのねじ付きロッドとを備える。ラッピングガイドプラグの他の例は，一定の制御下において可縮部材を特定の最小曲げ半径で最終的なパッケージ形態までラップする構成とすることができる。このようなラッピングガイドプラグは，任意の適当な材料，例えば紫外線硬化型アクリルプラスチックから製造することができる。ラッピングガイドプラグの寸法及び幾何学的形態は，適当な製造技術のうち，特にステレオリゾグラフィー法を使用して実現することができる。

実施例に係るラッピングガイドプラグを使用するコンパクト化の間，可縮構造体の可動パネルは，２つのプラグ半部の間にクランプされ，所望のラッピング曲線ジオメトリーに適合し，最小曲げ半径を下回るものではない。例えば，厚さが５０．８μｍまで，Ｅが３．５０ＧＰａ，σｙが１００ＭＰａのポリエステルフィルムの場合，最小曲げ半径Ｒｍｉｎは［数９］に従って０．８９ｍｍとなり，パネル材料の永久変形が回避される。これらの値は例示であり，他の材料及びパネル構造体についての弾性率及び応力値を従来技術により決定して最小曲げ半径を決定することにより，実施例に係る可縮構造体の可動パネルの永久変形を回避可能とすることもできる。多くの実施形態において，コンパクト化の間にラッピングガイドプラグが可動パネルをクランプするため，可縮構造体における種々の可動パネルを相互に前もってスリップさせておき，引き続くラッピングの間にパネルの厚さに対して適用させることができる。

実施例に係るスリップラッピングコンパクト化機構及び方法を使用し，ｚ折り及び回転対称的ラッピングによりパッケージングされた可縮構造体のイメージを，図２６に示す。このような技術を使用して，衛星モジュールのパッケージ容積を顕著に減少させることが可能である。図２６に示す実施形態において，展開した０．５ｍ四方の正方形は，直径１０ｃｍ，高さ７ｃｍの円筒構造体にパッケージングすることができる。例示的な一実施形態において，衛星モジュールにおける可縮構造体のタイル／パネル厚さが１ｃｍ，最小曲げ半径が１０ｃｍであれば，展開面積が６０ｍ×６０ｍであって，３０個の可縮構造体を備える衛星モジュールは，スリップラッピング技術を適用して直径５ｍ，高さ２ｍの円筒パッケージへのコンパクト化が可能である。

複合型スリップラッピングコンパクト化機構及び方法において使用されるｚ折り及び回転対称的ラッピング技術について記載してきたが，スリップラッピングの実施例は，特に扇子折り，二重ｚ落ちミウラ折り及びスター折り等，他の折り込み形式と併せて使用することもできる。実施形態に係るスリップ折りコンパクト化技術において，スター折り及び対称的ラッピングを行った可縮構造体のイメージを，図２７に示す。

多くの実施形態において，太陽光宇宙ステーションの各衛星モジュールにおける可縮素子は，同数又は異なる数とすることができ，１つ又は複数の発電タイルを配列した構成とすることができる。各衛星モジュールにおける可縮素子のパッケージングに際して，１種又は複数種のコンパクト化技術を使用することができ，使用される技術も同種又は異種とすることができる。多くの実施形態において，衛星モジュールを展開に先立ってパッケージングするために使用されるコンパクト化技術は，衛星モジュールのパッケージング容積を少なくとも１方向に減少させ，衛星モジュールを選択された配送機のペイロード容積内に適合させるものである。
可縮発電タイル

多くの実施形態において，発電タイルは，コンパクト化及び展開が可能な更なる手段及び構造体を備えることができる。そのような実施形態を，図２８に示す。図示のとおり，この実施形態において，宇宙太陽光発電ステーション500は，可縮構造体で形成された複数の衛星モジュール502を備え，これらの衛星モジュールは複数の可動パネル504で構成され，可動パネル上には複数の発電タイル506が配置される。そのような発電タイル506の幾つかの実施形態は，縮小及び展開が可能な１つ又は複数の構造体508，例えば展開可能なコレクタ，太陽電池，アンテナ等を備える。幾つかの実施形態において，図２９ａ及び図２９ｂに示すように，発電タイル506は，太陽電池構造体510及び電力トランスミッタ構造体512を備え，これらが可縮構造体を介して可能に相互結合され，コンパクト形態又はパッケージ形態で発電タイルの素子が相互に圧縮されて展開形態におけるよりも小さな総容積を専有するように構成される。幾つかの展開形態において，太陽電池及び電力トランスミッタはギャップ（例えば，両者間に形成される垂直オフセット等のオフセット）により分離している。可縮構造体の実施形態は，１つ又は複数の展開可能な構造体及び機構を備えることができる。

展開可能な構造体は，電動型の相互結合部と及び弾性部材を備え，その弾性部材は，特に，例えば曲げられ，又は圧縮されたばね，あるいはテンションアームで猛省することができる。幾つかの実施形態は，複合ばね（例えば，カーボンファイバーやＳ字ばね）を使用することができる。幾つかの実施形態は，例えば，ばね部材516が設けられ，又は取付けられ，そのばね部材により弾性的に展開可能としたコレクタ514を備えることができる。他の実施形態において，太陽電池構造体510は，Ｓ字ばね518等の弾性構造体により電力トランスミッタから離隔して展開させることができる。この弾性構造体は，太陽電池構造体及び／又は電力トランスミッタ構造体の一方又は双方に取付けられ，又は組み込まれるものとする。これらのばね518は，図３０に示すように，衛星モジュールの本体512内に形成された切り欠き部522内にコンパクト形態で配置することができる。このような展開可能な構造体は，追加的な構造体を備えることができる。太陽電池構造体510が電力トランスミッタ506から離隔する発電タイル506の幾つかの実施形態は，発電タイルにおける太陽電池構造体及び電力トランスミッタ構造体を，展開後に空間的に分離する際に，電気的ンい相互接続するための電力及び信号フィード520を備えることができる。そのような実施形は，発電タイルにおける可縮構造体が展開する際に，自らも展開させることのができる他の相互接続部，支持構造体，熱伝導手段等を備えることができる。

このような展開可能な発電タイルは，任意の適当な材料を使用して形成することができる。多くの実施形態において，適当な導電性材料にはＡｕ，Ａｌ，Ａｇ，Ｐｔ等の金属が含まれる。適当な絶縁材料には，特に，ポリイミドフィルムが含まれる。ばね及びその他の展開可能な構造体は，カーボンファイバー，形状記憶金属等の弾性材料が含まれる。

ばねにより展開可能とした特定の可縮構造体について記載されているが，そのような可縮構造体にもパッケージング技術，特に，ｚ折り，ラッピング，ローリング，扇子折り，二重ｚ折り，ミウラ折り，スリップ折り及び対称的ラッピング等を適用することができる。これに加えて，展開可能とした特定の可縮構造体（例えば，コレクタ，太陽電池，電力トランスミッタ，アンテナ）が発電タイルとの関連において記載されているが，そのような展開可能な特定の可縮構造体の実施形態を使用して，異なる数，ジオメトリー，形態，形状又は寸法とした実施形態に係る可縮構造体を展開させ，オフセットさせ，及び支持することができる点に留意されたい。

可縮構造体のプレストレス化

衛星モジュールにおける構造体の寸法及び重量に加えて，これらの実施形態に係る設計に際して検討すべき他の要点は安定性，即ち，事前設計された形状への適応性と，その事前設計された形状からの作動中における変形に抵抗する能力である。衛星モジュール，発電タイル等の安定性要件は，その寸法及び目的に依存し，電力トランスミッタの場合には作動波長にも依存する。例えば，矩形パッチアンテナのフェーズドアレーが，λ／２のグリッド上にλ≒３０ｃｍ（１ＧＨｚのマイクロ波）として配置され，スピン運動を行う直径６０ｍの膜構造体に取り付けられる場合について考察する。アンテナは，電力を狭いビームとして伝送するために，コヒーレントな放射を行うように同期させる。膜構造体が完全に平坦であると仮定してアンテナのキャリブレーションを行えば，構造体の事後的な歪みにより放射パターンに歪みを生じ，電力の一部が損失することとなる。

アレーアンテナの効率は，電力を選択された方向に伝送する能力として定義され，その方向は，アンテナが完全に平坦である場合の主ビームの方向に対応する。図３１は，λ＝１ｍとした場合（高速シミュレーション）のキャリブレーションが行われた平坦な構造体の正規化放射パターン（全方向での正規化放射強度）を示す。図３２は，上述した６０ｍアンテナアレーの電力伝送効率を示す。このアンテナアレーは，スピン運動を行う膜の各一次振動モード上でそれぞれ変形する。そのスピン運動は，変形振幅及び各種振幅におけるランダム変形の関数である。（変形の４つの振動モードの各々からの正規化放射パターンを，図３３に示す。）このグラフにおいて，ｘ軸は，モードの振幅（最大面外変形）を波長で除したものである。特に，λ＝３０ｃｍである場合，図３２は，６０ｍ構造体での１８ｃｍという小さな形状誤差が，特定の実施形態では，少なくとも１つのモードにおいて電力伝送の伝送効率を二分の一程度まで低下させ得ることを示す。

実施形態に係る衛星モジュール及び発電タイルの面外平坦性における潜在的な変形には，多くの起源が存在する。これには，材料の欠陥（原始的及び経時劣化），コンパクト化の不備（例えば，しわ，静電自己吸着，ひだ），熱的干渉（例えば，外部及び内部熱源），慣性負荷（特に，軌道及びフォーメーションに依存する操縦等による並進運動や，反作用ホイール及びスルーイング等の回転運動による），重力勾配（面内及び面外を含む），並びに太陽圧（例えば，太陽放射からの），が含まれる。

太陽光宇宙ステーションに対して作動の間に及ぼされる慣性負荷について考察する。太陽電池又は電力トランスミッタの一方又は双方を適正方向（太陽放射の入射方向又は受電レクテナ方向）に向けられた状態に維持するために衛星モジュールのスルーイング運動を行わせることに起因して，図３４に示すような怪異性負荷が生じる場合がある。このような場合，図３５ａに示すように，スルーイング運動を行う衛星モジュールに作用する力は２つの成分を有する。第１の成分は，次式〔数１３〕により関連付けられるオイラー力からの法線負荷である。
更に，第２の成分は，次式〔数１４〕で表される遠心力である。
このような慣性負荷に対応する最大加速度プロファイルを，
までについて図３５ｂに示す。これらの値を使用して，指定された時間的周期にかけての特定の運動に対する慣性負荷をプロットすることができる。図３５ｃにおけるデータプロットを参照されたい。１時間周期で９０°のスルーイング運動（これは，ＳＰＳの実施形態においては高速のスルーイングと考えることができる。）を行わせると仮定すると，衛星モジュール面に対して法線方向の慣性負荷５．１５×１０^−７Ｎ／ｍ^２と，衛星モジュール面内の慣性負荷８．１０×１０^−７Ｎ／ｍ^２が発生する。

同様に，図３６ａに示すように，衛星モジュールにおける重力勾配負荷を，次式〔数１５〕に基づいて予測することが可能である。
ＳＰＳを作動させようとする静止軌道における重力勾配負荷は，図３６ｂに示すように，≒５．６４×１０^−９Ｎ／ｍ^２（法線方向）及び≒５．６４×１０^−９Ｎ／ｍ^２（面外）である。これらの力は，慣性負荷により及ぼされる負荷の百分の一程度に相当する小さな力である。

最後に，例示的なＳＰＳに対する太陽放射の寄与分（例えば，光子の吸収，反射及び放出の組み合わせ）は，次式〔数１６〕で表すことができる。
反射体が太陽に対して１天文単位（ＡＵ）にて垂直である場合，太陽放射圧は，９．０８×１０^−６Ｎ／ｍ^２であり，これは，慣性負荷，重力負荷及び太陽放射負荷からの寄与分のうち，１０倍程度の大きさに相当する最高変形負荷である。

変形の起源如何を問わず，幾つかの実施形態において，周波数に対する最大変形振幅は，図３７に示すようにプロットすることができる。図示のとおり，許容じょう乱エンベロープは，低周波数じょう乱については≒λ／４以下である。高周波数においてロールオフが存在することに留意されたい。十分に高い周波数では，じょう乱の測定及び補償ができないからである。従って，幾つかの実施形態において，発電タイルが配列される衛星モジュールは，太陽光発電ステーションの発電タイルにおける有害な変形を回避するに十分な安定性を有するように，又はそのような変形に対するシステム感度を低下させるように構成される。
幾つかの実施形態は，じょう乱の生成を回避するように，又はじょう乱に対するシステム感度を，λ／４付近での最大変形振幅以下に低下させるように構成される。
代替的又は付加的に，多くの実施形態において，そのような変形を補正するために電子的な再キャリブレーションを行うことができる。

多くの実施形態において，太陽光発電ステーションにおける衛星モジュール及び発電タイルの変形は，衛星モジュールの平坦面を面外変形に対して安定化させるように，各衛星モジュールにおける１つ又は複数の部品をプレストレス化することにより軽減することができる。プレストレス機構及び方法の幾つかの実施形態は，プレストレスを衛星モジュールの少なくとも一部を横切って作用させるように圧縮され，又は曲げられた安定化ブームの使用を含む。安定化ブーム602を使用してプレストレス化された衛星モジュール600を，図３８ａ及び図３８ｂに示す。幾つかの実施形態において，衛星モジュール600は４象限の可縮構造体604に区分され，ブーム602はこれらの象限に対する対角線に沿って延在する。多くの実施形態において，各象限はブームに対して，ハブ606近傍の長さに沿う少なくとも２点と，ブーム６０８の端部とにおいて結合する。（これにより，例えば，プレストレス張力は，衛星モジュールにおける可縮構造体のエッジ部を介して分散される。）なお，ブームに対する結合部の数及び形式は，任意の形態とすることができる。象限604は，複数の可縮構造体に細分することができ，これらはコンパクト化に適当な任意の数，形態，形状又は寸法で配置することができる。図３８ａに示す例示的な実施形態においては，衛星モジュールの象限を複数の正方形タイルに区分しているが，他の形態への区分，例えば，安定化ブームにっ大して垂直又は平衡に延在する伸長したパネルへの区分（図３８ｂ）も想定可能である。これに加えて，図面には４つの象限が示されているが，可縮構造体全体に任意の数，寸法及び形状の区分を形成し，これらを任意の数又は形態の安定化ブームにより相互結合することができる。

他の実施形態において，安定化用のプレストレス力を動的な力，例えば重み付けされたスピンイング構造体を介して作用させることができる。そのような実施形態を図３９に示す。この場合，重み付け素子614は，中央ハブ616と，衛星モジュール610の各可縮構造体612における少なくとも１つのエッジ部との間に取り付けられ，衛星モジュールの中央ハブがスピニング運動を行う際にハブの遠心力がプレストレスを可縮構造体612に作用させるように構成される。このような実施形態において，衛星モジュールは，連続的にスピニング運動を行って安定化力を可縮構造体612に作用させる構成とすることができる。図示の実施形態は，衛星モジュールの四隅における重み付けチップ素子を配置するものであるが，任意の数，配置，形状及び寸法の重み付け素子を設けることにより，衛星モジュールの可縮構造体におけるパネルに十分な安定化力を作用させる構成とすることができる。多くの実施形態において，重み付け素子をパネルと一体化させることにより，別体の重み付け素子を設けない構成とすることができる。

幾つかの実施形態において，スリップ折り部を備える衛星モジュールもプレストレス化することができる。しかしながら，スリップ折り部622を備える衛星モジュール620は，図４０に示すように，異方性を有する。（例えば，スリップ折り部と平行な剛性が，スリップ折り部に直角な剛性よりもはるかに高い。）実施形態において，この異方性を，衛星モジュールの可縮構造体における可動素子をプレストレス化する際に，安定化方向及び機構に取り入れる。幾つかの実施形態は，折り軸線に沿うプレストレスが，折り軸線に直角なプレストレスよりもはるかに高くなるプレストレス形態及び機構を提供する。このような異方的プレストレス形態を取り入れた可縮構造体630の一実施形態を，図４１に示す。この実施形態では，スリップ折り632がｙ軸634と平行に行われ，衛星モジュールの可縮構造体は，ｘ軸に沿って長さａを有し，ｙ軸に沿って長さｂを有する。各パネルがｙ方向（即ち，折り軸と平行な方向）に等しい張力を有し，ｘ方向（例えば，折り軸に対して直角方向）には張力が作用しない（又は低い張力が作用する）ようにプレストレスをかける。このような実施形態において，衛星モジュールの可縮構造体には，（例えば，上述したブーム又はマスト等の適用な外的安定化部材を使用して，あるいは重み付け及びスピニング力を作用させて）全体的な張力Ｆｘ［±ａ／２，０］およびＦｙ［０，±ｂ／２］を作用させることができる。

幾つかの実施形態において，衛星モジュールのエッジ部は，プレストレス張力を分散させる形状に形成し，これにより単位長さ当たりの力である一軸引張り負荷Ｐが可縮構造体における可動素子に作用させることができる。幾つかの実施形態に係る対称的ラッピングは，膜のエッジ部636が，連続的であって切除されず，プレストレスからの張力を可動素子に伝達できるように構成することができる。多くの実施形態において，プレストレス張力は，力Ｐが一様に分布するように作用させる。幾つかの実施形態は，可縮構造体のエッジ部をパラボラ形状とすることにより，可縮構造体の可動素子に沿って一様なプレストレス張力を作用させる。

図４１は特定のパラボラ状エッジプロファイルを示すものであるが，利用することのできるエッジプロファイル（ｆ（ｘ）：［０，ａ／２］→Ｒ）の可能な形態は，ひし形面積ａｂ／２により，アスペクト比ｂ／ａ及び正規化負荷Ｐａ／２Ｆの関数として正規化した面積Ａを検証することにより決定することができる。図４２に示すように，グラフにおける白地領域は，ｆ‘（ａ／２）≦０であるためにアクセスすることができない。ここに，
である。衛星モジュールの可縮構造体におけるエッジ部のプロファイルは，ｆ（ｘ）を求め，これをｘ軸及びｙ軸周りで反転させて決定することができる。ｆ（ｘ）≧０とすればｆ‘（ａ／２）≦０となり，従って次式〔数１８〕が成立する。
ここに，Ｐａ／２Ｆは負荷パラメータ，ｂ／ａはアスペクト比である。ひし形面積ａｂ／２で正規化したプレストレス衛星モジュール面積Ａは，これらのパラメータにより決定することができ，全体的な引張り力の比Ｆｙ／Ｆｘも同様である。その関係は，次式〔数１９，数２０〕で表される。
これらの値は，図４２にプロットされており，これらパラメータの関数としての図式的な記述に相当する。

従って，幾つかの実施形態において，衛星モジュールの可縮構造体におけるエッジ部のプロファイルは，プレストレス力Ｐが衛星モジュールの可動素子を横切って可動素子の折り線と平行な方向で均一な張力を作用させるように，負荷パラメータ及びアスペクト比の基づいて決定される。幾つかの実施形態は，スリップ折りの行われた衛星モジュールに，１つ又は複数の安定化部材（例えば，圧縮又は曲げ負荷されたブームアーム）及び／又は重み付け部材によりプレストレスを与えることにより，衛星モジュールの可動部材にスリップ折り線の軸線に沿ってプレストレス力を作用させ，そのプレストレス力を，スリップ折りの軸線に対して垂直方向に作用するプレストレス力よりも大きなものとする。幾つかの実施形態においては，スリップ折りの軸線に対して垂直方向にプレストレス力を作用させない。多くの実施形態において，プレストレス力は，エッジコード644により，衛星モジュールにおける個々の可動素子642を横切って分布させることができる。このエッジコードは，図４３に示すように，安定化部材646と，衛星モジュールにおける各可動素子の少なくとも１つの端部との間に取り付けられる。幾つかのエッジコードは，衛星モジュールにおける可動素子のパラボラ状エッジプロファイルと適合するパラボラ状プロファイルとされる。

可動素子に与えられるプレストレス負荷の量は，衛星モジュールの作動に際して予測され，かつ許容される変形量に依存する。可動素子に与えられる負荷と，最大変形撓みとの関係は，実施形態に応じて決定することができる。図４４は，プレストレス張力Ｔを作用させた長さＬの可動素子に対する負荷を示す。幾つかの実施形態において，このような可動素子の最大撓みは，次式〔数２１〕で表すことができる。
また，可動素子の最大回転は，次式〔数２２〕で表すことができる。
幾つかの実施形態において，３０個の可動パネルで形成される６０ｍの衛星モジュールに関して，その最大撓みを８ｃｍ以下とする場合，可動素子に作用する張力は４．２４Ｎとなり，これは直径２．５ｃｍのカーボンファイバー製の複合ブームにより達成することができる。幾つかの実施形態を使用して，衛星モジュールを安定化させ得るプレストレス力及び可動素子の他の多くの形態も実現可能であることは，言うまでもない。

プレストレス化された衛星モジュール６５０に係る幾つかの実施形態は，図４５に示すように，発電タイルを取付ける（例えば，吊り下げる）ことのできるモジュール又は可動素子レベル６５４の何れにおいても軽量構造体（例えば，半剛性又は合成フレームのネットワーク）を実現するものであり，これによりプレストレス力は軽量構造体を通して分散され，個々の発電タイルにはプレストレスが殆んど，又は全く作用しない。代替的に，プレストレスは，相互結合された発電タイルのネットワークを介して直接的に分散させることもできる。

種々の衛星モジュールに対してプレストレスを作用させるための機構及び方法に係る特定の実施形態を提示したが，代替的な実施形態として，衛星モジュールに対して代替的なプレストレス機構及び方法を適用し，衛星モジュールの可動素子を横切って安定化力を分布させることも可能であることは，言うまでもない。これに加えて，上述したプレストレス化の実施形態は，数，形状又は形態の異なる可動素子を有する他の可縮衛星モジュールにも適用可能である。

可縮構造体の展開機構

多くの実施形態において，コンパクト化された衛星モジュールを展開させる（例えば，衛星モジュールの可縮素子を，コンパクト形態から展開形態まで移動させる）ための展開機構が設けられる。多くの実施形態において，衛星モジュールの可縮構造体における１つ又は複数の部分に能動的又は受動的な機構を相互結合し，この機構を作動させる際に，衛星モジュールにおけるコンパクト化されている構造体を展開作動形態まで拡張可能とすることができる。

幾つかの実施形態において，衛星モジュールは機械的に拡張可能とした部材を備えることができる。そのような衛星モジュールの実施形態を，図４６ａに示す。この衛星モジュール700は，複数の可縮構造体702が中央ハブ704の周囲に配置されたものである。可縮構造体702は，少なくとも１つのエッジ部において，機械的に拡張可能な部材706と相互結合され，機械的部材を外向きに押し出す際に可縮構造体702も中央ハブから外向きに拡張する構成とされる。拡張可能な部材は，電動式とし，又は，蓄積エネルギを使用する形式とし，特に，例えば圧縮され，又は曲げられた拡張可能部材で構成することができる。

多くの実施形態において，衛星モジュールの可縮構造体は，衛星モジュールの運動により拡張展開力を発生させる構成とすることができる。そのような一実施形態を図４６ｂに示す。この場合，重み付け素子720が中央ハブ722と，衛星モジュール726における各可縮構造体724の少なくとも一部との間に配置され，衛星モジュールの中央ハブがスピニング運動を行う際に，重み付け素子を外向きに移動させて可縮構造体を拡張させる構成とされる。このような実施形態において，衛星モジュールは，連続的にスピニング運動を行うことにより，可縮構造体に安定化力を作用させる構成とすることができる。

幾つかの実施形態は，スリップラッピングが行われた衛星モジュールのパッケージング／展開構造に関する。幾つかの実施形態は，スリップラッピングパッケージング／展開構造をケージ800及び関連するクリップ801で構成するものであり，図４７ａ（ケージの斜視図）及び図４７ｂ（クリップの断面図）に示すとおりである。多くの実施形態において，ケージ800は，中空体802を備える拡開管理装置を構成するものであり，この中空体は，２つの半部804及び804’で形成され，２つのスロット806及び806’が配置される。スロット806及び806’は，中空体における２つの半部804及び804’を横切るように形成される。作動の間，ラッピングされ，かつ折り込まれた衛星モジュールは，スロット入口に端部Ｂ及びＢ’を有する中空体内に配置されており，これらの端部は力（例えば，Ｆ_Ｂ及びＦ_Ｂ’）を作用させてスロットから引き出せるように構成される。多くの他の実施形態において，ケージに関連してクリップが使用され，これにより拡開管理装置が構成される。幾つかの実施形態に係るクリップは，ケージ本体802内に回転可能に取り付けられ，拡開の間にケージ本体に対して回転する構成とすることができる。クリップは，中央軸線素子810を介して相互結合される可動パネル保持部808及び808’を備える。これらの保持部は，可動パネルのスタックにおける少なくとも一部の可動パネルの頂部812及び底部812’を，クリップの中間部内に保持するように構成される。これら保持部の幾つかの実施形態は，十分な保持圧を可動素子に作用させ，可動素子が，一時に１セクションずつ拡開させる間に連続的に一定の制御下で展開するように構成される。作動の間，拡開させた可縮構造体の可動パネルにおけるスタックの端部Ａ及びＡ’は，拡開の間，端部Ａ及びＡ’に力（Ｆ_Ａ及びＦ_Ａ’）を作用させて可動パネルを拡開させる際に，ケージ本体802の半部804, 804’が引き出されるように位置決めされる。

スリップラッピングが行われた可縮構造体を図４７ａ及び図４７ｂのパッケージング及び展開機構により展開させるための実施形態を，図４８に示す。図示のとおり，幾つかの実施形態において，開包ステージは，適当な力（例えば，Ｆ_Ｂ及びＦ_Ｂ’）を印加することにより２つの端部Ｂ及びＢ’をケージ800から互いに逆方向に引き出すことにより行われる。端部に対する力の印加は，任意の順序で連続的に，又は同時に行うことができ，可縮構造体における可動パネルの全長が開包され，可縮構造体における伸長した折り込み状態の可動パネルのスタックが得られる時点まで行われる。開包の間，クリップ801はケージ800内において回転する。開包が完了すると，可動パネルのスタックの端部Ａ及びＡ’に力（Ｆ_Ａ及びＦ_Ａ’）を印加して，可動パネルのスタックを拡開させる。開包された可動パネルのスタックの端部に対する力の印加は，任意の順序で連続的に，又は同時に行うことができ，完全に拡開した可縮構造体が得られる時点まで行われる。図示のとおり，拡開の間，ケージの半部804及び804は’ 端部Ａ及びＡ’から引き出される。開包／拡開展開方法をパッケージング／展開構造と関連させて記載したが，このような開包／拡開展開方法は，他の適当な展開機構及びパッケージング構造を使用して実施することもできる。

スリップラッピング機構及び方法を適用して展開させる可縮構造体の例示的な実施形態を，図４９ａに示す。図示のとおり，パラボラ状のエッジ部を有し，靭帯スリップ折りが行われ，ｂ／ａ＝Ｐａ／２Ｆｘ＝１，ａ＝１ｍ，ｈ＝２５．４μｍであり，アルミニウム被覆を施したポリエステルフィルムより形成された可縮構造体を作成した。ｂ／ａ＝Ｐａ／２Ｆｘであるため，Ｆｙ／Ｆｘ＝２である。画像に示すように，上述した実施形態において行われる可縮構造体の展開は，先ず開包を行い，引き続いて拡開を行って実施するものである。展開の間，可縮構造体の展開に必要とされる力を測定した。開包及び拡開の量ステップについての結果を，図４９ｂに示す。面内力及び半径方向力の双方を測定したが，面内横方向力は半径方向力の二十分の一の大きさであるため，これらはグラフ化されていない。グラフに示すように，半径方向力が０．６Ｎを上回ることはなかった。展開は，速度１１．９ｍｍ／ｓでの制御された変位である。拡開ステップのグラフにおけるピーク値は，各可動パネルが別々に展開される際に力の増減が生じるため，パネルの（同時的とは対照的に）連続的な展開を示すものである。このテスト結果は，実施例に係る展開構造及び方法が，可縮構造体を制御下で開包・拡開寄るように作動することを実証している。

選択される機構の如何を問わず，多くの実施形態において，衛星モジュールは，任意の数のハブ及び展開機構（例えば，拡張可能部材，重み付け素子等）を有する任意の数及び形態の可縮構造体に区分することができる。多くの実施形態において，可縮構造体は，その２つのエッジ部において複数の展開機構に取付けることにより，可縮構造体をより均等に拡張可能とすることができる。例えば，多くの実施形態において，複数の重み付け素子又は拡張可能部材を各可縮構造体の複数の部位又はエッジ部に沿って当該可縮構造体に取り付けることができる。幾つかの拡張可能部材又は重み付け素子は，可縮構造体内に配置することができる。展開機構の多くの実施形態は，衛星モジュールの可縮構造体を制御下で作動させるための展開制御手段を備え，衛星モジュールを必要な時点で展開形態まで拡張可能とした構成とすることができる。このような展開機構の実施形態は，自動化が可能であり，衛星ハブの位置決め又は運動，例えば特定速度での衛星モジュールのスピニングにより展開機構を自動的に作動させる構成とすることができる。他の実施形態は，展開機構を作動させるため外部からの信号又は指令を必要とする制御回路を備えることができる。このような展開制御は，衛星モジュール全体において横断的に，又は各発電タイルにおいて個別的に，あるいはこれらを組み合わせた態様で実行することができる。

太陽光宇宙ステーションの効率的な構造アークテクチャー及びパッケージング

各種の実施形態に係る特定のモジュール及びタイル構成に関連する多くの構造及び方法について記載したが，多くのそのような構成は，パッケージング密度を改良することにより，全体的な太陽光発電ステーションに組み立てたときのモジュール間のスペースを最小化するように実施できるものである。特に，図５０に示すように，多くの実施形態は，主として，多数の個別的で多機能のモジュラー型とした発電素子又はタイル902で構成された太陽光宇宙船900に関する。これらの素子又はタイルは，太陽光発電，マイクロ波信号の生成及び無線電力伝送が可能である。そのような宇宙船の多数をタイルの密接配置により形成し，これらの宇宙船を，太陽光を収集可能であり，かつ地球上の地上ステーションに無線伝送可能な（宇宙太陽光発電）システムにおける静止軌道に投入することが望まれている。

多くの実施形態において，そのようなタイルの集団は，１つ又は複数の構造フレーム903により相互結合されて平坦形状に保持され，これにより，特定寸法を有すると共に，特定数のタイル902を保持する構成としたジオメトリーモジュールが形成される。多くの実施形態において，この宇宙船モジュールの幾何学的形態は，シート状である。即ち，（太陽光電力を収集すると共に，マイクロ波による電力伝送に十分な開口を形成するための）大きな面内寸法を有するも，面外寸法は比較的小さい。打ち上げ可能とするため，このようなモジュールを更にコンパクト化可能とし，これにより各モジュールや，各モジュール上における各タイルのコンパクト化（例えば，平坦化）を行い，かつ，展開時に初期形状まで弾性的に復元可能とする。重要な点は，このような可縮性により宇宙船を，上述し，かつ後述する効率的なパッケージング方法に適した薄膜として取り扱えることである。このような宇宙船について特定の寸法を提示したが，これらは単なる例示的に過ぎず，ここに記載される実施形態の想定範囲内において，その他の相対寸法も使用可能であることは，言うまでもない。

このような可縮のタイル，モジュール及び宇宙船のに係る幾つかの実施形態について上述したが，宇宙太陽光発電システムの設計，構造及び作動に関しては多くの側面があり，これには，宇宙船モジュールを効率的に位置決めし，かつ，パッケージングすることにより，全体として，最も効率的な設計，即ち，総重量に対して可及的に高い総合的なシステムパワー効率等を有する太陽光発電ステーションを実現する方法もこれに含まれる。 このような構造設計における留意点は，例えば，面積密度，パッケージ容積，展開時の剛性及び展開精度である。特に，打ち上げコストを低減するためには，低面積密度（１００ｇ／ｍ^２）及び小さいパッケージ容積が必要とされる。これに加えて，宇宙船は，精密な形状に展開され，その形状を印加される負荷に対する許容レベル内で維持するものでなければならない。従って，多くの実施形態は，低面積密度で，パッケージ容積が小さく，十分な剛性を有する宇宙船モジュールに関する。

特に，前述した実施形態はパラボラ状のエッジ部を有するモジュール904a（例えば，図５０を参照）について記載したものであるが，パラボラ状エッジ部のモジュールを使用する宇宙船では，当然なことではあるが，モジュールを隣接相互間で密接なパッケージ形態に配置する際，モジュールのエッジ部間にギャップ905が生じる。従って，多くの実施形態において，モジュールに直線状エッジ部（即ち，非パラボラ状のエッジ部）を形成して，（図５０で概念的に，そして図５１ではより詳細に示すように）モジュールが整列状態に置かれたときに全てのスペースをより効率的に満たすように構成される。以下の記述は，そのような非パラボラ状のエッジ部を有する正方形形態のモジュールについてのものであるが，そのようなモジュールにおいて任意の直線状エッジ部のジオメトリー，例えば三角形，四角形，六角形等を使用できることは，言うまでもない。太陽光発電ステーションにおけるモジュール間のギャップ905を（図５２a及び図５２ｂに線図的に示すように）除去することで，無効な太陽エネルギ収集面積を減少し，ステーション全体の発電能力を高めるものである。

本発明の一実施形態として想定される非パラボラ状正方形モジュールの概念図を，図５３に示す。図示のとおり，この実施形態において，タイル906はセクション状に，又はストリップ910として配列される。多くの実施形態において，ストリップ910は幅が同一であるが，長さは異なっている。（図５５は，このようなストリップのセグメントの概念図である。）各種の実施形態におけるセグメントは，一連の同心的な幾何学的形態，例えば，正方形，三角形，六角形等の形態で配列される。（図５３に示す実施形態において，同心的な幾何学的形態は正方形である。）ストリップを延長するためには，これに張力を作用させるための張力機構（動的又は静的）が設けられる。多くの実施形態において，図５３に示すように，ストリップは，何れかの端部において斜張コード912に結合される。この斜張コードは，一端において中央ハブ916に結合され，他端においては展開ブーム920（例えば，ノースロップグラマン社のアストロマストブーム又はＡＴＫブーム）に結合される。このような実施形態において，ブームは，中央部でハブにクランプされ，ストリップの対角線に沿って配置される。

各種の実施形態において，モジュールにおけるエネルギの伝送又は収集用としての各種タイルの精密配置を阻害しかねないストリップの変形を制限するために，異なる機構を使用することができる。図５４に線図的に示し，かつ上述したように，多くの実施形態においてモジュールは，端部において２つの張力素子，例えば拡張ブーム921a及び／又は張力コード921bに取り付けられる複数のストリップ910を備えることができる。多くの実施形態において，これらの張力素子は，対角線に沿って延在して中央ハブ916において相互結合される。このようなブーム及びハブ構造において，ストリップ自体は剛性を持たないが，展開後にブーム又はコードにより剛性が付与される。例えば，各種の実施形態において，斜張コードには張力を負荷することができ，そのコード張力はブームによって受けられる。この実施形態に関連して張力ブーム機構を記載したが，そのようなブームを張力機構として使用することは例示に過ぎず，展開の間に原動力を作用させ，かつストリップに剛性を与えることのできる他の任意の機構も，非パラボラ状モジュール構成に適用することができることは，言うまでもない。例えば，ストリップ910自体を，それ自体が固有剛性を有する剛性材料で形成することができる。

ストリップ910の構成に転ずれば，図５５に示すように，多くの実施形態において，複数の縦通材922がストリップ910の長手方向に延在して，そのエッジ部924を支持している。個々の発電タイル926は，これらの縦通材922の間に配置され，適当に緊張可能とした任意の繊維又はワイヤからなる複数の横行材928を介して縦通材に相互結合される。このような実施形態において，ストリップの面外曲げ剛性は，少なくとも一部が縦通材により与えられる。宇宙船をコンパクト化可能とするため，これらの縦通材は，平坦化又はローリングが可能である必要がある。図５６，図５７a及び図５７ｂに示すように，このような実施形態においては，多種の構造素子を縦通材として使用することができ，これには，特に，ＳＴＥＭブーム（図５７a及び図５７ｂ），レンチキュラーブーム，及びＴＲＡＣブーム（図５６）が含まれる。これらの縦通材は，例えば金属や複合材料等の任意の適当な材料で構成することができる。また，図５６に示すように，縦通材の設計に際して勘案することのできる多くの幾何学的パラメータが存在しており，これには，例えばばね厚さ（ｔ），ばね半径（Ｒ），接合セクション長さ（ｄ）及び反り開口角（θ）が含まれる。多くの実施形態において，図５６に示すように，カーボンファイバー製の複合ＴＲＡＣ縦通材を使用することができる。

このような構造的アーキテクチャーを前提として，最適な構成を実現するための個々の構造素子の特性を計算することができる。多くの実施形態において，適当なモデリングプログラム，例えばＭＡＴＬＡＢにおいて構造モデルを生成して宇宙船構造を最適化することができる。
例示的な一実施形態では，以下のパラメータを使用した。
・ストリップは，はりとしてモデル化することができる。
・斜張コードは，張力下の線材としてモデル化することができる。
・ブームは，はりー長柱としてモデル化することができる。
このようなモデルにおいて，４つの構造パラメータを使用して宇宙船モジュールの撓み形状を制御することができる。これらは，ブームの曲げ剛性ＥＩ_ｂｏｏｍ．ストリップの曲げ剛性ＥＩ_{ｓｔｒｉｐ}，モジュールの各４象限におけるストリップ数ｋ（これは，各ストリップの幅ｗを制御するものである。），並びに，斜張コードの張力Ｔである。

展開させた宇宙船モジュールに作用する負荷は，動的負荷及び準静的負荷に大別することができる。動的負荷の起源源は，姿勢制御アクチュエータ（例えば，スラスター，反作用ホイール，又は制御トルクジャイロ）からの姿勢制御力及び振動雑音である。高度制御システムは，構造上の動的力を宇宙船モジュールの姿勢制御力から分離するように設計可能であるため，姿勢制御力は小さい。同様に，アクチュエータを構造体から十分に分離すれば，これらの起源からの振動雑音は，無視し得る程度とすることもできる。準静的な負荷の想定される起源は，太陽放射圧，重力勾配，並びに姿勢制御操作の間に生成される慣性力（ダランベール力）である。これらの中では，太陽放射圧が支配的と予想される。これは，宇宙船モジュールが，重力勾配力最小の静止軌道上で作動するものと想定され，また，姿勢制御操作も緩速と予想されるからである。従って，構造設計の実施形態において，負荷として太陽放射圧を使用することができる。宇宙船モジュールは，各種環境及び姿勢制御手順に適合するように構成可能であり，その計算結果は，宇宙船モジュールの機能全体を阻害しない限度での設計変更に際して再考することができる。

宇宙船設計における他の有用な指標は，比電力量，即ち，宇宙船モジュールの単位重量当たりの地上ステーションへの配電総電力量である。特に，発電タイル及びトランスミッタにおける構造的な撓みを勘案し，かつ，構造部材重量に対してバランスさせることができる。最も効率的なタイル配置は，全てのタイルを太陽に正対させ（発電効率の最大化），単一面内の規則的なアレーとして配列（電力伝送効率の最大化）することである。このような配置からの角偏位は集光効率を，そして並進偏位はマイクロ波フェーズドアレーの性能を，それぞれ低下させかねない。並進偏位が十分に小さく，かつ十分に緩速であれば，これらを測定し，各タイル位置において適当な位相遅れを導入することで補正が可能である。しかしながら，このような測定及び補正をシステムが実行するためには，別の信号処理が必要となり，システムに複雑性を付加することとなる。従って，多くの実施形態においては，タイルの公称平面形態からの角偏位及び並進偏位の効果を最小化するための構造設計が取り入れられる。そのような実施形態において，構造設計を評価するために有用な性能指標は比集光電力，即ち，太陽電池上に収束させた総エネルギを宇宙船モジュールの重量で除した値である。全収集エネルギは，入射太陽光光束（これは，１３７０ｗｍ^−１の一定値とみなせる。）と，タイルの平均的な集約効率に依存する。

タイルにおける集光器の性能は，局所太陽角に依存する。図５８に示すように，局所太陽角は，集光面内の成分（α）と，集光面に対して垂直な面内における成分（β）に分解することができる。集光器の最適効率は，角度α及びβに依存し，これらの成分は局所タイル法線に対応する。図５９ａ及び図５９ｂに示すように，集光効率の角度αに対する感度は，角度βに対する感度よりもはるかに高い。

多くの実施形態において，宇宙船全体に亘って集光器を平行に配列することができる。そのような実施形態において，宇宙船は，集光効率を大幅に損なわない限度において，角度βを変更する態様でスルーイングさせることができる。代替案として，タイルを４倍軸対称に配列する場合には，宇宙船は非常に密接な太陽指向性（即ち，いずれの軸方向にも１°未満の偏位が可能）を維持し，半数を超えるタイルからの発電が可能となる。しかしながら，集光器の全てが平行である実施形態において，宇宙船はβ方向に±２０°でスルーイングを行って操作の自由度を更に高めることができる。

図６０は，ｋ＝２０とした場合のストリップ曲げ剛性及び斜張コード張力に応じて，比集光電力がどのように変化するかを示す。図示のとおり，斜張コード張力が増加すると初めは宇宙船の剛性が高まるが，特定の時点においてビーム内の圧縮が増加して有効曲げ剛性を低下させ，より大きなたわみが生じることとなる。ストリップ曲げ剛性の増加も比集光電力の初期増加につながる（図６１）が，特定の時点において，より大きな縦通材断面による重量増加が，撓み減少に由来する集光電力増加を上回ることとなる。従って，多くの実施形態において，モジュールは，斜張コード張力Ｔが２〜７Ｎ（多くの実施形態では２〜６Ｎ，他の実施形態では３〜４Ｎ），ストリップ曲げ剛性ＥＩが５〜２０Ｎｍ^２（多くの実施形態では７〜１５Ｎｍ^２，他の実施形態では９〜１１Ｎｍ^２，更に他の実施形態では１０．７８Ｎｍ^２）となるように設計される。これらのパラメータを使用すれば，ストリップの特定張力値，剛性値及びピーク値や，縦通材の厚さを計算して所望のパラメータを得ることができる。例えば，（図６２に示すように，）各種の実施形態においてストリップの数は１０〜３０であり，他の実施形態においては１５〜３０，更に他の実施形態においては２０〜２７である。
同様に，各種の実施形態において，縦通材の厚さは，その高さに依存する。図６３に示すように，縦通材は，Ｒ値が多くの実施形態において１０〜２０ｍｍ，他の実施形態においては１２〜１５ｍｍであり，厚さが各種の実施形態において２０〜６０μｍ，他の実施形態においては５６μｍ前後である。

支持構造体の特定の設計如何を問わず，前述したように，実施形態に係る比パラボラ状モジュールのための宇宙船パッケージングは，モジュールのストリップを相互結合するスリップ折りに依拠している。前述したように（図１６及び図１７），スリップ折りは折り軸線に沿う回転及び並進運動（スリップ）の両者を許容する。スリップ折りは，モジュールのストリップの緊密で効率的な折り込み及びラッピングを可能とし，その一方で各ストリップの有限厚さに適応できるものである。ストリップは折り込みの間に伸長を生ぜず，ラッピング状態での最大曲げ応力は予測して制御することが可能である点が肝要である。スリップ折りを行うため，（図１７に関連して前述したように，）靭帯を使用して各ストリップをその隣接ストリップに結合し，これによりストリップ間で張力を伝達可能とする。

図６４ａに示すように，多くの実施形態において，全体的に大規模の宇宙太陽光発電ステーションは，幾何学的に規則的な（即ち，非パラボラ状外側エッジ部を有する）複数の宇宙船モジュールで形成されるアレーを備える。これらの宇宙船モジュール930は，同図に示すように，それ自体が複数の，同心的で等間隔の矩形で形成され，これらの矩形は山折り部934及び谷折り部936を交互に繰り返すことで形成される。各種の実施形態において，最外側の折り部937は山折り部であり，隣接するストリップ間の各シームは内側に向けて山折り部及び谷折り部が交互に入れ替わる。このような実施形態において，追加的な折り部を矩形の対角線938に沿って延在させ，これにより全ての矩形（最外側及び最内側の矩形を除く）における全ての角部に次数４頂点（即ち，４つの折り部の会合点）を形成する。上述した実施形態は矩形の多角形を対象とするものであるが，このような折り込みスキームは，一般化して任意の多角形にも適用できる点に留意されたい。このような実施形態において，図６４ｂ〜６４ｃに示すように，これらの線に沿う折り込みは，４本のアームを有するスター形状942を生成する。次に，これらのアームにラッピングを施して．コンパクトにパッケージングされた円筒形状946を形成する（図６１ｄ〜図６１ｅ）。

図６５に示すように，そして図２２ａに関連して前述したように，多くの実施形態において，パッケージ形態には空隙部が存在している。空隙部は，１つが中心部948に存在し，１つがラッピングされた各アーム950に関連する。これら空隙部の寸法は，モジュール952を形成するストリップの厚さ及び最大曲げ半径に関連する。モジュールにおける全てのアームがラッピングされるパッケージングスキームについて示したが，実施形態に応じて他のラッピング技術を適用して各アームを個別的に，又は２本のアームを一緒にラッピングすることもできる。図６６ａ及び図６６ｂに示すように，ラッピングされた各種アームの形態及び相対配置を保全してラッピングの最大効率を確保するため，外側ケージ954をラッピングされたパッケージの外側周りに配置してラッピング済みモジュール952の外側輪郭を画定することができる。また，１つ又は複数の内側プラグ956を配置して，ラッピングされた各アームに関連する空隙950を画定／充満すると共に，最小曲げ半径を下回らない構成として，コンパクト化されたモジュールの損傷を確実に防止可能とすることができる。

図６７は，寸法１ｍ×１ｍ，厚さ５０μｍ，象限毎に１１個のストリップを有する各種実施形態に係るマイラー膜についての折り込み態様を示す。この膜試料は，パッケージ状態で直径５１ｍｍ，高さ４０ｍｍの円筒形状とされる。膜試料は，マイラーフィルムにレーザーカッティングでスリットを形成することにより作成したものである。図示のとおり，スリットは，ストリップ間の連続靭帯により遮られる。これらの靭帯は，幅が１ｍｍであり，ストリップ間のスリップを許容しつつ，ストリップ間で張力を伝達可能とするものである。上述したように，同様の靭帯構造を実物大の宇宙船モジュールに係る実施形態に適用して，隣接するストリップを相互結合することができる。なお，図６７には示されていないが，幾つかの実施形態において，モジュールの折り込み後に，折り込まれたモジュールにおける個々のアームを，解放可能な手段を介して（例えば，ループ，ストラップ，クリップ等を介して）一緒に保持することができる。これは，図６８に示すとおりである。

前述したように，この折り込みパターンは，スリップ折りを適用することにより実現することが可能である。スリップ折りを適用しなければ，このパッケージング方法は，折り込まれるストリップの厚さに適応させることができない。この折り込みパターンにおいて厚さに適応可能とするための他の方法も存在する。例えば，曲線状のしわを使用することであるが，このような曲線しわは，ストリップ上へのタイルの規則的配置を阻害するために好ましいものではない。これとは対照的に，スリップ折りは，隣接するストリップを相互にスライド可能とすることにより，ラッピング形態におけるストリップの異なる半径に適応し得るものである。

非パラボラ状モジュールに係る実施形態において頂点が存在する場合，モジュールのために異なる展開技術が必要となる。特に，頂点が存在すれば，発電タイルにおける各種ストリップ又は各種セクションを同期させながら展開（即ち，拡開）させる必要が生じる。しかしながら，タイルにおける最外側のストリップ又はセクションは最後の展開させるのが望ましい。従って，多くの実施形態においては，ストリップ又はセクションの展開を制御し，又は抑制する機構をもうけることにより，ストリップ又はセクションを順次に展開させる構成とする。抑制型展開機構の実施形態を，図６９ａ〜６９ｃに示す。図示のとおり，この実施形態では，ラッピングされたモジュール1004における各アーム1002の間にゲート1000が配置される。展開の間，アームが完全に巻き戻されるまで，ゲート1000がセクションの展開を防止する（図６９ｂ）。その後，ゲート1000を解放して各種セクションを一斉に展開させる（図６９ｃ）。

このような非パラボラ状のモジュールを，ローラを使用することにより展開させるための，他の実施形態に係る代替的な方法を，図７０ａ〜図７０ｆに示す。図７０ａに示すように，この実施形態においては，複数のローラ1010がコンパクト化されたモジュール1012の側方に配置される。展開の間，先ずモジュールにおける各種アーム1016の端部1014を外側に引き出して開包を行う。引き出し状態（図７０ｂ）において，引き出されたアーム1016の内側部位にローラ1010を位置決めする。アーム1016を引き出すと，ローラ1010は係合解除することができる（図７０ｃ）。ローラを取り除くと，個々の山折り部を展開させる。即ち，先ず内側の山折り部1018を展開させ（図７０ｄ），引き続いて中間の山折り部1020を（図７０ｅ），そして最後に外側の山折り部1020を，順次に展開させる（図７０ｆ）。このような手順で，全てのモジュールの開包及び拡開を順次に行うことができる。このローラ構成を取り入れた装置の例示的な実施形態を，図７１に示す。

上述した設計パラメータ，構造及び方法を使用して，例示的な宇宙船モジュールを設計することができる。即ち，多くの実施形態において使用する宇宙船モジュールは，ｋ＝２０（即ち，１つの象限に幅１．５ｍのストリップが２０個），斜張コード張力Ｔ≒３．８４Ｎ，ストリップ曲げ剛性ＥＩ_{ｓｔｒｉｐ}≒１０．７８Ｎｍ^２のモジュールである。この実施形態において，６０ｍ×６０ｍモジュールの重量は，概ね３６８．８９ｋｇとなり，全体的な面密度は１０２．４７ｇｍ^２となる。所望のストリップ曲げ剛性１０．７８Ｎｍ^２を達成するため，ストリップを支持する２つの縦通材は，各々の曲げ剛性がこの値の半分，即ち約５．３９Ｎｍ^２である。ヤング率を１４０ＧＰａ（カーボンファイバー複合材では典型的な値である。）と仮定すれば，フランジ半径１０ｍｍ，フランジ厚さ６８．５μｍの縦通材断面を使用することができる。同様に，縦通材フランジ厚さ６８．５μｍは，平坦化状態での縦通材厚さ１３７μｍに対応する。平坦化されたタイル及び平坦化されたバッテンが平坦化状態での縦通材よりも薄い実施形態において，平坦化されたストリップ厚さは１３７μｍとみなすことができる。この実施形態におけるモジュール長さは６０ｍオーダであるので，長さ対厚さ比は１０^５．６４である。最小半径は，前述した曲げ半径の計算から産出することができる。縦通材は一軸歪み限界１％と仮定し，追加的な安全係数を２とすれば，最大歪み限界は０．５％のオーダである。図２３ｂとの関連で説明したように，上述したパラメータを有する例示的な構造体におけるパッケージング効率は，約９６．５％である。同様に，宇宙船モジュールのパッケージ寸法は，動的モデル，即ち直径０．４６ｍ，高さ１．５０ｍの円筒体を使用して予測することができる。このパッケージ形態において，最大スリップ量は１６．８ｍｍと予測することができる。これは，該当するスリップ量を術減させるべき縦通材の設計に使用される情報である。このような例示的実施形態の最終結果は，展開形態で６０ｍ×６０ｍの寸法を有し，重量が３６９ｋｇ（そのうち，２８８ｋｇ又は７８％はタイル重量）であり，コンパクトな円筒形状にパッケージングすることのできる超軽量の宇宙船である。

本発明の特定の実施形態及び用途は，以上において図示し，かつ記載したとおりであるが，本発明がここに開示された厳密な構成及び要素に限定されるものでなく，添付した特許請求の範囲に基づいて規定される本発明の保護範囲を逸脱することなく，本発明に係る方法及び装置の配置，作動及び詳細について各種の修正，変更及び変形が可能であることは，言うまでもない。

Claims (27)

1. 宇宙太陽光発電ステーションであって：
   宇宙空間内に所定の軌道アレーフォーメーションで非接続に配置される複数の可縮衛星モジュールを備え，各可縮衛星モジュールが：
   ・互いに可動接続され，前記衛星モジュールの少なくとも一軸方向における寸法を縮小可能とする複数の構造素子；並びに，
   ・前記複数の可動素子上にそれぞれ配置された複数の発電タイルを備え，各発電タイルが，少なくとも１つの太陽光発電セル，及び，該太陽光発電セル上に配列された少なくとも１つの電力トランスミッタを有し，前記少なくとも１つの太陽光発電セル及び前記少なくとも１つの電力トランスミッタは，互いに信号接続され，前記少なくとも１つの太陽光発電セルで太陽放射を捕集して発生させた電流により，前記少なくとも１つの電力トランスミッタに電力を供給するように構成され，前記少なくとも１つの電力トランスミッタの各々が：
   - アンテナ；及び
   - 該アンテナに給電されるラジオ周波電力信号の位相を制御し，前記電力トランスミッタを他の発電タイルにおける電力トランスミッタと連携させてフェーズドアレイを形成する制御エレクトロニクスを備え；
   各衛星モジュールが直線エッジ状の幾何学的形状を画定するよう，前記衛星モジュールの外形状が直線エッジ部を有する，宇宙太陽光発電ステーション。
2. 請求項１に記載の宇宙太陽光発電ステーションであって，前記複数の構造素子が，所定の厚さを有し，かつ，スリップ折りにより互いに折り返し可能である，宇宙太陽光発電ステーション。
3. 請求項２に記載の宇宙太陽光発電ステーションであって，前記複数の構造素子が，交互に配置される山折り部及び谷折り部を介して互いに折り返される，宇宙太陽光発電ステーション。
4. 請求項３に記載の宇宙太陽光発電ステーションであって，最内側の構造素子間の折り返しが山折りである，宇宙太陽光発電ステーション。
5. 請求項２に記載の宇宙太陽光発電ステーションであって，折り返されて可動に関連付けられる前記構造素子が，パッケージングにより更に縮小可能である，宇宙太陽光発電ステーション。
6. 請求項１に記載の宇宙太陽光発電ステーションであって，隣接する構造素子が，折り線に沿って互いに所定距離だけスリップしつつ，折り線に沿って互いに折り返され，前記構造素子において，少なくとも折り線に対して横方向のエッジ部が，連続的に相互結合されている，宇宙太陽光発電ステーション。
7. 請求項６に記載の宇宙太陽光発電ステーションであって，隣接する構造素子間の折り線の少なくとも一部に沿って材料空隙部が形成されている，宇宙太陽光発電ステーション。
8. 請求項７に記載の宇宙太陽光発電ステーションであって，前記材料空隙部を橋絡する１つ又は複数の相互接続部を更に備える，宇宙太陽光発電ステーション。
9. 請求項７に記載の宇宙太陽光発電ステーションであって，前記相互接続部が，片側又は両側の靭帯折り部又はヒンジ部を備える，宇宙太陽光発電ステーション。
10. 請求項７に記載の宇宙太陽光発電ステーションであって，前記相互接続部が，係止可能型，無摩擦型及びスリップ型よりなる群から選択される１つ又は複数のヒンジ部である，宇宙太陽光発電ステーション。
11. 請求項５に記載の宇宙太陽光発電ステーションであって，前記構造素子が，複数の折り線に沿って折り返され，該折り線に対して横方向の軸線に沿って縮小された複数の構造素子のスタックを形成するように構成されている，宇宙太陽光発電ステーション。
12. 請求項１１に記載の宇宙太陽光発電ステーションであって，前記複数の構造素子のスタックが，前記構造素子の永久変形を防止できる曲げ半径を有する湾曲構造体にパッケージング可能である，宇宙太陽光発電ステーション。
13. 請求項１２に記載の宇宙太陽光発電ステーションであって，前記曲げ半径は，次式〔数１〕で与えられる最小曲げ半径Ｒ_ｍｉｎを下回らない値であり，
    
    ここに，ｈは個別の構造素子の厚さ，Ｅは構造素子の弾性率，σ_ｙは構造素子の降伏応力である，宇宙太陽光発電ステーション。
14. 請求項１２に記載の宇宙太陽光発電ステーションであって，前記複数の構造素子のスタックにおける長手方向端部が，パッケージングの間にスリップを生じない，宇宙太陽光発電ステーション。
15. 請求項１に記載の宇宙太陽光発電ステーションであって，前記構造素子は，プレストレスにより，衛星モジュール面の空間的変形に抵抗するに十分な張力を横断的に分散させるよう構成されている，宇宙太陽光発電ステーション。
16. 請求項１５に記載の宇宙太陽光発電ステーションであって，プレストレス張力が，１つ又は複数の安定化ブームアームにより，前項構造素子の横断的に分散される，宇宙太陽光発電ステーション。
17. 請求項１５に記載の宇宙太陽光発電ステーションであって，プレストレス張力が，衛星モジュールの回転により遠心力が及ぼされる１つ又は複数の重み付け素子により，前項構造素子の横断的に分散される，宇宙太陽光発電ステーション。
18. 請求項１５に記載の宇宙太陽光発電ステーションであって，隣接する構造素子がスリップ折り部を介して相互接続され，プレストレス張力が複数の構造素子の横断方向において異方的に分散され，その際，スリップ折り線に沿って及ぼされる張力が，スリップ折り線に対して横方向に及ぼされる張力よりも大となる，宇宙太陽光発電ステーション。
19. 請求項１８に記載の宇宙太陽光発電ステーションであって，前記スリップ折り線に対して横方向における前記構造素子のエッジ部が連続的に相互接続され，プレストレス張力が前記構造素子のエッジ部を介して複数の構造素子に分散される，宇宙太陽光発電。
20. 請求項１５に記載の宇宙太陽光発電ステーションであって，前記構造素子は，外側支持フレームを備え，かつ，該外側支持フレームを介してプレストレス張力が及ぼされ，前記発電タイルは，プレストレス張力が前記発電タイルに分散されないよう，前記外側支持フレーム内に配置される，宇宙太陽光発電ステーション。
21. 請求項１に記載の宇宙太陽光発電ステーションであって，前記複数の構造素子と係合可能な展開機構を更に備え，該展開機構は，前記構造素子に力を作用させ，その力の作用時に前記構造素子を相対移動させるように構成されている，宇宙太陽光発電ステーション。
22. 請求項２１に記載の宇宙太陽光発電ステーションであって，前記展開機構は，１つ又は複数の伸長可能なブームを備える，宇宙太陽光発電ステーション。
23. 請求項１に記載の宇宙太陽光発電ステーションであって，前記構造素子は一対の平行な縦通材を備え，該縦通材は両者間に配置された複数の発電タイルを有する，宇宙太陽光発電ステーション。
24. 衛星モジュール展開機構であって：
    複数のスリップパッケージングされた構造素子を収容するように構成された内部空間を画定するケージを備え，該ケージが互いに分離可能な２つの中空体半部を備え，該分離可能な半部が，前記内部空間へのアクセスのために互いに整列させて配置された２つの開口部を更に画定し，該開口部が前記半部の分離線に沿って互いに対向して配置され；
    複数の構造素子の折り返しスタックを解放可能に保持するように構成された伸長クリップを更に備え，該伸長クリップは，スリップパッケージングされた衛星モジュールにおける前記折り返しスタックの長手方向端部が前記２つの開口部と整列するよう，前記内部空間内に回転可能に配置され；
    前記クリップは，衛星モジュールにおけるスリップパッケージングされた構造素子の長手方向端部が半径方向外側に延長して前記構造素子の伸長したスタックを形成する際に，前記ケージ内において回転するように構成され；
    前記ケージの半部は，スリップパッケージングされた衛星モジュールにおける構造素子の伸長したスタックが前記クリップ軸線から外側に拡開させる際に，半径方向外側に引き出されて互いに離間するように構成され；
    前記クリップは，前記複数の構造素子を順次に拡開させるための保持力を提供する，衛星モジュール展開機構。
25. 湾曲したスリットを縦走させたシリンダにおける２つの回転対称的な半部を備えるパッケージングガイドプラグであって，
    前駆スリットは，前記シリンダの半部間に構造素子のスタックを，該構造素子の端部が前記シリンダの直径を超えて延在するように保持するに十分な厚さを有し，
    前記シリンダの半径は，該シリンダ周りでの構造素子のパッケージングにより，１つ又は複数の構造素子の永久変形につながる最小曲げ半径を下回る曲げ半径を前記構造素子に生じさせない十分な大きさを有する，パッケージングガイドプラグ。
26. 請求項２５に記載のパッケージングガイドプラグであって，前記構造素子は，前記パッケージングガイドプラグの周りでパッケージングされる際に前記構造素子の長手方向端部が整列するよう，互いに前スリップさせてある，パッケージングガイドプラグ。
27. 宇宙太陽光発電ステーションにおける衛星モジュールのパッケージング・展開方法であって：
    宇宙空間内に所定の軌道アレーフォーメーションで非接続に配置される複数の可縮衛星モジュールを準備するステップであって，各可縮衛星モジュールが，
    ・複数の構造素子を備え，
    ・隣接する構造素子が，互いに折り線に沿って所定距離のスリップをもって折り返されており，
    ・少なくとも前記折り線に対して横方向における前記構造素子のエッジ部は，衛星モジュールの少なくとも一軸方向における寸法を縮小可能とするよう，連続的に相互接続され，
    ・各衛星モジュールが直線エッジ状の幾何学的形状を画定するよう，前記衛星モジュールの外形状が直線エッジ部を有する，
    衛星モジュールの準備ステップと；
    前記複数の構造素子を折り線に対して横方向の軸線に沿って折り込むことにより，前記複数の構造素子をコンパクト化し，前記折り線に対して横方向の長手方向軸線及び長手方向端部を有するスタックを形成するステップと；
    前記複数の構造素子のスタックにおける２つの半部を，前記スタックの長手方向長さの中点において回転させるステップと；
    前記複数の構造素子のスタックにおける２つの半部を，前記構造素子が永久変形する最小半径を下回らないパッケージング半径をもって，円筒状にパッケージングするステップと；
    を備える，衛星モジュールのパッケージング・展開方法。