JP2024042300A

JP2024042300A - Ejector shatterproof structure and bumper

Info

Publication number: JP2024042300A
Application number: JP2022146910A
Authority: JP
Inventors: 聡美河本; 隆佑原田; 雄吾木本; 大助上土井; 創矢野
Original assignee: Japan Aerospace Exploration Agency JAXA
Current assignee: Japan Aerospace Exploration Agency JAXA
Priority date: 2022-09-15
Filing date: 2022-09-15
Publication date: 2024-03-28

Abstract

【課題】デブリやメテオロイドなどの高速飛翔体が宇宙機に衝突した際に生じるイジェクタの飛散を防止できるイジェクタ飛散防止構造及びバンパの提供をその目的とする。【解決手段】このイジェクタ飛散防止構造１５は、宇宙太陽光発電装置１の発送電一体型パネル１０に設けられ、受光面１１の少なくとも一部を覆うフィルム１１ａと、マイクロ波送信アンテナ面１２の少なくとも一部を覆う緩衝材１１ｂ及びフィルム１１ｃを備える。また、バンパにおいては、宇宙機の機体の周囲に配置されたバンパ本体と、前記バンパ本体の第１面の少なくとも一部を覆う、第１被膜材及び第１緩衝材の少なくとも一方と、前記バンパ本体の前記第１面の裏面である第２面の少なくとも一部を覆う、第２被膜材及び第２緩衝材の少なくとも一方と、を備える構成を採用した。【選択図】図３[Problem] To provide an ejector scattering prevention structure and bumper that can prevent ejectors from scattering when a high-speed flying object such as debris or meteoroids collides with a spacecraft. [Solution] This ejector scattering prevention structure 15 is provided on a power generation/transmission integrated panel 10 of a space solar power generation system 1, and includes a film 11a that covers at least a part of a light receiving surface 11, and a buffer material 11b and a film 11c that cover at least a part of a microwave transmitting antenna surface 12. The bumper is configured to include a bumper body arranged around the body of the spacecraft, at least one of a first coating material and a first buffer material that covers at least a part of a first surface of the bumper body, and at least one of a second coating material and a second buffer material that covers at least a part of a second surface, which is the back surface of the first surface of the bumper body. [Selected Figure] Figure 3

Description

本発明は、宇宙機に適用されるイジェクタ飛散防止構造及びバンパに関する。 The present invention relates to an ejector scattering prevention structure and a bumper applied to a spacecraft.

人工衛星等の宇宙機に対し、高速で飛来するデブリやメテオロイドが衝突した場合、宇宙機の表面が破損して微小なイジェクタ（二次デブリ）が発生し、宇宙空間に飛散する場合がある。宇宙機の機体の中でも、例えば太陽電池のガラス面などのように脆い材料からなる部位にデブリが衝突した場合は、衝突したデブリの数十倍あるいは百倍以上の質量を持つイジェクタが発生することが知られている。このようなイジェクタが飛散して宇宙空間に蓄積してしまうと、他の宇宙機器に衝突して新たなイジェクタを発生させるおそれがある。
一方、地球を周回する低軌道においては、イジェクタが発生しても大気抵抗で比較的早く落下する。また、静止軌道等の高軌道では、現時点ではまだデブリの衝突頻度が低かった。そのため、今までは、イジェクタの発生はあまり問題視されてこなかった。しかし、近年は宇宙開発がさらに加速する傾向にあるため、太陽光発電衛星等の大型構造物や大型静止衛星などの宇宙機が多数打ち上げられ、高軌道に蓄積していくことが予想される。この場合、宇宙機の増加に伴ってそれらの表面積の合計も増え続けていくので、イジェクタの発生頻度が高まることになる。そのため、大気抵抗によるデブリの減少が期待できない高軌道においては、特に早急な対策が求められている。この種のデブリ対策として、例えば下記特許文献１にスペースデブリ用軽量シールドが開示されている。 When debris or meteoroids flying at high speed collide with a spacecraft such as an artificial satellite, the surface of the spacecraft may be damaged and tiny ejectors (secondary debris) may be generated and scattered into space. If debris collides with a part of the spacecraft's body made of brittle material, such as the glass surface of a solar cell, an ejector with a mass tens or even a hundred times more than the collided debris may be generated. Are known. If such ejectors scatter and accumulate in space, there is a risk that they will collide with other space equipment and generate new ejectors.
On the other hand, in low orbit around the Earth, even if an ejector occurs, it falls relatively quickly due to atmospheric resistance. Furthermore, in high orbits such as geostationary orbit, the frequency of debris collisions is still low at this time. Therefore, until now, the occurrence of ejectors has not been viewed as much of a problem. However, as space development has been accelerating in recent years, it is expected that many large structures such as solar power generation satellites and spacecraft such as large geostationary satellites will be launched and accumulate in high orbits. In this case, as the number of spacecraft increases, the total surface area of these spacecraft continues to increase, resulting in an increase in the frequency of ejecta occurrence. Therefore, urgent measures are required, especially in high orbits where debris cannot be expected to be reduced due to atmospheric drag. As a measure against this type of debris, for example, a lightweight shield for space debris is disclosed in Patent Document 1 listed below.

特開２０１１－１２１４７６号公報Japanese Patent Application Publication No. 2011-121476

このスペースデブリ用軽量シールドによれば、デブリやメテオロイドなどの高速飛翔体から宇宙構造部を防御することが可能とされている。このように高速飛翔体から宇宙機を保護する技術に関しては数多くの研究が報告されている。しかし、その一方で、高速飛翔体の衝突に伴うイジェクタの発生をいかに抑制するかについての研究は、実のところあまり進んでいない。イジェクタに対する宇宙機の防御力を高めることも勿論重要ではあるが、上述したように、二次デブリとなるイジェクタの質量が、元々のデブリよりも大きくなることを考えると、むしろ、高速飛翔体の衝突により発生するイジェクタの飛散を防止する方が、より根本的な対策であると考えられる。しかし、今までは、このような観点でのデブリ対策があまり検討されてこなかった。 This lightweight shield for space debris is said to be able to protect space structures from high-speed flying objects such as debris and meteoroids. Many studies have been reported regarding technology for protecting spacecraft from high-speed flying objects. However, on the other hand, research on how to suppress the generation of ejectors due to collisions of high-speed projectiles has not actually made much progress. Of course, it is important to increase the spacecraft's defense against ejectors, but as mentioned above, considering that the mass of the ejector, which becomes secondary debris, is larger than the original debris, it is more important to Preventing the ejector from scattering due to collision is considered to be a more fundamental measure. However, until now, debris countermeasures have not been much studied from this perspective.

本発明は、上記事情に鑑みてなされたものであって、デブリやメテオロイドなどの高速飛翔体が宇宙機に衝突した際に生じるイジェクタの飛散を抑制できるイジェクタ飛散防止構造及びバンパの提供をその目的とする。 The present invention has been made in view of the above circumstances, and an object thereof is to provide an ejector scattering prevention structure and a bumper that can suppress ejector scattering that occurs when a high-speed flying object such as debris or meteoroid collides with a spacecraft. shall be.

上記課題を解決して係る目的を達成するために、本発明は、以下の手段を採用している。
（１）本発明の一態様は、
宇宙機の機体表面に設けられるイジェクタ飛散防止構造であって、
前記機体表面の少なくとも一部を覆う、被膜材及び緩衝材の少なくとも一方を備える。
上記（１）に記載のイジェクタ飛散防止構造によれば、まず、機体表面を覆う被膜材を設けた場合、機体表面に向かって飛来してきた高速飛翔体は、まず被膜材を貫き、そして機体表面に衝突する。この衝突によって機体表面の破損部分がイジェクタとなって機体表面から飛散しようとしても、被膜材がその飛散を封じ込めて外部に離散することを抑制する。
また、機体表面を覆う緩衝材を設けた場合、機体表面に向かって飛来してきた高速飛翔体は、まず緩衝材の表面に当たり、そして深くめり込みながら進む際に、自らが持つ運動エネルギーを、イジェクタの発生を伴うことなく緩衝材の変形・破壊に費やすことができる。そのため、高速飛翔体が機体表面に至る前に運動エネルギーを低めることができ、機体表面の損傷を抑制出来る。あるいは、運動エネルギーの全てを緩衝材により吸収しきれなかったとしても、高速飛翔体の運動エネルギーを削いだ上で機体表面に当てることになるため、機体表面から比較的大きなイジェクタとなって生じるスポール（spall）の発生を抑制できる。しかも、被膜材を設ける場合と同様に、緩衝材が機体表面を覆っているため、緩衝材がイジェクタを封じ込めて機体表面から外部に飛散することを抑制する。
あるいは、機体表面を緩衝材で覆い、さらにその上を被膜材で覆った場合も、イジェクタの飛散を抑制できる。すなわち、機体表面に向かって飛来してきた高速飛翔体は、被膜材を貫いた後、緩衝材内を、機体表面に向かって深くめり込みながら進む。この過程において、高速飛翔体は、自らが持つ運動エネルギーを、イジェクタの発生を伴うことなく緩衝材の変形・破壊に費やすことができる。したがって、緩衝材を変形・破壊させることによる運動エネルギーの吸収と、被膜材によるイジェクタの封じ込みとの二段構えにより、イジェクタの飛散をより効果的に抑制できる。さらに、緩衝材自体が破損してイジェクタとして放出された場合でも、すでに飛翔体の運動エネルギーは著しく減じられているためにイジェクタが担う放出速度は低くなると共に、緩衝材のバルク密度および強度は一般的な宇宙機の機体表面材料よりも著しく低い。したがって、仮に他の宇宙機へ二次デブリとして衝突する場合でも、その衝突被害規模は従来のデブリよりも軽減される。 In order to solve the above problems and achieve the above objects, the present invention employs the following means.
(1) One aspect of the present invention is
An ejector scattering prevention structure provided on the surface of a spacecraft body,
At least one of a coating material and a cushioning material is provided to cover at least a portion of the surface of the aircraft body.
According to the ejector scattering prevention structure described in (1) above, when a coating material is provided to cover the surface of the aircraft, high-speed flying objects flying toward the surface of the aircraft first penetrate the coating material, and then the surface of the aircraft body. collide with Even if the damaged portion of the fuselage surface becomes an ejector due to this collision and attempts to scatter from the fuselage surface, the coating material seals in the scattering and prevents it from scattering to the outside.
Additionally, if a cushioning material is provided to cover the surface of the aircraft, a high-speed flying object flying towards the surface of the aircraft will first hit the surface of the cushioning material, and as it travels deeply, it will transfer its own kinetic energy to the ejector. It can be used to deform and destroy the cushioning material without any generation. Therefore, the kinetic energy of the high-speed flying object can be reduced before it reaches the surface of the aircraft, and damage to the surface of the aircraft can be suppressed. Alternatively, even if all of the kinetic energy cannot be absorbed by the cushioning material, the kinetic energy of the high-speed flying object is reduced and then applied to the surface of the aircraft, resulting in a spall that forms a relatively large ejector from the surface of the aircraft. (spall) can be suppressed. Moreover, as in the case where a coating material is provided, since the cushioning material covers the surface of the fuselage, the cushioning material seals the ejector and prevents it from scattering to the outside from the surface of the fuselage.
Alternatively, scattering of the ejector can also be suppressed by covering the surface of the aircraft body with a cushioning material and further covering it with a coating material. That is, a high-speed flying object flying toward the surface of the aircraft body penetrates the coating material and then advances within the cushioning material while deeply sinking toward the surface of the aircraft body. In this process, the high-speed flying object can use its own kinetic energy to deform and destroy the cushioning material without generating an ejector. Therefore, the scattering of the ejector can be more effectively suppressed by the two-stage approach of absorbing kinetic energy by deforming and destroying the cushioning material and sealing the ejector with the coating material. Furthermore, even if the cushioning material itself is damaged and ejected as an ejector, the kinetic energy of the projectile has already been significantly reduced, so the ejection speed carried by the ejector will be low, and the bulk density and strength of the cushioning material will be It is significantly lower than the surface material of a typical spacecraft. Therefore, even if it collides with another spacecraft as secondary debris, the scale of collision damage will be reduced compared to conventional debris.

（２）上記（１）に記載のイジェクタ飛散防止構造において、以下の構成を採用してもよい：
前記被膜材及び前記緩衝材の両方を備え、
前記緩衝材が前記機体表面の少なくとも一部を覆い、
前記被膜材が前記緩衝材の外表面の少なくとも一部を覆う。
上記（２）の場合、機体表面に向かって飛来してきた高速飛翔体は、被膜材を貫いた後、緩衝材内を、機体表面に向かって深くめり込みながら進む。この過程において、高速飛翔体は、自らが持つ運動エネルギーを、イジェクタの発生を伴うことなく緩衝材の変形・破壊に費やすことができる。したがって、緩衝材を変形・破壊させることによる運動エネルギーの吸収と、被膜材によるイジェクタの封じ込みとの二段構えにより、イジェクタの飛散を抑制できる。 (2) In the ejector scattering prevention structure described in (1) above, the following configuration may be adopted:
comprising both the coating material and the buffer material,
the cushioning material covers at least a portion of the surface of the aircraft body,
The coating material covers at least a portion of the outer surface of the cushioning material.
In the case of (2) above, the high-speed flying object flying toward the surface of the fuselage penetrates the coating material and then advances inside the cushioning material while deeply sinking toward the surface of the fuselage. In this process, the high-speed flying object can use its own kinetic energy to deform and destroy the cushioning material without generating an ejector. Therefore, the scattering of the ejector can be suppressed by the two-step process of absorbing kinetic energy by deforming and destroying the cushioning material and sealing the ejector with the coating material.

（３）上記（１）に記載のイジェクタ飛散防止構造において、以下の構成を採用してもよい：
前記宇宙機が、裏面のスポールも起こりうる厚みの構造を有し、
前記構造の表面の少なくとも一部を、前記被膜材及び前記緩衝材の少なくとも一方が覆い、
前記構造の裏面の少なくとも一部を、前記被膜材及び前記緩衝材の少なくとも一方が覆う。
上記（３）の場合、宇宙機構造に向かって飛来してきた高速飛翔体は、まず被膜材または緩衝材あるいはその両方を貫き、そして宇宙機の前記構造（以下、宇宙機構造）に衝突する。この衝突によって破損部分がイジェクタとなって外部に飛散しようとしても、被膜材あるいは緩衝材が封じ込めて宇宙機構造の表面から外部に飛散することを抑制する。
一方、高速飛翔体が宇宙機構造をその表面から裏面に向けて貫いた場合も、裏面側では同様にイジェクタの飛散を被膜材で封じ込める。さらに、宇宙機構造を貫いて緩衝材にめり込んだ高速飛翔体は、自らが持つ運動エネルギーを、イジェクタの発生を伴うことなく緩衝材の変形・破壊に費やすことができる。加えて、この緩衝材の外表面が他の被膜材により覆われている場合は、高速飛翔体及びイジェクタを、外部に飛散させずに封じ込める。 (3) In the ejector scattering prevention structure described in (1) above, the following configuration may be adopted:
The spacecraft has a structure that is thick enough to cause spalling on the back side,
At least one of the coating material and the buffer material covers at least a part of the surface of the structure,
At least one of the coating material and the cushioning material covers at least a portion of the back surface of the structure.
In the case of (3) above, the high-speed flying object flying toward the spacecraft structure first pierces the coating material, the buffer material, or both, and then collides with the structure of the spacecraft (hereinafter referred to as spacecraft structure). Even if the damaged part becomes an ejector due to this collision and attempts to scatter to the outside, the coating material or buffer material seals it in and prevents it from scattering to the outside from the surface of the spacecraft structure.
On the other hand, even if a high-speed flying object pierces the spacecraft structure from the front surface to the back surface, the scattering of the ejector is similarly contained on the back surface side with a coating material. Furthermore, a high-speed flying object that penetrates the spacecraft structure and sinks into the cushioning material can use its own kinetic energy to deform and destroy the cushioning material without generating an ejector. In addition, when the outer surface of this cushioning material is covered with another coating material, the high-speed flying object and the ejector are contained without being scattered outside.

（４）上記（３）に記載のイジェクタ飛散防止構造において、以下の構成を採用してもよい：
前記宇宙機が、太陽電池パネルを前記構造の一つとして備える宇宙太陽光発電装置であり、
前記太陽電池パネルの受光面の少なくとも一部を、透光性を有する前記被膜材が覆い、
前記太陽電池パネルにおける前記受光面の裏面の少なくとも一部を、前記緩衝材が覆い、
前記緩衝材の少なくとも一部を他の前記被膜材が覆う。
上記（４）の場合、高速飛翔体が太陽電池パネルの受光面、裏面、あるいは両面に衝突したとしても、被膜材または緩衝材あるいは他の被膜材がイジェクタを封じ込めて外部に飛散することを抑制できる。 (4) In the ejector scattering prevention structure described in (3) above, the following configuration may be adopted:
The spacecraft is a space solar power generation device including a solar panel as one of the structures,
The light-transmitting coating material covers at least a portion of the light-receiving surface of the solar cell panel,
The cushioning material covers at least a portion of the back surface of the light-receiving surface of the solar cell panel,
The other coating material covers at least a portion of the buffer material.
In the case of (4) above, even if a high-speed flying object collides with the light-receiving surface, back surface, or both surfaces of the solar panel, the coating material, buffer material, or other coating material will seal the ejector and prevent it from scattering to the outside. can.

（５）上記（１）～（４）の何れか１項に記載のイジェクタ飛散防止構造において、前記緩衝材の素材密度が、前記機体表面に近付くにつれて高くなってもよい。
上記（５）の場合、より効果的に高速飛翔体の運動エネルギーを吸収することができる。 (5) In the ejector scattering prevention structure according to any one of (1) to (4) above, the material density of the cushioning material may increase as it approaches the surface of the aircraft body.
In the case of (5) above, the kinetic energy of the high-speed flying object can be absorbed more effectively.

（６）上記（１）～（４）の何れか１項に記載のイジェクタ飛散防止構造において、前記被膜材及び前記緩衝材の何れか一方もしくは両方が、複層構造を有してもよい。
上記（６）の場合、より効果的にイジェクタを封じ込めることができる。 (6) In the ejector scattering prevention structure according to any one of (1) to (4) above, either or both of the coating material and the cushioning material may have a multilayer structure.
In the case of (6) above, the ejector can be more effectively contained.

（７）本発明の他の態様は、
宇宙機の機体の周囲に配置されたバンパ本体と、
前記バンパ本体の第１面の少なくとも一部を覆う、第１被膜材及び第１緩衝材の少なくとも一方と、
前記バンパ本体の前記第１面の裏面である第２面の少なくとも一部を覆う、第２被膜材及び第２緩衝材の少なくとも一方と、
を備えるバンパである。
上記（７）に記載のバンパによれば、機体表面に向かう高速飛翔体を自らに当てて遮ることができる。
その際、バンパ本体の第１面を覆う被膜材を設けた場合は、第１面に向かって飛来してきた高速飛翔体が、まず被膜材を貫き、そしてバンパ本体に衝突する。この衝突によってバンパ本体の破損部分がイジェクタとなってバンパ本体から飛散しようとしても、被膜材が封じ込めてバンパ本体から外部に飛散することを抑制する。
また、バンパ本体の第１面を覆う緩衝材を設けた場合は、第１面に向かって飛来してきた高速飛翔体が、まず緩衝材の表面に当たり、そして深くめり込みながら進む際に、自らが持つ運動エネルギーを、イジェクタの発生を伴うことなく緩衝材の変形・破壊に費やすことができる。そのため、高速飛翔体が第１面に至る前に運動エネルギーを低めることができ、バンパ本体の損傷を抑制出来る。あるいは、運動エネルギーの全てを緩衝材により吸収しきれなかったとしても、高速飛翔体の運動エネルギーを削いだ上で第１面に当てることになるため、バンパ本体から比較的大きなイジェクタとなって生じるスポールの発生を抑制できる。しかも、被膜材を設ける場合と同様に、緩衝材が第１面を覆うため、緩衝材がイジェクタを封じ込めて第１面から外部に飛散することを抑制する。
あるいは、第１面を緩衝材で覆い、さらにその上を被膜材で覆った場合も、バンパ本体からのイジェクタの飛散を抑制できる。すなわち、第１面に向かって飛来した高速飛翔体は、被膜材を貫いた後、緩衝材内を、機体表面に向かって深くめり込みながら進む。この過程において、高速飛翔体は、自らが持つ運動エネルギーを、イジェクタの発生を伴うことなく緩衝材の変形・破壊に費やすことができる。したがって、緩衝材を変形・破壊させることによる運動エネルギーの吸収と、被膜材によるイジェクタの封じ込みとの二段構えにより、イジェクタの飛散を抑制できる。
以上の説明は、バンパ本体の第１面に向かって高速飛翔体が飛来してきた場合についてであるが、バンパ本体の第２面に向かって高速飛翔体が飛来してきた場合も同様の作用効果を得ることが出来る。 (7) Other aspects of the present invention include:
A bumper body placed around the spacecraft body,
at least one of a first coating material and a first cushioning material that covers at least a portion of the first surface of the bumper body;
at least one of a second coating material and a second cushioning material that covers at least a portion of a second surface that is the back surface of the first surface of the bumper body;
It is a bumper equipped with.
According to the bumper described in (7) above, it is possible to block high-speed flying objects heading towards the surface of the aircraft by hitting the bumper against itself.
At this time, if a coating material is provided to cover the first surface of the bumper body, a high-speed flying object flying toward the first surface first pierces the coating material and then collides with the bumper body. Even if the damaged portion of the bumper body becomes an ejector due to this collision and attempts to fly away from the bumper body, the coating material seals in and prevents it from flying out from the bumper body.
In addition, if a cushioning material is provided to cover the first surface of the bumper body, a high-speed flying object flying toward the first surface will first hit the surface of the cushioning material, and as it travels deeply into the cushioning material, it will be Kinetic energy can be used to deform and destroy the cushioning material without generating an ejector. Therefore, the kinetic energy of the high-speed flying object can be reduced before it reaches the first surface, and damage to the bumper body can be suppressed. Alternatively, even if all of the kinetic energy cannot be absorbed by the cushioning material, the kinetic energy of the high-speed flying object is reduced before being applied to the first surface, resulting in a relatively large ejector from the bumper body. The occurrence of spalls can be suppressed. Furthermore, as in the case where a coating material is provided, since the cushioning material covers the first surface, the cushioning material confines the ejector and prevents it from scattering to the outside from the first surface.
Alternatively, scattering of the ejector from the bumper body can also be suppressed when the first surface is covered with a cushioning material and further covered with a coating material. That is, the high-speed flying object flying toward the first surface penetrates the coating material and then advances within the cushioning material while deeply sinking toward the surface of the fuselage. In this process, the high-speed flying object can use its own kinetic energy to deform and destroy the cushioning material without generating an ejector. Therefore, the scattering of the ejector can be suppressed by the two-step process of absorbing kinetic energy by deforming and destroying the cushioning material and sealing the ejector with the coating material.
The above explanation is for the case where a high-speed flying object is flying toward the first surface of the bumper body, but the same effect can be obtained when a high-speed flying object is flying toward the second surface of the bumper body. You can get it.

（８）上記（７）に記載のバンパにおいて、以下の構成を採用してもよい：
前記バンパ本体、前記第１被膜材、前記第１緩衝材、前記第２被膜材、前記第２緩衝材、の全てを備え、
前記第１緩衝材が前記第１面の少なくとも一部を覆い、
前記第１被膜材が前記第１緩衝材の少なくとも一部を覆い、
前記第２緩衝材が前記第２面の少なくとも一部を覆い、
前記第２被膜材が前記第２緩衝材の少なくとも一部を覆う。
上記（８）の場合、第１面に向かって飛来してきた高速飛翔体は、第１被膜材を貫いた後、第１緩衝材内を、第１面に向かって深くめり込みながら進む。この過程において、高速飛翔体は、自らが持つ運動エネルギーを、イジェクタの発生を伴うことなく第１緩衝材の変形・破壊に費やすことができる。同様に、第２面に向かって飛来してきた高速飛翔体は、第２被膜材を貫いた後、第２緩衝材内を、第２面に向かって深くめり込みながら進む。この過程において、高速飛翔体は、自らが持つ運動エネルギーを、イジェクタの発生を伴うことなく第２緩衝材の変形・破壊に費やすことができる。
したがって、第１緩衝材または第２緩衝材を変形・破壊させることによる運動エネルギーの吸収と、第１被膜材または第２被膜材によるイジェクタの封じ込みとの二段構えにより、イジェクタの飛散をより効果的に抑制できる。 (8) In the bumper described in (7) above, the following configuration may be adopted:
All of the bumper body, the first coating material, the first buffer material, the second coating material, and the second buffer material,
the first cushioning material covers at least a portion of the first surface,
the first coating material covers at least a portion of the first cushioning material,
the second cushioning material covers at least a portion of the second surface;
The second coating material covers at least a portion of the second cushioning material.
In the case of (8) above, the high-speed flying object flying toward the first surface penetrates the first coating material and then advances inside the first cushioning material while deeply sinking toward the first surface. In this process, the high-speed flying object can use its own kinetic energy to deform and destroy the first cushioning material without generating an ejector. Similarly, a high-speed flying object flying toward the second surface penetrates the second coating material and then advances inside the second cushioning material while deeply sinking toward the second surface. In this process, the high-speed flying object can use its own kinetic energy to deform and destroy the second cushioning material without generating an ejector.
Therefore, by absorbing kinetic energy by deforming and destroying the first cushioning material or the second cushioning material, and confining the ejector by the first coating material or the second coating material, the scattering of the ejector can be further reduced. Can be effectively suppressed.

（９）上記（７）または（８）に記載のバンパにおいて、以下の構成を採用してもよい：
前記第１緩衝材の素材密度が前記第１面に近付くにつれて高くなる、
または、前記第２緩衝材の素材密度が前記第２面に近付くにつれて高くなる、
あるいは、前記第１緩衝材の素材密度が前記第１面に近付くにつれて高くなってかつ前記第２緩衝材の素材密度が前記第２面に近付くにつれて高くなる、
を満たす。
上記（９）の場合、より効果的に高速飛翔体の運動エネルギーを吸収することができる。 (9) In the bumper described in (7) or (8) above, the following configuration may be adopted:
The material density of the first cushioning material increases toward the first surface.
Alternatively, the material density of the second cushioning material increases toward the second surface.
Alternatively, the material density of the first buffer material increases toward the first surface, and the material density of the second buffer material increases toward the second surface.
Meet the following.
In the above case (9), the kinetic energy of the high-speed flying object can be absorbed more effectively.

（１０）上記（７）または（８）に記載のバンパにおいて、前記第１被膜材、前記第１緩衝材、前記第２被膜材、前記第２緩衝材のうちの少なくとも一つが、複層構造を有してもよい。
上記（１０）の場合、より効果的にイジェクタを封じ込めることができる。 (10) In the bumper according to (7) or (8) above, at least one of the first coating material, the first buffer material, the second coating material, and the second buffer material has a multilayer structure. It may have.
In the case of (10) above, the ejector can be more effectively sealed.

本発明の上記各態様に係るイジェクタ飛散防止構造及びバンパによれば、デブリやメテオロイドなどの高速飛翔体が宇宙機に衝突した際に生じるイジェクタの飛散を抑制できる。 According to the ejector scattering prevention structure and bumper according to the above aspects of the present invention, it is possible to suppress the ejector scattering that occurs when a high-speed flying object such as debris or meteoroid collides with a spacecraft.

本発明の一実施形態に係るイジェクタ飛散防止構造及びバンパを宇宙太陽光発電装置に適用した一例を示す図であって、宇宙太陽光発電装置の全体構成を示す斜視図である。1 is a diagram illustrating an example in which an ejector scattering prevention structure and a bumper according to an embodiment of the present invention are applied to a space solar power generation device, and is a perspective view showing the overall configuration of the space solar power generation device. FIG. 同宇宙太陽光発電装置をその中心軸線を含む断面で見た縦断面図である。FIG. 2 is a vertical cross-sectional view of the space solar power generation device taken along a cross section including its central axis. 同宇宙太陽光発電装置の太陽電池パネルに適用されたイジェクタ飛散防止構造を示す図であって、図２のＡ部の拡大断面図である。FIG. 3 is an enlarged sectional view of section A in FIG. 2, showing an ejector scattering prevention structure applied to the solar cell panel of the space solar power generation device. 同宇宙太陽光発電装置のバンパを示す図であって、図２のＢ部の拡大断面図である。3 is a diagram showing a bumper of the space solar power generation device, and is an enlarged sectional view of section B in FIG. 2. FIG.

本発明の一実施形態に係るイジェクタ飛散防止構造及びバンパを、図１～図４を参照しながら以下に説明する。なお、本実施形態では、イジェクタ飛散防止構造及びバンパを宇宙太陽光発電装置の太陽電池パネルに適用した場合を例示して説明するが、その他の宇宙機に適用してもよい。 The ejector shatterproof structure and bumper according to one embodiment of the present invention will be described below with reference to Figures 1 to 4. Note that in this embodiment, the ejector shatterproof structure and bumper are described as being applied to the solar cell panel of a space solar power generation system, but may also be applied to other spacecraft.

まず、図１及び図２を用いて、宇宙太陽光発電装置１の全体構成を説明する。図１は、宇宙太陽光発電装置１の全体構成を示す斜視図であり、図２は、同宇宙太陽光発電装置１をその中心軸線ＣＬを含む断面で見た縦断面図である。
宇宙太陽光発電装置１は、宇宙太陽光発電システム（SSPS：Space Solar Power System）の一部であり、静止軌道等の高軌道に配置される。図１及び図２に示すように、宇宙太陽光発電装置１は、発送電一体型パネル１０と、イジェクタ飛散防止構造１５と、バス部２０と、バンパ３０と、複数本のテザー４０とを備える。 First, the overall configuration of the space solar power generation device 1 will be explained using FIGS. 1 and 2. FIG. 1 is a perspective view showing the overall configuration of the space solar power generation device 1, and FIG. 2 is a vertical cross-sectional view of the space solar power generation device 1 seen in a cross section including the central axis CL.
The space solar power generation device 1 is part of a space solar power system (SSPS), and is placed in a high orbit such as a geostationary orbit. As shown in FIGS. 1 and 2, the space solar power generation device 1 includes a power transmission integrated panel 10, an ejector scattering prevention structure 15, a bus section 20, a bumper 30, and a plurality of tethers 40. .

発送電一体型パネル１０は、正方形で平坦な受光面１１と正方形で平坦なマイクロ波送信アンテナ面１２とを有する板状の発電装置である。発送電一体型パネル１０は、後述する高速飛翔体Ｄが衝突した際に、衝突面の裏面においてスポール（spall）が起こりえる厚みを有する。発送電一体型パネル１０は、多数枚の発電セルと、不図示のスラスターとを備える。前記各発電セルは、太陽光Ｓを電力に変換するものであり、受光面１１の全面に敷き詰められている。前記各発電セルの外表面は、太陽光Ｓを透過させる透明な樹脂あるいは強化ガラスで構成されている。前記各発電セルが発電した電力は、マイクロ波に変換され、そしてマイクロ波送信アンテナ面１２に供給される。マイクロ波送信アンテナ面１２は、供給されたマイクロ波を地上に向けて送ることで送電する。一方、地上には、図示されない受電設備が配置されており、マイクロ波送信アンテナ面１２から発せられたマイクロ波を受信してこれを電力に変換する。前記スラスターは、太陽光Ｓを受光する際の受光効率を考慮して、宇宙空間における発送電一体型パネル１０の位置制御及び姿勢制御を行う。
この宇宙太陽光発電システムでは、宇宙空間において発送電一体型パネル１０の前記各発電セルが受光した太陽光Ｓをまず電力に変換し、続いてこの電力をマイクロ波に変換し、そして、このマイクロ波を、マイクロ波送信アンテナ面１２経由で地上に向けて伝送する。地上においては、受電設備がマイクロ波を電力に変換し、さらに変圧等を行うことにより、一般家庭等の需要に供する。 The power generation/transmission integrated panel 10 is a plate-shaped power generation device having a square, flat light receiving surface 11 and a square, flat microwave transmitting antenna surface 12. The power generation/transmission integrated panel 10 has a thickness that can cause spalling on the back side of the impact surface when a high-speed flying object D described later hits it. The power generation/transmission integrated panel 10 includes a large number of power generation cells and a thruster (not shown). Each of the power generation cells converts sunlight S into electricity and is spread over the entire light receiving surface 11. The outer surface of each of the power generation cells is made of transparent resin or reinforced glass that transmits sunlight S. The electricity generated by each of the power generation cells is converted into microwaves and supplied to the microwave transmitting antenna surface 12. The microwave transmitting antenna surface 12 transmits the supplied microwaves toward the ground to transmit the electricity. Meanwhile, a power receiving facility (not shown) is arranged on the ground, which receives the microwaves emitted from the microwave transmitting antenna surface 12 and converts them into electricity. The thrusters perform position control and attitude control of the integrated power generation and transmission panel 10 in space, taking into consideration the light receiving efficiency when receiving sunlight S.
In this space solar power generation system, sunlight S received by each power generation cell of the integrated power generation and transmission panel 10 in space is first converted into electricity, which is then converted into microwaves, and these microwaves are then transmitted to the ground via the microwave transmission antenna surface 12. On the ground, the power receiving equipment converts the microwaves into electricity, which is then further transformed and supplied to meet the demand of ordinary households and the like.

イジェクタ飛散防止構造１５について、図３を用いて説明する。この図３は、図２のＡ部の拡大断面図である。イジェクタ飛散防止構造１５は、宇宙空間を漂うデブリやメテオロイドなどの高速飛翔体Ｄが前記各発電セルなどに衝突した際に、破損した前記各発電セルなどが外部に飛散するイジェクタとなるのを防ぐものである。イジェクタ飛散防止構造１５は、受光面１１（機体表面）側に設けられたフィルム（被膜材）１１ａと、マイクロ波送信アンテナ面（機体表面）１２側に設けられた緩衝材１１ｂ及びフィルム（被膜材）１１ｃとを有する。なお、高速飛翔体Ｄのサイズとしては、数百μｍから数ｍｍが想定される。 The ejector scattering prevention structure 15 will be explained using FIG. 3. FIG. 3 is an enlarged sectional view of section A in FIG. The ejector scattering prevention structure 15 prevents each of the damaged power generation cells from becoming an ejector that scatters to the outside when a high-speed flying object D such as debris or meteoroid floating in space collides with each of the power generation cells. It is something. The ejector scattering prevention structure 15 includes a film (coating material) 11a provided on the light receiving surface 11 (airframe surface) side, and a buffer material 11b and film (coating material) provided on the microwave transmitting antenna surface (aircraft surface) 12 side. ) 11c. Note that the size of the high-speed flying object D is assumed to be several hundred μm to several mm.

フィルム１１ａは、透光性を有する薄膜であり、フッ素樹脂フィルム等を用いることができる。また、耐環境性や熱光学特性等、宇宙機の機能に問題のない材料であれば、布材など、フィルム以外の素材をフィルム１１ａとして採用してもよい。
また、フィルム１１ａの膜厚としては、数μｍ～数十μｍを例示できる。図３では、説明のためにフィルム１１ａを発送電一体型パネル１０の受光面１１から浮かせた状態に図示しているが、この通り受光面１１に対して隙間を空けてフィルム１１ａを配置してもよいし、あるいは受光面１１に対して隙間が生じないように密着させて貼り付けてもよい。すなわち、前記各発電セルの最外層をなす樹脂あるいは強化ガラスの表面を、その上からフィルム１１ａにより覆うことが出来ればよい。また、イジェクタ発生防止の観点からは、受光面１１の全面をフィルム１１ａで覆うことが好ましい。しかし、各機器の配置によって影になる部分など、受光面１１のうち、高速飛翔体Ｄの衝突可能性が低い部分については、フィルム１１ａによる被覆を省略してもよい。逆に言うと、受光面１１のうち、高速飛翔体Ｄの衝突可能性が高い範囲のみを、フィルム１１ａで覆うようにしてもよい。また、受光面１１に対し、フィルム１１ａを密着させる範囲と、フィルム１１ａを、隙間を空けて設ける範囲とを、混在させてもよい。さらには、フィルム１１ａの厚みを、その覆う部位により、部分的に厚くしたり、あるいは部分的に薄くしたりしてもよい。 The film 11a is a thin film having translucency, and a fluororesin film or the like can be used. Furthermore, any material other than the film, such as cloth, may be used as the film 11a as long as the material does not affect the functionality of the spacecraft, such as environmental resistance or thermo-optical properties.
Furthermore, the thickness of the film 11a can be exemplified from several μm to several tens of μm. In FIG. 3, the film 11a is shown floating above the light-receiving surface 11 of the integrated power transmission and power generation panel 10 for the sake of explanation, but as shown, the film 11a is arranged with a gap between the light-receiving surface 11 and the light-receiving surface 11. Alternatively, it may be attached in close contact with the light-receiving surface 11 without leaving any gaps. That is, it is only necessary to cover the surface of the resin or tempered glass forming the outermost layer of each power generation cell with the film 11a. Furthermore, from the viewpoint of preventing ejector generation, it is preferable to cover the entire surface of the light-receiving surface 11 with the film 11a. However, the covering with the film 11a may be omitted for portions of the light-receiving surface 11 where the possibility of collision by the high-speed flying object D is low, such as portions that are in shadow due to the arrangement of each device. In other words, only the area of the light-receiving surface 11 where there is a high possibility of collision by the high-speed flying object D may be covered with the film 11a. Further, a range where the film 11a is placed in close contact with the light receiving surface 11 and a range where the film 11a is provided with a gap may be mixed. Furthermore, the thickness of the film 11a may be made partially thicker or partially thinner depending on the portion covered by the film 11a.

緩衝材１１ｂは、低密度材であり、耐環境性や熱光学特性等、宇宙機の機能に問題のない材料であれば採用してもよい。また、緩衝材１１ｂの厚みとしては、数ｍｍ～数十ｍｍを例示できる。図３では、緩衝材１１ｂをマイクロ波送信アンテナ面１２に密着させているが、図示されないスペーサ等を間に介在させることにより、マイクロ波送信アンテナ面１２に対して隙間を空けるように配置してもよい。すなわち、マイクロ波送信アンテナ面１２を、その上から緩衝材１１ｂにより覆うことが出来ればよい。また、イジェクタ発生防止の観点からは、マイクロ波送信アンテナ面１２の全面を緩衝材１１ｂで覆うことが好ましい。しかし、各機器の配置によって影になる部分など、マイクロ波送信アンテナ面１２上のうち、高速飛翔体Ｄの衝突可能性が低い部分については、緩衝材１１ｂによる被覆を省略してもよい。逆に言うと、マイクロ波送信アンテナ面１２のうち、高速飛翔体Ｄの衝突可能性が高い範囲のみを、緩衝材１１ｂで覆うようにしてもよい。また、マイクロ波送信アンテナ面１２に対し、緩衝材１１ｂを密着させる範囲と、緩衝材１１ｂを、隙間を空けて設ける範囲とを、混在させてもよい。さらには、緩衝材１１ｂの厚みを、その覆う部位により、部分的に厚くしたり、あるいは部分的に薄くしたりしてもよい。 The buffer material 11b is a low-density material, and any material may be used as long as it does not affect the functionality of the spacecraft, such as environmental resistance or thermo-optical properties. Further, the thickness of the cushioning material 11b can be, for example, several mm to several tens of mm. In FIG. 3, the cushioning material 11b is placed in close contact with the microwave transmitting antenna surface 12, but by interposing a spacer or the like (not shown) in between, the cushioning material 11b may be arranged so as to leave a gap with respect to the microwave transmitting antenna surface 12. Good too. That is, it is only necessary to cover the microwave transmitting antenna surface 12 with the buffer material 11b from above. Further, from the viewpoint of preventing the occurrence of ejector, it is preferable to cover the entire surface of the microwave transmitting antenna surface 12 with the buffer material 11b. However, covering with the cushioning material 11b may be omitted for portions of the microwave transmitting antenna surface 12 where the possibility of collision by the high-speed flying object D is low, such as portions shaded by the arrangement of each device. In other words, only the range of the microwave transmitting antenna surface 12 where there is a high possibility of collision by the high-speed flying object D may be covered with the cushioning material 11b. Furthermore, a range where the buffer material 11b is placed in close contact with the microwave transmitting antenna surface 12 and a range where the buffer material 11b is provided with a gap may be mixed. Furthermore, the thickness of the cushioning material 11b may be partially thickened or partially thinned depending on the portion covered by the cushioning material 11b.

フィルム１１ｃは、フィルム１１ａと同じく薄膜であるが、マイクロ波送信アンテナ面１２に設けられるため、フィルム１１ａとは異なり透光性は不要である。フィルム１１ｃの具体的な材質としては、ポリイミドフィルム等を例示できるが、耐環境性や熱光学特性等、宇宙機の機能に問題のない材料であれば、布材など、それ以外の素材を採用してもよい。また、フィルム１１ｃの膜厚としては、数μｍ～数十μｍを例示できる。図３では、説明のためにフィルム１１ｃを緩衝材１１ｂの外表面から浮かせた状態に図示しているが、この通り緩衝材１１ｂに対して隙間を空けてフィルム１１ａを配置してもよいし、あるいは緩衝材１１ｂに対して隙間を生じないように密着させて貼り付けてもよい。すなわち、緩衝材１１ｂの外表面を、その上からフィルム１１ｃにより覆うことが出来ればよい。また、イジェクタ発生防止の観点からは、緩衝材１１ｂの全面をフィルム１１ｃで覆うことが好ましい。しかし、各機器の配置によって影になる部分など、緩衝材１１ｂ上のうち、高速飛翔体Ｄの衝突可能性が低い部分については、フィルム１１ｃによる被覆を省略してもよい。逆に言うと、緩衝材１１ｂの外表面のうち、高速飛翔体Ｄの衝突可能性が高い範囲のみを、フィルム１１ｃで覆うように構成してもよい。また、緩衝材１１ｂの外表面に対し、フィルム１１ｃを密着させる範囲と、フィルム１１ｃを、隙間を空けて設ける範囲とを、混在させてもよい。さらには、フィルム１１ｃの厚みを、その覆う部位により、部分的に厚くしたり、あるいは部分的に薄くしたりしてもよい。
なお、本実施形態の発送電一体型パネル１０では、受光面１１の裏面をマイクロ波送信アンテナ面１２としているが、この構成のみに限らず、裏面も受光面１１としてもよい。この場合には、発送電一体型パネル１０の表面及び裏面の両方とも受光面１１となるため、これら２つの受光面１１のそれぞれを、フィルム１１ａ単体、透明な緩衝材、あるいはこれらの組み合わせによって覆う構造（不図示）としてもよい。 The film 11c is a thin film like the film 11a, but because it is provided on the microwave transmitting antenna surface 12, it does not need to be transparent unlike the film 11a. A specific example of the material for the film 11c is polyimide film, but other materials such as cloth may be used as long as they do not cause any problems with the functionality of the spacecraft, such as environmental resistance or thermo-optical properties. You may. Further, the thickness of the film 11c can be exemplified from several μm to several tens of μm. In FIG. 3, the film 11c is shown floating from the outer surface of the cushioning material 11b for the sake of explanation, but the film 11a may be arranged with a gap between the cushioning material 11b as shown, Alternatively, it may be attached in close contact with the cushioning material 11b without leaving any gaps. That is, it is sufficient if the outer surface of the cushioning material 11b can be covered with the film 11c from above. Furthermore, from the viewpoint of preventing ejector generation, it is preferable to cover the entire surface of the buffer material 11b with the film 11c. However, the covering with the film 11c may be omitted for areas on the cushioning material 11b where the possibility of collision by the high-speed flying object D is low, such as areas shaded by the arrangement of each device. In other words, the film 11c may be configured to cover only the area of the outer surface of the cushioning material 11b where the possibility of collision by the high-speed flying object D is high. Further, a range where the film 11c is closely attached to the outer surface of the cushioning material 11b and a range where the film 11c is provided with a gap may be mixed. Furthermore, the thickness of the film 11c may be made partially thicker or partially thinner depending on the portion covered by the film 11c.
In addition, in the power transmission integrated panel 10 of this embodiment, the back surface of the light receiving surface 11 is used as the microwave transmission antenna surface 12, but the structure is not limited to this, and the back surface may also be used as the light receiving surface 11. In this case, since both the front and back surfaces of the power transmission integrated panel 10 serve as the light-receiving surfaces 11, each of these two light-receiving surfaces 11 is covered with the film 11a alone, a transparent cushioning material, or a combination thereof. It may also be a structure (not shown).

図３に示すように、上記構成のイジェクタ飛散防止構造１５によれば、発送電一体型パネル１０の受光面１１及びマイクロ波送信アンテナ面１２のどちらに対して高速飛翔体Ｄが衝突してきても、イジェクタの飛散を防止できる。
すなわち、受光面１１に対して高速飛翔体Ｄが衝突する場合を説明すると、受光面１１に向かって飛来してきた高速飛翔体Ｄは、まずフィルム１１ａを貫通して発送電一体型パネル１０の受光面１１にめり込む。これにより、発送電一体型パネル１０の受光面１１側に配置された前記発電セルが高速飛翔体Ｄの衝突を受けて破損し、イジェクタとなって発送電一体型パネル１０から離れようとする。しかし、発送電一体型パネル１０の受光面１１はフィルム１１ａにより覆われているため、フィルム１１ａによって封じ込められたままとなる。したがって、この場合の高速飛翔体Ｄ及びイジェクタＥ１は、フィルム１１ａにより押さえ込まれるため、それらの飛散が抑制される。 As shown in FIG. 3, according to the ejector scattering prevention structure 15 having the above configuration, no matter which of the light receiving surface 11 and the microwave transmitting antenna surface 12 of the integrated power generation and transmission panel 10 the high speed flying object D collides with. , it is possible to prevent the ejector from scattering.
That is, to explain the case where a high-speed flying object D collides with the light-receiving surface 11, the high-speed flying object D flying toward the light-receiving surface 11 first penetrates the film 11a and passes through the light-receiving panel 10. It sinks into surface 11. As a result, the power generating cells disposed on the light receiving surface 11 side of the integrated power transmitting and transmitting panel 10 are damaged by the collision with the high speed flying object D, and become ejectors and attempting to separate from the integrated power transmitting and transmitting panel 10. However, since the light-receiving surface 11 of the power transmission integrated panel 10 is covered with the film 11a, it remains sealed by the film 11a. Therefore, in this case, the high-speed flying object D and the ejector E1 are held down by the film 11a, so that their scattering is suppressed.

一方、高速飛翔体Ｄの運動エネルギーが高くて発送電一体型パネル１０を貫通した場合、高速飛翔体Ｄ及びイジェクタＥ２は、緩衝材１１ｂの裏面にめり込む。緩衝材１１ｂは、自らがイジェクタの発生を伴うことなく変形・破壊しながら高速飛翔体Ｄ及びイジェクタＥ２の運動エネルギーを吸収していく。そして、運動エネルギーを吸収し切れた場合には、高速飛翔体Ｄは、緩衝材１１ｂの内部、あるいは、緩衝材１１ｂの外表面とフィルム１１ｃの裏面との間に留まる。 On the other hand, when the high-speed flying object D has high kinetic energy and penetrates the power transmission integrated panel 10, the high-speed flying object D and the ejector E2 sink into the back surface of the cushioning material 11b. The buffer material 11b absorbs the kinetic energy of the high-speed flying object D and the ejector E2 while deforming and destroying itself without generating an ejector. When the kinetic energy is completely absorbed, the high-speed flying object D remains inside the cushioning material 11b or between the outer surface of the cushioning material 11b and the back surface of the film 11c.

以上説明のように、受光面１１に対して高速飛翔体Ｄが衝突しても、イジェクタＥ１，Ｅ２の飛散を抑制することができる。同様に、マイクロ波送信アンテナ面１２に向かって高速飛翔体Ｄが衝突しても、イジェクタＥ３の飛散を抑制できる。
すなわち、マイクロ波送信アンテナ面１２に向かって飛来してきた高速飛翔体Ｄは、まずフィルム１１ｃを貫通して緩衝材１１ｂの表面にめり込む。緩衝材１１ｂは、自らがイジェクタの発生を伴うことなく変形・破壊しながら高速飛翔体Ｄの運動エネルギーを吸収していく。そして、運動エネルギーを吸収し切れた場合には、高速飛翔体Ｄは、緩衝材１１ｂの内部、あるいは、緩衝材１１ｂと発送電一体型パネル１０の裏面（マイクロ波送信アンテナ面１２）との間に留まる。 As described above, even if the high-speed flying object D collides with the light-receiving surface 11, it is possible to suppress the ejectors E1 and E2 from scattering. Similarly, even if the high-speed flying object D collides with the microwave transmitting antenna surface 12, the ejector E3 can be prevented from scattering.
That is, the high-speed flying object D flying toward the microwave transmitting antenna surface 12 first penetrates the film 11c and sinks into the surface of the buffer material 11b. The cushioning material 11b absorbs the kinetic energy of the high-speed flying object D while deforming and destroying itself without generating an ejector. Then, when the kinetic energy is completely absorbed, the high-speed flying object D moves inside the cushioning material 11b or between the cushioning material 11b and the back surface (microwave transmission antenna surface 12) of the integrated power generation and transmission panel 10. Stay in.

一方、高速飛翔体Ｄの運動エネルギーが高くて緩衝材１１ｂを貫通し、そして発送電一体型パネル１０内に至った場合は、発送電一体型パネル１０の破損により生じたイジェクタＥ３及び高速飛翔体Ｄが、発送電一体型パネル１０の受光面１１側から外部に飛散しようとする。しかし、発送電一体型パネル１０の受光面１１はフィルム１１ａにより覆われているため、フィルム１１ａによって封じ込められたままとなる。したがって、この場合の高速飛翔体Ｄ及びイジェクタＥ３は、フィルム１１ａにより押さえ込まれるため、それらの飛散が抑制される。 On the other hand, if the kinetic energy of the high-speed flying object D is high enough to penetrate the cushioning material 11b and reach the inside of the integrated power generation/transmission panel 10, the ejector E3 and high-speed flying object D generated by the damage to the integrated power generation/transmission panel 10 will attempt to scatter to the outside from the light receiving surface 11 side of the integrated power generation/transmission panel 10. However, because the light receiving surface 11 of the integrated power generation/transmission panel 10 is covered by the film 11a, they will remain contained by the film 11a. Therefore, in this case, the high-speed flying object D and ejector E3 are held down by the film 11a, preventing them from scattering.

図１及び図２に示す宇宙太陽光発電装置１の全体構成の説明に戻る。
前記バス部２０は、重力傾斜姿勢安定の役割と源振統一の電気的機能を持つ。 Returning to the description of the overall configuration of the space solar power generation device 1 shown in FIGS. 1 and 2.
The bus section 20 has the role of stabilizing the gravity tilt posture and the electrical function of unifying the source vibration.

前記バンパ３０は、２つの四角錐台形状の枠材を上下が互いに逆さまになるように接続した全体形状を有する。すなわち、バンパ３０は、発送電一体型パネル１０の受光面１１側に設けられた受光側バンパ３１と、発送電一体型パネル１０のマイクロ波送信アンテナ面１２側に設けられたアンテナ側バンパ３２とを有する。
受光側バンパ３１は、受光面１１を正面視した場合に、発送電一体型パネル１０の四辺周囲を囲む枠状体であり、台形を有する４枚の板状部材の組み合わせによって構成されている。これら４枚の板状部材は互いに同一構成及び同一寸法形状を有するため、そのうちの１枚を図４に示して説明する。なお、図４は、図２のＢ部の拡大断面図であり、紙面上方が枠状体の外方を示し、紙面下方が枠状体の内方を示す。 The bumper 30 has an overall shape in which two frame members in the shape of a truncated quadrangular pyramid are connected such that the top and bottom are upside down. That is, the bumper 30 includes a light-receiving side bumper 31 provided on the light-receiving surface 11 side of the integrated power/distribution panel 10 and an antenna-side bumper 32 provided on the microwave transmitting antenna surface 12 side of the integrated power/distribution panel 10. has.
The light-receiving side bumper 31 is a frame-shaped body that surrounds the four sides of the power transmission integrated panel 10 when the light-receiving surface 11 is viewed from the front, and is configured by a combination of four plate-like members each having a trapezoidal shape. Since these four plate-like members have the same configuration and the same size and shape, one of them will be explained with reference to FIG. 4. Note that FIG. 4 is an enlarged cross-sectional view of section B in FIG. 2, with the upper side of the paper showing the outside of the frame-like body and the lower side of the paper showing the inside of the frame-like body.

図４に示すように、受光側バンパ３１の板状部材は、バンパ本体３１ａと、緩衝材（第１緩衝材）３１ｂと、フィルム（第１被膜材）３１ｃと、緩衝材（第２緩衝材）３１ｄと、フィルム（第２被膜材）３１ｅと、を有する。
バンパ本体３１ａは、受光側バンパ３１の骨格をなすものであり、互いに隙間を空けて平行配置された一対の金属板である。以下の説明では、一対の金属板のうち、枠状体の外方を向く面を外面（第１面）、枠状体の内方を向く面を内面（第２面）と呼ぶ場合がある。また、ここではバンパ本体３１ａの材質として金属を例示したが、緩衝材３１ｂ，３１ｄを保持したまま形状を維持できる強度を有すればよく、樹脂材等、その他の材質を採用してもよい。また、バンパ本体３１ａとして一対の金属板を例示したが、その積層枚数を３枚以上としてもよい。あるいは、バンパ本体３１ａを１枚の板材で構成してもよいし、板材なしでもよい。 As shown in FIG. 4, the plate-like member of the light receiving side bumper 31 includes a bumper body 31a, a buffer material (first buffer material) 31b, a film (first coating material) 31c, and a buffer material (second buffer material). ) 31d, and a film (second coating material) 31e.
The bumper body 31a forms the skeleton of the light-receiving side bumper 31, and is a pair of metal plates arranged in parallel with a gap between them. In the following explanation, of a pair of metal plates, the surface facing outward of the frame-shaped body may be referred to as the outer surface (first surface), and the surface facing inward of the frame-shaped body may be referred to as the inner surface (second surface). . Although metal is used as an example of the material for the bumper body 31a, other materials such as resin may also be used as long as they have the strength to maintain the shape while holding the cushioning materials 31b and 31d. Further, although a pair of metal plates are illustrated as the bumper body 31a, the number of stacked metal plates may be three or more. Alternatively, the bumper main body 31a may be composed of a single plate, or may be configured without a plate.

緩衝材３１ｂは、低密度材であり、耐環境性や熱光学特性等宇宙機の機能に問題のない材料であればよい。また、緩衝材３１ｂの厚みとしては、数ｍｍ～数十ｍｍを例示できる。図４では、緩衝材３１ｂをバンパ本体３１ａに密着させているが、図示されないスペーサ等を間に介在させることにより、バンパ本体３１ａに対して隙間を空けるように配置してもよい。すなわち、バンパ本体３１ａの外面の全面を、その上から緩衝材３１ｂにより覆うことが出来ればよい。また、バンパ本体３１ａの外面に対し、緩衝材３１ｂを密着させる範囲と、緩衝材３１ｂを、隙間を空けて設ける範囲とを、混在させてもよい。さらには、緩衝材３１ｂの厚みを、その覆う部位により、部分的に厚くしたり、あるいは部分的に薄くしたりしてもよい。 The buffer material 31b is a low-density material, and may be any material that does not cause any problems with the functions of the spacecraft, such as environmental resistance and thermo-optical properties. Further, the thickness of the cushioning material 31b can be, for example, several mm to several tens of mm. Although the cushioning material 31b is shown in close contact with the bumper body 31a in FIG. 4, it may be arranged with a gap between it and the bumper body 31a by interposing a spacer or the like (not shown) therebetween. That is, it is only necessary to cover the entire outer surface of the bumper body 31a with the cushioning material 31b. Further, a range where the cushioning material 31b is placed in close contact with the outer surface of the bumper body 31a and a range where the cushioning material 31b is provided with a gap may be mixed. Furthermore, the thickness of the cushioning material 31b may be partially thickened or partially thinned depending on the portion covered by the cushioning material 31b.

フィルム３１ｃは、薄膜であり、具体的な材質としては、ポリイミドフィルム等を例示できる。ただし。高真空及び高放射線に耐えられる材料であれば、布材など、上記以外の素材をフィルム３１ｃとして採用してもよい。
また、フィルム３１ｃの膜厚としては、数μｍ～数十μｍを例示できる。図４では、説明のためにフィルム３１ｃを緩衝材３１ｂの外面から浮かせた状態に図示しているが、この通り外面に対して隙間を空けてフィルム３１ｃを配置してもよいし、あるいは緩衝材３１ｂに対して隙間が生じないように密着させて貼り付けてもよい。すなわち、バンパ本体３１ａの外面側を、その上からフィルム３１ｃにより覆うことが出来ればよい。また、外面に対し、フィルム３１ｃを密着させる範囲と、フィルム３１ｃを、隙間を空けて設ける範囲とを、混在させてもよい。さらには、フィルム３１ｃの厚みを、その覆う部位により、部分的に厚くしたり、あるいは部分的に薄くしたりしてもよい。 The film 31c is a thin film, and a specific example of the material is a polyimide film, etc. However, other materials such as cloth material may be used as the film 31c as long as the material can withstand high vacuum and high radiation.
The thickness of the film 31c can be, for example, several μm to several tens of μm. In FIG. 4, the film 31c is shown floating from the outer surface of the cushioning material 31b for the sake of explanation, but the film 31c may be disposed with a gap from the outer surface as shown, or may be attached in close contact with the cushioning material 31b without any gap. In other words, it is sufficient that the outer surface side of the bumper main body 31a can be covered with the film 31c from above. Also, the film 31c may be provided with a gap between the outer surface and the film 31c. Furthermore, the thickness of the film 31c may be partially thick or partially thin depending on the part it covers.

緩衝材３１ｄも、緩衝材３１ｂと同じく、低密度材であり、耐環境性や熱光学特性等、宇宙機の機能に問題のない材料であればよい。また、緩衝材３１ｄの厚みとしては、数ｍｍ～数十ｍｍを例示できる。
図４では、緩衝材３１ｄをバンパ本体３１ａに密着せているが、図示されないスペーサ等を間に介在させることにより、バンパ本体３１ａに対して隙間を空けるように配置してもよい。すなわち、バンパ本体３１ａの内面の全面を、その上から緩衝材３１ｄにより覆うことが出来ればよい。また、バンパ本体３１ａの内面に対し、緩衝材３１ｄを密着させる範囲と、緩衝材３１ｄを、隙間を空けて設ける範囲とを、混在させてもよい。さらには、緩衝材３１ｄの厚みを、その覆う部位により、部分的に厚くしたり、あるいは部分的に薄くしたりしてもよい。 The buffer material 31d, like the buffer material 31b, may be a low-density material that does not affect the functionality of the spacecraft in terms of environmental resistance, thermo-optical properties, etc. The thickness of the buffer material 31d may be, for example, several mm to several tens of mm.
In Fig. 4, the cushioning material 31d is in close contact with the bumper body 31a, but it may be arranged with a gap from the bumper body 31a by interposing a spacer or the like (not shown). That is, it is sufficient if the entire inner surface of the bumper body 31a can be covered with the cushioning material 31d. Also, there may be a mixture of an area where the cushioning material 31d is in close contact with the inner surface of the bumper body 31a and an area where the cushioning material 31d is provided with a gap. Furthermore, the thickness of the cushioning material 31d may be partially thicker or partially thinner depending on the area it covers.

フィルム３１ｅは、フィルム３１ｃと同じく、薄膜であり、具体的な材質としては、ポリイミドフィルム等を例示できる。ただし。高真空及び高放射線に耐えられる材料であれば、目の粗い布材など、上記以外の素材をフィルム３１ｅとして採用してもよい。
また、フィルム３１ｅの膜厚としては、数μｍ～数十μｍを例示できる。図４では、説明のためにフィルム３１ｅを緩衝材３１ｄの内面から浮かせた状態に図示しているが、この通り内面に対して隙間を空けてフィルム３１ｅを配置してもよいし、あるいは緩衝材３１ｄの内面に対して隙間が生じないように密着させて貼り付けてもよい。すなわち、緩衝材３１ｄの内面を、その上からフィルム３１ｅにより覆うことが出来ればよい。また、内面に対し、フィルム３１ｅを密着させる範囲と、フィルム３１ｅを、隙間を空けて設ける範囲とを、混在させてもよい。さらには、フィルム３１ｅの厚みを、その覆う部位により、部分的に厚くしたり、あるいは部分的に薄くしたりしてもよい。 The film 31e is a thin film like the film 31c, and a specific example of the material thereof is a polyimide film. however. Materials other than those mentioned above, such as coarse cloth, may be used as the film 31e as long as they can withstand high vacuum and high radiation.
Further, the thickness of the film 31e can be exemplified from several μm to several tens of μm. In FIG. 4, the film 31e is shown floating from the inner surface of the cushioning material 31d for the sake of explanation, but the film 31e may be placed with a gap between the inner surface and the cushioning material 31d. It may be attached in close contact with the inner surface of 31d without leaving a gap. That is, it is sufficient if the inner surface of the cushioning material 31d can be covered with the film 31e from above. Further, a range where the film 31e is placed in close contact with the inner surface and a range where the film 31e is provided with a gap may be mixed together. Furthermore, the thickness of the film 31e may be partially thickened or partially thinned depending on the portion covered by the film 31e.

上記構成を有する４枚の板状部材の台形の上底を、受光面１１の四辺それぞれに接続し、なおかつ互いに隣り合う側辺同士を接続することで、四角錐台形の受光側バンパ３１が構成される。そして、受光側バンパ３１は、受光面１１から離れるに従って広がるように開口する形状を採用している。この形状によれば、受光面１１に向かう太陽光Ｓを受光側バンパ３１が遮ってしまうことを抑制できる。
なお、アンテナ側バンパ３２も、受光側バンパ３１と同じ構成を有する。すなわち、上記構成を有する４枚の板状部材の台形の上底を、マイクロ波送信アンテナ面１２の四辺それぞれに接続し、なおかつ互いに隣り合う側辺同士を接続することで、アンテナ側バンパ３２が構成される。このように、アンテナ側バンパ３２は、マイクロ波送信アンテナ面１２から離れるに従って広がるように開口する形状を採用している。この形状によれば、マイクロ波送信アンテナ面１２から発せられるマイクロ波を、アンテナ側バンパ３２が遮ってしまうことを抑制できる。 By connecting the trapezoidal upper bases of the four plate-like members having the above configuration to each of the four sides of the light-receiving surface 11 and connecting the adjacent sides to each other, the light-receiving side bumper 31 in the shape of a truncated quadrangular pyramid is constructed. be done. The light-receiving side bumper 31 has a shape that opens wider as the distance from the light-receiving surface 11 increases. According to this shape, it is possible to prevent the light-receiving side bumper 31 from blocking sunlight S directed toward the light-receiving surface 11.
Note that the antenna side bumper 32 also has the same configuration as the light receiving side bumper 31. That is, by connecting the upper bases of the trapezoids of the four plate-like members having the above configuration to each of the four sides of the microwave transmitting antenna surface 12 and connecting the adjacent sides to each other, the antenna side bumper 32 is formed. configured. In this way, the antenna-side bumper 32 has a shape that opens wider as it moves away from the microwave transmitting antenna surface 12. According to this shape, it is possible to prevent the antenna side bumper 32 from blocking the microwaves emitted from the microwave transmitting antenna surface 12.

図４に示すように、上記構成のバンパ３０によれば、その外方から発送電一体型パネル１０の受光面１１に向かって高速飛翔体Ｄが飛来しても、遮って衝突を回避することができる。しかも、バンパ３０への衝突により発生するイジェクタの飛散も防止できる。
すなわち、図４に示すように、受光面１１に向かって飛来する高速飛翔体Ｄをバンパ３０の外面に当てることで、受光面１１への衝突を回避する場合を説明すると、高速飛翔体Ｄは、まずフィルム３１ｃを貫通して緩衝材３１ｂの表面にめり込む。緩衝材３１ｂは、自らがイジェクタの発生を伴うことなく第１緩衝材の変形・破壊しながら高速飛翔体Ｄの運動エネルギーを吸収していく。そして、運動エネルギーを吸収し切れた場合には、高速飛翔体Ｄは、緩衝材３１ｂの内部、あるいは、緩衝材３１ｂとバンパ本体３１ａの表面との間に留まる。 As shown in FIG. 4, according to the bumper 30 having the above configuration, even if a high-speed flying object D flies toward the light-receiving surface 11 of the integrated power generation and transmission panel 10 from the outside, it can be blocked and avoid collision. Can be done. Moreover, the ejector can be prevented from scattering due to collision with the bumper 30.
That is, as shown in FIG. 4, when a high-speed flying object D flying towards the light-receiving surface 11 is avoided by hitting the outer surface of the bumper 30 to avoid collision with the light-receiving surface 11, the high-speed flying object D is , first penetrates the film 31c and sinks into the surface of the cushioning material 31b. The buffer material 31b absorbs the kinetic energy of the high-speed flying object D while deforming and destroying the first buffer material itself without generating an ejector. When the kinetic energy is completely absorbed, the high-speed flying object D remains inside the cushioning material 31b or between the cushioning material 31b and the surface of the bumper body 31a.

一方、高速飛翔体Ｄの運動エネルギーが高くて緩衝材３１ｂを貫通し、そしてバンパ本体３１ａに至った場合は、バンパ本体３１ａの破損により生じたイジェクタＥ５及び高速飛翔体Ｄが、バンパ本体３１ａの内面側から外部に飛散しようとする。しかし、バンパ本体３１ａの内面は緩衝材３１ｄにより覆われているため、イジェクタＥ５及び高速飛翔体Ｄの運動エネルギーが緩衝材３１ｄの変形・破壊によって吸収されていく。そして、運動エネルギーを吸収し切れた場合には、イジェクタＥ５及び高速飛翔体Ｄは、緩衝材３１ｄの内部、あるいは、緩衝材３１ｄの外表面とフィルム３１ｅの裏面との間に留まる。したがって、この場合の高速飛翔体Ｄ及びイジェクタＥ５は、少なくともフィルム３１ｅにより押さえ込まれるため、それらの飛散が抑制される。 On the other hand, if the kinetic energy of the high-speed flying object D is high enough to penetrate the cushioning material 31b and reach the bumper body 31a, the ejector E5 and the high-speed flying object D, which are generated by the damage of the bumper body 31a, will attempt to scatter from the inner surface of the bumper body 31a to the outside. However, since the inner surface of the bumper body 31a is covered with the cushioning material 31d, the kinetic energy of the ejector E5 and the high-speed flying object D is absorbed by the deformation and destruction of the cushioning material 31d. Then, when all the kinetic energy has been absorbed, the ejector E5 and the high-speed flying object D will remain inside the cushioning material 31d, or between the outer surface of the cushioning material 31d and the back surface of the film 31e. Therefore, in this case, the high-speed flying object D and the ejector E5 are at least held down by the film 31e, and their scattering is suppressed.

以上に、本発明の具体例としてイジェクタ飛散防止構造１５及びバンパ３０を説明したが、本発明は、これら構成のみに限定されるものではない。
例えば、上記イジェクタ飛散防止構造１５においては、保護対象である平坦な受光面１１に合わせて、平坦なフィルム１１ａと平坦な緩衝材１１ｂと平坦なフィルム１１ｃとを採用した。しかし、平坦形状のみに限らず、フィルム１１ａ、緩衝材１１ｂ、フィルム１１ｃのそれぞれを、保護対象の形状に合わせて凹曲面あるいは凸曲面を有する形状としてもよい。バンパ３０についても同様である。すなわち、上記実施形態では、バンパ本体３１ａ、緩衝材３１ｂ、フィルム３１ｃ、緩衝材３１ｄ、フィルム３１ｅのそれぞれを平坦としたが、保護対象の形状に合わせて凹曲面あるいは凸曲面を有する形状としてもよい。 Although the ejector scattering prevention structure 15 and the bumper 30 have been described above as specific examples of the present invention, the present invention is not limited to only these configurations.
For example, in the ejector scattering prevention structure 15, a flat film 11a, a flat cushioning material 11b, and a flat film 11c are used in accordance with the flat light receiving surface 11 to be protected. However, the film 11a, the cushioning material 11b, and the film 11c are not limited to a flat shape, and each of the film 11a, the cushioning material 11b, and the film 11c may have a shape having a concave curved surface or a convex curved surface depending on the shape of the object to be protected. The same applies to the bumper 30. That is, in the above embodiment, each of the bumper body 31a, the cushioning material 31b, the film 31c, the cushioning material 31d, and the film 31e are flat, but they may have a concave or convex curved shape depending on the shape of the object to be protected. .

また、上記イジェクタ飛散防止構造１５においては、受光面１１をフィルム１１ａのみで覆う構成としたが、これのみに限らず、受光面１１とフィルム１１ａとの間に透明な緩衝材（不図示）を介在させてもよいし、あるいはフィルム１１ａを設けずに透明な緩衝材（不図示）のみで受光面１１を覆ってもよい。また、マイクロ波送信アンテナ面１２を緩衝材１１ｂとフィルム１１ｃとの一組により覆う構成としたが、これのみに限らず、緩衝材１１ｂとフィルム１１ｃの組み合わせを１層とした場合に、その２層以上をマイクロ波送信アンテナ面１２上に積層してもよい。これは、バンパ３０についても同様である。すなわち、緩衝材３１ｂ及びフィルム３１ｃの組み合わせを１層とした場合に、その２層以上をバンパ本体３１ａに積層してもよい。同じく、緩衝材３１ｄ及びフィルム３１ｅの組み合わせを１層とした場合に、その２層以上をバンパ本体３１ａに積層してもよい。
また、フィルム１１ａ、フィルム３１ｅ、緩衝材３１ｄのうちの少なくとも一つを、複層構造としてもよい。
また、緩衝材１１ｂ，３１ｂ，３１ｄのそれぞれを多層構造とする場合は、その積層方向に沿って見たときに、マイクロ波送信アンテナ面１２などの保護対象面に近付くにつれて素材密度が高くなるよう、深さ方向の素材密度にグラデーションを設けてもよい。 Further, in the ejector scattering prevention structure 15, the light receiving surface 11 is covered only with the film 11a, but the structure is not limited to this, and a transparent cushioning material (not shown) is provided between the light receiving surface 11 and the film 11a. Alternatively, the light receiving surface 11 may be covered only with a transparent cushioning material (not shown) without providing the film 11a. Further, although the microwave transmitting antenna surface 12 is covered with one set of the buffer material 11b and the film 11c, the structure is not limited to this, and when the combination of the buffer material 11b and the film 11c is one layer, More than one layer may be stacked on the microwave transmitting antenna surface 12. This also applies to the bumper 30. That is, when the combination of the cushioning material 31b and the film 31c is one layer, two or more layers may be laminated on the bumper body 31a. Similarly, when the combination of the cushioning material 31d and the film 31e is one layer, two or more layers may be laminated on the bumper body 31a.
Further, at least one of the film 11a, the film 31e, and the cushioning material 31d may have a multilayer structure.
In addition, when each of the cushioning materials 11b, 31b, and 31d has a multilayer structure, when viewed along the stacking direction, the density of the material increases as it approaches the surface to be protected, such as the microwave transmitting antenna surface 12. , a gradation may be provided in the material density in the depth direction.

また、本発明の適用対象として上記実施形態では宇宙太陽光発電装置１を例示したが、これのみに限らず、その他の宇宙機に本発明を適用してもよい。例えば、人工衛星の本体や発電パネルなどに適用してもよい。本発明のイジェクタ飛散防止構造及びバンパは、上記実施形態で例示して説明したように、イジェクタの飛散防止を主目的とするものであるが、高速飛翔体Ｄの捕獲も行うことができる。よって、高速飛翔体Ｄを除去して宇宙空間を清浄にするスイーパとしても機能することが可能である。例えば、本来目的で打ち上げる宇宙機の機体に本発明を適用することで、同軌道上にある多数の高速飛翔体Ｄを捕獲し、新たなイジェクタの発生を防ぎ、その結果として、同軌道上の汚染環境を改善することが可能になる。 Moreover, although the space solar power generation device 1 was illustrated as an application target of the present invention in the above embodiment, the present invention is not limited to this and may be applied to other spacecraft. For example, it may be applied to the main body of an artificial satellite, a power generation panel, etc. The ejector scattering prevention structure and bumper of the present invention, as exemplified and explained in the above embodiment, are primarily intended to prevent ejectors from scattering, but can also capture high-speed flying objects D. Therefore, it can also function as a sweeper that removes high-speed flying objects D and cleans the outer space. For example, by applying the present invention to the body of a spacecraft that is launched for its original purpose, it can capture a large number of high-speed flying objects D on the same orbit, prevent the generation of new ejectors, and as a result, It becomes possible to improve the contaminated environment.

以上に説明した通り、上記実施形態で説明したイジェクタ飛散防止構造１５及びバンパ３０の骨子は、以下の通りである。
（１）宇宙太陽光発電装置１の発送電一体型パネル１０の表面に設けられるイジェクタ飛散防止構造１５であって、発送電一体型パネル１０の受光面１１を覆うフィルム１１ａと、マイクロ波送信アンテナ面１２を覆う緩衝材１１ｂ及びフィルム１１ｃとの両方を備える。
（２）上記（１）に記載のイジェクタ飛散防止構造１５において、マイクロ波送信アンテナ面１２では、緩衝材１１ｂ及びフィルム１１ｃの両方を備え、緩衝材１１ｂがマイクロ波送信アンテナ面１２の少なくとも一部を覆い、そしてフィルム１１ｃが緩衝材１１ｂの外表面の少なくとも一部を覆っている。
（３）上記（１）に記載のイジェクタ飛散防止構造１５において、以下の構成を採用してもよい。すなわち、宇宙太陽光発電装置１が、裏面のスポールも起こりうる厚みの発送電一体型パネル（構造）１０を有し、前記構造の表面の少なくとも一部を、フィルム１１ａあるは不図示の緩衝材が覆い、前記構造の裏面の少なくとも一部を、緩衝材１１ｂ及びフィルム１１ｃの少なくとも一方が覆う。
（４）上記（３）に記載のイジェクタ飛散防止構造１５において、これを宇宙太陽光発電装置１の発送電一体型パネル１０に適用し、この発送電一体型パネル１０の受光面１１の少なくとも一部を、透光性を有するフィルム１１ａが覆い、そして、発送電一体型パネル１０の受光面１１の裏面であるマイクロ波送信アンテナ面１２の少なくとも一部を緩衝材１１ｂが覆い、そして、緩衝材１１ｂの少なくとも一部をフィルム１１ｃが覆っている。
（５）上記（１）～（４）の何れか１項に記載のイジェクタ飛散防止構造１５において、緩衝材１１ｂの素材密度が、マイクロ波送信アンテナ面１２に近付くにつれて高くなってもよい。
（６）上記（１）～（４）の何れか１項に記載のイジェクタ飛散防止構造１５において、
フィルム１１ａ、緩衝材１１ｂ、フィルム１１ｃのうちの少なくとも一つが複層構造を有してもよい。
（７）バンパ３０は、宇宙太陽光発電装置１の発送電一体型パネル１０の周囲に配置されたバンパ本体３１ａと、バンパ本体３１ａの外面の少なくとも一部を覆う、緩衝材３１ｂ及びフィルム３１ｃ及びの少なくとも一方と、バンパ本体３１ａの内面の少なくとも一部を覆う、緩衝材３１ｄ及びフィルム３１ｅの少なくとも一方と、を備える。
（８）上記（４）に記載のバンパ３０において、バンパ本体３１ａ、フィルム３１ｃ、緩衝材３１ｂ、緩衝材３１ｄ、フィルム３１ｅ、の全てを備え、緩衝材３１ｂがバンパ本体３１ａの外面の少なくとも一部を覆い、フィルム３１ｃが緩衝材３１ｂの少なくとも一部を覆い、緩衝材３１ｄがバンパ本体３１ａの内面の少なくとも一部を覆い、フィルム３１ｅが緩衝材３１ｄの少なくとも一部を覆っている。
（９）上記（７）または（８）に記載のバンパ３０において、以下の構成を採用してもよい。すなわち、緩衝材３１ｂの素材密度がバンパ本体３１ａの外面に近付くにつれて高くなる、または、緩衝材３１ｄの素材密度がバンパ本体３１ａの内面に近付くにつれて高くなる、あるいは、緩衝材３１ｂの素材密度がバンパ本体３１ａの外面に近付くにつれて高くなってかつ、緩衝材３１ｄの素材密度がバンパ本体３１ａの内面に近付くにつれて高くなる、を満たす。
（１０）上記（７）または（８）に記載のバンパにおいて、緩衝材３１ｂ、フィルム３１ｃ、緩衝材３１ｄ、フィルム３１ｅのうちの少なくとも一つが、複層構造を有してもよい。 As explained above, the main points of the ejector scattering prevention structure 15 and the bumper 30 explained in the above embodiment are as follows.
(1) The ejector scattering prevention structure 15 provided on the surface of the integrated power transmitting panel 10 of the space solar power generation device 1 includes a film 11a that covers the light receiving surface 11 of the integrated power transmitting panel 10, and a microwave transmitting antenna. It includes both a buffer material 11b and a film 11c that cover the surface 12.
(2) In the ejector scattering prevention structure 15 described in (1) above, the microwave transmitting antenna surface 12 includes both the buffer material 11b and the film 11c, and the buffer material 11b is provided on at least a portion of the microwave transmitting antenna surface 12. and the film 11c covers at least a portion of the outer surface of the cushioning material 11b.
(3) In the ejector scattering prevention structure 15 described in (1) above, the following configuration may be adopted. That is, the space solar power generation device 1 has an integrated power generation/distribution panel (structure) 10 with a thickness such that spalling may occur on the back side, and at least a part of the surface of the structure is covered with a film 11a or a cushioning material (not shown). covers, and at least one of the cushioning material 11b and the film 11c covers at least a portion of the back surface of the structure.
(4) In the ejector scattering prevention structure 15 described in (3) above, this is applied to the integrated power transmitting and transmitting panel 10 of the space solar power generation device 1, and at least one of the light receiving surfaces 11 of the integrated power transmitting and transmitting panel 10 is A transparent film 11a covers the portion, and a buffer material 11b covers at least a portion of the microwave transmitting antenna surface 12, which is the back surface of the light receiving surface 11 of the integrated power transmitting and transmitting panel 10. A film 11c covers at least a portion of 11b.
(5) In the ejector scattering prevention structure 15 described in any one of (1) to (4) above, the material density of the buffer material 11b may increase as it approaches the microwave transmitting antenna surface 12.
(6) In the ejector scattering prevention structure 15 according to any one of (1) to (4) above,
At least one of the film 11a, the buffer material 11b, and the film 11c may have a multilayer structure.
(7) The bumper 30 includes a bumper body 31a disposed around the power transmission integrated panel 10 of the space solar power generation device 1, a buffer material 31b and a film 31c that cover at least a part of the outer surface of the bumper body 31a, and and at least one of a buffer material 31d and a film 31e that cover at least a portion of the inner surface of the bumper body 31a.
(8) The bumper 30 described in (4) above includes all of the bumper body 31a, the film 31c, the buffer material 31b, the buffer material 31d, and the film 31e, and the buffer material 31b is at least part of the outer surface of the bumper body 31a. The film 31c covers at least a portion of the buffer material 31b, the buffer material 31d covers at least a portion of the inner surface of the bumper body 31a, and the film 31e covers at least a portion of the buffer material 31d.
(9) In the bumper 30 described in (7) or (8) above, the following configuration may be adopted. That is, the material density of the buffer material 31b increases as it approaches the outer surface of the bumper body 31a, or the material density of the buffer material 31d increases as it approaches the inner surface of the bumper body 31a, or the material density of the buffer material 31b increases as it approaches the inner surface of the bumper body 31a. The material density of the buffer material 31d increases as it approaches the outer surface of the bumper body 31a, and the material density of the cushioning material 31d increases as it approaches the inner surface of the bumper body 31a.
(10) In the bumper described in (7) or (8) above, at least one of the buffer material 31b, the film 31c, the buffer material 31d, and the film 31e may have a multilayer structure.

１宇宙太陽光発電装置（宇宙機）
１０発送電一体型パネル（太陽電池パネル、構造）
１１受光面（機体表面、受光面）
１１ａ，１１ｃフィルム（被膜材）
１１ｂ緩衝材
１２マイクロ波送信アンテナ面（機体表面）
１５イジェクタ飛散防止構造
３０バンパ
３１ａバンパ本体
３１ｂ緩衝材（第１緩衝材、緩衝材）
３１ｃフィルム（第１被膜材、被膜材）
３１ｄ緩衝材（第２緩衝材、緩衝材）
３１ｅフィルム（第２被膜材、被膜材） 1 Space solar power generation device (spacecraft)
10 Integrated power generation and transmission panel (solar panel, structure)
11 Light receiving surface (aircraft surface, light receiving surface)
11a, 11c Film (coating material)
11b Cushioning material 12 Microwave transmitting antenna surface (aircraft surface)
15 Ejector scattering prevention structure 30 Bumper 31a Bumper body 31b Cushioning material (first cushioning material, cushioning material)
31c Film (first coating material, coating material)
31d Buffer material (second buffer material, buffer material)
31e Film (second coating material, coating material)

Claims

An ejector scattering prevention structure provided on the surface of a spacecraft body,
An ejector scattering prevention structure comprising at least one of a coating material and a cushioning material that covers at least a portion of the surface of the aircraft body.

comprising both the coating material and the buffer material,
the cushioning material covers at least a portion of the surface of the aircraft body,
The ejector scattering prevention structure according to claim 1, wherein the coating material covers at least a portion of the outer surface of the cushioning material.

The spacecraft has a structure that is thick enough to cause spalling on the back side,
At least one of the coating material and the buffer material covers at least a part of the surface of the structure,
The ejector scattering prevention structure according to claim 1, wherein at least one of the coating material and the cushioning material covers at least a part of the back surface of the structure.

The spacecraft is a space solar power generation device including a solar panel as one of the structures,
The light-transmitting coating material covers at least a portion of the light-receiving surface of the solar cell panel,
The cushioning material covers at least a portion of the back surface of the light-receiving surface of the solar cell panel,
The ejector scattering prevention structure according to claim 3, wherein at least a portion of the buffer material is covered with another coating material.

5. The ejector shatterproof structure according to claim 1, wherein the material density of the cushioning material increases toward the surface of the aircraft body.

The ejector scattering prevention structure according to claim 1, wherein either or both of the coating material and the buffer material have a multilayer structure.

A bumper body placed around the spacecraft body,
at least one of a first coating material and a first cushioning material that covers at least a portion of the first surface of the bumper body;
at least one of a second coating material and a second cushioning material that covers at least a portion of a second surface that is the back surface of the first surface of the bumper body;
A bumper characterized by comprising:

All of the bumper body, the first coating material, the first buffer material, the second coating material, and the second buffer material,
the first cushioning material covers at least a portion of the first surface,
the first coating material covers at least a portion of the first cushioning material,
the second cushioning material covers at least a portion of the second surface;
The bumper according to claim 7, wherein the second coating material covers at least a portion of the second cushioning material.

the material density of the first cushioning material increases as it approaches the first surface;
Alternatively, the material density of the second cushioning material increases as it approaches the second surface.
Alternatively, the material density of the first cushioning material increases as it approaches the first surface, and the material density of the second cushioning material increases as it approaches the second surface.
The bumper according to claim 7 or 8, characterized in that the bumper satisfies the following.

The bumper according to claim 7 or 8, wherein at least one of the first coating material, the first buffer material, the second coating material, and the second buffer material has a multilayer structure.