JP3105189B2 - 外部取付可能な宇宙船装置モジュール - Google Patents
外部取付可能な宇宙船装置モジュールInfo
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- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
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Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、一般に、モジュー
ル式の宇宙船構成体に係り、より詳細には、宇宙船のコ
ア構造体に外部取り付けすることのできるモジュール式
の宇宙船電子装置パネルに係る。
ル式の宇宙船構成体に係り、より詳細には、宇宙船のコ
ア構造体に外部取り付けすることのできるモジュール式
の宇宙船電子装置パネルに係る。
【０００２】
【従来の技術】従来の宇宙船設計は、ボックス状の装置
区画内に配置されたパネルに電子装置ユニットを配置す
るもので、このパネルが一般的に区画の壁を形成する。
装置区画は、宇宙船構造体の一体的部分である。複雑な
相互接続ワイヤが異なる電子ユニットを一緒に接続す
る。電子装置から放出された熱は、区画のパネルへ伝達
され、そして宇宙へと放射される。各区画のサイズは、
装置を冷却するのに必要な放熱面積によりその一部が決
定されるので、各区画内には未使用の体積がしばしば存
在する。装置パネルの片側のみが放射器として使用され
るので、装置区画は所望の動作温度を維持するためにし
ばしば非常に大きなものとなる。それに関連した問題
は、装置にアクセスするのに、装置区画からパネルを除
去しなければならないことである。打ち上げ用ロケット
を収容するためにこの形式の区画はかさばるものとな
り、修理のためのアクセスが困難になるだけでなく、こ
れらの区画は、一般に、宇宙船全体の熱管理を行うため
に熱伝達パイプを通して他の放熱パネルに接続すること
が必要となる。
区画内に配置されたパネルに電子装置ユニットを配置す
るもので、このパネルが一般的に区画の壁を形成する。
装置区画は、宇宙船構造体の一体的部分である。複雑な
相互接続ワイヤが異なる電子ユニットを一緒に接続す
る。電子装置から放出された熱は、区画のパネルへ伝達
され、そして宇宙へと放射される。各区画のサイズは、
装置を冷却するのに必要な放熱面積によりその一部が決
定されるので、各区画内には未使用の体積がしばしば存
在する。装置パネルの片側のみが放射器として使用され
るので、装置区画は所望の動作温度を維持するためにし
ばしば非常に大きなものとなる。それに関連した問題
は、装置にアクセスするのに、装置区画からパネルを除
去しなければならないことである。打ち上げ用ロケット
を収容するためにこの形式の区画はかさばるものとな
り、修理のためのアクセスが困難になるだけでなく、こ
れらの区画は、一般に、宇宙船全体の熱管理を行うため
に熱伝達パイプを通して他の放熱パネルに接続すること
が必要となる。
【０００３】更に、装置区画は、宇宙船のコア構造体と
一体的であるので、モジュールと宇宙船のコア構造体と
の温度差により、熱的に誘起されるストレスが大きな問
題となる。簡単に述べると、これらの従来の装置区画
は、構造的及び熱的に宇宙船のコア構造体に依存してお
り、宇宙船の全設計には、各モジュールの熱的要件と、
各モジュールの存在により生じる構造的な力とを考慮し
なければならない。
一体的であるので、モジュールと宇宙船のコア構造体と
の温度差により、熱的に誘起されるストレスが大きな問
題となる。簡単に述べると、これらの従来の装置区画
は、構造的及び熱的に宇宙船のコア構造体に依存してお
り、宇宙船の全設計には、各モジュールの熱的要件と、
各モジュールの存在により生じる構造的な力とを考慮し
なければならない。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】これらの問題により、
宇宙船のコア構造体は、通常は、比較的大きな重量及び
体積を有し、モジュールを支持し、そして充分な放熱面
積を与えるように構成される。又、通常は、熱膨張の差
が問題となるので、モジュール及び宇宙船のコア構造体
の両方の材料の選択に制約が生じる。更に別の問題は、
電子装置ユニットの除去又は追加が全構造体及び熱的設
計をある程度狂わすことである。ユニットを単に除去又
は追加するだけで、整列の問題、熱管理の問題、又はそ
の両方が生じる。
宇宙船のコア構造体は、通常は、比較的大きな重量及び
体積を有し、モジュールを支持し、そして充分な放熱面
積を与えるように構成される。又、通常は、熱膨張の差
が問題となるので、モジュール及び宇宙船のコア構造体
の両方の材料の選択に制約が生じる。更に別の問題は、
電子装置ユニットの除去又は追加が全構造体及び熱的設
計をある程度狂わすことである。ユニットを単に除去又
は追加するだけで、整列の問題、熱管理の問題、又はそ
の両方が生じる。
【０００５】上記の全ての問題は、大きな組立体の一部
分として構造的及び熱的に相互作用する装置区画及び宇
宙船コア構造体の相互依存性に起因する。それ故、電子
装置を支持するための宇宙船モジュールの構造体に対
し、上記問題を克服する異なる解決策が必要とされるこ
とは明らかである。本発明は、この要求を満足し、以下
の説明から明らかとなる付加的な効果を有する。
分として構造的及び熱的に相互作用する装置区画及び宇
宙船コア構造体の相互依存性に起因する。それ故、電子
装置を支持するための宇宙船モジュールの構造体に対
し、上記問題を克服する異なる解決策が必要とされるこ
とは明らかである。本発明は、この要求を満足し、以下
の説明から明らかとなる付加的な効果を有する。
【０００６】
【課題を解決するための手段】本発明は、モジュールが
取り付けられる宇宙船コア構造体から構造的及び熱的に
分離された宇宙船装置モジュールに係る。簡単且つ一般
的に述べると、本発明のモジュールは、放熱器としても
働くベースパネルと、このベースパネルに取り付けられ
た電子部品と、共通のインターフェイスを経てモジュー
ルを他のモジュールに接続するためのインターフェイス
コネクタと、宇宙船のコア構造体に力を伝達せずにモジ
ュールの膨張又は収縮を許すように宇宙船のコア構造体
にモジュールを取り付けるための静的に決定される取付
手段とを備えている。このモジュールは、宇宙船のコア
構造体とは構造的及び熱的に独立している。
取り付けられる宇宙船コア構造体から構造的及び熱的に
分離された宇宙船装置モジュールに係る。簡単且つ一般
的に述べると、本発明のモジュールは、放熱器としても
働くベースパネルと、このベースパネルに取り付けられ
た電子部品と、共通のインターフェイスを経てモジュー
ルを他のモジュールに接続するためのインターフェイス
コネクタと、宇宙船のコア構造体に力を伝達せずにモジ
ュールの膨張又は収縮を許すように宇宙船のコア構造体
にモジュールを取り付けるための静的に決定される取付
手段とを備えている。このモジュールは、宇宙船のコア
構造体とは構造的及び熱的に独立している。
【０００７】より詳細には、上記静的に決定される取付
手段は、取付ブラケット及び他の構造部材の組合せを含
み、これは、ベースパネルがその面に垂直な方向に移動
するのを防止するが、ベースパネルの平面の第１及び第
２の直交方向における膨張又は収縮移動を許す。上記ブ
ラケット及び他の構造部材の組合せは、第１の取付点に
おいてベースパネルに取り付けられて、第１方向におけ
るベースパネルのこの第１の取付点の移動は防止するが
第２方向には防止しない第１の形式の取付素子と、第２
の取付点においてベースパネルに取り付けられ、第２方
向におけるこの第２の取付点の移動は防止するが第１方
向には防止しない第２の形式の取付素子とを備えてい
る。第１及び第２の方向におけるベースパネルの寸法の
熱的に誘起される変化は、熱的に誘起された力を第１及
び第２の形式の取付素子を経て伝達することなく、これ
ら第１及び第２の形式の取付素子により受け入れられ
る。
手段は、取付ブラケット及び他の構造部材の組合せを含
み、これは、ベースパネルがその面に垂直な方向に移動
するのを防止するが、ベースパネルの平面の第１及び第
２の直交方向における膨張又は収縮移動を許す。上記ブ
ラケット及び他の構造部材の組合せは、第１の取付点に
おいてベースパネルに取り付けられて、第１方向におけ
るベースパネルのこの第１の取付点の移動は防止するが
第２方向には防止しない第１の形式の取付素子と、第２
の取付点においてベースパネルに取り付けられ、第２方
向におけるこの第２の取付点の移動は防止するが第１方
向には防止しない第２の形式の取付素子とを備えてい
る。第１及び第２の方向におけるベースパネルの寸法の
熱的に誘起される変化は、熱的に誘起された力を第１及
び第２の形式の取付素子を経て伝達することなく、これ
ら第１及び第２の形式の取付素子により受け入れられ
る。
【０００８】上記第１及び第２の形式の取付素子の少な
くとも一方は、ベースパネルに垂直な第３の方向に力を
伝達して該第３の方向におけるベースパネルの移動を防
止することもできる。好ましくは、上記ブラケット及び
構造部材の組合せは、更に、第３の点においてベースパ
ネルに取り付けられ、第３の方向のみに力を伝達するが
第１及び第２の方向には伝達しないことにより、ベース
パネルを第３の方向に支持するための第３の形式の少な
くとも１つの取付素子も備えている。第３の形式の取付
素子は、更に、パネルに垂直な不所望な移動を防止する
ようにモジュールのベースパネルを支持する助けをす
る。
くとも一方は、ベースパネルに垂直な第３の方向に力を
伝達して該第３の方向におけるベースパネルの移動を防
止することもできる。好ましくは、上記ブラケット及び
構造部材の組合せは、更に、第３の点においてベースパ
ネルに取り付けられ、第３の方向のみに力を伝達するが
第１及び第２の方向には伝達しないことにより、ベース
パネルを第３の方向に支持するための第３の形式の少な
くとも１つの取付素子も備えている。第３の形式の取付
素子は、更に、パネルに垂直な不所望な移動を防止する
ようにモジュールのベースパネルを支持する助けをす
る。
【０００９】より詳細には、上記取付ブラケット及び他
の構造部材の組合せは、少なくとも一対の構造部材と、
第１の取付ブラケットと、少なくとも１つの付加的な取
付ブラケットとを備えている。これらの構造部材は、ベ
ースパネル上の取付点からコア構造体上の取付点まで延
びる。これらは、ベースパネル上の取付点がベースパネ
ルの平面に垂直な方向に移動するのを防止すると共に、
第１方向の移動を防止するが、第２方向の移動は防止し
ない。第１の取付ブラケットは、ベースパネルとコア構
造体との間に配置され、第２方向の移動は防止するが、
第１方向の移動は防止せず、そして少なくとも１つの付
加的な取付ブラケットは、第１及び第２方向におけるベ
ースパネルの移動は許すが、その面に垂直な方向の移動
は許さない構造特徴を含む。
の構造部材の組合せは、少なくとも一対の構造部材と、
第１の取付ブラケットと、少なくとも１つの付加的な取
付ブラケットとを備えている。これらの構造部材は、ベ
ースパネル上の取付点からコア構造体上の取付点まで延
びる。これらは、ベースパネル上の取付点がベースパネ
ルの平面に垂直な方向に移動するのを防止すると共に、
第１方向の移動を防止するが、第２方向の移動は防止し
ない。第１の取付ブラケットは、ベースパネルとコア構
造体との間に配置され、第２方向の移動は防止するが、
第１方向の移動は防止せず、そして少なくとも１つの付
加的な取付ブラケットは、第１及び第２方向におけるベ
ースパネルの移動は許すが、その面に垂直な方向の移動
は許さない構造特徴を含む。
【００１０】要約すれば、取付ブラケット及び他の構造
部材の組合せは、３つの全ての軸における全ベースパネ
ルの並進移動を防止する。しかしながら、パネルと同一
平面の２つの軸の各々において、パネルは、１つの取付
点又はエッジのみにおいて固定され、２つの軸の各々に
沿った他の点の移動を許し、熱的に誘起した力を取付ブ
ラケット及び他の構造部材を経て伝達することなく膨張
又は収縮が生じ得るようにする。
部材の組合せは、３つの全ての軸における全ベースパネ
ルの並進移動を防止する。しかしながら、パネルと同一
平面の２つの軸の各々において、パネルは、１つの取付
点又はエッジのみにおいて固定され、２つの軸の各々に
沿った他の点の移動を許し、熱的に誘起した力を取付ブ
ラケット及び他の構造部材を経て伝達することなく膨張
又は収縮が生じ得るようにする。
【００１１】又、本発明の装置モジュールは、電子部品
をカバーしそしてベースパネルを更に強化する放射シー
ルドと、ベースパネルに固定され、パネルの熱分散を向
上させるための少なくとも１つの熱伝導パイプとを備え
ている。
をカバーしそしてベースパネルを更に強化する放射シー
ルドと、ベースパネルに固定され、パネルの熱分散を向
上させるための少なくとも１つの熱伝導パイプとを備え
ている。
【００１２】本発明は、モジュール式宇宙船構造体の分
野に著しい進歩をもたらすことが明らかである。特に、
本発明は、モジュールが取り付けられるコア構造体とは
構造的及び熱的に独立したモジュールを提供する。本発
明の他の特徴及び効果は、添付図面を参照した以下の詳
細な説明より明らかとなろう。
野に著しい進歩をもたらすことが明らかである。特に、
本発明は、モジュールが取り付けられるコア構造体とは
構造的及び熱的に独立したモジュールを提供する。本発
明の他の特徴及び効果は、添付図面を参照した以下の詳
細な説明より明らかとなろう。
【００１３】
【発明の実施の形態】説明の目的で添付図面に示された
ように、本発明は、宇宙船電子装置モジュールに関す
る。従来、宇宙船モジュールは、宇宙船のコア構造体に
しっかり取り付けられたボックスに収容され、コア構造
体に熱的及び構造的に依存するものであった。この依存
性は、著しくかさばる構造、熱ストレスの誘起、及びモ
ジュールから熱エネルギーを伝導除去するための熱パイ
プの必要性といった種々の問題を招いた。又、ボックス
状のモジュールは、打ち上げ用ロケットの容積を非常に
非効率的に使用するものであった。
ように、本発明は、宇宙船電子装置モジュールに関す
る。従来、宇宙船モジュールは、宇宙船のコア構造体に
しっかり取り付けられたボックスに収容され、コア構造
体に熱的及び構造的に依存するものであった。この依存
性は、著しくかさばる構造、熱ストレスの誘起、及びモ
ジュールから熱エネルギーを伝導除去するための熱パイ
プの必要性といった種々の問題を招いた。又、ボックス
状のモジュールは、打ち上げ用ロケットの容積を非常に
非効率的に使用するものであった。
【００１４】本発明によれば、宇宙船装置モジュール
は、それが取り付けられる宇宙船コア構造体と熱的及び
構造的に独立するように構成される。本発明の説明にお
いて、「構造的に独立」という用語は、モジュールが自
立構造であることを意味するものではなく、熱的に誘起
された力をモジュールとコア構造体との間に伝達しない
ように設計された静的に決定された(statically determ
inate)取り付けによってコア構造体に取り付けられるも
のである。
は、それが取り付けられる宇宙船コア構造体と熱的及び
構造的に独立するように構成される。本発明の説明にお
いて、「構造的に独立」という用語は、モジュールが自
立構造であることを意味するものではなく、熱的に誘起
された力をモジュールとコア構造体との間に伝達しない
ように設計された静的に決定された(statically determ
inate)取り付けによってコア構造体に取り付けられるも
のである。
【００１５】より特定の例として、図１は、本発明によ
る宇宙船モジュール４０の構造細部を示している。この
例のモジュール４０は、平らな一般的に長方形の放射パ
ネル４２上に構成され、このパネルは、以下の説明から
明らかなように、宇宙船コア構造体（図示せず）に取り
付けられる。コア構造体は、非常に簡単で且つ軽量でよ
い。というのは、各モジュール４０が、コア構造体４４
への取付点からそれ自身構造的に充分なものだからであ
る。モジュール４０は、パネル４２に取り付けられて放
射カバー４８により保護された電子素子４６を備えてい
る。電子素子４６は、図２に示すように、カバー４８の
下に設置された回路板５２に取り付けられた電子及びＲ
Ｆ素子５０を備えている。モジュール４０は、コア構造
体に取り付けるための１組の４本の支柱５４（図ではそ
のうちの３本が見える）と、２つの端部支持ブラケット
５６と、中央の支持ブラケット５８とを有する。放射パ
ネル４２は、両方向への放熱のために公称２面を有する
が、支持又はコア構造体に平行に取り付けられるときの
ように片面放射器として使用することもできる。一部分
が６０で示された熱パイプは、実質的に全放射面にわた
って熱を伝達することにより放射器４２の熱効率及び容
量を増加するのに使用できる。
る宇宙船モジュール４０の構造細部を示している。この
例のモジュール４０は、平らな一般的に長方形の放射パ
ネル４２上に構成され、このパネルは、以下の説明から
明らかなように、宇宙船コア構造体（図示せず）に取り
付けられる。コア構造体は、非常に簡単で且つ軽量でよ
い。というのは、各モジュール４０が、コア構造体４４
への取付点からそれ自身構造的に充分なものだからであ
る。モジュール４０は、パネル４２に取り付けられて放
射カバー４８により保護された電子素子４６を備えてい
る。電子素子４６は、図２に示すように、カバー４８の
下に設置された回路板５２に取り付けられた電子及びＲ
Ｆ素子５０を備えている。モジュール４０は、コア構造
体に取り付けるための１組の４本の支柱５４（図ではそ
のうちの３本が見える）と、２つの端部支持ブラケット
５６と、中央の支持ブラケット５８とを有する。放射パ
ネル４２は、両方向への放熱のために公称２面を有する
が、支持又はコア構造体に平行に取り付けられるときの
ように片面放射器として使用することもできる。一部分
が６０で示された熱パイプは、実質的に全放射面にわた
って熱を伝達することにより放射器４２の熱効率及び容
量を増加するのに使用できる。
【００１６】６２で概略的に示されたインターフェイス
は、「バックボーン」構造体（図１には示さず）へ接続
するために設けられ、これにより、多数のモジュールが
相互接続されて宇宙船コア構造体に取り付けられる。こ
の統制された相互接続インターフェイスは、モジュール
を相互接続するのに現在使用されているワイヤハーネス
に取って代わるものである。種々の構成が意図される
が、例えば、インターフェイス６２は、電磁干渉（ＥＭ
Ｉ）に対して効果的にシールドされたコネクタを経てモ
ジュール４０へのペイロード、ＲＦ及び電源接続を与え
ることができる。各モジュール４０は、一体的な熱制御
及び切り換え能力、並びに自立式の電源管理能力を有す
るように構造的にそれ自身充分であるよう設計される。
モジュール４０へのデータインターフェイスは、市場で
入手できるデータバス（図示せず）を経て形成される。
は、「バックボーン」構造体（図１には示さず）へ接続
するために設けられ、これにより、多数のモジュールが
相互接続されて宇宙船コア構造体に取り付けられる。こ
の統制された相互接続インターフェイスは、モジュール
を相互接続するのに現在使用されているワイヤハーネス
に取って代わるものである。種々の構成が意図される
が、例えば、インターフェイス６２は、電磁干渉（ＥＭ
Ｉ）に対して効果的にシールドされたコネクタを経てモ
ジュール４０へのペイロード、ＲＦ及び電源接続を与え
ることができる。各モジュール４０は、一体的な熱制御
及び切り換え能力、並びに自立式の電源管理能力を有す
るように構造的にそれ自身充分であるよう設計される。
モジュール４０へのデータインターフェイスは、市場で
入手できるデータバス（図示せず）を経て形成される。
【００１７】特定のシステム設計として、システムレベ
ルにおける設計の複雑さに影響することなく、モジュー
ル４０を追加又は削除することができる。唯一重要な限
定ファクタは、コア構造体及び関連するソラーアレーの
最大容量である。実際に、システムのモジュール設計
は、個々のモジュール境界内に複雑さを移動し、そして
システムレベルの複雑さ及び設計要件を著しく低減する
傾向がある。
ルにおける設計の複雑さに影響することなく、モジュー
ル４０を追加又は削除することができる。唯一重要な限
定ファクタは、コア構造体及び関連するソラーアレーの
最大容量である。実際に、システムのモジュール設計
は、個々のモジュール境界内に複雑さを移動し、そして
システムレベルの複雑さ及び設計要件を著しく低減する
傾向がある。
【００１８】支柱５４及び取付ブラケット５６、５８を
含む取付システムの静的に決定される特性は、モジュー
ル４０とコア構造体との間の力の伝達を制限する。説明
上、３つの軸Ｘ、Ｙ及びＺは、次のように定義される。
Ｘ軸方向は、図示されたように、パネル４２の面に垂直
である。Ｙ軸及びＺ軸方向は、パネル４２の平面内にあ
り、そしてＺ軸方向は、ブラケット５６、５８が取り付
けられるパネルのエッジに平行である。図１には、支柱
５４及び取付ブラケット５６、５８により伝達される力
の方向（Ｘ、Ｙ及びＺ）が示されている。
含む取付システムの静的に決定される特性は、モジュー
ル４０とコア構造体との間の力の伝達を制限する。説明
上、３つの軸Ｘ、Ｙ及びＺは、次のように定義される。
Ｘ軸方向は、図示されたように、パネル４２の面に垂直
である。Ｙ軸及びＺ軸方向は、パネル４２の平面内にあ
り、そしてＺ軸方向は、ブラケット５６、５８が取り付
けられるパネルのエッジに平行である。図１には、支柱
５４及び取付ブラケット５６、５８により伝達される力
の方向（Ｘ、Ｙ及びＺ）が示されている。
【００１９】図示明瞭化のために、各取付点において各
軸ごとに単一の力ベクトルしか示されていない。もちろ
ん、各軸に沿った力の成分は、各々の方向（例えば、＋
Ｘ又は−Ｘ）にあり、そして特定の取付点においてベー
スパネル４２に作用する１つの方向の力は、同じ取付点
において取付ブラケット又は支柱に作用する等しい逆の
力によってバランスされる。しかしながら、以下の説明
の目的上、力が作用する軸のみが重要であって、その軸
に沿った力の方向又は極性は重要ではない。
軸ごとに単一の力ベクトルしか示されていない。もちろ
ん、各軸に沿った力の成分は、各々の方向（例えば、＋
Ｘ又は−Ｘ）にあり、そして特定の取付点においてベー
スパネル４２に作用する１つの方向の力は、同じ取付点
において取付ブラケット又は支柱に作用する等しい逆の
力によってバランスされる。しかしながら、以下の説明
の目的上、力が作用する軸のみが重要であって、その軸
に沿った力の方向又は極性は重要ではない。
【００２０】中央のブラケット５８は、Ｘ及びＺ方向の
みに力を伝達する。これは、Ｙ方向に限定された運動を
許すために、コア構造体にしっかりと取り付けられると
共にパネル４２に取り付けられた直角ブラケットの形態
をとることができる。このＹ方向の運動は、撓みを含む
ようにブラケット５８を形成するか、又はプレート４２
に取り付けられるブラケットの部分にスロット状の取付
穴を設けることにより受け入れることができる。このブ
ラケット５８は、Ｚ方向のみにパネルの支持を与える。
パネル４２の上端及び下端にある他の２つのブラケット
５６は、Ｘ方向即ちパネルに垂直な力の伝達のみを与え
る。これらブラケットの各々は、パネル４２にしっかり
取り付けるためのパネル４２の平面における第１平面区
分と、Ｘ−Ｚ平面であるコア構造体の平面における第２
の平面区分と、これら第１及び第２の平面区分間で撓み
部として働く多数の遷移区分とを有する三次元屈曲プレ
ートより成る。Ｚ方向又はＹ方向におけるパネル４２の
限定された運動は、ブラケット５６を経て伝達されず、
中間の撓み区分においてブラケットの曲げを生じさせ
る。というのは、これら区分は、これら方向のいずれか
の力で容易に曲がるように設計されているからである。
例えば、熱膨張又は収縮によりＺ方向にパネルが膨張又
は収縮する場合に発生するＺ方向のパネル４２の運動
は、単にブラケット５６の曲げを生じさせる。しかしな
がら、Ｘ方向の力は、ブラケット５６を経て伝達され
る。
みに力を伝達する。これは、Ｙ方向に限定された運動を
許すために、コア構造体にしっかりと取り付けられると
共にパネル４２に取り付けられた直角ブラケットの形態
をとることができる。このＹ方向の運動は、撓みを含む
ようにブラケット５８を形成するか、又はプレート４２
に取り付けられるブラケットの部分にスロット状の取付
穴を設けることにより受け入れることができる。このブ
ラケット５８は、Ｚ方向のみにパネルの支持を与える。
パネル４２の上端及び下端にある他の２つのブラケット
５６は、Ｘ方向即ちパネルに垂直な力の伝達のみを与え
る。これらブラケットの各々は、パネル４２にしっかり
取り付けるためのパネル４２の平面における第１平面区
分と、Ｘ−Ｚ平面であるコア構造体の平面における第２
の平面区分と、これら第１及び第２の平面区分間で撓み
部として働く多数の遷移区分とを有する三次元屈曲プレ
ートより成る。Ｚ方向又はＹ方向におけるパネル４２の
限定された運動は、ブラケット５６を経て伝達されず、
中間の撓み区分においてブラケットの曲げを生じさせ
る。というのは、これら区分は、これら方向のいずれか
の力で容易に曲がるように設計されているからである。
例えば、熱膨張又は収縮によりＺ方向にパネルが膨張又
は収縮する場合に発生するＺ方向のパネル４２の運動
は、単にブラケット５６の曲げを生じさせる。しかしな
がら、Ｘ方向の力は、ブラケット５６を経て伝達され
る。
【００２１】支柱５４は、その長手軸に沿って力を伝達
するだけである。これらの支柱は、全て、ベースパネル
４２の平面に垂直はＸ−Ｙ平面に整列されているので、
その軸方向の力は、Ｘ及びＹ方向の力に分解される。Ｘ
方向の力は、パネル４２がその面に垂直に移動するのを
防止する。Ｙ方向の力は、この方向におけるパネル４２
の並進移動を防止する。しかしながら、取付ブラケット
５６及び５８は、Ｙ方向に力を伝達しないので、パネル
４２は、この方向に膨張又は収縮することができる。
するだけである。これらの支柱は、全て、ベースパネル
４２の平面に垂直はＸ−Ｙ平面に整列されているので、
その軸方向の力は、Ｘ及びＹ方向の力に分解される。Ｘ
方向の力は、パネル４２がその面に垂直に移動するのを
防止する。Ｙ方向の力は、この方向におけるパネル４２
の並進移動を防止する。しかしながら、取付ブラケット
５６及び５８は、Ｙ方向に力を伝達しないので、パネル
４２は、この方向に膨張又は収縮することができる。
【００２２】要約すれば、パネル４２は、静的に決定さ
れる仕方で取り付けられる。特に、パネル４２は、Ｚ方
向には中央のブラケット５８のみにより固定され、従っ
て、パネル４２から又はパネル４２へストレスを伝達す
ることなくＺ方向に差動膨張又は収縮が生じる。更に、
パネル４２は、Ｙ方向には支柱５４のみにより固定され
るので、パネルから又はパネルへストレスを伝達するこ
となくこの方向に差動膨張又は収縮が生じる。最後に、
パネル４２は、その面に垂直なＸ方向には支柱５４及び
ブラケット５６、５８を含む５つの全ての支持素子によ
り支持される。それ故、パネル４２は、３つの軸方向全
部に固定されるが、パネル自体の平面における限定され
た膨張又は収縮運動が許される。
れる仕方で取り付けられる。特に、パネル４２は、Ｚ方
向には中央のブラケット５８のみにより固定され、従っ
て、パネル４２から又はパネル４２へストレスを伝達す
ることなくＺ方向に差動膨張又は収縮が生じる。更に、
パネル４２は、Ｙ方向には支柱５４のみにより固定され
るので、パネルから又はパネルへストレスを伝達するこ
となくこの方向に差動膨張又は収縮が生じる。最後に、
パネル４２は、その面に垂直なＸ方向には支柱５４及び
ブラケット５６、５８を含む５つの全ての支持素子によ
り支持される。それ故、パネル４２は、３つの軸方向全
部に固定されるが、パネル自体の平面における限定され
た膨張又は収縮運動が許される。
【００２３】この取付構造体は、差動熱膨張により宇宙
船へのストレスの伝達を最小にするので、パネル４２の
材料は、宇宙船のコア構造体の材料と熱的にマッチング
させる必要なく選択することができる。それ故、パネル
４２の材料は、放射器としてのその特性に対して最良に
選択され、例えば、アルミニウム又は他の適当な熱伝導
体の加工シートでよい。アルミニウム材料は、厚みのあ
る部分と、電子部品を取り付けるための「スタンドオ
フ」とを含むように便利に加工できる。又、宇宙船のコ
ア構造体の材料は、モジュールの材料に関わりなく選択
することができ、適当な軽量の構造材料を使用できる。
装置パネル及びコア構造体に対して熱膨張係数の異なる
材料を選択すると、本発明以前には著しい構造上の問題
を招いた。
船へのストレスの伝達を最小にするので、パネル４２の
材料は、宇宙船のコア構造体の材料と熱的にマッチング
させる必要なく選択することができる。それ故、パネル
４２の材料は、放射器としてのその特性に対して最良に
選択され、例えば、アルミニウム又は他の適当な熱伝導
体の加工シートでよい。アルミニウム材料は、厚みのあ
る部分と、電子部品を取り付けるための「スタンドオ
フ」とを含むように便利に加工できる。又、宇宙船のコ
ア構造体の材料は、モジュールの材料に関わりなく選択
することができ、適当な軽量の構造材料を使用できる。
装置パネル及びコア構造体に対して熱膨張係数の異なる
材料を選択すると、本発明以前には著しい構造上の問題
を招いた。
【００２４】本発明のモジュールの別の重要な効果は、
両側から熱を放射することができ、従って、パネルに対
する全サイズ及び重量要求を最小にできることである。
各モジュールパネル４２は、不要な重量を宇宙船に支持
することなく、電子ユニット４６の放熱要求を満足する
ようにサイズを選択することができる。熱パイプ６０
は、熱伝導性を最大にするためにパネル４２に便利に半
田付けできる。
両側から熱を放射することができ、従って、パネルに対
する全サイズ及び重量要求を最小にできることである。
各モジュールパネル４２は、不要な重量を宇宙船に支持
することなく、電子ユニット４６の放熱要求を満足する
ようにサイズを選択することができる。熱パイプ６０
は、熱伝導性を最大にするためにパネル４２に便利に半
田付けできる。
【００２５】パネル４２にしっかりボルト固定される放
射カバー４８は、モジュールに構造上のスチフネスを付
加し、従って、特に大きなパネルが使用されるときに曲
げを最小にする。又、放射カバー４８は、電子素子５０
からパネル４２の他部分への熱伝導性を向上させる。
射カバー４８は、モジュールに構造上のスチフネスを付
加し、従って、特に大きなパネルが使用されるときに曲
げを最小にする。又、放射カバー４８は、電子素子５０
からパネル４２の他部分への熱伝導性を向上させる。
【００２６】以上の説明から、本発明は、宇宙船のモジ
ュール設計の分野に著しい進歩をもたらすことが明らか
である。特に、本発明は、モジュールが取り付けられる
構造体とは構造的及び熱的に独立した外部取付可能な装
置モジュールを提供する。この熱的な独立性は、電子装
置が取り付けられる２面放射パネルにより達成され、一
方、構造上の独立性は、モジュールパネルの平面におけ
る限定された膨張及び収縮を許す構造的に決定される取
付の使用により達成される。又、説明の目的で本発明の
特定の実施形態を開示したが、本発明の精神及び範囲か
ら逸脱せずに、種々の変更がなされ得ることが明らかで
あろう。従って、本発明は、特許請求の範囲のみによっ
て限定されるものとする。
ュール設計の分野に著しい進歩をもたらすことが明らか
である。特に、本発明は、モジュールが取り付けられる
構造体とは構造的及び熱的に独立した外部取付可能な装
置モジュールを提供する。この熱的な独立性は、電子装
置が取り付けられる２面放射パネルにより達成され、一
方、構造上の独立性は、モジュールパネルの平面におけ
る限定された膨張及び収縮を許す構造的に決定される取
付の使用により達成される。又、説明の目的で本発明の
特定の実施形態を開示したが、本発明の精神及び範囲か
ら逸脱せずに、種々の変更がなされ得ることが明らかで
あろう。従って、本発明は、特許請求の範囲のみによっ
て限定されるものとする。
【図１】本発明の好ましい実施形態による宇宙船モジュ
ール及び取付構造体の斜視図である。
ール及び取付構造体の斜視図である。
【図２】一般的に図１の２−２線に沿った断面図で、宇
宙船モジュールに収容された電子ペイロード部品を示す
図である。
宙船モジュールに収容された電子ペイロード部品を示す
図である。
４０ 宇宙船モジュール ４２ 放射パネル ４６ 電子素子 ４８ 放射カバー ５０ ＲＦ素子 ５２ 回路板 ５４ 支柱 ５６ 端部支持ブラケット ５８ 中央支持ブラケット ６２ インターフェイス
フロントページの続き (56)参考文献 特開 平10−242680（ＪＰ，Ａ) 米国特許5527001（ＵＳ，Ａ) 英国特許出願公開2018211（ＧＢ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) B64G 1/22 B64G 1/50
Claims (7)
- 【請求項１】 放熱器としても働くベースパネルと、 上記ベースパネルに取り付けられた電子部品と、 共通のインターフェイスを経てモジュールを他のモジュ
ールに接続するためのインターフェイスコネクタと、 宇宙船のコア構造体に力を伝達せずにモジュールの膨張
又は収縮を許すように宇宙船のコア構造体にモジュール
を取り付けるための静的に決定される取付手段とを備
え、 上記モジュールは、宇宙船のコア構造体とは構造的及び
熱的に独立し、上記静的に決定される取付手段は、ベー
スパネルがその面に垂直な方向に移動するのを防止する
が、ベースパネルの平面の第１及び第２の直交方向にお
ける限定された膨張又は収縮移動を許す取付素子の組合
せを含む、 ことを特徴とする外部取付可能な宇宙船装置モジュール
及び取付構造。 - 【請求項２】 上記取付素子の組合せは、 第１の取付点においてベースパネルに取り付けられ、上
記第１方向におけるベースパネルの上記第１の取付点の
移動は防止するが第２方向には防止しないようにする第
１の形式の取付素子と、 第２の取付点においてベースパネルに取り付けられ、上
記第２方向における上記第２の取付点の移動は防止する
が第１方向には防止しないようにする第２の形式の取付
素子とを備え、 上記第１及び第２の方向におけるベースパネルの寸法の
熱的に誘起される変化は、熱的に誘起された力を上記第
１及び第２の形式の取付素子を経て伝達することなく、
これら第１及び第２の形式の取付素子により受け入れら
れる請求項１に記載の外部取付可能な宇宙船装置モジュ
ール及び取付構造。 - 【請求項３】 上記第１及び第２の形式の取付素子の少
なくとも一方は、ベースパネルに垂直な第３の方向に力
を伝達して該第３の方向におけるベースパネルの移動を
防止することもできる請求項２に記載の外部取付可能な
宇宙船装置モジュール及び取付構造。 - 【請求項４】 上記取付素子の組合せは、更に、 第３の点においてベースパネルに取り付けられ、第３の
方向のみに力を伝達するが第１及び第２の方向には伝達
しないことによりベースパネルを第３の方向に支持する
ための第３の形式の少なくとも１つの取付素子を備えた
請求項３に記載の外部取付可能な宇宙船装置モジュール
及び取付構造。 - 【請求項５】 上記取付素子の組合せは、ベースパネル
上の取付点からコア構造体上の取付点まで延びる少なく
とも１組の構造部材を備え、これらの構造部材は、ベー
スパネルの平面に垂直な方向におけるベースパネルの取
付点の移動を防止すると共に、第１方向の移動を防止す
るが、第２方向の移動は防止せず、 ベースパネルとコア構造体との間の第１取付ブラケット
を更に備え、これは、第２方向の移動は防止するが、第
１方向の移動は防止せず、そしてベースパネルとコア構
造体との間の少なくとも１つの付加的な取付ブラケット
を更に備え、この付加的な取付ブラケットは、第１及び
第２方向におけるベースパネルの移動は許すが、パネル
がその面に垂直な方向には移動しないようにする構造素
子を含む請求項１に記載の外部取付可能な宇宙船装置モ
ジュール及び取付構造。 - 【請求項６】 電子部品をカバーしそしてベースパネル
を更に強化する放射シールドを更に備えた請求項１に記
載の外部取付可能な宇宙船装置モジュール及び取付構
造。 - 【請求項７】 ベースパネルに固定され、パネルの熱分
散を向上させるための少なくとも１つの熱伝導パイプを
更に備えた請求項１に記載の外部取付可能な宇宙船装置
モジュール及び取付構造。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US08/771086 | 1996-12-20 | ||
| US08/771,086 US5897080A (en) | 1996-12-20 | 1996-12-20 | Externally mountable spacecraft equipment module |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH10181696A JPH10181696A (ja) | 1998-07-07 |
| JP3105189B2 true JP3105189B2 (ja) | 2000-10-30 |
Family
ID=25090662
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP09353348A Expired - Fee Related JP3105189B2 (ja) | 1996-12-20 | 1997-12-22 | 外部取付可能な宇宙船装置モジュール |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5897080A (ja) |
| EP (1) | EP0849172A3 (ja) |
| JP (1) | JP3105189B2 (ja) |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6234426B1 (en) * | 1998-12-03 | 2001-05-22 | Trw Inc. | Modular spacecraft construction requiring no tools for assembly and disassembly |
| US6883588B1 (en) * | 2000-07-24 | 2005-04-26 | Space Systems/Loral, Inc. | Spacecraft radiator system using a heat pump |
| JP4532425B2 (ja) * | 2006-03-22 | 2010-08-25 | 三菱電機株式会社 | 人工衛星機器パネル |
| KR100775989B1 (ko) | 2006-12-26 | 2007-11-15 | 한국항공우주연구원 | 인공위성의 합성 개구면 레이더 지지장치 |
| KR101145953B1 (ko) | 2009-12-24 | 2012-05-15 | 한국항공우주연구원 | 인공위성 몸체패널의 전개 및 고정장치 |
| US10583940B2 (en) | 2015-03-03 | 2020-03-10 | York Space Systems LLC | Pressurized payload compartment and mission agnostic space vehicle including the same |
| US10780998B1 (en) * | 2017-03-22 | 2020-09-22 | Space Systems/Loral, Llc | Spacecraft design with multiple thermal zones |
Family Cites Families (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE2815216C2 (de) * | 1978-04-08 | 1984-04-26 | Dornier System Gmbh, 7990 Friedrichshafen | Satellitenstruktur |
| US4550319A (en) * | 1982-09-22 | 1985-10-29 | Rca Corporation | Reflector antenna mounted in thermal distortion isolation |
| US5027892A (en) * | 1989-07-13 | 1991-07-02 | Sundstrand Corporation | Petal deployable radiator system for spacecraft |
| US5271582A (en) * | 1990-06-29 | 1993-12-21 | Standard Space Platforms Corp. | Modular mother satellite bus for subsidiary payloads |
| US5372183A (en) * | 1991-08-22 | 1994-12-13 | Strickberger; Harold P. | Thermal control arrangements for a geosynchronous spacecraft |
| US5314146A (en) * | 1992-03-13 | 1994-05-24 | Spectrum Astro, Inc. | Multi-mission spacecraft bus having space frame structural design |
| US5332188A (en) * | 1992-08-10 | 1994-07-26 | Emerson Electric Co. | Motor mounting bracket |
| US5527001A (en) * | 1993-06-11 | 1996-06-18 | Teledesic Corporation | Modular communication satellite |
| US5369952A (en) * | 1993-07-20 | 1994-12-06 | General Electric Company | Variable friction force damper |
| US5474262A (en) * | 1994-02-08 | 1995-12-12 | Fairchild Space And Defense Corporation | Spacecraft structure and method |
| US5566919A (en) * | 1994-10-13 | 1996-10-22 | Norfolk Scientific, Inc. | Motor mount for reducing vibration and noise and method of using thereof |
-
1996
- 1996-12-20 US US08/771,086 patent/US5897080A/en not_active Expired - Fee Related
-
1997
- 1997-12-12 EP EP97121951A patent/EP0849172A3/en not_active Withdrawn
- 1997-12-22 JP JP09353348A patent/JP3105189B2/ja not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP0849172A3 (en) | 1998-07-08 |
| EP0849172A2 (en) | 1998-06-24 |
| US5897080A (en) | 1999-04-27 |
| JPH10181696A (ja) | 1998-07-07 |
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| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |