JP3902429B2

JP3902429B2 - Honeycomb sandwich panel for satellite mounted optical equipment

Info

Publication number: JP3902429B2
Application number: JP2001276996A
Authority: JP
Inventors: 英隆石井; 毅志尾崎
Original assignee: Mitsubishi Electric Corp
Current assignee: Mitsubishi Electric Corp
Priority date: 2001-09-12
Filing date: 2001-09-12
Publication date: 2007-04-04
Anticipated expiration: 2021-09-12
Also published as: JP2003081199A

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
この発明は、衛星に搭載する反射鏡などの光学機器用の光学架台として用いられるハニカムサンドイッチパネルに関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
近年、衛星搭載光学機器の光学架台として、インバー合金等の金属に代わり、ＣＦＲＰ（ＣａｒｂｏｎＦｉｂｅｒＲｅｉｎｆｏｒｃｅｄＰｌａｓｔｉｃ：炭素繊維強化プラスチック）を用いたハニカムサンドイッチパネルが採用されてきている。ハニカムサンドイッチパネルは、ハニカムコアと、これを覆う表皮とで構成されるサンドイッチ状のパネルである。ＣＦＲＰは強度が高く、インバー合金等の金属と比較して軽量で熱による歪みが小さい材料であることが知られている。
【０００３】
図７は、文献：Proceedings European Conference on Spacecraft Structures, Materials and Mechanical Testing, Braunschweig, Germany, 4-6 November 1998（ESA SP-428, February 1999)に示された、従来のハニカムサンドイッチパネルを用いた衛星搭載光学機器の光学架台の一例を示す概略的な斜視図である。これは、Ｘ線観測望遠鏡ＸＭＭ（Ｘ−ｒａｙＭｕｌｔｉＭｉｒｒｏｒ）に搭載されている反射鏡の光学架台である。図において、３１は光学架台である。３２は主鏡（反射鏡）支持架台であり、ＣＦＲＰからなる表皮を用いたハニカムサンドイッチパネルで構成されている。３３はウェブであり、アルミニウムからなるハニカムサンドイッチ構造の部材である。ウェブ３３は本体である主鏡支持架台３２の補強部材として、人工衛星の打ち上げ時の荷重に耐えられるよう、剛性を増す目的で備えられている。３４は主鏡の支持穴であり、主鏡を支持するために３個形成されている。主鏡の支持穴３４のそれぞれに主鏡をはめ込み、主鏡を光学架台３１全体で支持する構造となっている。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
従来のハニカムサンドイッチパネルを用いた光学架台は、以上のように、ハニカムサンドイッチパネルである本体の主鏡支持架台３２に加えて、補強部材のウェブ３３を備えて構成されているので、作製が煩雑であるという課題があった。また、多くの部材を必要とするため、軽量化の点で限界があるという課題があった。また、主鏡支持架台３２の、表面に対して水平な方向において、最大で５μｍもの熱変形が生じるため、反射鏡が変形して望遠鏡の焦点が合わなくなるおそれがあり、高い分解機能を持つ光学機器の搭載が望めないという課題があった。
【０００５】
この発明は上記のような課題を解決するためになされたもので、作製が容易で、軽量で強度が高く、しかも熱変形のおそれの少ない、ＣＦＲＰからなる衛星搭載光学機器用ハニカムサンドイッチパネルを得ることを目的とする。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
この発明に係る衛星搭載光学機器用ハニカムサンドイッチパネルは、ハニカムコアと、該ハニカムコアの両側表面を覆う表皮とで構成される衛星搭載光学機器用ハニカムサンドイッチパネルにおいて、上記ハニカムコアおよび上記表皮は、ＣＦＲＰからなり、上記表皮を構成するＣＦＲＰは、炭素繊維の方向性を有する複数のプリプレグを一定の角度を変えて順次積層して上記表皮の熱膨張係数が表面に対して水平な全ての方向について一定となるように構成したものである。
【０００７】
この発明に係る衛星搭載光学機器用ハニカムサンドイッチパネルは、表面に対して水平な全ての方向について、熱膨張係数が±０．５ｐｐｍ／Ｋ以内となるようにしたものである。
【０００８】
この発明に係る衛星搭載光学機器用ハニカムサンドイッチパネルは、ハニカムコアを、このハニカムコア全体のうち、他の部分と比較して荷重が強くかかる部分に配置された外側ハニカムコアと、この外側ハニカムコアを除く部分に配置された内側ハニカムコアとで構成し、外側ハニカムコアを、内側ハニカムコアに対して高強度となるようにしたものである。
【０００９】
この発明に係る衛星搭載光学機器用ハニカムサンドイッチパネルは、内側ハニカムコアを、外側ハニカムコアに対して軽量となるようにしたものである。
【００１０】
この発明に係る衛星搭載光学機器用ハニカムサンドイッチパネルは、ハニカムコアは、該ハニカムコア全体のうち、他の方向と比較して荷重がより強くかかる方向と、該ハニカムコアがせん断力を面で受ける方向とが一致するように、該ハニカムコアを複数に分割配置した分割コアで構成され、該分割コアのせん断力を面で受ける方向が、上記ハニカムコア全体の中心を軸として一定の角度の軸対象となる形状としたものである。
【００１１】
【発明の実施の形態】
以下、この発明の実施の一形態を説明する。
実施の形態１．
図１はこの発明の実施の形態１による光学架台１の構成を分解して示す斜視図である。光学架台１は、衛星に搭載する望遠鏡の反射鏡の架台である。
【００１２】
図において、１は光学架台（衛星搭載光学機器用ハニカムサンドイッチパネル）である。２はＣＦＲＰ（ＣａｒｂｏｎＦｉｂｅｒＲｅｉｎｆｏｒｃｅｄＰｌａｓｔｉｃ）からなる表皮（以下、ＣＦＲＰ表皮という）であり、ハニカムコアの両表面を覆って設けられている。ＣＦＲＰ表皮２の一方の表面が光学架台１の上面となり、この上面に反射鏡が取り付けられる。ＣＦＲＰ表皮２の材料として、例えば炭素繊維として高強度炭素繊維Ｍ６０Ｊ（東レ製）を用い、樹脂としてシアネート樹脂ＥＸ１５１５（Ｂｒｙｔｅ製）を用いる。
【００１３】
ａは反射光の通過穴であり、ＣＦＲＰ表皮２の中心部に設けられている。通過穴ａは、反射鏡からの反射光を通過させて、光学架台の下側に設置される解析装置（図示せず）まで到達させるために形成されているものである。ｂは支持穴であり、反射鏡を搭載する望遠鏡を構成するトラス（図示せず）を支持するため、ＣＦＲＰ表皮２の周縁部に等間隔で三箇所設けられている。
【００１４】
３はＣＦＲＰからなるハニカムコア（以下、ＣＦＲＰハニカムコアという）であり、ハニカムサンドイッチパネルの中心材である。ＣＦＲＰハニカムコア３として、たとえばＵＣＦ−８３−１／４−３．０（ＹＬＡ製）を用いる。ＵＣＦ−８３−１／４−３．０は、密度が０．０５６ｇ／ｃｍ³、Ｌ方向せん断強度が１０００ｋＰａ、Ｗ方向のせん断強度が４８３ｋＰａ、熱膨張係数が約１ｐｐｍ／Ｋである。
【００１５】
ハニカムコアは六角形のセルが無数に集まった蜂の巣状の構造をしている。この構造上、ハニカムコアは方向によってせん断強度が異なる。詳しくは実施の形態３で述べる。
【００１６】
Ａは反射光の通過穴であり、表皮２における通過穴ａと同様に、ＣＦＲＰハニカムコア３の中心部分に形成されている。ＣＦＲＰ表皮２およびＣＦＲＰハニカムコア３の通過穴ａとＡとは重なる位置に設けられている。Ｂはトラスの支持穴であり、ＣＦＲＰハニカムコア３の周縁部に三箇所設けられている。ＣＦＲＰ表皮２とＣＦＲＰハニカムコア３とを重ねたときに、支持穴Ｂは支持穴ｂと重なる位置に設けられている。
【００１７】
次に光学架台１の形成方法の一例について説明する。
まず、高強度炭素繊維Ｍ６０Ｊにシアネート樹脂ＥＸ１５１５を含浸させたシート（プリプレグという。）を作製する。作製する際に、プリプレグ全体積に対する炭素繊維の体積の占める割合（繊維体積含有率）が、５０〜６０％になるように調節する。次に、このプリプレグを６〜８枚重ねる。重ねたプリプレグに１２０℃程度の熱、および３気圧程度の圧力をかけて硬化させる。硬化させたプリプレグを、必要な大きさおよび形状にカットし、通過穴ａおよび支持穴ｂを形成し、ＣＦＲＰ表皮２を形成する。
【００１８】
次に、ＵＣＦ−８３−１／４−３．０の一枚を必要な大きさおよび形状にカットし、ＣＦＲＰハニカムコア３を形成する。次に、ＣＦＲＰ表皮２の表面に、熱硬化性のシート状接着剤を敷く。その上にＣＦＲＰハニカムコア３を載せる。これに、シート状接着剤を敷いたＣＦＲＰ表皮２を上から被せ、熱および圧力をかけて接着し、ハニカムサンドイッチパネルの原形を形成する。
【００１９】
あるいは、ＣＦＲＰ表皮２の材料として用いた樹脂が、接着材として機能する樹脂である場合、ＣＦＲＰ表皮２、ＣＦＲＰハニカムコア３、ＣＦＲＰ表皮２の順に重ねた後、熱および圧力をかけて接着し、ハニカムサンドイッチパネルの原形を形成する。
【００２０】
次に、ハニカムサンドイッチパネルの原形を必要な大きさおよび形状にカットし、通過穴ａおよび支持穴ｂを形成することにより、光学架台１を形成する。
【００２１】
以上のように、実施の形態１の光学架台１によれば、ＣＦＲＰ表皮２とＣＦＲＰハニカムコア３とで構成したので、強度が高く、熱による歪みのおそれも少なく、また、補強部材等を必要としないため、作製が容易でしかも軽量であるという効果が得られる。
【００２２】
次に、実施の形態１の変形例について説明する。
ＣＦＲＰ表皮２の形成において、プリプレグを積み重ねる段階で、このプリプレグを、前に置いた（重ねた）プリプレグに対して一定の角度を持つように順次積み重ねる。これは、ＣＦＲＰが炭素繊維を含み、方向性を有するため、ＣＦＲＰ表皮２が全ての方向について性質を等しくする（以下、等方性を有するともいう）ことができるようにするためである。
【００２３】
例えば、プリプレグの最初の一枚を置いた方向を基準としてこれを０°とし、０°、６０°、−６０°、−６０°、６０°、０°の順で６枚積み重ねるようにする。あるいは、０°、４５°、−４５°、９０°、９０°、−４５°、４５°、０°の順で８枚積み重ねるようにしてもよい。その他、結果的にＣＦＲＰ表皮２が等方性を有するようにするならば、どのような積み重ね方でも良い。
【００２４】
このようにして形成したＣＦＲＰ表皮２においては、表面に対して水平な全ての方向における熱膨張係数を−０．３ｐｐｍ／Ｋという低い値とすることができた。このような性質を持つＣＦＲＰ表皮２と、実施の形態１のハニカムコア３とを組み合わせることにより、全体として、表面に対して水平な全ての方向について、従来、衛星搭載光学機器の材料に使用されてきたインバー合金の熱膨張係数、０．５ｐｐｍ／Ｋを下回る低い値を持つハニカムサンドイッチパネルを得ることができる。このため、高い分解能（例えば０．２〜０．３”程度）を有する光学機器の光学架台に適用できるという効果が得られる。
【００２５】
その他の部分については、上述した内容と同様であるため、詳細な説明を省略する。
【００２６】
実施の形態２．
図２および図３はこの発明の実施の形態２による光学架台１１の説明図である。図２は光学架台１１の構成を分解して示す斜視図であり、図３は光学架台１１の側面図であり、外側コアを中心にして見たときの図である。
【００２７】
図２および図３において、１１は光学架台（衛星搭載光学機器用ハニカムサンドイッチパネル）である。１２はＣＦＲＰ表皮であり、ハニカムコアの両表面を覆って設けられている。ａは反射光の通過穴であり、ＣＦＲＰ表皮１２の中心部に設けられている。ｂは支持穴であり、反射鏡を搭載する望遠鏡を構成するトラス（図示せず）を支持するため、ＣＦＲＰ表皮１２の周縁部に中心部分を軸として１２０°の等間隔で三箇所設けられている。ＣＦＲＰ表皮１２の材料として、例えば炭素繊維として高強度炭素繊維Ｍ６０Ｊ（東レ製）を用い、樹脂としてシアネート樹脂ＥＸ１５１５（Ｂｒｙｔｅ製）を用いる。
【００２８】
１３はＣＦＲＰハニカムコアである。１３ａは軽量コア（内側ハニカムコア）、１３ｂは高強度コア（外側ハニカムコア）である。Ａは反射光の通過穴であり、軽量コア１３ａの中心部に形成されている。ＣＦＲＰ表皮１２とＣＦＲＰハニカムコア１３とを重ねたときに、反射光の通過穴ａとＡとは重なる位置に設けられている。Ｂはトラスの支持穴であり、ＣＦＲＰハニカムコア１３の周縁部の三箇所であって、高強度コア（外側ハニカムコア）１３ｂのそれぞれに設けられている。ＣＦＲＰ表皮１２とＣＦＲＰハニカムコア１３とを重ねたときに、支持穴Ｂは支持穴ｂと重なる位置に設けられている。ＣＦＲＰハニカムコア１３はこれら軽量コア１３ａと高強度コア１３ｂとで構成されている。このうち、高強度コア１３ｂは、ＣＦＲＰハニカムコア１３全体のうち、他の部分と比較して荷重が強くかかる部分に配置されている。以下、詳細に説明する。
【００２９】
ハニカムコア１３全体の中で、他の部分と比較して荷重が強くかかる部分は、第一に光学架台を搭載する望遠鏡のトラス構造を支持する部分、すなわち支持穴Ｂ付近が挙げられる。望遠鏡を搭載した衛星の打ち上げ時に、望遠鏡構造の重量がトラスを支持する部分に集中すると考えられるためである。
また、第二に挙げられるのは、反射鏡と光学架台１１の接合点部分である。光学架台１１の場合、反射鏡は、トラスを支持する各部分の内側の三箇所に、反射鏡に設けられた二本足の金具により接合される。光学架台１１と金具との接合点も、同様に衛星の打ち上げ時に反射鏡の重量が集中すると考えられる。
【００３０】
したがって、高強度コア１３ｂは、支持穴Ｂと、その内側の反射鏡の接合点を含むＣＦＲＰハニカムコア１３の周縁部分の三箇所に配置されている。高強度コア１３ｂのそれぞれは、ＣＦＲＰハニカムコア１３の中心を軸として１２０°軸対称となる形状に形成されている。こうすることにより、ＣＦＲＰハニカムコア１３における、強い荷重を受ける部分を、等しく高強度とすることができる。
【００３１】
高強度コア１３ｂとして、たとえばＵＣＦ−１５９−１／４−１１（ＹＬＡ製）を用いる。ＵＣＦ−１５９−１／４−１１は、密度が０．１６ｇ／ｃｍ³、Ｌ方向せん断強度が２７００ｋＰａ以上、Ｗ方向のせん断強度が３１７０ｋＰａ以上である。
軽量コア１３ａは、ＣＦＲＰハニカムコア１３のうち、高強度コア１３ｂを除く部分に配置されている。軽量コア１３ａとして、たとえばＵＣＦ−８３−１／４−３．０（ＹＬＡ製）を用いる。
【００３２】
次に光学架台１１の形成方法の一例について説明する。
まず、高強度炭素繊維Ｍ６０Ｊにシアネート樹脂ＥＸ１５１５を含浸させてプリプレグを作製する。作製する際に、繊維体積含有率が、５０〜６０％になるように調節する。このプリプレグを６〜８枚重ねる。重ねたプリプレグに１２０℃程度の熱、および３気圧程度の圧力をかけて硬化させる。硬化させたプリプレグを、必要な大きさおよび形状にカットし、通過穴ａおよび支持穴ｂを形成し、ＣＦＲＰ表皮１２を形成する。
【００３３】
次に、ＵＣＦ−８３−１／４−３．０の一枚を必要な大きさおよび形状にカットし、軽量コア１３ａを形成する。同様にして、ＵＣＦ−１５９−１／４−１１を必要な大きさおよび形状にカットし、高強度コア１３ｂを形成する。その後、軽量コア１３ａと三個の高強度コア１３ｂとを張り合わせてＣＦＲＰハニカムコア１３を形成する。
【００３４】
次に、ＣＦＲＰ表皮１２の表面に、熱硬化性のシート状接着剤を敷く。その上にＣＦＲＰハニカムコア１３を載せる。これに、シート状接着剤を敷いたＣＦＲＰ表皮１２を上から被せ、熱および圧力をかけて接着し、ハニカムサンドイッチパネルの原形を形成する。
【００３５】
あるいは、ＣＦＲＰ表皮１２の材料が接着材として機能する樹脂である場合、ＣＦＲＰ表皮１２、ＣＦＲＰハニカムコア１３、ＣＦＲＰ表皮１２の順に重ねた後、熱および圧力をかけて接着し、ハニカムサンドイッチパネルの原形を形成する。
【００３６】
次に、ハニカムサンドイッチパネルの原形を必要な大きさおよび形状にカットし、通過穴ａおよび支持穴ｂを形成することにより、光学架台１１を形成する。
【００３７】
以上のように、実施の形態２の光学架台１１によれば、ＣＦＲＰ表皮１２とＣＦＲＰハニカムコア１３とで構成したので、実施の形態１と同様の効果が得られる。また、ＣＦＲＰハニカムコア１３を、軽量コア１３ａおよび高強度コア１３ｂで構成したので、軽さを保ちながらも光学架台の強度を向上させることができるという効果が得られる。
【００３８】
実施の形態３．
図４〜図６は、この発明の実施の形態３による光学架台２１の説明図である。図４は光学架台２１の構成を分解して示す斜視図である。図５は光学架台２１のハニカムコアにおける座標方向を説明するためのハニカム構造の拡大図である。図６は光学架台２１のＣＦＲＰハニカムコアを上から見たときの分割配置図であり、ハニカムコアの座標方向と対照させて示した図である。
【００３９】
図４において、２１は光学架台（衛星搭載光学機器用ハニカムサンドイッチパネル）である。２２はＣＦＲＰ表皮であり、ハニカムコアの両表面を覆って設けられている。ａは反射光の通過穴であり、ＣＦＲＰ表皮２２の中心部に設けられている。ｂは支持穴であり、反射鏡を搭載する望遠鏡を構成するトラス（図示せず）を支持するため、ＣＦＲＰ表皮２２の周縁部に中心部分を軸として１２０°の等間隔で三箇所設けられている。ＣＦＲＰ表皮２２の材料として、例えば炭素繊維として高強度炭素繊維Ｍ６０Ｊ（東レ製）を用い、樹脂としてシアネート樹脂ＥＸ１５１５（Ｂｒｙｔｅ製）を用いる。
【００４０】
２３はＣＦＲＰハニカムコアである。ＣＦＲＰハニカムコア２３として、たとえばＵＣＦ−８３−１／４−３．０（ＹＬＡ製）を用いる。ＣＦＲＰハニカムコア２３は、ハニカムコアのせん断強度が高い方向と、光学架台２１が受ける荷重が強い方向とが一致するように配置された６つの分割コア２３ｐで構成している。
【００４１】
次に、図５を用いて、ハニカムコアの、方向によるせん断強度の違いについて説明する。図５に示すように、ハニカムコアは、六角形のセルが無数に集まった蜂の巣状の構造をしている。このセルの六角形の形状が見える方向を正面としてみたとき、図５においてセルの一対の平行な二辺を含む水平方向をＬ方向とし、Ｌ方向に対して垂直方向をＷ方向とする。
【００４２】
また、セルの正面側を空間座標ｘｙｚのｚ方向とし、Ｌ方向をｘ方向とする。そして、Ｌおよびｘ方向に対して垂直方向であり、同時にｚ方向に対しても垂直方向である空間座標の方向をｙ方向とする。このとき、ハニカムコアのＬ方向に生じるせん断応力とは座標のｘｚせん断応力のことであり、Ｗ方向に生じるせん断応力とはｙｚせん断応力のことである。
【００４３】
ハニカムコアのＬ方向のせん断応力は、ｘｚ面でせん断荷重を受けることができるが、Ｗ方向のせん断応力については、図５からも明らかなように、せん断荷重を受ける面自体が存在しない。このため、ハニカムコアは、Ｗ方向のせん断応力よりもＬ方向のせん断応力の方が高い。
【００４４】
したがって、ハニカムコアのＬ方向と、ハニカムコアにおけるせん断荷重が強く生じる方向とを一致させることにより、せん断応力に強い、すなわち高強度の光学架台を得ることができる。
【００４５】
図６に示すように、ＣＦＲＰハニカムコア２３全体のうち、支持穴Ｂの三箇所周辺は中心部に向かって強いせん断荷重を受ける。また、その他の部分は、中心方向に対して９０°方向に強いせん断荷重を受ける。したがって、ＣＦＲＰハニカムコア２３が強いせん断荷重を受ける方向と、ハニカムコア構造のＬ方向とを一致させた６個の分割コア２３ｐを配置してＣＦＲＰハニカムコア２３を構成した。６個に分割配置されているＣＦＲＰハニカムコア２３のうち、支持穴Ｂ付近を含む周縁部の三箇所のそれぞれの分割コア２３ｐは、ＣＦＲＰコア２３の中心を軸として１２０°の軸対象となる形状とした。このことにより、ＣＦＲＰハニカムコア２３を含む光学架台２１の強度をどの部分においても均等にすることができる。
その他の部分については、実施の形態１および実施の形態２と同様であるため、詳細な説明を省略する。
【００４６】
次に光学架台２１の形成方法の一例について説明する。
まず、高強度炭素繊維Ｍ６０Ｊにシアネート樹脂ＥＸ１５１５を含浸させてプリプレグを作製する。作製する際に、繊維体積含有率が、５０〜６０％になるように調節する。このプリプレグを６〜８枚重ねる。重ねたプリプレグに１２０℃程度の熱、および３気圧程度の圧力をかけて硬化させる。硬化させたプリプレグを、必要な大きさおよび形状にカットし、通過穴ａおよび支持穴ｂを形成し、ＣＦＲＰ表皮２２を形成する。
【００４７】
次に、ＵＣＦ−８３−１／４−３．０の一枚を用意し、ハニカムコアの方向とハニカムコアが受けるせん断強度の方向を考慮して、６個の分割コア２３ｐを形成する。その後、分割コア２３ｐを張り合わせて、ＣＦＲＰハニカムコア２３を形成する。
【００４８】
次に、ＣＦＲＰ表皮２２の表面に、熱硬化性のシート状接着剤を敷く。その上にＣＦＲＰハニカムコア２３を載せる。これに、シート状接着剤を敷いたＣＦＲＰ表皮２２を上から被せ、熱および圧力をかけて接着し、ハニカムサンドイッチパネルの原形を形成する。
【００４９】
あるいは、ＣＦＲＰ表皮２２の材料が接着材として機能する樹脂である場合、ＣＦＲＰ表皮２２、ＣＦＲＰハニカムコア２３、ＣＦＲＰ表皮２２の順に重ねた後、熱および圧力をかけて接着し、ハニカムサンドイッチパネルの原形を形成する。
【００５０】
次に、ハニカムサンドイッチパネルの原形を必要な大きさおよび形状にカットし、通過穴ａおよび支持穴ｂを形成することにより、光学架台２１を形成する。
【００５１】
以上のように、実施の形態３の光学架台２１によれば、ＣＦＲＰ表皮２２とＣＦＲＰハニカムコア２３とで構成したので、実施の形態１と同様の効果が得られる。また、ＣＦＲＰハニカムコア２３を、このハニカムコアのうち、他の方向と比較して荷重がより強くかかる方向と、ハニカムコアがせん断力を面で受ける方向とが一致するように、複数に分割配置して構成したので、光学架台の軽さをそのまま保ちながらも強度を向上させることができるという効果が得られる。
【００５２】
【発明の効果】
以上のように、この発明によれば、ハニカムコアと、該ハニカムコアの両側表面を覆う表皮とで構成される衛星搭載光学機器用ハニカムサンドイッチパネルにおいて、上記ハニカムコアおよび上記表皮は、ＣＦＲＰからなり、上記表皮を構成するＣＦＲＰは、炭素繊維の方向性を有する複数のプリプレグを一定の角度を変えて順次積層して上記表皮の熱膨張係数が表面に対して水平な全ての方向について一定となるよう構成したので、強度が高く、熱による歪みのおそれも少なく、また、補強部材等を必要としないため、作製が容易でしかも軽量な光学架台が得られるという効果がある。
また、ＣＦＲＰ表皮においては、表面に対して水平な全ての方向における熱膨張係数を−０．３ｐｐｍ／Ｋという低い値とすることができ、全体として、表面に対して水平な全ての方向について、従来、衛星搭載光学機器の材料に使用されてきたインバー合金の熱膨張係数、０．５ｐｐｍ／Ｋを下回る低い値を持つハニカムサンドイッチパネルを得ることができ、高い分解能（例えば０．２〜０．３”程度）を有する光学機器の光学架台に適用できるという効果が得られる。
【００５３】
この発明によれば、表面に対して水平な全ての方向について、熱膨張係数が±０．５ｐｐｍ／Ｋ以内となるように、衛星搭載光学機器用ハニカムサンドイッチパネルを構成したので、熱による歪みが生じるおそれが少ないハニカムサンドイッチパネルを得ることができるため、高い分解能を有する光学機器の光学架台に適用できるという効果がある。
【００５４】
この発明によれば、ハニカムコアを、ハニカムコア全体のうち、他の部分と比較して荷重が強くかかる部分に配置された外側ハニカムコアと、この外側ハニカムコアを除く部分に配置された内側ハニカムコアとで構成し、外側ハニカムコアを、内側ハニカムコアに対して高強度となるように衛星搭載光学機器用ハニカムサンドイッチパネルを構成したので、強度を向上させることができる光学架台が得られるという効果がある。
【００５５】
この発明によれば、内側ハニカムコアを、外側ハニカムコアに対して軽量となるようように衛星搭載光学機器用ハニカムサンドイッチパネルを構成したので、軽さを保った光学架台が得られるという効果がある。
【００５６】
この発明によれば、ハニカムコアは、該ハニカムコア全体のうち、他の方向と比較して荷重がより強くかかる方向と、該ハニカムコアがせん断力を面で受ける方向とが一致するように、該ハニカムコアを複数に分割配置した分割コアで構成され、該分割コアのせん断力を面で受ける方向が、上記ハニカムコア全体の中心を軸として一定の角度の軸対象となる形状としたので、軽さをそのままに保ちながらも、強度を向上させることができる光学架台が得られるという効果がある。また、ハニカムコアを含む光学架台の強度をどの部分においても均等にすることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】この発明の実施の形態１による光学架台（衛星搭載光学機器用ハニカムサンドイッチパネル）の構成を示す分解斜視図である。
【図２】この発明の実施の形態２による光学架台の構成を示す分解斜視図である。
【図３】実施の形態２の光学架台において、高強度コアを中心にして見たときの側面図である。
【図４】この発明の実施の形態３による光学架台の構成を示す分解斜視図である。
【図５】この発明の実施の形態３による光学架台のハニカムコアにおける座標方向を説明するためのハニカム構造の拡大図である。
【図６】この発明の実施の形態３による光学架台のＣＦＲＰハニカムコアを上から見たときの分割配置図であり、ハニカムコアの座標方向と対照させて示した図である。
【図７】従来のハニカムサンドイッチパネルを用いた衛星搭載光学機器の光学架台の斜視図である。
【符号の説明】
１，１１，２１光学架台（衛星搭載光学機器用ハニカムサンドイッチパネル）、２，１２，２２ＣＦＲＰ表皮、３，１３，２３ＣＦＲＰハニカムコア、１３ａ軽量コア（内側ハニカムコア）、１３ｂ高強度コア（外側ハニカムコア）、２３ｐ分割コア、ａ，Ａ通過穴、ｂ，Ｂ支持穴。[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to a honeycomb sandwich panel used as an optical mount for an optical device such as a reflector mounted on a satellite.
[0002]
[Prior art]
In recent years, honeycomb sandwich panels using CFRP (Carbon Fiber Reinforced Plastic) instead of metals such as Invar alloy have been adopted as optical mounts for satellite-mounted optical equipment. The honeycomb sandwich panel is a sandwich-like panel composed of a honeycomb core and a skin covering the honeycomb core. It is known that CFRP is a material that has high strength and is lighter and less strained by heat than metals such as Invar alloys.
[0003]
Figure 7 shows a satellite using a conventional honeycomb sandwich panel shown in the literature: Proceedings European Conference on Spacecraft Structures, Materials and Mechanical Testing, Braunschweig, Germany, 4-6 November 1998 (ESA SP-428, February 1999). It is a schematic perspective view which shows an example of the optical mount of mounting optical equipment. This is an optical mount of a reflecting mirror mounted on an X-ray observation mirror XMM (X-ray Multi Mirror). In the figure, 31 is an optical mount. Reference numeral 32 denotes a main mirror (reflecting mirror) support frame, which is composed of a honeycomb sandwich panel using a skin made of CFRP. Reference numeral 33 denotes a web, which is a member having a honeycomb sandwich structure made of aluminum. The web 33 is provided as a reinforcing member for the main mirror support gantry 32 as a main body for the purpose of increasing the rigidity so that it can withstand the load when the artificial satellite is launched. Reference numeral 34 denotes a support hole for the primary mirror, and three holes are formed to support the primary mirror. The primary mirror is fitted in each of the support holes 34 of the primary mirror, and the primary mirror is supported by the entire optical mount 31.
[0004]
[Problems to be solved by the invention]
As described above, the optical mount using the conventional honeycomb sandwich panel is configured to include the reinforcing member web 33 in addition to the main mirror support mount 32 of the main body, which is the honeycomb sandwich panel, and thus is difficult to manufacture. There was a problem of being. Moreover, since many members are required, there existed a subject that there was a limit in the point of weight reduction. In addition, since a maximum of 5 μm of thermal deformation occurs in the direction parallel to the surface of the primary mirror support frame 32, there is a possibility that the reflecting mirror may be deformed and the telescope may be out of focus, and an optical device having a high resolution function. There was a problem that it was not possible to mount the equipment.
[0005]
The present invention has been made to solve the above-described problems, and provides a honeycomb sandwich panel for satellite-mounted optical equipment made of CFRP that is easy to manufacture, lightweight, high in strength, and less susceptible to thermal deformation. For the purpose.
[0006]
[Means for Solving the Problems]
  The honeycomb sandwich panel for satellite-mounted optical equipment according to the present invention,In a honeycomb sandwich panel for satellite-mounted optical equipment, which includes a honeycomb core and a skin covering both surfaces of the honeycomb core, the honeycomb core and the skin are made of CFRP, and the CFRP constituting the skin is a carbon fiber A plurality of prepregs having the above-mentioned directivity are sequentially stacked at a constant angle so that the thermal expansion coefficient of the skin is constant in all directions parallel to the surface.Is.
[0007]
The honeycomb sandwich panel for satellite-mounted optical equipment according to the present invention is such that the thermal expansion coefficient is within ± 0.5 ppm / K in all directions parallel to the surface.
[0008]
The honeycomb sandwich panel for satellite-mounted optical equipment according to the present invention includes an outer honeycomb core arranged in a portion where the honeycomb core is subjected to a stronger load than the other portions, and the outer honeycomb core. The inner honeycomb core is arranged in a portion excluding the outer honeycomb core, and the outer honeycomb core has a higher strength than the inner honeycomb core.
[0009]
The honeycomb sandwich panel for satellite-mounted optical equipment according to the present invention is such that the inner honeycomb core is lighter than the outer honeycomb core.
[0010]
  The honeycomb sandwich panel for satellite-mounted optical equipment according to the present invention,The honeycomb core is divided into a plurality of honeycomb cores so that the direction in which the load is stronger than the other directions in the entire honeycomb core and the direction in which the honeycomb core receives the shearing force coincide with each other. It is composed of divided cores arranged in a divided manner, and the direction in which the shearing force of the divided core is received by the surface is a shape that is an object of an axis of a certain angle with the center of the whole honeycomb core as an axis.Is.
[0011]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
An embodiment of the present invention will be described below.
Embodiment 1 FIG.
1 is an exploded perspective view showing the structure of an optical mount 1 according to Embodiment 1 of the present invention. The optical mount 1 is a mount for a reflecting mirror of a telescope mounted on a satellite.
[0012]
In the figure, reference numeral 1 denotes an optical mount (honeycomb sandwich panel for satellite-mounted optical equipment). Reference numeral 2 denotes a skin made of CFRP (Carbon Fiber Reinforced Plastic) (hereinafter referred to as CFRP skin), which is provided so as to cover both surfaces of the honeycomb core. One surface of the CFRP skin 2 becomes the upper surface of the optical mount 1, and a reflecting mirror is attached to this upper surface. As a material for the CFRP skin 2, for example, high-strength carbon fiber M60J (manufactured by Toray) is used as the carbon fiber, and cyanate resin EX1515 (manufactured by Bryte) is used as the resin.
[0013]
a is a passage hole for reflected light, and is provided at the center of the CFRP skin 2. The passage hole a is formed to allow the reflected light from the reflecting mirror to pass and reach an analysis device (not shown) installed on the lower side of the optical mount. Reference numeral b denotes a support hole, which is provided at three positions at equal intervals on the peripheral edge of the CFRP skin 2 in order to support a truss (not shown) constituting a telescope on which the reflecting mirror is mounted.
[0014]
Reference numeral 3 denotes a honeycomb core made of CFRP (hereinafter referred to as a CFRP honeycomb core), which is a central material of the honeycomb sandwich panel. For example, UCF-83-1 / 4-3.0 (manufactured by YLA) is used as the CFRP honeycomb core 3. UCF-83-1 / 4-3.0 has a density of 0.056 g / cm.^ThreeThe L direction shear strength is 1000 kPa, the W direction shear strength is 483 kPa, and the thermal expansion coefficient is about 1 ppm / K.
[0015]
The honeycomb core has a honeycomb-like structure with an infinite number of hexagonal cells. Due to this structure, the honeycomb core has different shear strength depending on the direction. Details will be described in Embodiment 3.
[0016]
A is a passage hole for reflected light, and is formed in the central portion of the CFRP honeycomb core 3 in the same manner as the passage hole a in the skin 2. The through holes a and A of the CFRP skin 2 and the CFRP honeycomb core 3 are provided at the overlapping positions. B is a truss support hole, and is provided at three locations on the peripheral edge of the CFRP honeycomb core 3. When the CFRP skin 2 and the CFRP honeycomb core 3 are overlapped, the support hole B is provided at a position overlapping the support hole b.
[0017]
Next, an example of a method for forming the optical mount 1 will be described.
First, a sheet (referred to as a prepreg) in which a high strength carbon fiber M60J is impregnated with cyanate resin EX1515 is prepared. When producing, the ratio (fiber volume content) of the volume of the carbon fiber with respect to the total volume of the prepreg is adjusted to be 50 to 60%. Next, 6-8 sheets of this prepreg are stacked. The stacked prepreg is cured by applying heat of about 120 ° C. and pressure of about 3 atm. The cured prepreg is cut into a required size and shape to form a passage hole a and a support hole b, and a CFRP skin 2 is formed.
[0018]
Next, one piece of UCF-83-1 / 4-3.0 is cut into a required size and shape to form a CFRP honeycomb core 3. Next, a thermosetting sheet adhesive is laid on the surface of the CFRP skin 2. A CFRP honeycomb core 3 is placed thereon. A CFRP skin 2 laid with a sheet-like adhesive is placed on this, and bonded by applying heat and pressure to form an original honeycomb sandwich panel.
[0019]
Alternatively, when the resin used as the material for the CFRP skin 2 is a resin that functions as an adhesive, the CFRP skin 2, the CFRP honeycomb core 3, and the CFRP skin 2 are stacked in this order, and then bonded by applying heat and pressure, Forms the original shape of a honeycomb sandwich panel.
[0020]
Next, the optical mount 1 is formed by cutting the original shape of the honeycomb sandwich panel into a necessary size and shape and forming the passage hole a and the support hole b.
[0021]
As described above, according to the optical mount 1 of Embodiment 1, since it is configured by the CFRP skin 2 and the CFRP honeycomb core 3, the strength is high, there is little risk of distortion due to heat, and a reinforcing member or the like is required. Therefore, it is possible to obtain an effect that the fabrication is easy and the weight is light.
[0022]
Next, a modification of the first embodiment will be described.
In the formation of the CFRP skin 2, when the prepregs are stacked, the prepregs are sequentially stacked so as to have a certain angle with respect to the prepreg placed (stacked). This is because CFRP contains carbon fiber and has directionality, so that the CFRP skin 2 can have the same properties in all directions (hereinafter also referred to as isotropic).
[0023]
For example, the direction in which the first piece of the prepreg is placed is set as 0 °, and 6 pieces are stacked in the order of 0 °, 60 °, −60 °, −60 °, 60 °, and 0 °. Alternatively, eight sheets may be stacked in the order of 0 °, 45 °, −45 °, 90 °, 90 °, −45 °, 45 °, and 0 °. In addition, as long as the CFRP skin 2 is made isotropic as a result, any stacking method may be used.
[0024]
In the CFRP skin 2 formed in this way, the thermal expansion coefficient in all directions parallel to the surface could be as low as -0.3 ppm / K. By combining the CFRP skin 2 having such properties and the honeycomb core 3 of Embodiment 1, as a whole, all the directions parallel to the surface are conventionally used as materials for satellite-mounted optical equipment. A honeycomb sandwich panel having a low thermal expansion coefficient of 0.5 ppm / K can be obtained. For this reason, the effect that it can apply to the optical mount of the optical instrument which has high resolution (for example, about 0.2-0.3 ") is acquired.
[0025]
The other parts are the same as described above, and thus detailed description thereof is omitted.
[0026]
Embodiment 2. FIG.
2 and 3 are explanatory views of the optical mount 11 according to the second embodiment of the present invention. FIG. 2 is an exploded perspective view showing the structure of the optical mount 11, and FIG. 3 is a side view of the optical mount 11, viewed from the outer core.
[0027]
2 and 3, reference numeral 11 denotes an optical mount (honeycomb sandwich panel for satellite-mounted optical equipment). A CFRP skin 12 is provided so as to cover both surfaces of the honeycomb core. a is a passage hole for reflected light, and is provided at the center of the CFRP skin 12. Reference numeral b denotes a support hole, and three holes are provided at equal intervals of 120 ° around the central portion on the periphery of the CFRP skin 12 in order to support a truss (not shown) constituting a telescope on which the reflector is mounted. Yes. As a material for the CFRP skin 12, for example, high-strength carbon fiber M60J (manufactured by Toray) is used as the carbon fiber, and cyanate resin EX1515 (manufactured by Bryte) is used as the resin.
[0028]
Reference numeral 13 denotes a CFRP honeycomb core. 13a is a lightweight core (inner honeycomb core), and 13b is a high strength core (outer honeycomb core). A is a passage hole for reflected light, and is formed at the center of the lightweight core 13a. When the CFRP skin 12 and the CFRP honeycomb core 13 are overlapped, the reflected light passage holes a and A are provided at the overlapping positions. B is a support hole for the truss, and is provided at each of the high-strength core (outer honeycomb core) 13b at three locations on the peripheral edge of the CFRP honeycomb core 13. When the CFRP skin 12 and the CFRP honeycomb core 13 are overlapped, the support hole B is provided at a position overlapping the support hole b. The CFRP honeycomb core 13 is composed of the lightweight core 13a and the high-strength core 13b. Among these, the high-strength core 13b is disposed in a portion of the entire CFRP honeycomb core 13 where the load is more intense than the other portions. Details will be described below.
[0029]
In the entire honeycomb core 13, the portion where the load is stronger than the other portions is first a portion that supports the truss structure of the telescope on which the optical mount is mounted, that is, the vicinity of the support hole B. This is because it is considered that the weight of the telescope structure is concentrated on the portion supporting the truss when the satellite equipped with the telescope is launched.
A second example is a junction point between the reflecting mirror and the optical mount 11. In the case of the optical mount 11, the reflecting mirror is joined to three positions inside each part that supports the truss with a two-leg fitting provided on the reflecting mirror. Similarly, at the junction between the optical mount 11 and the metal fitting, it is considered that the weight of the reflector is concentrated when the satellite is launched.
[0030]
Therefore, the high-strength cores 13b are arranged at three locations of the peripheral portion of the CFRP honeycomb core 13 including the support hole B and the junction of the reflecting mirror inside thereof. Each of the high-strength cores 13b is formed in a shape that is 120 ° symmetrical with respect to the center of the CFRP honeycomb core 13 as an axis. By so doing, the portion of the CFRP honeycomb core 13 that receives a strong load can be equally strong.
[0031]
For example, UCF-159-1 / 4-11 (manufactured by YLA) is used as the high-strength core 13b. UCF-159-1 / 4-11 has a density of 0.16 g / cm^ThreeThe shear strength in the L direction is 2700 kPa or more, and the shear strength in the W direction is 3170 kPa or more.
The lightweight core 13a is disposed in a portion of the CFRP honeycomb core 13 excluding the high-strength core 13b. For example, UCF-83-1 / 4-3.0 (manufactured by YLA) is used as the lightweight core 13a.
[0032]
Next, an example of a method for forming the optical mount 11 will be described.
First, high strength carbon fiber M60J is impregnated with cyanate resin EX1515 to prepare a prepreg. When producing, the fiber volume content is adjusted to 50 to 60%. 6-8 sheets of this prepreg are stacked. The stacked prepreg is cured by applying heat of about 120 ° C. and pressure of about 3 atm. The cured prepreg is cut into a required size and shape to form a passage hole a and a support hole b, and a CFRP skin 12 is formed.
[0033]
Next, one piece of UCF-83-1 / 4-3.0 is cut into a required size and shape to form a lightweight core 13a. Similarly, UCF-159-1 / 4-11 is cut into a required size and shape to form a high-strength core 13b. Thereafter, the lightweight core 13a and the three high-strength cores 13b are bonded together to form the CFRP honeycomb core 13.
[0034]
Next, a thermosetting sheet adhesive is laid on the surface of the CFRP skin 12. A CFRP honeycomb core 13 is placed thereon. A CFRP skin 12 laid with a sheet-like adhesive is placed on this, and is bonded by applying heat and pressure to form an original honeycomb sandwich panel.
[0035]
Alternatively, when the material of the CFRP skin 12 is a resin that functions as an adhesive, the CFRP skin 12, the CFRP honeycomb core 13, and the CFRP skin 12 are stacked in this order, and then bonded by applying heat and pressure to form the original honeycomb sandwich panel. Form.
[0036]
Next, the original shape of the honeycomb sandwich panel is cut into a necessary size and shape, and the passage hole a and the support hole b are formed, thereby forming the optical mount 11.
[0037]
As described above, according to the optical mount 11 of the second embodiment, since it is configured by the CFRP skin 12 and the CFRP honeycomb core 13, the same effects as those of the first embodiment can be obtained. In addition, since the CFRP honeycomb core 13 is composed of the lightweight core 13a and the high-strength core 13b, there is an effect that the strength of the optical mount can be improved while maintaining the lightness.
[0038]
Embodiment 3 FIG.
4-6 is explanatory drawing of the optical mount 21 by Embodiment 3 of this invention. FIG. 4 is an exploded perspective view showing the configuration of the optical mount 21. FIG. 5 is an enlarged view of the honeycomb structure for explaining the coordinate direction in the honeycomb core of the optical mount 21. FIG. 6 is a divided layout diagram when the CFRP honeycomb core of the optical mount 21 is viewed from above, and is shown in contrast to the coordinate direction of the honeycomb core.
[0039]
In FIG. 4, 21 is an optical mount (honeycomb sandwich panel for satellite-mounted optical equipment). Reference numeral 22 denotes a CFRP skin, which is provided so as to cover both surfaces of the honeycomb core. a is a passage hole for reflected light, and is provided at the center of the CFRP skin 22. Reference numeral b denotes a support hole, which is provided at three locations at equal intervals of 120 ° around the central portion on the periphery of the CFRP skin 22 in order to support a truss (not shown) constituting a telescope on which a reflecting mirror is mounted. Yes. As a material of the CFRP skin 22, for example, high-strength carbon fiber M60J (manufactured by Toray) is used as the carbon fiber, and cyanate resin EX1515 (manufactured by Bryte) is used as the resin.
[0040]
Reference numeral 23 denotes a CFRP honeycomb core. As the CFRP honeycomb core 23, for example, UCF-83-1-4-3.0 (manufactured by YLA) is used. The CFRP honeycomb core 23 is composed of six divided cores 23p arranged so that the direction in which the honeycomb core has high shear strength coincides with the direction in which the load applied to the optical mount 21 is strong.
[0041]
Next, the difference in shear strength depending on the direction of the honeycomb core will be described with reference to FIG. As shown in FIG. 5, the honeycomb core has a honeycomb-like structure in which an infinite number of hexagonal cells are gathered. When the direction in which the hexagonal shape of the cell can be seen is viewed from the front, in FIG. 5, the horizontal direction including a pair of two parallel sides of the cell is the L direction, and the direction perpendicular to the L direction is the W direction.
[0042]
The front side of the cell is the z direction of the space coordinates xyz, and the L direction is the x direction. The direction of spatial coordinates that is perpendicular to the L and x directions and is also perpendicular to the z direction is defined as the y direction. At this time, the shear stress generated in the L direction of the honeycomb core is the xz shear stress of coordinates, and the shear stress generated in the W direction is the yz shear stress.
[0043]
The shear stress in the L direction of the honeycomb core can be subjected to a shear load on the xz plane. However, as is apparent from FIG. For this reason, the honeycomb core has a higher shear stress in the L direction than a shear stress in the W direction.
[0044]
Therefore, by matching the L direction of the honeycomb core with the direction in which the shear load is strongly generated in the honeycomb core, it is possible to obtain an optical mount that is resistant to shear stress, that is, a high strength.
[0045]
As shown in FIG. 6, among the entire CFRP honeycomb core 23, the periphery of the three locations of the support hole B receives a strong shearing load toward the center. The other portions receive a strong shear load in the 90 ° direction with respect to the central direction. Therefore, the CFRP honeycomb core 23 is configured by arranging the six split cores 23p in which the direction in which the CFRP honeycomb core 23 receives a strong shear load and the L direction of the honeycomb core structure coincide with each other. Of the six CFRP honeycomb cores 23 divided and arranged, each of the three split cores 23p in the peripheral portion including the vicinity of the support hole B has a shape that is a 120 ° axis object with the center of the CFRP core 23 as an axis. It was. Thereby, the strength of the optical mount 21 including the CFRP honeycomb core 23 can be made uniform in any part.
Since other parts are the same as those in the first and second embodiments, detailed description thereof is omitted.
[0046]
Next, an example of a method for forming the optical mount 21 will be described.
First, high strength carbon fiber M60J is impregnated with cyanate resin EX1515 to prepare a prepreg. When producing, the fiber volume content is adjusted to 50 to 60%. 6-8 sheets of this prepreg are stacked. The stacked prepreg is cured by applying heat of about 120 ° C. and pressure of about 3 atm. The cured prepreg is cut into a required size and shape to form a passage hole a and a support hole b, and a CFRP skin 22 is formed.
[0047]
Next, one piece of UCF-83-1 / 4-3.0 is prepared, and six divided cores 23p are formed in consideration of the direction of the honeycomb core and the direction of the shear strength received by the honeycomb core. Thereafter, the split cores 23p are bonded together to form the CFRP honeycomb core 23.
[0048]
Next, a thermosetting sheet adhesive is laid on the surface of the CFRP skin 22. A CFRP honeycomb core 23 is placed thereon. A CFRP skin 22 laid with a sheet-like adhesive is placed on this, and bonded by applying heat and pressure to form an original honeycomb sandwich panel.
[0049]
Alternatively, when the material of the CFRP skin 22 is a resin that functions as an adhesive, the CFRP skin 22, the CFRP honeycomb core 23, and the CFRP skin 22 are stacked in this order, and then bonded by applying heat and pressure to form the original honeycomb sandwich panel. Form.
[0050]
Next, the original shape of the honeycomb sandwich panel is cut into a required size and shape, and the passage hole a and the support hole b are formed, thereby forming the optical mount 21.
[0051]
As described above, according to the optical gantry 21 of the third embodiment, since the CFRP skin 22 and the CFRP honeycomb core 23 are used, the same effects as those of the first embodiment can be obtained. Further, the CFRP honeycomb core 23 is divided into a plurality of the honeycomb cores so that the direction in which the load is stronger than the other directions and the direction in which the honeycomb core receives the shearing force coincide with each other. Thus, it is possible to obtain an effect that the strength can be improved while keeping the lightness of the optical mount as it is.
[0052]
【The invention's effect】
  As described above, according to the present invention,In a honeycomb sandwich panel for satellite-mounted optical equipment, which includes a honeycomb core and a skin covering both surfaces of the honeycomb core, the honeycomb core and the skin are made of CFRP, and the CFRP constituting the skin is a carbon fiber A plurality of prepregs having the above-mentioned directivity are sequentially stacked at different angles so that the thermal expansion coefficient of the skin is constant in all directions horizontal to the surface.Since it is configured, the strength is high, there is little risk of distortion due to heat, and no reinforcing member or the like is required, so that there is an effect that an optical mount that is easy to manufacture and lightweight can be obtained.
  Further, in the CFRP skin, the coefficient of thermal expansion in all directions parallel to the surface can be set to a low value of -0.3 ppm / K. As a whole, in all directions horizontal to the surface, Conventionally, a honeycomb sandwich panel having a low thermal expansion coefficient of 0.5 ppm / K, which is lower than 0.5 ppm / K, of an Invar alloy that has been used as a material for satellite-mounted optical equipment can be obtained, and a high resolution (for example, 0.2 to 0.00). The effect that it can be applied to an optical mount of an optical apparatus having about 3 ″) is obtained.
[0053]
According to this invention, since the honeycomb sandwich panel for satellite-mounted optical equipment is configured so that the thermal expansion coefficient is within ± 0.5 ppm / K in all directions parallel to the surface, distortion due to heat is prevented. Since a honeycomb sandwich panel that is less likely to occur can be obtained, there is an effect that the honeycomb sandwich panel can be applied to an optical mount of an optical device having high resolution.
[0054]
According to the present invention, the honeycomb core is arranged in a portion where the load is stronger than the other portions of the entire honeycomb core, and the inner honeycomb disposed in a portion excluding the outer honeycomb core. Since the honeycomb sandwich panel for satellite-mounted optical equipment is configured so that the outer honeycomb core is stronger than the inner honeycomb core, the effect is that an optical mount that can improve the strength can be obtained. There is.
[0055]
According to this invention, since the honeycomb sandwich panel for satellite-mounted optical equipment is configured so that the inner honeycomb core is lighter than the outer honeycomb core, there is an effect that an optical mount that maintains lightness can be obtained. .
[0056]
  According to this invention,The honeycomb core is divided into a plurality of honeycomb cores so that the direction in which the load is stronger than the other directions in the entire honeycomb core and the direction in which the honeycomb core receives the shearing force coincide with each other. It is composed of divided cores arranged in a divided manner, and the direction in which the shearing force of the divided core is received by the surface is a shape that is an object of an axis of a certain angle with the center of the whole honeycomb core as an axis.Therefore, there is an effect that an optical mount capable of improving the strength while maintaining the lightness is obtained.Further, the strength of the optical mount including the honeycomb core can be made uniform in any part.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is an exploded perspective view showing a configuration of an optical mount (honeycomb sandwich panel for satellite-mounted optical equipment) according to Embodiment 1 of the present invention.
FIG. 2 is an exploded perspective view showing a configuration of an optical mount according to Embodiment 2 of the present invention.
FIG. 3 is a side view of the optical mount according to the second embodiment when viewed from a high-strength core.
FIG. 4 is an exploded perspective view showing a configuration of an optical mount according to Embodiment 3 of the present invention.
FIG. 5 is an enlarged view of a honeycomb structure for explaining coordinate directions in a honeycomb core of an optical mount according to Embodiment 3 of the present invention.
FIG. 6 is a divided layout view of a CFRP honeycomb core of an optical gantry according to Embodiment 3 of the present invention when viewed from above, and is a view showing the coordinate direction of the honeycomb core.
FIG. 7 is a perspective view of an optical mount of a satellite-mounted optical apparatus using a conventional honeycomb sandwich panel.
[Explanation of symbols]
1,11,21 optical mount (honeycomb sandwich panel for satellite-mounted optical equipment), 2,12,22 CFRP skin, 3,13,23 CFRP honeycomb core, 13a lightweight core (inner honeycomb core), 13b high strength core (outer side) Honeycomb core), 23p divided core, a, A passage hole, b, B support hole.

Claims

And the honeycomb core, the honeycomb sandwich panel satellite optics composed of the epidermis covering the both surfaces of the honeycomb core, the honeycomb core and the epidermis, Ri CFRP Tona,
The CFRP constituting the skin is formed by sequentially laminating a plurality of prepregs having carbon fiber directivity at different angles so that the thermal expansion coefficient of the skin is constant in all directions horizontal to the surface. A honeycomb sandwich panel for satellite-mounted optical equipment.

2. The honeycomb sandwich panel for satellite-mounted optical equipment according to claim 1, wherein the thermal expansion coefficient is within ± 0.5 ppm / K in all directions parallel to the surface.

The honeycomb core is composed of an outer honeycomb core arranged in a portion where the load is more intense than the other portions of the entire honeycomb core, and an inner honeycomb core arranged in a portion excluding the outer honeycomb core. The honeycomb sandwich panel for satellite-mounted optical equipment according to claim 1, wherein the outer honeycomb core has higher strength than the inner honeycomb core.

4. The honeycomb sandwich panel for satellite-mounted optical equipment according to claim 3, wherein the inner honeycomb core is lighter than the outer honeycomb core.

The honeycomb core is divided into a plurality of honeycomb cores so that the direction in which the load is stronger than the other directions in the entire honeycomb core and the direction in which the honeycomb core receives the shearing force coincide with each other. Consists of split cores,
2. The honeycomb sandwich for satellite-mounted optical equipment according to claim 1, wherein a direction in which the shearing force of the split core is received by the surface is a shape that is an object of an axis having a constant angle with the center of the whole honeycomb core as an axis. panel.