JP6337673B2 - Solar sail and solar sail spacecraft using the same - Google Patents

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Description

本発明は、ソーラセイル及びそれを用いたソーラセイル宇宙機に関する。   The present invention relates to a solar sail and a solar sail spacecraft using the same.

２０１０年にソーラ電力セイル実証機であるＩＫＡＲＯＳが、世界で初めての惑星間ソーラセイル宇宙機として打ち上げられた。このＩＫＡＲＯＳは、打ち上げ時にはソーラセイルを折りたたんで収納し、軌道に達すると機体をスピンさせ、そのときの遠心力で収納されたソーラセイルを展開する構成となっている。   In 2010, IKAROS, a solar power sail demonstrator, was launched as the world's first interplanetary solar sail spacecraft. The IKAROS is configured to fold and store the solar sail when launched, spin the aircraft when reaching the orbit, and deploy the solar sail stored by centrifugal force at that time.

このソーラセイルは、太陽等からの光を反射することにより、その反作用により推力を生む帆である。なお、このソーラセイルには、薄膜の太陽電池も搭載されている。   This solar sail is a sail that reflects light from the sun or the like and produces thrust by its reaction. The solar sail is also equipped with a thin film solar cell.

このとき、ソーラセイル宇宙機は、軌道変更・調整する際の姿勢制御において、ソーラセイルの向きを変更する必要がある。しかし、大きく膜を広げた衛星全体の姿勢を変えることは容易でない問題、及び、観測器など他機器の要求により衛星全体の姿勢が制約される問題があった。   At this time, the solar sail spacecraft needs to change the direction of the solar sail in the attitude control when changing or adjusting the trajectory. However, there is a problem that it is not easy to change the attitude of the entire satellite with the film widened, and there is a problem that the attitude of the entire satellite is restricted by the request of other equipment such as an observer.

そこで、特開２００４−３４５３８６号公報においては、図５に示すようなソーラセイル１１１が提案されている。このソーラセイル１１１は、ソーラセイル主膜面に圧電フィルムを用いて曲率を生じさせることにより、正の方向に傾斜する高反射率部１１６と負の方向に傾斜する低反射率部１１７を形成する。そして、高反射率部１１６が発生する推進力と低反射率部１１７が発生する推進力の合力の方向を制御して、ソーラセイルの姿勢を制御する駆動力を得るようになっている。   Therefore, Japanese Unexamined Patent Application Publication No. 2004-345386 proposes a solar sail 111 as shown in FIG. The solar sail 111 forms a high reflectance portion 116 that is inclined in the positive direction and a low reflectance portion 117 that is inclined in the negative direction by generating a curvature on the surface of the solar sail main film using a piezoelectric film. The driving force for controlling the attitude of the solar sail is obtained by controlling the direction of the resultant force of the propulsive force generated by the high reflectivity portion 116 and the propulsive force generated by the low reflectivity portion 117.

特開２００４−３４５３８６号公報JP 2004-345386 A

しかしながら、特開２００４−３４５３８６号公報にかかる構成では、一面のソーラセイル主膜面からなるソーラセイルであるため、光圧による軌道制御には姿勢変更を伴うが、大きく膜を広げた衛星の姿勢を変更するのは容易ではない。また、特に、観測を行いながら軌道制御を行う際には、観測対象に対する宇宙機本体の姿勢が規定されるため、必要な姿勢変更ができない場合が生じる。また、光圧ではなくエンジンを用いて軌道変更する構成でも、観測姿勢の制約からエンジンを効果的に起動させることができない場合が生じる。   However, in the configuration according to Japanese Patent Application Laid-Open No. 2004-345386, the solar sail is composed of a single solar sail main film surface. Therefore, orbit control by light pressure is accompanied by a change in attitude, but the attitude of the satellite with a greatly expanded film is changed. It is not easy to do. In particular, when orbit control is performed while observing, the attitude of the spacecraft main body with respect to the observation target is specified, so that the necessary attitude change may not be possible. Even in a configuration in which the trajectory is changed using the engine instead of the light pressure, there are cases where the engine cannot be started up effectively due to the restriction of the observation posture.

そこで、本発明の主目的は、宇宙機本体の姿勢を変えない状態で軌道制御を効率的にできるようにしたソーラセイル及びそれを用いたソーラセイル宇宙機を提供することである。   Therefore, a main object of the present invention is to provide a solar sail and a solar sail spacecraft using the solar sail that can efficiently perform orbit control without changing the attitude of the spacecraft body.

上記課題を解決するため、宇宙機本体に取り付けられて、スピンすることで展開するソーラセイルにかかる発明は、ソーラセイルが、宇宙機本体を１つの頂点とする３角形のセイルブロックに分割され、かつ、各セイルブロックが、矩形板状に形成されて、一方の面が反射面をなす小セイルと、小セイルの４コーナと係合して、複数の小セイルを所定間隔で並設・保持する連結体と、連結体の一端が連結されて、当該連結体の長さを調節することで、小セイルの反射面の角度を変えるアクチュエータと、連結体の他端に設けられて、宇宙機本体がスピンした際に生じる遠心力で、複数のセイルブロックからなるソーラセイルを展開させる錘と、を含むことを特徴とする。   In order to solve the above problems, the invention relating to a solar sail that is attached to a spacecraft body and expands by spinning, the solar sail is divided into triangular sail blocks having the spacecraft body as one vertex, and Each sail block is formed in the shape of a rectangular plate, and is engaged with a small sail whose one surface is a reflective surface and the four corners of the small sail to connect and hold a plurality of small sails in parallel at predetermined intervals. The body and one end of the connecting body are connected, and the length of the connecting body is adjusted to change the angle of the reflective surface of the small sail, and the other end of the connecting body is provided. And a weight for expanding a solar sail composed of a plurality of sail blocks by a centrifugal force generated upon spinning.

また、ソーラセイル宇宙機にかかる発明は、上記ソーラセイルを、宇宙機本体の周りに展開可能に備えたことを特徴とする。   Further, the invention relating to the solar sail spacecraft is characterized in that the solar sail is provided so as to be able to be deployed around the spacecraft body.

本発明によれば、ソーラセイルを複数のセイルブロックに分割し、かつ、各セイルブロックを傾斜角が変えられるように設けた小セイルで構成したので、宇宙機本体の姿勢を変えることなく、光圧による軌道制御ができるようになる。 According to the present invention, the solar sail is divided into a plurality of sail blocks, and each sail block is constituted by a small sail provided so that the inclination angle can be changed, so that the light pressure can be changed without changing the attitude of the spacecraft body. Orbit control by

ソーラセイル宇宙機の構成を示す図である。It is a figure which shows the structure of a solar sail spacecraft. 図１におけるＡ−Ａ断面図である。It is AA sectional drawing in FIG. ソーラセイル宇宙機が飛翔する様子を示した図である。It is the figure which showed a mode that a solar sail spacecraft flew. アクチュエータにより小セイルの傾斜角を変える様子を示した図で、（ａ）はソーラセイル宇宙機に推進力が作用しない場合、（ｂ）は図面右方向に推進力が作用する場合、（ｃ）は図面左方向に推進力が作用する場合の図である。FIG. 5 is a diagram showing how the angle of inclination of a small sail is changed by an actuator, where (a) shows a case where no thrust is applied to a solar sail spacecraft, (b) shows a case where a thrust acts on the right side of the drawing, and (c) shows It is a figure in case a driving force acts on drawing left direction. 関連技術の説明に適用されるソーラセイルの図である。It is a figure of the solar sail applied to description of related technology.

本発明の実施形態を説明する。図１は、本実施形態にかかるソーラセイル宇宙機２の構成を示す図である。   An embodiment of the present invention will be described. FIG. 1 is a diagram showing a configuration of a solar sail spacecraft 2 according to the present embodiment.

ソーラセイル宇宙機２は、宇宙機本体４の周囲に展開されるソーラセイル１０を備える。   The solar sail spacecraft 2 includes a solar sail 10 deployed around the spacecraft body 4.

ソーラセイル１０は、宇宙機本体４を頂点とする三角形状に複数分割されている。以下、分割された領域をセイルブロックと記載する。図１のソーラセイル１０は、４つのセイルブロックＲ１〜Ｒ４（Ｒ）に分割されて、展開された際には概ね正方形の外形をなしている。無論、ソーラセイル１０の外形は、正方形に限定されるものではなく、例えば、６角形、８角形等の多角形（円を含む）であっても良い。   The solar sail 10 is divided into a plurality of triangles with the spacecraft body 4 as a vertex. Hereinafter, the divided area is referred to as a sail block. The solar sail 10 of FIG. 1 is divided into four sail blocks R1 to R4 (R) and has a substantially square outer shape when expanded. Of course, the outer shape of the solar sail 10 is not limited to a square, and may be a polygon (including a circle) such as a hexagon or an octagon.

各セイルブロックＲは、小セイル１１、連結体１２、錘１３、アクチュエータ１４により構成されている。そして、恰も窓に取り付けられるブラインドのように、アクチュエータ１４が連結体１２の長さを変えることにより、この連結体１２に連結された小セイル１１が角度を変えるようになっている。連結体１２としては紐が考えられる。   Each sail block R includes a small sail 11, a connecting body 12, a weight 13, and an actuator 14. Then, like the blind attached to the window, the actuator 14 changes the length of the connecting body 12 so that the small sail 11 connected to the connecting body 12 changes the angle. A string may be considered as the connecting body 12.

小セイル１１は、概ね矩形板状に形成されて、入射光等の入射光が入射する面（反射面）が鏡面に形成された薄膜体である。そして、セイルブロックＲには、長さの異なる小セイル１１を等間隔に配置されて、小セイル１１のコーナは、連結体１２により連結されている。従って、１つの小セイル１１には４本の連結体１２が連結されている。即ち、連結体１２は、小セイル１１の４コーナと係合して、複数の小セイル１１を所定間隔で並設・保持している。   The small sail 11 is a thin film body that is formed in a substantially rectangular plate shape, and a surface (reflection surface) on which incident light such as incident light is incident is formed on a mirror surface. Further, small sails 11 having different lengths are arranged at equal intervals in the sail block R, and the corners of the small sails 11 are connected by a connecting body 12. Accordingly, four connecting bodies 12 are connected to one small sail 11. That is, the coupling body 12 is engaged with the four corners of the small sail 11 to hold and arrange the plurality of small sails 11 at predetermined intervals.

図２は、図１におけるＡ−Ａ断面図である。図２において、ソーラセイル面Ｓに並行に左右２本の連結体１２が図示されている。そこで、入射光側の連結体１２を表連結体１２ａとし、反射面と反対側の連結体１２を裏連結体１２ｂと記載する。なお、ソーラセイル面Ｓとは、入射光側のソーラセイル１０がなす面とする。   2 is a cross-sectional view taken along line AA in FIG. In FIG. 2, two right and left coupling bodies 12 are illustrated in parallel to the solar sail surface S. Therefore, the coupling body 12 on the incident light side is referred to as a front coupling body 12a, and the coupling body 12 on the side opposite to the reflecting surface is referred to as a back coupling body 12b. The solar sail surface S is a surface formed by the solar sail 10 on the incident light side.

アクチュエータ１４は宇宙機本体４側に設けられて、連結体１２の一端が取り付けられている。なお、連結体１２の他端には錘１３が設けられている。そして、アクチュエータ１４は、各連結体１２を宇宙機本体４側に引き寄せたり、離したりすることで、小セイル１１の傾斜角を調整する。ここで、傾斜角は、小セイル１１の反射面がソーラセイル面Ｓの法線となす角度と定義する。   The actuator 14 is provided on the spacecraft main body 4 side, and one end of the coupling body 12 is attached. A weight 13 is provided at the other end of the connecting body 12. Then, the actuator 14 adjusts the inclination angle of the small sail 11 by pulling each connecting body 12 toward or away from the spacecraft main body 4 side. Here, the inclination angle is defined as an angle formed by the reflective surface of the small sail 11 and the normal line of the solar sail surface S.

次に、このようなソーラセイル宇宙機２において、光圧を利用して姿勢制御する方法について説明する。このとき、図３に示すように、ソーラセイル宇宙機２は、ミッション機器として望遠鏡を搭載し、軌道Ｔを飛翔しているとする。観測目標Ｐを観測する際には、ソーラセイル宇宙機２は望遠鏡の光軸を観測目標Ｐに合わせる。従って、軌道Ｔに沿って飛翔している際には、観測目標Ｐが望遠鏡の光軸上に位置するように、ソーラセイル宇宙機２の姿勢制御を行う必要がある。   Next, a method for attitude control using light pressure in such a solar sail spacecraft 2 will be described. At this time, as shown in FIG. 3, it is assumed that the solar sail spacecraft 2 is mounted with a telescope as a mission device and is flying in the trajectory T. When observing the observation target P, the solar sail spacecraft 2 aligns the optical axis of the telescope with the observation target P. Therefore, when flying along the trajectory T, it is necessary to control the attitude of the solar sail spacecraft 2 so that the observation target P is positioned on the optical axis of the telescope.

例えば、図３においてソーラセイル宇宙機２が位置Ｑ１に位置して観測目標Ｐを観測している際に、軌道Ｔに沿って飛翔するために搭載エンジンを起動して軌道修正を行う場合を考える。この場合には、搭載エンジンはソーラセイル宇宙機２に機械的に固着されているので、噴射口等の位置を変えることができないことがある。即ち、搭載エンジンだけで観測目標Ｐの観測を継続しながら軌道制御を行うことが困難になる場合が生じる。
For example, consider the case where the onboard engine is activated to correct the trajectory in order to fly along the trajectory T when the solar sail spacecraft 2 is positioned at the position Q1 and observes the observation target P in FIG. In this case, since the mounted engine is mechanically fixed to the solar sail spacecraft 2, the position of the injection port or the like may not be changed. That is, it may be difficult to perform orbit control while continuing to observe the observation target P with only the mounted engine.

そこで、本実施形態においては、ソーラセイル１０に作用する光圧を利用して軌道制御の自由度を向上させる。なお、光圧による軌道制御の制御量や制御方向は、小セイル１１の傾斜角を調整することにより行う。   Therefore, in the present embodiment, the degree of freedom of trajectory control is improved using the light pressure acting on the solar sail 10. Note that the control amount and control direction of the orbit control by the light pressure are performed by adjusting the inclination angle of the small sail 11.

図４は、アクチュエータ１４により連結体１２を駆動して、小セイル１１の傾斜角を変える様子を示した図で、（ａ）はソーラセイル宇宙機２に推進力が作用しない場合、（ｂ）は図面右方向に推進力が作用する場合、（ｃ）は図面左方向に推進力が作用する場合の図である。   FIG. 4 is a diagram showing a state in which the connecting body 12 is driven by the actuator 14 to change the inclination angle of the small sail 11. FIG. 4A shows a case where no thrust is applied to the solar sail spacecraft 2, and FIG. When the propulsive force acts in the right direction of the drawing, (c) is a diagram when the propulsive force acts in the left direction of the drawing.

なお、図４において宇宙機本体４に対して右側のセイルブロックをＲ，左側のセイルブロックをＬで示す。例えば、右側の表連結体１２ａは表連結体１２ａ＿Ｒ、左側の表連結体１２ａは表連結体１２ａ＿Ｌである。   In FIG. 4, the right sail block with respect to the spacecraft main body 4 is indicated by R, and the left sail block is indicated by L. For example, the right table connector 12a is a table connector 12a_R, and the left table connector 12a is a table connector 12a_L.

（１）推進力が作用しない場合：
この場合は、図４（ａ）に示すように、右側の小セイル１１＿Ｒの傾斜角θ＿Ｒと左側の小セイル１１＿Ｌの傾斜角θ＿Ｌとは、θ＿Ｒ＋θ＿Ｌ＝０を満たす。これにより、右側の小セイル１１＿Ｒには、ソーラセイル面Ｓに沿って力ｆ１＿Ｒが作用し、左側の小セイル１１＿Ｌにはソーラセイル面Ｓに沿って力ｆ１＿Ｌが作用して、ｆ１＿Ｒ＝ｆ１＿Ｌとなる。但し、力ｆ１＿Ｒと力ｆ１＿Ｌとの力の向きは逆である。この結果、右側のセイルブロックによる力と左側のセイルブロックによる力とが相殺し合って、ソーラセイル面Ｓに沿った推進力は働かない。 (1) When propulsive force does not act:
In this case, as shown in FIG. 4A, the inclination angle θ_R of the right small sail 11_R and the inclination angle θ_L of the left small sail 11_L satisfy θ_R + θ_L = 0. Thereby, the force f1_R acts on the right small sail 11_R along the solar sail surface S, and the force f1_L acts on the left small sail 11_L along the solar sail surface S, so that f1_R = f1_L. However, the direction of the force f1_R and the force f1_L is opposite. As a result, the force from the right sail block and the force from the left sail block cancel each other, and the propulsive force along the solar sail surface S does not work.

（２）右方向に推進力が作用する場合：
図４（ａ）の状態から裏連結体１２ｂ＿Ｌ、１２ｂ＿Ｒをアクチュエータ１４により宇宙機本体４側（矢印Ｋ２＿Ｌ、Ｋ２＿Ｒ方向）に引き寄せて、図４（ｂ）に示す状態にする。但し、引き寄せ量は、裏連結体１２ｂ＿Ｌより裏連結体１２ｂ＿Ｒの方を大きくする。これにより、右側の小セイル１１＿Ｒの傾斜角θ＿Ｒと左側の小セイル１１＿Ｌの傾斜角θ＿Ｌとは同じ符号の角度となり、右側の小セイル１１＿Ｒには、ソーラセイル面Ｓに沿って力ｆ２＿Ｒが作用し、左側の小セイル１１＿Ｌにはソーラセイル面Ｓに沿って力ｆ２＿Ｌが作用する。但し、力ｆ１＿Ｒと力ｆ１＿Ｌとの力の向きは同じである。この結果、右側のセイルブロックによる力と左側のセイルブロックによる力とが合成されて、ソーラセイル面Ｓに沿って図面右方向に推進力が働く。 (2) When propulsive force acts in the right direction:
From the state of FIG. 4A, the back coupling bodies 12b_L and 12b_R are pulled toward the spacecraft main body 4 side (in the directions of arrows K2_L and K2_R) by the actuator 14 to obtain the state shown in FIG. 4B. However, the amount of pulling is larger for the back connection body 12b_R than for the back connection body 12b_L. Thereby, the inclination angle θ_R of the right small sail 11_R and the inclination angle θ_L of the left small sail 11_L have the same sign, and the force f2_R acts on the right small sail 11_R along the solar sail surface S, A force f2_L is applied along the solar sail surface S to the left small sail 11_L. However, the force directions of the force f1_R and the force f1_L are the same. As a result, the force generated by the right sail block and the force generated by the left sail block are combined, and a propulsive force acts along the solar sail surface S in the right direction of the drawing.

（３）左方向に推進力が作用する場合：
図４（ａ）の状態から裏連結体１２ｂ＿Ｌ、１２ｂ＿Ｒをアクチュエータ１４により宇宙機本体４側（矢印Ｋ３＿Ｌ、Ｋ３＿Ｒ方向）に引き寄せて、図４（ｂ）に示す状態にする。但し、引き寄せ量は、裏連結体１２ｂ＿Ｒより裏連結体１２ｂ＿Ｌの方を大きくする。これにより、右側の小セイル１１＿Ｒの傾斜角θ＿Ｒと左側の小セイル１１＿Ｌの傾斜角θ＿Ｌとは同じ符号の角度となり、右側の小セイル１１＿Ｒには、ソーラセイル面Ｓに沿って力ｆ３＿Ｒが作用し、左側の小セイル１１＿Ｌにはソーラセイル面Ｓに沿って力ｆ３＿Ｌが作用する。但し、力ｆ３＿Ｒと力ｆ３＿Ｌとの力の向きは同じである（図面の左方向）。この結果、右側のセイルブロックによる力と左側のセイルブロックによる力とが合成されて、ソーラセイル面Ｓに沿って図面左方向に推進力が働く。 (3) When a driving force acts in the left direction:
From the state of FIG. 4A, the back coupling bodies 12b_L and 12b_R are pulled toward the spacecraft main body 4 side (in the directions of arrows K3_L and K3_R) by the actuator 14 to obtain the state shown in FIG. 4B. However, the amount of pulling is larger for the back connector 12b_L than for the back connector 12b_R. Accordingly, the inclination angle θ_R of the right small sail 11_R and the inclination angle θ_L of the left small sail 11_L have the same sign, and the force f3_R acts on the right small sail 11_R along the solar sail surface S, A force f3_L is applied along the solar sail surface S to the left small sail 11_L. However, the direction of the force f3_R and the force f3_L are the same (left direction in the drawing). As a result, the force from the right sail block and the force from the left sail block are combined, and a propulsive force is applied along the solar sail surface S in the left direction of the drawing.

なお、ソーラセイル宇宙機２を回転させる場合には、傾斜角θ＿Ｒと傾斜角θ＿Ｌとを異なる角度にする。例えば、図４（ｃ）において、傾斜角θ＿Ｒ＜傾斜角θ＿Ｌのように異なる角度にする。このとき、力ｆ３＿Ｒ＜力ｆ３＿Ｌとなり、光圧によるソーラセイル面Ｓに垂直な力成分が、右側の小セイル１１＿Ｒより左側の小セイル１１＿Ｌの方が大きくなって、ソーラセイル宇宙機２の姿勢制御ができる。   When the solar sail spacecraft 2 is rotated, the tilt angle θ_R and the tilt angle θ_L are set to different angles. For example, in FIG. 4C, different angles are set such that the inclination angle θ_R <the inclination angle θ_L. At this time, force f3_R <force f3_L, and the force component perpendicular to the solar sail surface S due to light pressure is greater in the left small sail 11_L than in the right small sail 11_R, so that the attitude of the solar sail spacecraft 2 can be controlled. .

また、ソーラセイル宇宙機２がスピンしている場合には、スピンに同期して各小セイル１１の傾斜角を調整する。   When the solar sail spacecraft 2 is spinning, the inclination angle of each small sail 11 is adjusted in synchronization with the spin.

以上説明したように、ソーラセイル１０を複数のセイルブロックに分割し、かつ、各セイルブロックにおける小セイルの傾斜角を調整可能にしたので、ソーラセイル宇宙機の姿勢を変えることなく、光圧により軌道制御等が行えるようになる。   As described above, the solar sail 10 is divided into a plurality of sail blocks, and the inclination angle of the small sails in each sail block can be adjusted, so that the orbit control is performed by the light pressure without changing the attitude of the solar sail spacecraft. Etc. can be performed.

２ ソーラセイル宇宙機
４ 宇宙機本体
１０ ソーラセイル
１１ 小セイル
１２ 連結体
１２ａ 表連結体
１２ｂ 裏連結体
１３ 錘
Ｒ（Ｒ１〜Ｒ４） セイルブロック 2 Solar Sail Spacecraft 4 Spacecraft Main Body 10 Solar Sail 11 Small Sail 12 Linked Body 12a Front Linked Body 12b Back Linked Body 13 Weight R (R1 to R4) Sail Block

Claims (4)

宇宙機本体に取り付けられて、スピンすることで帆を展開するソーラセイルであって、
前記ソーラセイルが、前記宇宙機本体を１つの頂点とする複数の３角形のセイルブロックからなり
各セイルブロックは、
矩形板状に形成されて、一方の面が反射面をなす複数の小セイルと、
前記小セイルの４コーナと係合して、複数の前記小セイルを所定間隔で並設・保持する連結体と、
前記連結体の一端が連結されて、当該連結体の長さを調節することで、前記小セイルの反射面の角度を変えるアクチュエータと、
前記連結体の他端に設けられて、前記宇宙機本体がスピンした際に生じる遠心力で、複数の前記セイルブロックからなる前記ソーラセイルを展開させる錘と、を含む、
ことを特徴とするソーラセイル。 A solar sail that is attached to the spacecraft body and expands the sail by spinning,
The solar sail is composed of a plurality of triangular sail blocks having the spacecraft body as one vertex, and each sail block is
A plurality of small sails that are formed in a rectangular plate shape and one surface forms a reflective surface;
A coupling body that engages with the four corners of the small sail and juxtaposes and holds the plurality of small sails at predetermined intervals
One end of the connecting body is connected, and by adjusting the length of the connecting body, an actuator that changes the angle of the reflective surface of the small sail,
A weight that is provided at the other end of the coupling body and that unfolds the solar sail composed of a plurality of the sail blocks by a centrifugal force generated when the spacecraft main body is spun.
This is a solar sail. 請求項１に記載のソーラセイルであって、
前記連結体は紐であることを特徴とするソーラセイル。 The solar sail according to claim 1,
The solar sail is characterized in that the connecting body is a string. 請求項１又は２記載のソーラセイルであって、
前記アクチュエータは、スピンする前記宇宙機本体の回転位置に応じて、各セイルブロックにおける小セイルの傾斜角を調整することを特徴とするソーラセイル。 The solar sail according to claim 1 or 2,
The solar sail is characterized in that the actuator adjusts the inclination angle of the small sail in each sail block according to the rotational position of the spinning spacecraft body. 請求項１乃至３のいずれか１項に記載のソーラセイルを、宇宙機本体の周りに展開可能に備えたことを特徴とするソーラセイル宇宙機。   A solar sail spacecraft comprising the solar sail according to any one of claims 1 to 3 so that the solar sail can be deployed around a spacecraft main body.
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