JP6529804B2 - 人工衛星用太陽光発電翼及び人工衛星 - Google Patents

Description

本発明は人工衛星用太陽光発電翼に関し、また、少なくとも１枚の人工衛星用太陽光発電翼を備えた人工衛星に関する。

人工衛星に必要とされる電力は増大の一途をたどっており、その結果として、人工衛星用太陽光発電翼の出力電力の増強が急務となっている。人工衛星用太陽光発電翼を構成する個々のソーラーパネルが備えるソーラーセルを最新型のエネルギ効率の高いものにする他に、人工衛星用太陽光発電翼のアクティブ面積を拡大することによっても出力電力を増強することができる。このアクティブ面積とは、人工衛星用太陽光発電翼の表面積のうち、ソーラーセルが占有している面積をいう。アクティブ面積を拡大するには、個々のソーラーパネルを大型化するか、或いはソーラーパネルの枚数を増やすかの、いずれかが必要である。しかるに、ソーラーパネルの大きさは人工衛星の大きさによって制約される。またそれとは別に、アクティブ面積を拡大すれば、その人工衛星用太陽光発電翼の質量が増大するということも考慮せねばならない。人工衛星用太陽光発電翼の質量が増大することによって、輸送用ロケットが宇宙へ輸送せねばならない質量も増大し、コストの増大を招くことになる。

かかる事情から、出力重量比を向上させた、即ち軽量で大出力の、新規な人工衛星用太陽光発電翼の開発が求められている。かかる目的を達成するための従来公知の人工衛星用太陽光発電翼には、ハニカム構造の通常の剛性ソーラーパネルを備えると共に、その剛性ソーラーパネルよりも軽量の半剛性ソーラーパネルを備えたものがある。このような構成の人工衛星用太陽光発電翼は、ハイブリッド型太陽光発電装置とも呼ばれており、例えば特許文献１などに開示されている。ハイブリッド型太陽光発電装置は通常、折り畳まれて輸送時形態とされ、そしてその折り畳まれた状態で、人工衛星の外側面に取付けられている。人工衛星用太陽光発電翼は、保持システムによって、輸送時形態を維持するように保持されている。その保持システムは、個々のソーラーパネルがその位置から動かないように、個々のソーラーパネルに連結されている。これによって、輸送用ロケットの打ち上げ時に発生するソーラーパネルの振動の振幅を、できるだけ小さく抑えるようにしているのである。

欧州特許出願公開第０７５４ ６２５ Ａ１号公報

本発明の目的は、簡明な手段により、輸送時にソーラーパネルが確実に支持されるようにした、人工衛星用太陽光発電翼を提供することにある。

本発明によれば、上記目的は下記のような人工衛星用太陽光発電翼により達成され、その人工衛星用太陽光発電翼は、少なくとも２枚の剛性ソーラーパネルと少なくとも１枚の半剛性ソーラーパネルとを含む複数枚のソーラーパネルを備え、前記複数枚のソーラーパネルは、稼働時形態と輸送時形態とを取り得るように互いに連結されており、前記輸送時形態にあるときに前記複数枚のソーラーパネルが互いに重ね合わされた状態に保持されており、前記輸送時形態にあるときに前記半剛性ソーラーパネルが自由振動可能な状態で２枚の前記剛性ソーラーパネルの間に位置していることを特徴とする。従って本発明の基本概念は、半剛性ソーラーパネルを剛性ソーラーパネルに対して非連結にするという、全く新規な方式にある。２枚の剛性ソーラーパネルの間に位置している半剛性ソーラーパネルは、従来方式と異なって、自由振動することが許容されており、そのため、輸送時形態にあるときに、半剛性ソーラーパネルは剛性ソーラーパネルに対する相対移動が可能となっている。容易に理解されるように、半剛性ソーラーパネルは剛性ソーラーパネルと比べて、その剛性の大きさが異なるために振動特性が大きく異なっており、そのため、全てのソーラーパネルが互いに振動伝達可能に連結されていると、打ち上げ時の折り畳まれた状態の人工衛星用太陽光発電翼の振動特性が不明確にならざるを得ない。本発明の概念によれば、半剛性ソーラーパネルは、その他のソーラーパネル（剛性ソーラーパネル）から振動が伝達されなくなるのである。

一般的に、半剛性ソーラーパネルは、剛性ソーラーパネルよりも大きな可撓性を有するように構成されている。

本発明の１つの実施形態によれば、前記稼働時形態へ移行するときに連結解除状態にされる少なくとも１つの連結ユニットを備えており、前記輸送時形態にあるときに前記剛性ソーラーパネルどうしが前記連結ユニットを介して互いに連結されている。前記複数枚のソーラーパネルは前記連結ユニットによって前記輸送時形態に保持されており、前記連結ユニットが連結解除状態にされたならば、折り畳まれていた前記複数枚のソーラーパネルが展開し、前記人工衛星用太陽光発電翼が前記稼働時形態へ移行する。前記連結ユニットは、前記剛性ソーラーパネルどうしの間に所定の大きさの間隔を確保するようにして、前記剛性ソーラーパネルどうしを互いに連結している。また、前記連結ユニットは、取付システムでもあり、複数枚の剛性ソーラーパネルの各々に１個ずつが対応した複数個のブッシュと、それらブッシュに係合した１本のピンとを備えている。

本発明の更なる実施形態によれば、前記輸送時形態にあるときに、前記少なくとも２枚の剛性ソーラーパネルどうしが互いに振動伝達可能に連結されており、当該連結は例えば前記少なくとも１つの連結ユニットなどを介して行われている。この構成によれば、前記輸送時形態にあるときに、前記少なくとも２枚の剛性ソーラーパネルは前記人工衛星用太陽光発電翼の第１の振動系を構成している。そして、前記半剛性ソーラーパネルが前記２枚の剛性ソーラーパネルの間に位置しているにもかかわらず、この振動系は前記半剛性ソーラーパネルから独立している。従って、前記輸送時形態にあるときに前記複数枚のソーラーパネルは一種のサンドイッチ型構造を構成しており、そのサンドイッチ型構造において、外側の前記２枚の剛性ソーラーパネルは互いに振動伝達可能に連結されているが、それら２枚の剛性ソーラーパネルとそれらの間に支持されている前記半剛性ソーラーパネルとの間では振動が伝達されないように構成されている。

本発明の更なる実施形態によれば、前記半剛性ソーラーパネルは、前記連結ユニットの近傍領域に形成された少なくとも１つの開口部を備えており、前記半剛性ソーラーパネルと前記連結ユニットとが接触することなく、前記連結ユニットの少なくとも一部が前記開口部の中を延在している。この構成とすることで、前記連結ユニットを前記複数枚のソーラーパネルの任意の領域に装備することができ、特に、前記複数枚のソーラーパネルの中央部分にも装備することができる。前記連結ユニットが上述した構造の取付システムである場合には、そのピンないしブッシュが前記半剛性ソーラーパネルの前記開口部の中を延在することになる。

また特に、少なくとも前記剛性ソーラーパネルは、該剛性ソーラーパネルに対する前記半剛性ソーラーパネルの相対移動の移動振幅の限度を規定する移動限度ストッパを備えている。かかる移動限度ストッパを備えることによって、前記半剛性ソーラーパネルの自由振動に伴う変位が所定の変位限度までに制限される。尚、ここでいう移動振幅には、ソーラーパネルのパネル面外方向の振動の振動振幅も含まれる。

本発明の更なる実施形態によれば、前記輸送時形態にあるときに、前記移動限度ストッパと該移動限度ストッパに対向する部材の該移動限度ストッパに対応する当接面との間に、前記ソーラーパネルどうしの間の相対振動を許容する間隙が存在している。この構成によれば、前記半剛性ソーラーパネルは、前記間隙の大きさの範囲内で、パネル面に垂直な方向の自由振動が可能であり、振動振幅がそれより大きくなると前記半剛性ソーラーパネルの当接面がその当接面に対応した移動限度ストッパに当接する。それによって振動振幅が、即ちその振動に伴う変位量が所定の変位限度までに制限される。

本発明の更なる実施形態によれば、前記移動限度ストッパの形状、及び、該移動限度ストッパに対応した前記当接面の形状は、前記剛性ソーラーパネルに対する前記半剛性ソーラーパネルのパネル面内の相対移動の移動限度を規定する形状とされている。尚、ここでいうパネル面内の相対移動とは、例えば、三次元空間においてｚ方向の振動振幅が所定の振幅限度までに制限されている場合のｘ方向とｙ方向の両方向への相対移動である。尚、前記移動限度ストッパとそれに対応した前記当接面とが当接することで、大きな力が伝達されるようにしてある。

更に、前記移動限度ストッパと該移動限度ストッパに対応する前記当接面とは、前記輸送時形態にあるときに前記複数枚のソーラーパネルどうしの間の相対移動が発生すると（即ち振動が発生すると）互いに嵌合し、それによってパネル面内での当接が発生するようなものとすることが好ましい。

本発明の更なる実施形態によれば、前記半剛性ソーラーパネルは補強部材を備えている。この構成とすることで、前記半剛性ソーラーパネルを例えばシート状材料などで製作することができ、そのため、大きな可撓性を有する非常に軽量の半剛性ソーラーパネルとすることができる。ただし必要なだけの剛性は、前記補強部材によって確保するようにする。これによって、非常に大きな出力重量比を有する半剛性ソーラーパネルが得られる。

また特に、前記補強部材と前記移動限度ストッパとが夫々に当接面としての機能を提供して協働することで、前記半剛性ソーラーパネルの相対移動の移動振幅に限度を設定する。この構成とすることで、前記半剛性ソーラーパネルを補強するために備えられる前記補強部材が、前記移動限度ストッパが当接する当接面としての機能も併せて提供することになり、更に軽量化される。それによって、前記半剛性ソーラーパネルの構造が非常に簡明になる。また更に、前記半剛性ソーラーパネルの構造が軽量構造になる。

本発明の更なる実施形態によれば、前記補強部材は前記半剛性ソーラーパネルの少なくとも１つの枠体を形成している。この構成とすることで、確実に、前記半剛性ソーラーパネルを、ねじり剛性と曲げ剛性とのいずれもが大きく、非常に優れた形状保持力を備えたものとすることができる。

本発明の更なる実施形態によれば、前記半剛性ソーラーパネルを、前記輸送時形態にあるときに互いに隣接し互いに重なり合って位置するよう２枚備えており、それら２枚の半剛性ソーラーパネルは前記輸送時形態にあるときに自由振動可能な状態で２枚の剛性ソーラーパネルの間に位置している。この構成では、外側を囲繞する前記２枚の剛性ソーラーパネルの間に自由振動可能な状態で支持される前記半剛性ソーラーパネルの枚数を２枚以上とすることもできる。前記半剛性ソーラーパネルの枚数を増せば、前記人工衛星用太陽光発電翼のアクティブ面積の総面積が拡大するため、これによって前記人工衛星用太陽光発電翼の総出力を高めることができる。一方、これによって前記人工衛星用太陽光発電翼の総重量も増大するものの、その増大量は比較的僅かでしかなく、そのため、前記人工衛星用太陽光発電翼の出力重量比が顕著に向上する。

また特に、前記２枚の半剛性ソーラーパネルのうちの少なくとも一方の半剛性ソーラーパネルは、他方の半剛性ソーラーパネルに対する相対移動の移動振幅の限度を規定する移動限度ストッパを備えている。当該移動限度ストッパによって、打ち上げ時に前記２枚の半剛性ソーラーパネルが互いに当接しないように、及び／または、損傷しないようにすることができる。

本発明の更なる実施形態によれば、２枚の剛性ソーラーパネルと、それら２枚の剛性ソーラーパネルに組合わされた半剛性ソーラーパネルとで、１つのソーラーパネルシステムが構成されており、かかるソーラーパネルシステムが複数備えられている。この構成とすることで、前記人工衛星用太陽光発電翼を、モジュール方式で拡張可能なものとすることができる。また、その場合の典型的な構成は、輸送時形態にあるときに２枚の剛性ソーラーパネルの間に位置している２枚の半剛性ソーラーパネルと、それら半剛性ソーラーパネルの外側の２枚の剛性ソーラーパネルとで、１つのソーラーパネルシステムを構成するというものである。そして、１つのソーラーパネルシステムの２枚の剛性ソーラーパネルどうしを互いに振動伝達可能に連結する。また、それら２枚の剛性ソーラーパネルを別のソーラーパネルシステムの剛性ソーラーパネルにも振動伝達可能に連結するようにしてもよい。更に、前記人工衛星用太陽光発電翼の大きさに応じて、全ての剛性ソーラーパネルを互いに振動伝達可能に連結するようにしてもよく、その場合には、隣り合う２枚の剛性ソーラーパネルの間に、複数枚の半剛性ソーラーパネル（好ましくは一対の半剛性ソーラーパネル）が、それら剛性ソーラーパネルから振動が伝達しない状態で支持されるようにするとよい。

本発明は更に、以上に記載した構成の人工衛星用太陽光発電翼を少なくとも１つ備えている人工衛星に関する。ただし典型的な構成は、かかる人工衛星用太陽光発電翼を人工衛星に２つ備えるようにしたものであり、なぜならば、そのような構成は、姿勢制御を行う上で有利だからである。

本発明の更なる利点及び特徴は、以下の詳細な説明並びに当該説明において参照する図面から明らかとなる。図面については以下の通りである。

稼働時形態にある本発明に係る人工衛星用太陽光発電翼の模式図である。 輸送時形態にある図１の人工衛星用太陽光発電翼を示す図である。 上側の剛性ソーラーパネルを除く、折り畳まれた人工衛星用太陽光発電翼の斜視図である。 図３に示される半剛性ソーラーパネルの詳細図である。 図２の人工衛星用太陽光発電翼の連結ユニットにおける近傍領域の断面図である。 人工衛星打ち上げ時の第１時刻の第１荷重状態における図２の人工衛星用太陽光発電翼の外縁部を示す断面図である。 人工衛星打ち上げ時の第２時刻の荷重状態における図２の人工衛星用太陽光発電翼の外縁部を示す断面図である。 人工衛星打ち上げ時の第３時刻の荷重状態における図２の人工衛星用太陽光発電翼の外縁部を示す断面図である。 図を見やすくするために図３では描かれている剛性ソーラーパネルを除いた、図３の人工衛星用太陽光発電翼の詳細図である。 輸送時形態にある第２の実施の形態に係る人工衛星用太陽光発電翼の外縁部を示す断面図である。 輸送時形態にある第３の実施の形態に係る人工衛星用太陽光発電翼の外縁部を示す断面図である。 本発明に係る人工衛星を示す模式図である。

図１に模式的に示したものは、稼働時形態にある人工衛星用太陽光発電翼１０であり、この人工衛星用太陽光発電翼１０は、連結フレーム（ヨークとも呼ばれる）１２を介して、不図示の人工衛星に固定連結されている。

人工衛星用太陽光発電翼１０は、図示した実施の形態では、２枚の剛性ソーラーパネル１４、１６と２枚の半剛性ソーラーパネル１８、２０とを備えている。２枚の半剛性ソーラーパネル１８、２０は、剛性ソーラーパネル１６の側方に展開されるサイドソーラーパネルとして構成されている。

それらソーラーパネル１４〜２０は、各々がソーラーセル実装面１４ａ〜２０ａを有している。それらソーラーセル実装面にはソーラーセルＳが取付けられており、稼働時にはそれらソーラーセル実装面１４ａ〜２０ａが太陽へ向けられている。

ソーラーパネル１４〜２０は、それらの外縁部に備えられている複数個のヒンジ２２を介して互いに揺動可能に連結されており、それらヒンジ２２によって、ソーラーパネル１４〜２０が、図２に示した折り畳まれた輸送時形態から、図１に示した稼働時形態に移行可能となっている。その形態移行のために、折り畳まれていたソーラーパネルを展開させる方向、即ち稼働時形態に移行させる方向への付勢力が、複数個のヒンジ２２から加えられる。その一方で、２枚の剛性ソーラーパネル１４、１６は、初期状態では複数個の連結ユニット２４によって、輸送時形態とされているときの位置に保持されている（図２）。連結ユニット２４が具体的にどのように作用するかについては、後に図５を参照して詳述する。

図２に示した輸送時形態にあるときには、ソーラーパネル１４〜２０は折り畳まれており、即ち、それらソーラーパネルの外縁部が互いに揃えられて、それらソーラーパネルが互いに重ね合わされた状態にある。ソーラーパネル１４〜２０は、そのように折り畳まれた状態で、人工衛星の外側面と離間されている。

ただし、以上とは別の構成例として、ソーラーパネル１４〜２０の大きさを同一としない構成とすることもでき、特に、サイドソーラーパネルの大きさについては、その高さ方向の寸法（幅寸法）を、その他のソーラーパネルの半分とするのもよい。

また、人工衛星用太陽光発電翼１０が図２に示した輸送時形態にあるときには、ソーラーパネル１４〜２０は折り畳まれた状態にあり、２枚の剛性ソーラーパネル１４、１６の間に２枚の半剛性ソーラーパネル１８、２０が収容されている。即ち、この人工衛星用太陽光発電翼１０は、輸送時形態にあるときには、２枚の半剛性ソーラーパネル１８、２０が２枚の剛性ソーラーパネル１４、１６の間に位置するようにして折り畳まれている。

剛性ソーラーパネル１４、１６は、半剛性ソーラーパネル１８、２０と比べてより高い強度を有し、より厚く形成されており、輸送時形態にあるときには、薄い半剛性ソーラーパネル１８、２０の外側を覆ってそれらを防護する掩蔽体を構成するものである。ここでいう防護とは、宇宙空間内輸送時における防護であり、機械的な荷重からの防護ばかりでなく、放射線に関する負荷からの防護も含まれる。

図３は、人工衛星用太陽光発電翼１０の斜視図であり、外側に位置する剛性ソーラーパネル１４、１６のうちの上側の剛性ソーラーパネルを取除いて２枚の半剛性ソーラーパネル１８、２０が見えるように描いた図である。同図には更に、複数個の連結ユニット２４の夫々の一部分も描かれている。

２枚の半剛性ソーラーパネル１８、２０は、同一構成のものとすることが好ましい。

半剛性ソーラーパネル１８、２０は、例えば、補強が施されたケブラー（ KEVLAR（登録商標）：デュポン社）製のシートなどのシート状材料を用いて構成されており、そのシート状材料の表面にソーラーセルＳが取付けられている。また、半剛性ソーラーパネル１８、２０は、平面状の形状を有するものであるが、複数本の補強部材２６を備えており、それら補強部材２６は、半剛性ソーラーパネル１８、２０の枠体２８を形成すると共に、この枠体２８の短辺に平行に延在する横桟３０も形成している。半剛性ソーラーパネル１８、２０は、それら補強部材２６によって所定の剛性を確保するようにしており、半剛性ソーラーパネル１８、２０の剛性を所望の大きさにするには、例えば、横桟３０の本数を増減すればよい。また別法として、シート状材料の厚さを増減することによって、所望の大きさの剛性とすることも可能である。

更に、半剛性ソーラーパネル１８、２０には、複数の開口部３２が形成されており、それら開口部３２は、図３から明らかなように、複数個の連結ユニット２４の夫々の近傍領域に形成されている。

図４は、半剛性ソーラーパネル１８、２０の部分詳細図である。

この図からは、複数の開口部３２のうちの１つが見て取れると共に、半剛性ソーラーパネル１８、２０のソーラーセル実装面１８ａ、２０ａに配設された複数個のソーラーセルＳの配置態様も見て取れる。

図４には更に、枠体２８の一部分も示されており、枠体２８には移動限度ストッパ３４が取付けられている。移動限度ストッパ３４の機能については、後に図６ａ、図６ｂ、及び図７を参照して詳述する。

図５は、図２に示した人工衛星用太陽光発電翼１０の断面図であり、折り畳まれた人工衛星用太陽光発電翼１０の、連結ユニット２４の近傍領域を示している。

連結ユニット２４はベース部材３６を備えており、このベース部材３６は不図示の人工衛星の外側板に固定されている。連結ユニット２４は更に、１本のピン３８と、２枚の剛性ソーラーパネル１４、１６の各々に１個ずつが対応した２個のブッシュ４０とを備えている。

ピン３８は２個のブッシュ４０を互いに軸方向に押付け合うことによって、２枚の剛性ソーラーパネル１４、１６を互いに連結している。ピン３８はベース部材３６に係合すると共に、ベース部材３６とは反対側に位置する押え板４１にも係合している。以上によって、２枚の剛性ソーラーパネル１４、１６は、人工衛星の外側板に連結されると共に、互いの間に一定の間隙が確保されている。

連結ユニット２４は更に、輸送時形態にあるときに所定の間隔の中にあって互いに重なり合っているソーラーパネル１４〜２０を、ヒンジ２２の付勢力に抗して、互いに固定された状態に保持する機能も提供するものである。

この人工衛星用太陽光発電翼１０を、図２に示した輸送時形態から、図１に示した稼働時形態に移行させるには、ピン３８による連結状態を解除する。連結状態が解除されたならば、人工衛星用太陽光発電翼１０は、ヒンジ２２の付勢力によって、折り畳まれていた状態から展開することが可能になる。ピン３８による連結状態を解除する方式としては、炸薬点火方式、通電方式、または機械操作方式などを採用することができる。

以上のように構成されているため、輸送用ロケットの打ち上げ時に、２枚の剛性ソーラーパネル１４、１６は、この連結ユニット２４を介して互いに振動伝達可能に連結されている。そのため打ち上げ時には、２枚の剛性ソーラーパネル１４、１６の夫々の振動が互いに影響を及ぼし合うようになっている。

更に図５から明らかなように、２枚の半剛性ソーラーパネル１８、２０は連結ユニット２４に連結されていない。なぜならば、連結ユニット２４のピン３８及びブッシュ４０が半剛性ソーラーパネル１８、２０の開口部３２の中を延在しており、それらと半剛性ソーラーパネル１８、２０の開口部３２の口縁部との間に、径方向の間隙が確保されているからである。

以上の構成の連結ユニット２４を備え、また以上のように半剛性ソーラーパネル１８、２０に開口部３２が形成されているため、この人工衛星用太陽光発電翼１０は、折り畳まれた輸送時形態にあるときに、互いに独立した２つの振動系を有するものとなっている。それらのうちの第１の振動系は、連結ユニット２４に連結された、２枚の剛性ソーラーパネル１４、１６から成る振動系である。また第２の振動系は、連結されていない、半剛性ソーラーパネル１８、２０から成る自由振動が可能な振動系である。

図６ａ、図６ｂ、及び図７は、輸送時形態にある人工衛星用太陽光発電翼１０を拡大断面図で示した図であり、これらの図には、打ち上げ時の３つの時点における、互いに異なる３通りの荷重状態で発生する、人工衛星用太陽光発電翼１０の外縁部の状態が模式的に示されている。

半剛性ソーラーパネル１８、２０は、それらの外縁部に、枠体２８を形成している補強部材２６を備えている。また、補強部材２６には、移動限度ストッパ３４が当接する当接面４２が形成されている。また、複数個の移動限度ストッパ３４が、ソーラーパネルのパネル面に垂直な方向に積み重なるようにして、補強部材２６に対応した位置に取付けられている。この構成によれば、移動限度ストッパ３４と当接面４２とが協働することで、ソーラーパネル１４〜２０のうちの隣り合う２枚のソーラーパネルの間の相対移動の移動限度が規定される。

既述のごとく、２枚の剛性ソーラーパネル１４、１６の間には、連結ユニット２４によって、所定の大きさの間隙が確保されている。この間隙の大きさは、それら剛性ソーラーパネル１４、１６の間に位置している２枚の半剛性ソーラーパネル１８、２０の補強部材２６に移動限度ストッパ３４が積み重なった高さよりも、大きく設定されている。そのため輸送時形態にあるときには常に、少なくとも、１つの移動限度ストッパ３４と１つの当接面４２との間に、間隙４４が存在している。

この間隙４４が存在するため、互いに振動伝達可能に連結された２枚の剛性ソーラーパネル１４、１６の間に支持されている２枚の半剛性ソーラーパネル１８、２０が、自由振動可能な状態となることが保証されている。そのため輸送用ロケットの打ち上げ時には、半剛性ソーラーパネル１８、２０は、ソーラーパネルのパネル面に垂直な方向に少なくともこの間隙４４の大きさだけ、剛性ソーラーパネル１４、１６に対して相対的に振動する自由振動が可能となっている。剛性ソーラーパネルに対する相対的な移動によるこの半剛性ソーラーパネル１８、２０の自由振動の振動振幅は、当接面４２が移動限度ストッパ３４と当接することによってその振幅限度が規定される。

図示した実施の形態では、２枚の剛性ソーラーパネル１４、１６は、それらの各々の背面１４ｂ、１６ｂに半剛性ソーラーパネル１８、２０の補強部材２６と協働する移動限度ストッパ３４を備えている。

更に、半剛性ソーラーパネル１８にも、同様にその背面１８ｂに移動限度ストッパ３４が備えられており、この移動限度ストッパ３４が他方の半剛性ソーラーパネル２０の補強部材２６の当接面４２と協働することにより、それら２枚の半剛性ソーラーパネル１８、２０の間の相対移動の移動限度が規定される。

従って、半剛性ソーラーパネル１８、２０の補強部材２６は、それら半剛性ソーラーパネル１８、２０の剛性を確保する機能に加えて更に、移動限度ストッパ３４に当接することで移動振幅の振幅限度を規定する機能をも提供している。

補強部材２６は、その断面形状が湾曲形状に形成されており、より具体的には、その断面形状を円弧形として、２つの円弧形の断面形状が組合わさることで１つの長円形状が形成されるようにしてある。従って、補強部材２６は、円筒管を縦割りした一部分を成す形状であり、湾曲して膨出している方向の寸法である高さ寸法は、例えば４ｍｍ〜１８ｍｍの範囲内とするのがよく、また特に１１ｍｍとするのが好ましい。以上によって、補強部材２６を、荷重が作用したときに弾性変形し得るものとし、もって、補強部材２６が弾性緩衝作用を発揮できるようにしている。

また、移動限度ストッパ３４を弾性材料で製作してもよく、そうすることで、振動及びその他の相対移動を緩衝すること、制動すること、並びにその振動ないし相対移動の振幅限度を規定することが、より良好に行えるようになる。

更に、補強部材２６の形状、及び、移動限度ストッパ３４の形状は、それら移動限度ストッパ３４と補強部材２６とが互いに嵌合することによって、パネル面に平行な方向の、それらの間の相対移動の移動限度が規定されるような形状（特に、互いに相補的な形状など）に形成されている。

これを説明するための図が図６ｂであり、同図に示したものは、人工衛星用太陽光発電翼１０に作用している荷重状態の具体例であり、半剛性ソーラーパネル１８がパネル面に平行に最大限度まで変位している。

半剛性ソーラーパネル１８の、その両側のソーラーパネル１６、２０に対する相対的なパネル面内の移動にとっての移動限度が存在しており、この移動限度は、半剛性ソーラーパネル１８の補強部材２６の当接面４２の図中右上側の側縁が、剛性ソーラーパネル１６に取付けられている移動限度ストッパ３４に当接すること、並びに、半剛性ソーラーパネル２０の補強部材２６の当接面４２の図中左上側の側縁が、半剛性ソーラーパネル１８に取付けられている移動限度ストッパ３４に当接することにより規定される。このように、半剛性ソーラーパネル１８のパネル面内での相対移動の移動限度が存在するため、その相対移動がその移動限度を超えることが効果的に規制される。

従って、振動にとっての振幅限度が存在するのみならず、半剛性ソーラーパネル１８、２０の剛性ソーラーパネル１４、１６に対する相対的な移動にとっての変位限度も存在している。

そのような相対移動が発生していないときには、少なくとも１つの間隙４４が存在しており、しかも、互いに嵌合する移動限度ストッパ３４と補強部材２６とがいずれも湾曲形状に形成されているため、半剛性ソーラーパネル１８、２０が剛性ソーラーパネル１４、１６から変位して図中側方へ移動し得る状態にある。

しかるに、以上の構成によれば、打ち上げ時に半剛性ソーラーパネル１８、２０が、それら半剛性ソーラーパネル１８、２０を囲繞している囲繞構造体（２枚の剛性ソーラーパネル１４、１６によって構成されている囲繞体）から変位して、この囲繞構造体から側方へ脱出してしまうことが防止されている。

図７に示したのは、人工衛星打ち上げ時の第３時刻の荷重状態における人工衛星用太陽光発電翼１０であり、このとき、以上に説明したものとは別の振動状態が発生しており、またこのときの形態を中立形態と呼ぶことができる。この第３時刻には、夫々の移動限度ストッパ３４とそれらに対応した夫々の当接面４２との間に、間隙４４ａ〜４４ｃが存在している。２枚の半剛性ソーラーパネル１８、２０は、剛性ソーラーパネル１４、１６に対して、それら剛性ソーラーパネルから離隔する方向へ相対移動しており、それによってそれら剛性ソーラーパネル１４、１６の背面１４ｂ、１６ｂに取付けられた夫々の移動限度ストッパ３４と、それら移動限度ストッパに対応した夫々の当接面４２との間に、間隙４４ａ、４４ｂが発生している。更に、２枚の半剛性ソーラーパネル１８、２０は、互いから離隔する方向へ相対移動しており、それによって、それらの間に間隙４４ｃが発生している。

人工衛星打ち上げ時に発生する、折り畳まれた人工衛星用太陽光発電翼１０の２通りの振動状態の具体例を示したのが、図６ａ、図６ｂ、及び図７であり、それらの図を見比べれば明らかなように、この人工衛星用太陽光発電翼１０が輸送時形態にあるときに、半剛性ソーラーパネル１８、２０は、自由振動可能な状態で２枚の剛性ソーラーパネル１４、１６の間に位置しているが、図中側方へ相対移動して脱出することが防止されている。

図８は、折り畳まれた人工衛星用太陽光発電翼１０の斜視図であり、上側の剛性ソーラーパネル１６を除いて示してある。

ただし、上側の剛性ソーラーパネル１６の背面１６ｂに備えられている複数個の移動限度ストッパ３４は除かずに示してあり、それら移動限度ストッパ３４は、図示の状態では補強部材２６に当接しており、即ち、補強部材２６のそれら移動限度ストッパに対応した当接面４２に当接している。

更に、図８から見て取れるように、連結ユニット２４のブッシュ４０は、開口部３２の口縁部に接触することなく開口部３２の中を延在している。このことからも明らかなように、半剛性ソーラーパネル１８、２０は連結ユニット２４に連結されていない。

また更に、開口部３２の寸法は、半剛性ソーラーパネル１８、２０が最大限に変位したときでもブッシュ４０と開口部３２の口縁部とが接触しない大きさとしている。そのためには、開口部３２の形状を略々円形として、その直径を５０ｍｍ〜１５０ｍｍの範囲内にすることが好ましく、また特に１００ｍｍとすることが好ましい。

また更に、半剛性ソーラーパネル１８、２０が何ら支障なく展開できるようにするためには、それら半剛性ソーラーパネル１８、２０を形成するために用いるシート状材料の厚さを５０μｍ〜２００μｍの範囲内とすることが好ましく、また特に１００μｍとすることが好ましい。これに対して、剛性ソーラーパネル１４、１６は、炭素繊維強化プラスチック製のハニカム構造体で形成して、その厚さを１５ｍｍ〜２５ｍｍとすることが好ましい。それだけの厚さがあれば、宇宙空間内の放射線から防護するための十分な防護性能を発揮することができる。

また更に、図８には、半剛性ソーラーパネル１８のソーラーセル実装面１８ａに備えられた複数個の緩衝部材４５が示されている。緩衝部材４５は、ソーラーセルＳそれ自体の上にも部分的に覆うように配設されている。ただし、緩衝部材４５の配設位置は、ソーラーセルＳのアクティブ面積をなるべく減損しないように、ソーラーセルＳの角が欠けている部分とすることが好ましい。

また更に、図８には示されていない半剛性ソーラーパネル１６、１８の背面にも、同様の緩衝部材４５を備えるようにすることが好ましい。そして、それらの背面に備えられた緩衝部材４５が、例えば、それらの背面に対向している、隣接するソーラーパネルのソーラーセル実装面に備えられた緩衝部材４５と協働するようにすることが好ましい。

緩衝部材４５は、ソーラーセルＳを防護するための部材である。ソーラーセルＳを防護する上では、かかる緩衝部材４５を全てのソーラーパネル１４〜２０のソーラーセル実装面１４ａ〜２０ａに備えることが好ましい。また緩衝部材４５は更に、間隙４４ないし間隙４４ａ〜４４ｃが広すぎる場合に移動限度ストッパとして機能する部材でもある。

図９に示したのは第２の実施の形態に係る人工衛星用太陽光発電翼１０であり、この人工衛星用太陽光発電翼１０は、２枚の剛性ソーラーパネル１４、１６と、ただ１枚の半剛性ソーラーパネル１８とを備えている。半剛性ソーラーパネル１８は２枚の剛性ソーラーパネル１４、１６の間に位置しており、２枚の剛性ソーラーパネル１４、１６はそれらの背面１４ｂ、１６ｂに移動限度ストッパ３４が備えられている。それら移動限度ストッパ３４は、先に説明した実施の形態の場合と同様に、半剛性ソーラーパネル１８の補強部材２６と協働して、即ち、その補強部材２６の当接面４２と協働して、半剛性ソーラーパネル１８の移動振幅の振幅限度を規定するものである。

更に別の構成例として、３枚以上の半剛性ソーラーパネルを備え、それら半剛性ソーラーパネルが、振動伝達可能に連結された２枚の剛性ソーラーパネル１４、１６の間に位置するような構成とすることもできる。この構成とする場合には、連結ユニット２４によって確保する２枚の剛性ソーラーパネル１４、１６の間の離隔距離を、その半剛性ソーラーパネルの枚数に応じた適宜の大きさにする必要がある。

図１０に示したのは第３の実施の形態に係る人工衛星用太陽光発電翼１０であり、この人工衛星用太陽光発電翼１０は、４枚の剛性ソーラーパネル１４、１６、１１４、１１６と、４枚の半剛性ソーラーパネル１８、２０、１１８、１２０とを備えており、従って、合計８枚のソーラーパネルを備えている。

この実施の形態は、２枚ずつの剛性ソーラーパネル１４、１６、ないし１１４、１１６の間に、２枚ずつの半剛性ソーラーパネル１８、２０、ないし１１８、１２０が位置するようにしたものである。２枚の半剛性ソーラーパネル１８、２０と、それらの外側を囲繞している２枚の剛性ソーラーパネル１４、１６とで、この人工衛星用太陽光発電翼１０の第１のソーラーパネルシステム４６が構成されている。

また他方の、２枚の半剛性ソーラーパネル１１８、１２０と２枚の剛性ソーラーパネル１１４、１１６とで、第１のソーラーパネルシステム４６と同様の構成の、この人工衛星用太陽光発電翼１０の第２のソーラーパネルシステム４８が構成されている。従って、この第３の実施の形態に係る人工衛星用太陽光発電翼１０は、２つのソーラーパネルシステム４６、４８により構成されている。

更に加えて、２枚の剛性ソーラーパネル１６、１１４のうちの少なくとも一方の剛性ソーラーパネルの外側面に、少なくとも１個の緩衝部材５０を備えるようにしており、この緩衝部材５０は、互いに対向している２枚の剛性ソーラーパネル１６、１１４の夫々のソーラーセル実装面１６ａ、１１４ａどうしが互いに接触してソーラーセルＳが損傷するのを防止するものである。また、この緩衝部材５０は、一方のソーラーパネルシステム４６と他方のソーラーパネルシステム４８との間で振動が伝達されないような構成とする場合には、その振動の遮断のために必要なものでもある。

また更に、この第３の実施の形態では、剛性ソーラーパネル１４、１６、１１４、１１６を、それら全てに共通連結される連結ユニット２４を介して互いに振動伝達可能に連結した構成とすることもでき、そうした場合には、この第３の実施の形態に係る人工衛星用太陽光発電翼１０も上で説明したものと同様に、全ての剛性ソーラーパネル１４、１６、１１４、１１６により構成される第１の振動系を備えたものとなる。

或いはまた、１つの人工衛星用太陽光発電翼１０が、更に多くのソーラーパネルシステムを備えているような構成とすることも可能である。そうすることで、その人工衛星用太陽光発電翼１０を、モジュール方式で拡張可能なものとすることができ、その場合のモジュールは、２枚の剛性ソーラーパネルの間に半剛性ソーラーパネルが支持された構成のものとすることが好ましい。

そのように構成した人工衛星用太陽光発電翼１０では、その全ての質量を考慮に入れた出力重量比を１５０Ｗ／ｋｇ以上にすることも可能である。

図１１は人工衛星５２を模式的に示した図であり、この人工衛星５２は、衛星本体５４と、この衛星本体５４の両側に１つずつ取付けられた、合計２つの人工衛星用太陽光発電翼１０とを備えており、それら人工衛星用太陽光発電翼１０は以上に説明したように構成されたものである。

Claims (15)

1. 人工衛星用太陽光発電翼（１０）であって、
   少なくとも２枚の剛性ソーラーパネル（１４、１６、１１４、１１６）と少なくとも１枚の半剛性ソーラーパネル（１８、２０、１１８、１２０）とを含む複数枚のソーラーパネルを備え、
   前記複数枚のソーラーパネル（１４〜２０、１１４〜１２０）は、稼働時形態と輸送時形態とを取り得るように互いに連結されており、
   前記輸送時形態にあるときに前記複数枚のソーラーパネル（１４〜２０、１１４〜１２０）は、互いに重ね合わされた状態に保持される人工衛星用太陽光発電翼において、
   前記半剛性ソーラーパネル（１８、２０、１１８、１２０）は、
   前記少なくとも２枚の剛性ソーラーパネル（１４、１６、１１４、１１６）の１つに、前記半剛性ソーラーパネル（１８、２０、１１８、１２０）の第１の外縁部に備えられたヒンジを介して接続され、
   前記輸送時形態にあるときに、前記第１の外縁部と前記第１の外縁部とは異なる少なくとも１つの第２の外縁部の間で、前記少なくとも２枚の剛性ソーラーパネル（１４、１６、１１４、１１６）から連結解除され、
   自由振動可能な状態で前記少なくとも２枚の剛性ソーラーパネル（１４、１６、１１４、１１６）の間に位置していることを特徴とする人工衛星用太陽光発電翼（１０）。
2. 前記稼働時形態へ移行するときに連結解除状態にされる少なくとも１つの連結ユニット（２４）を更に備えており、
   前記輸送時形態にあるときに前記少なくとも２枚の剛性ソーラーパネル（１４、１６、１１４、１１６）どうしが前記連結ユニット（２４）を介して互いに連結されていることを特徴とする請求項１記載の人工衛星用太陽光発電翼（１０）。
3. 前記輸送時形態にあるときに、前記少なくとも２枚の剛性ソーラーパネル（１４、１６、１１４、１１６）どうしが互いに振動伝達可能に連結されており、該連結は特に少なくとも１つの連結ユニット（２４）などを介して行われていることを特徴とする請求項１又は請求項２記載の人工衛星用太陽光発電翼（１０）。
4. 前記半剛性ソーラーパネル（１８、２０、１１８、１２０）は、前記連結ユニット（２４）の近傍領域に形成された少なくとも１つの開口部（３２）を備えており、前記半剛性ソーラーパネル（１８、２０、１１８、１２０）と前記連結ユニット（２４）とが接触することなく、前記連結ユニット（２４）の少なくとも一部が前記開口部（３２）の中を延在していることを特徴とする請求項２又は請求項３記載の人工衛星用太陽光発電翼（１０）。
5. 前記少なくとも２枚の剛性ソーラーパネル（１４、１６、１１４、１１６）は、該剛性ソーラーパネル（１４、１６、１１４、１１６）に対する前記半剛性ソーラーパネル（１８、２０、１１８、１２０）の相対移動の移動振幅の限度を規定する移動限度ストッパ（３４）を備えていることを特徴とする請求項１〜請求項４の何れか１項に記載の人工衛星用太陽光発電翼（１０）。
6. 前記輸送時形態にあるときに、前記移動限度ストッパ（３４）と該移動限度ストッパに対向する部材の該移動限度ストッパに対応する当接面（４２）との間に、前記ソーラーパネル（１４〜２０、１１４〜１２０）どうしの間の相対振動を許容する間隙（４４）が存在することを特徴とする請求項５記載の人工衛星用太陽光発電翼（１０）。
7. 前記移動限度ストッパ（３４）の形状、及び、該移動限度ストッパに対応する前記当接面（４２）の形状は、前記少なくとも２枚の剛性ソーラーパネル（１４、１６）に対する前記半剛性ソーラーパネル（１８、２０）のパネル面内の相対移動の移動限度を規定する形状とされていることを特徴とする請求項６記載の人工衛星用太陽光発電翼（１０）。
8. 前記移動限度ストッパ（３４）と該移動限度ストッパに対応する前記当接面（４２）とは、前記輸送時形態にあるときに前記複数枚のソーラーパネルどうしの間の相対移動が発生すると互いに嵌合し、その嵌合によって、前記剛性ソーラーパネルの間において前記半剛性ソーラーパネル（１８、２０）が側方へ逸脱することが防止されることを特徴とする請求項７記載の人工衛星用太陽光発電翼（１０）。
9. 前記半剛性ソーラーパネル（１８、２０、１１８、１２０）は補強部材（２６）を備えていることを特徴とする請求項１〜請求項８の何れか１項に記載の人工衛星用太陽光発電翼（１０）。
10. 前記補強部材（２６）は、該補強部材に対向する前記移動限度ストッパ（３４）に対応する前記当接面（４２）を備えており、それによって前記半剛性ソーラーパネル（１８、２０、１１８、１２０）の移動振幅の限度が規定されることを特徴とする請求項９記載の人工衛星用太陽光発電翼（１０）。
11. 前記補強部材（２６）は前記半剛性ソーラーパネル（１８、２０、１１８、１２０）の少なくとも１つの枠体（２８）を形成していることを特徴とする請求項９又は１０記載の人工衛星用太陽光発電翼（１０）。
12. 前記半剛性ソーラーパネル（１８、２０、１１８、１２０）を、前記輸送時形態にあるときに互いに隣接し互いに重なり合って位置するよう２枚備えており、それら２枚の半剛性ソーラーパネルは、前記輸送時形態にあるときに自由振動可能な状態で２枚の剛性ソーラーパネル（１４、１６、１１４、１１６）の間に位置していることを特徴とする請求項１〜請求項１１の何れか１項に記載の人工衛星用太陽光発電翼（１０）。
13. 前記２枚の半剛性ソーラーパネル（１８、２０、１１８、１２０）のうちの少なくとも一方の半剛性ソーラーパネルは、他方の半剛性ソーラーパネル（１８、２０、１１８、１２０）に対する相対移動の移動振幅の限度を規定する移動限度ストッパ（３４）を備えていることを特徴とする請求項１２記載の人工衛星用太陽光発電翼（１０）。
14. 前記少なくとも２枚の剛性ソーラーパネル（１４、１６、１１４、１１６）と、それら２枚の剛性ソーラーパネルに組合わされた半剛性ソーラーパネル（１８、２０、１１８、１２０）とで、１つのソーラーパネルシステムが構成されており、かかるソーラーパネルシステムが複数備えられていることを特徴とする請求項１〜請求項１３の何れか１項に記載の人工衛星用太陽光発電翼（１０）。
15. 請求項１〜請求項１４の何れか１項に記載の人工衛星用太陽光発電翼（１０）を少なくとも１つ備えていることを特徴とする人工衛星。