JP6853175B2 - 超小型人工衛星の製造に最適化されたモジュール式構造 - Google Patents
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Description
複数の機能的要素と、それら要素に関連する機能的ルーチンであって、人工衛星において使用される可能性のあるルーチンとを特定する工程と、
戦略的な方法でこれらの機能的ルーチンを互いに関連付ける工程と、
これらの機能的ルーチンを分割して、複数のサブシステムを設定する工程と、
これらの複数のサブシステムから複数のモジュールを導出する工程を含み、これらのモジュールの各々が少なくとも1つの他のモジュールと動作可能に接続し、所定の数の上記の機能的ルーチンを実行可能な実用衛星を構築する。
超小型人工衛星の電子基板を収容するよう構成された第1型モジュールと、
超小型人工衛星のデバイス及びシステムを収容するよう構成された第2型モジュールと、
第3型モジュールとを準備する工程を含む。
上記第3型モジュールは、
打上ロケットに連結されるよう構成された第1の接続手段と、
超小型人工衛星の外部付属物に連結されるよう構成された第2の接続手段とを備え、
超小型人工衛星の本体を所定の高さにするように設計されており、
すべての第1型、第2型、及び第3型のモジュールは、型の同異に関わらず重ねることができる。
超小型人工衛星への搭載用に設計されるとともに、搭載後には超小型人工衛星を所定のミッションを実行可能な状態にする、電子基板並びにデバイス及びシステムを準備する作業と、
上記電子基板を1つ又は複数の第1型モジュールに収容して、超小型人工衛星の本体を形成するのに使用される1つ又は複数の対応する第1のモジュールを得る作業と、
上記デバイス及びシステムを1つ又は複数の第2型モジュールに収容して、超小型人工衛星の本体を形成するのに使用される1つ又は複数の対応する第2のモジュールを得る作業と、
第1及び第2のモジュールの重置順序を規定し、この重置順序に1つ又は複数の第3型モジュールをさらに挿入して、超小型人工衛星の本体を形成するのに使用される1つ又は複数の対応する第3のモジュールを得る作業とを含む。
第3のモジュールのそれぞれは、上記重置順序に挿入されて、
超小型人工衛星の本体を所定の高さにする機能と、
上記重置順序に従って第3のモジュールのすぐ上下に重ねられることになる2つのモジュールを離間する機能と、
上記重置順序に従って第3のモジュールのすぐ下に重ねられることになる第2のモジュールの収容容積を増大させる機能と、
上記重置順序に従って第3のモジュールのすぐ下に重ねられることになる第1又は第2のモジュールの内部熱の廃棄を増大させる機能と、
超小型人工衛星の本体を外部付属物及び/又は打上ロケットに連結するための接続点を供給する機能のうちの少なくとも1つを果たす。
超小型人工衛星の本体を形成する上記工程は、第1、第2、及び第3のモジュールを重置順序に従って重ねることにより、超小型人工衛星の本体を形成する作業を含む。
第1型モジュール:出願人により、電子的機能トレー(Electronic Functional Tray;EFT)と名づけられ、高放熱性で(つまり、多量の熱を放散し)、実質的に二次元(2D)の電子的要素(すなわち、一般的な電子基板、具体的にはプリント回路基板(PCB))を収容するよう構成されたモジュール。
第2型モジュール:出願人により、容積機能トレー(Volumetric Functional Tray:VFT)と名づけられ、例えば、航空電子工学的アクチュエータ(リアクションホイール、姿勢制御ジャイロスコープ、等)や推進要素(タンク、管路、バルブ、等)、バッテリなどのような、超小型人工衛星への搭載が必要な各種形状と大きさの三次元(3D)デバイス及びシステムを収容するよう構成されたモジュール。
第3型モジュール:出願人により、幾何学的機能トレー(Geometric Functional Tray:GFT)と名づけられ、
超小型人工衛星の本体を、所定の高さにする機能、及び/又は、
すぐ上下に重ねられた第1型及び/又は第2型の2つのモジュールを離間する機能、及び/又は、
すぐ下に重ねられた第2型モジュールの収容容積を増大させる機能、及び/又は、
すぐ下に重ねられた第1型又は第2型モジュールの内部に配置された要素が発生させる熱の外部への放散又は廃棄を増大させるために、この第1型又は第2型モジュールの放射面積を増やす機能、及び/又は、
超小型人工衛星の本体を、打上ロケット(又はランチャー)、及び/又は、外部付属物(例えばソーラーパネル)、及び/又は、ペイロード搭載物(例えば、合成開口レーダ(SAR)アンテナ/デバイス/システム、電気通信アンテナ/デバイス/システム、光学リモートセンシングアンテナ/デバイス/システム、センサ、等)に連結するための接続点を提供する機能、のうち1つ又は複数を有するモジュール。
すべての第1型モジュールは、同じ第1の高さを有する。第1の高さは、内部総電力損失の最大値80Wについて、第1型モジュールの内部温度が、(見込まれる軌道及び高度により課される境界条件下で)第1型モジュールに収容されている電子基板の最高許容温度を超えないことを担保するように規定される。
すべての第2型モジュールは、同じ第2の高さを有する。第2の高さは、ハードウェアマトリクス(これもミッションの要件に左右される)に基づいて実施される、搭載ユニットの配置及び収容についての構成演習によって計算される。
すべての第3型モジュールは、同じ第3の高さを有する。第3の高さは、接続点が発生させる集中荷重に対処するための大きさと、第3型モジュールの厚さの最小化との妥協点に相当する高さである。(実際に、先述の通り、超小型人工衛星本体の内容積及び/又は高さを微増させること、超小型人工衛星本体をランチャー及び/又は外部付属物及び/又はペイロード搭載物に連結すること、及び、放射面積を増やすことのうちの少なくとも1つを目的として、第3型モジュールを使用することができる。)
人工衛星の段の機能性についての選択肢(例えば、推進サブシステムを含むモジュール又は素早く動くアクチュエータを備えるモジュール等が挿入されるか、されないかの可能性)、
ペイロードユニットのマトリクス、
外部付属物、
超小型人工衛星の総質量と総電力、
飛行高度と軌道、
打上げ方式
の点について表わされる。
例えば、航空電子工学的アクチュエータ(リアクションホイール、姿勢制御ジャイロスコープ、等)や推進要素(タンク、管路、バルブ、等)やバッテリなどのような、超小型人工衛星に搭載される、形状と大きさが様々で、カスタマイズ不可能で、多くの場合「既製品」であるデバイスやシステムを第2型モジュール内に収容可能とすること、及び
第2型モジュール2内に収容されたデバイス及びシステムが発生させる熱負荷に対する耐性を第2型モジュール2が有するようにすることを目的としている。
デバイス及びシステムを第2型モジュール2の側壁及び/又は基底壁に固定する方法、
デバイス及びシステムを、第2型モジュール2内に配置されるとともに要件に応じて改変可能なアルミフレームに固定する方法、のうちの少なくとも一方で収容するよう構成されている。
上記第1の外側所定長さL1を有する2対の向かい合う辺と、
上記第2の外側所定長さL2を有する2辺とを有し、
上記第2の外側所定長さL2を有する辺に対向する2辺には、外方、つまり外側に向かって突出する接続部31及び32が配置されている。接続部31及び32によって、超小型人工衛星本体をランチャーに連結することができる(追って詳述する)。
幾何学的構造的機能、具体的には、
超小型人工衛星本体の高さを適切に規定し、及び/又は、
重ねられたモジュールを互いから離間させ、及び/又は、
特に占有の度合いの高い第2型モジュールの収容容積を増やし、及び/又は、
ランチャー及び/又は外部付属物(例えば、ソーラーパネル)及び/又はペイロード搭載物(例えばSARアンテナ/デバイス/システム、光学リモートセンシングアンテナ/デバイス/システム、電気通信アンテナ/デバイス/システム、等)に対して、接続点を適切な位置に規定するための幾何学的構造的機能、並びに
具体的には、任意の第1型又は第2型モジュール内に配置された、特に高放熱性の搭載物のために、さらなる放射面積を供給する耐熱機能である。
第1の第3型モジュール41と、
第1の第3型モジュール41の上に配置された第1の第2型モジュール42と、
第1の第2型モジュール42の上に配置された第2の第2型モジュール43と、
第2の第2型モジュール43の上に配置された第1の第1型モジュール44と、
第1の第1型モジュール44の上に配置された第2の第3型モジュール45と、
第2の第3型モジュール45の上に配置された第3の第2型モジュール46と、
第3の第2型モジュール46の上に配置された第2の第1型モジュール47と、が含まれる。
第1の第3型モジュール51と、
第1の第3型モジュール51の上に配置された第1の第2型モジュール52と、
第1の第2型モジュール52の上に配置された第2の第2型モジュール53と、
第2の第2型モジュール53の上に配置された第2の第3型モジュール54と、
第2の第3型モジュール54の上に配置された第3の第2型モジュール55と、
第3の第2型モジュール55の上に配置された第1型モジュール56と、
第1型モジュール56の上に配置された第3の第3型モジュール57と、
第3の第3型モジュール57の上に配置された第4の第2型モジュール58と、
第4の第2型モジュール58の上に配置された第4の第3型モジュール59と、が含まれる。
第1の第3型モジュール61と、
第1の第3型モジュール61の上に配置された第1の第2型モジュール62と、
第1の第2型モジュール62の上に配置された第2の第2型モジュール63と、
第2の第2型モジュール63の上に配置された第3の第2型モジュール64と、
第3の第2型モジュール64の上に配置された第1型モジュール65と、
第1型モジュール65の上に配置された第4の第2型モジュール66と、
第4の第2型モジュール66の上に配置された第2の第3型モジュール67と、が含まれる。
第1の第3型モジュール71と、
第1の第3型モジュール71の上に配置された第1の第2型モジュール72と、
第1の第2型モジュール72の上に配置された第2の第2型モジュール73と、
第2の第2型モジュール73の上に配置された第3の第2型モジュール74と、
第3の第2型モジュール74の上に配置された第1の第1型モジュール75と、
第1の第1型モジュール75の上に配置された第2の第3型モジュール76と、
第2の第3型モジュール76の上に配置された第2の第1型モジュール77と、
第2の第1型モジュール77の上に配置された第3の第3型モジュール78と、が含まれる。
典型的なリング状の打上ロケットアダプタ(LVA)(この場合は、第3型モジュールが超小型人工衛星本体の最下方に配置され、特定の端部接続構造を介してリング状のLVAに連結される)、又は、
ディスペンサ接続部(この場合は、重置順序において2つ以上の第3型モジュールを適切な位置に配置することによって、ディスペンサとの接続部が超小型人工衛星本体の適切な位置に配置される)を介して行われる。
第1の第3型モジュール81と、
第1の第3型モジュール81の上に配置された第1の第2型モジュール82と、
第1の第2型モジュール82の上に配置された第2の第2型モジュール83と、
第2の第2型モジュール83の上に配置された第1の第1型モジュール84と、
第1の第1型モジュール84の上に配置された第2の第3型モジュール85と、
第2の第3型モジュール85の上に配置された第2の第1型モジュール86と、
第2の第1型モジュール86の上に配置された第3の第1型モジュール87と、が含まれる。
(リング状LVAを使用して)主要ペイロードとして、
(ピギーバック方式で、及び/又は、リング状LVAを使用して)副次的ペイロードとして、及び
ディスペンサを介して、多連装打上げの一部としても、打上げ可能である。
緊急の場合においては、最初に利用可能な打上げ手段を見出して使用すること、及び
コストが最小で、及び/又は、特定のミッションに最適な性能の打上げ手段を選択するために、多種多様な打上げ手段を評価すること、を可能にする。
第1の第3型モジュール91と、
第1の第3型モジュール91の上に配置されるとともに、対応する側壁の中央領域に配置されたコネクタ921を備える、第1の第2型モジュール92と、
第1の第2型モジュール92の上に配置されるとともに、対応する側壁の中央領域に配置されたコネクタ931を備える、第2の第2型モジュール93と、
第2の第2型モジュール93の上に配置されるとともに、対応する側壁の中央領域に配置されたコネクタ941を備える、第3の第2型モジュール94と、
第3の第2型モジュール94の上に配置されるとともに、対応する側壁の中央領域に配置されたコネクタ951を備える第1型モジュール95と、
第1型モジュール95の上に配置されるとともに、対応する側壁の中央領域に配置されたコネクタ961を備える第4の第2型モジュール96と、
第4の第2型モジュール96の上に配置された第2の第3型モジュール97と、が含まれる。
超小型人工衛星の設計、製造、一体化及び試験に必要な労力の低減、及びその結果である、関連の構築期間短縮と製造コスト削減と、
組立てレベルにおける、高度な標準化の達成と、
限られた数の製造ツールと製造プロセスの利用、及び、これらのツールとプロセスの標準化と最適化とが可能となることを強調することが重要である。このようにして、本発明のモジュール式構造に基づく解決手段は、非常に低コストで迅速に実施可能なものとなっている。
多種多様なミッションに使用できる超小型人工衛星の製造、及び
複数の異なる打上げ方式の利用が可能となる。
製造期間短縮と製造コスト削減と、
ミッションの自由度と、
打上げの自由度とについて、非常に多数の利点をもたらし得る。
Claims (20)
- 超小型人工衛星の製造方法であって、前記製造方法は、
超小型人工衛星(5,6,7,8)の電子基板(11,12,13,14)を収容するよう構成された第1型モジュール(1)と、
前記超小型人工衛星(5,6,7,8)のデバイス及びシステム(21,22,23,24)を収容するよう構成された第2型モジュール(2)と、
第3型モジュール(3)とを準備する工程を含み、
前記第3型モジュールは、
打上ロケットに連結されるよう構成された第1の接続手段(31,32)と、
前記超小型人工衛星(5,6,7,8)の外部付属物に連結されるよう構成された第2の接続手段(33)とを備えるとともに、
内部が中空であり、重ねられることで前記超小型人工衛星(5,6,7,8)の本体(4,9)を所定の高さにするように設計されており、
すべての前記第1型モジュール(1)、第2型モジュール(2)、及び第3型モジュール(3)は、型の同異に関わらず互いに重ねることができ、
前記製造方法は、少なくとも1つの前記第2型モジュール(2)と少なくとも1つの前記第3型モジュール(3)とが含まれるように、前記第1型モジュール(1)、第2型モジュール(2)、及び第3型モジュール(3)から選択し、それらのみを互いに重ねることで前記超小型人工衛星(5,6,7,8)の前記本体(4,9)を形成する工程をさらに含む
製造方法。 - 請求項1に記載の製造方法において、
前記本体(4,9)には、少なくとも1つの前記第1型モジュール(1)がさらに含まれる、
製造方法。 - 請求項2に記載の製造方法において、
前記超小型人工衛星(5,6,7,8)の前記本体(4,9)を形成する工程は、
前記超小型人工衛星への搭載用に設計されるとともに、搭載後には前記超小型人工衛星を所定のミッションを実行可能な状態にする、前記電子基板(11,12,13,14)並びに前記デバイス及びシステム(21,22,23,24)を準備する作業と、
前記電子基板(11,12,13,14)を1つ又は複数の第1型モジュール(1)に収容して、前記超小型人工衛星(5,6,7,8)の前記本体(4,9)を形成するのに使用される1つ又は複数の対応する第1のモジュールを得る作業と、
前記デバイス及びシステム(21,22,23,24)を1つ又は複数の第2型モジュール(2)に収容して、前記超小型人工衛星(5,6,7,8)の前記本体(4,9)を形成するのに使用される1つ又は複数の対応する第2のモジュールを得る作業と、
前記第1及び第2のモジュールの重置順序を規定し、前記重置順序に1つ又は複数の前記第3型モジュールをさらに挿入して、前記超小型人工衛星(5,6,7,8)の前記本体(4,9)を形成するのに使用される1つ又は複数の対応する第3のモジュールを得る作業であって、
前記第3のモジュールは、前記重置順序に挿入されて、
前記超小型人工衛星(5,6,7,8)の本体(4,9)を所定の高さにする機能と、
上記重置順序に従って第3のモジュールのすぐ上下に重ねられることになる2つのモジュールを離間する機能と、
上記重置順序に従って第3のモジュールのすぐ下に重ねられることになる第2のモジュールの収容容積を該第3型モジュールの中空部分によって増大させる機能と、
上記重置順序に従って第3のモジュールのすぐ下に重ねられることになる第1又は第2のモジュールの放射面積を増やして該第1又は第2のモジュールの内部熱の廃棄を増大させる機能と、
前記超小型人工衛星(5,6,7,8)の前記本体(4,9)を外部付属物及び/又は打上ロケットに連結するための接続点を供給する機能のうちの少なくとも1つを果たす第3のモジュールを得る作業と、
前記第1のモジュール、第2のモジュール、及び第3のモジュールを前記重置順序に従って重ねることにより、前記超小型人工衛星(5,6,7,8)の本体(4,9)を形成する作業を含む、
製造方法。 - 請求項1〜3のいずれか1つに記載の製造方法において、
前記外部付属物を、少なくとも1つの重ねられた前記第3型モジュール(3)の前記第2の接続手段(33)に連結することによって、前記超小型人工衛星(5,6,7,8)の前記本体(4,9)を前記外部付属物に連結する工程をさらに含む、
製造方法。 - 請求項4に記載の製造方法において、
前記超小型人工衛星(5,6,7,8)の前記本体(4,9)に連結された前記外部付属物は、1つ又は複数のソーラーパネル(501,502,601,602,701,702,801,802)と、1つ又は複数のセンサと、1つ又は複数のアンテナと、1つ又は複数のリモートセンシングシステム(503,603)のうちの少なくとも1つを含む、
製造方法。 - 超小型人工衛星の製造方法であって、前記製造方法は、
超小型人工衛星(5,6,7,8)の電子基板(11,12,13,14)を収容するよう構成された第1型モジュール(1)と、
前記超小型人工衛星(5,6,7,8)のデバイス及びシステム(21,22,23,24)を収容するよう構成された第2型モジュール(2)と、
第3型モジュール(81,85)とを準備する工程を含み、
前記第3型モジュールは、
打上ロケットに連結されるよう構成された第1の接続手段(31,32)と、
前記超小型人工衛星(5,6,7,8)の外部付属物に連結されるよう構成された第2の接続手段(33)とを備えるとともに、
前記超小型人工衛星(5,6,7,8)の本体(4,9)を所定の高さにするように設計されており、
すべての前記第1型モジュール(1)、第2型モジュール(2)、及び第3型モジュール(81,85)は、型の同異に関わらず重ねることができ、
前記製造方法は、少なくとも1つの前記第2型モジュール(2)と少なくとも2つの前記第3型モジュール(81,85)とが含まれるように、前記第1型モジュール(1)、第2型モジュール(2)、及び第3型モジュール(81,85)から選択し、それらのみを型の同異に関わらず互いに重ねて前記超小型人工衛星(5,6,7,8)の前記本体(4,9)を形成する工程をさらに含み、
前記超小型人工衛星(8)の前記本体は、所定の位置に配置された少なくとも2つの前記第3型モジュール(81,85)を含み、
前記製造方法は、前記所定の位置に配置された少なくとも2つの前記第3型モジュール(81,85)の前記第1の接続手段(811,812,851,852)を、前記超小型人工衛星(8)をディスペンサ方式で作動する打上ロケットに連結するよう設計された別の接続手段に連結する工程をさらに含む、
製造方法。 - 請求項1〜5のいずれか1つに記載の製造方法において、
前記超小型人工衛星(8)の前記本体の下端は、前記第3型モジュール(81)が設けられて終端し、前記第3型モジュール(81)の下端は、接続構造(803)に連結されており、前記接続構造(803)は、打上ロケット用のリング状アダプタに連結されるように構成されている、
製造方法。 - 請求項1〜7のいずれか1つに記載の製造方法において、
前記超小型人工衛星(5,6,7)の前記本体に、合成開口レーダシステム(503)と、光学リモートセンシングシステム(603)と、電気通信システム(703)のうちの少なくとも1つを配設することをさらに含む、
製造方法。 - 請求項1〜8のいずれか1つに記載の製造方法において、
すべての前記第1型モジュール(1)、第2型モジュール(2)、及び第3型モジュール(3)は、同じ大きさと同じ形状の基底部と、同じ機械的連結点とを有し、これにより型の同異に関わらず重ねることができる、
製造方法。 - 請求項1〜9のいずれか1つに記載の製造方法において、
すべての前記第1型モジュール(1)が、同じ第1の高さ(H1)を有し、すべての前記第2型モジュール(2)が、同じ第2の高さ(H2)を有し、すべての前記第3型モジュール(3)が、同じ第3の高さ(H3)を有し、前記第1の高さ(H1)は前記第3の高さ(H3)よりも大きく、前記第2の高さ(H2)は前記第1の高さ(H1)よりも大きい、
製造方法。 - 請求項10に記載の製造方法において、
前記第1の高さ(H1)は、第1型モジュール(1)の内部温度が所定の最高温度を超
えないことを担保する高さである、
製造方法。 - 超小型人工衛星を製造するためのモジュール式システムであって、前記モジュール式システムは、
超小型人工衛星(5,6,7,8)の電子基板(11,12,13,14)を収容するよう構成された第1型モジュール(1)と、
前記超小型人工衛星(5,6,7,8)のデバイス及びシステム(21,22,23,24)を収容するよう構成された第2型モジュール(2)と、
第3型モジュール(3)とを含み、
前記第3型モジュールは、
打上ロケットに連結されるよう構成された第1の接続手段(31,32)と、
前記超小型人工衛星の外部付属物に連結されるよう構成された第2の接続手段(33)とを備えるとともに、
内部が中空であり、重ねられることで前記超小型人工衛星(5,6,7,8)の本体(4,9)を所定の高さにするように設計されており、
すべての前記第1型モジュール、第2型モジュール、及び第3型モジュール(1,2,3)は、型の同異に関わらず互いに重ねることが可能であり、前記第1型モジュール(1)、第2型モジュール(2)、及び第3型モジュール(3)から選択されたモジュールのみを互いに重ねることで、前記超小型人工衛星(5,6,7,8)の前記本体(4,9)を形成するように構成されている、
モジュール式システム。 - 請求項12に記載のモジュール式システムにおいて、
前記第3型モジュール(3)は、
前記超小型人工衛星(5,6,7,8)の前記本体(4,9)を所定の高さにする機能と、
前記第3型モジュール(3)のすぐ上下に重ねられた2つのモジュールを離間する機能と、
前記第3型モジュール(3)のすぐ下に重ねられた前記第2型モジュール(2)の収容容積を該第3型モジュール(3)の中空部分によって増大させる機能と、
前記第3型モジュール(3)のすぐ下に重ねられた第1型モジュール(1)又は第2型モジュール(2)の放射面積を増やして該第1型モジュール(1)又は第2型モジュール(2)の内部熱の廃棄を増大させる機能と、
前記超小型人工衛星(5,6,7,8)の前記本体(4,9)を前記外部付属物及び/又は前記打上ロケットに連結するための接続点を供給する機能と
のうちの少なくとも1つを果たす、モジュール式システム。 - 請求項12又は13に記載のモジュール式システムにおいて、
前記第2の接続手段(33)は、1つ又は複数のソーラーパネル(501,502,601,602,701,702,801,802)と、1つ又は複数のセンサと、1つ又は複数のアンテナと、1つ又は複数のリモートセンシングシステム(503,603)のうちの少なくとも1つと連結されるよう構成されている、
モジュール式システム。 - 請求項12〜14のいずれか1つに記載のモジュール式システムにおいて、
前記第1の接続手段(31,32)は、前記超小型人工衛星(8)をディスペンサ方式で運転する打上ロケットに連結するよう設計された別の接続手段にさらに接続されるよう構成されている、
モジュール式システム。 - 請求項12〜15のいずれか1つに記載のモジュール式システムにおいて、
各第3型モジュール(81)の下端は、接続構造(803)に連結されるよう構成されており、前記接続構造(803)は、打上ロケット用のリング状アダプタに連結されるように構成されている、
モジュール式システム。 - 請求項12〜16のいずれか1つに記載のモジュール式システムにおいて、
すべての前記第1型モジュール(1)、第2型モジュール(2)、及び第3型モジュール(3)は、同じ大きさと同じ形状の基底部と、同じ機械的連結点とを有し、これにより型の同異に関わらず重ねられるよう構成されている、
モジュール式システム。 - 請求項12〜17のいずれか1つに記載のモジュール式システムにおいて、
すべての前記第1型モジュール(1)が、同じ第1の高さ(H1)を有し、すべての前記第2型モジュール(2)が、同じ第2の高さ(H2)を有し、すべての前記第3型モジュール(3)が、同じ第3の高さ(H3)を有し、
前記第1の高さ(H1)は前記第3の高さ(H3)よりも大きく、前記第2の高さ(H2)は前記第1の高さ(H1)よりも大きい、
モジュール式システム。 - 請求項18に記載のモジュール式システムにおいて、
前記第1の高さ(H1)は、第1型モジュール(1)の内部温度が所定の最高温度を超えないことを担保する高さである、
モジュール式システム。 - 請求項1〜11のいずれか1つに記載の製造方法によって製造された
超小型人工衛星。
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