JPH02270700A - 部分開拡及び全開拡用の太陽電池装置 - Google Patents
部分開拡及び全開拡用の太陽電池装置Info
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- JPH02270700A JPH02270700A JP2049695A JP4969590A JPH02270700A JP H02270700 A JPH02270700 A JP H02270700A JP 2049695 A JP2049695 A JP 2049695A JP 4969590 A JP4969590 A JP 4969590A JP H02270700 A JPH02270700 A JP H02270700A
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- panels
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- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims description 22
- 239000000725 suspension Substances 0.000 claims description 15
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 238000010521 absorption reaction Methods 0.000 description 1
- 239000000872 buffer Substances 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
- B64G1/44—Arrangements or adaptations of power supply systems using radiation, e.g. deployable solar arrays
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
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- B64G1/222—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles for deploying structures between a stowed and deployed state
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- Engineering & Computer Science (AREA)
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- Sustainable Development (AREA)
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Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は、特許請求の範囲第１項から第３項の上位概念
に従う宇宙飛行物体におけるジヨイント式に相互に結合
するパネルから構成される折り畳み可能な太陽電池翼の
装置に関する。
に従う宇宙飛行物体におけるジヨイント式に相互に結合
するパネルから構成される折り畳み可能な太陽電池翼の
装置に関する。
その様な装置は例えば西ドイツ特許公開第３６１５２６
４号公報から公知である。２つの対称に配設された太陽
電池翼上に太陽電池面を分割することは実際に良いこと
が分かったし、しばしば利用される。一方で太陽電池翼
の折り畳んだ状態を、他方で完全に開拡した状態を見て
みると、太陽電池の、従って宇宙飛行物体、例えば衛星
の重心位置は両方の状態で概ね殆ど変わっていない。こ
の為に適用され強制制御装置（ＣＣＬ等）を有する翼の
運動学は周知である。
４号公報から公知である。２つの対称に配設された太陽
電池翼上に太陽電池面を分割することは実際に良いこと
が分かったし、しばしば利用される。一方で太陽電池翼
の折り畳んだ状態を、他方で完全に開拡した状態を見て
みると、太陽電池の、従って宇宙飛行物体、例えば衛星
の重心位置は両方の状態で概ね殆ど変わっていない。こ
の為に適用され強制制御装置（ＣＣＬ等）を有する翼の
運動学は周知である。
所定の飛行権で、減少しだ太陽エネルギー出力で宇宙飛
行物体を給電することは充分に行えるが、その為に両方
の太陽電池翼の外側のパネルのほんの１つ又は僅かのパ
ネルがまだ折り畳まれているパネルに比べて約９０″だ
け部分的に開拡される。この状態は例えば西ドイツ特許
公開第３６１５２６４号公報の第１図に示されている。
行物体を給電することは充分に行えるが、その為に両方
の太陽電池翼の外側のパネルのほんの１つ又は僅かのパ
ネルがまだ折り畳まれているパネルに比べて約９０″だ
け部分的に開拡される。この状態は例えば西ドイツ特許
公開第３６１５２６４号公報の第１図に示されている。
部分的に開拡したパネルの一例の位置が太陽電池、従っ
て衛星の感知できる程の重心変化となることは明瞭であ
る。衛星は概ねロケット推進装置（遠地点推進装置）を
有し、その推進装置は最後のロケット段を切り離した後
予定していた軌道に達するのに役立つ。推進装置軸は通
常衛星重心を通って延び、その際重心は太陽電池翼の折
り畳んだ乃至は完全に開拡した状態によって決定されて
いる。部分的に開拡した状態での駆動装置のスイッチ・
オン（加速）は上記した重心移動のため回転モーメント
（例えば太陽電池軸周りのニック（安定）モーメント）
の発生に通し、このモーメントは位置制御ｎシステムに
より検出され、補償されねばならない。この補償は例え
ば推進装置の旋回、付加的推進装置のスイッチ・オン、
質量変動又は他の対抗モーメント（例えば遠心力）によ
って行うことが出来る。これら全ての手段はしかしなが
ら位置制御システムにおける種々の要件を高め、位置制
御システムを従ってより高直で高価で重くし、それによ
り最終的には故障の起きる可能性が高くなる。
て衛星の感知できる程の重心変化となることは明瞭であ
る。衛星は概ねロケット推進装置（遠地点推進装置）を
有し、その推進装置は最後のロケット段を切り離した後
予定していた軌道に達するのに役立つ。推進装置軸は通
常衛星重心を通って延び、その際重心は太陽電池翼の折
り畳んだ乃至は完全に開拡した状態によって決定されて
いる。部分的に開拡した状態での駆動装置のスイッチ・
オン（加速）は上記した重心移動のため回転モーメント
（例えば太陽電池軸周りのニック（安定）モーメント）
の発生に通し、このモーメントは位置制御ｎシステムに
より検出され、補償されねばならない。この補償は例え
ば推進装置の旋回、付加的推進装置のスイッチ・オン、
質量変動又は他の対抗モーメント（例えば遠心力）によ
って行うことが出来る。これら全ての手段はしかしなが
ら位置制御システムにおける種々の要件を高め、位置制
御システムを従ってより高直で高価で重くし、それによ
り最終的には故障の起きる可能性が高くなる。
従来技術の解決策のこれら欠点を考慮して本発明の課題
は、宇宙飛行物体における部分的に開拡可能な及び完全
に開拡可能な太陽電池翼の幾つかの配置の可能性を提示
することであり、そして重心変動を部分開拡により著し
く避は且つそれにより位置制御システムの簡単化を可能
にするものである。
は、宇宙飛行物体における部分的に開拡可能な及び完全
に開拡可能な太陽電池翼の幾つかの配置の可能性を提示
することであり、そして重心変動を部分開拡により著し
く避は且つそれにより位置制御システムの簡単化を可能
にするものである。
この課題は、第１項以下の特許請求の範囲に記載した特
徴事項を択一的に選択して解決されることになる。
徴事項を択一的に選択して解決されることになる。
特許請求の範囲第１項の解決策は、太陽電池翼を反対方
向に拡げるようにするもので、従って１つの翼の部分的
に開拡したパネルは他の翌のパネルに対して平行にずれ
ており、その際パネル面はほぼパネル長さだけ相互に隔
たっている。この方法で太陽電池翼の全重心は折り畳ん
だ（積み重ねた）又は完全に開拡した状態に比較して変
化しないままとなる。
向に拡げるようにするもので、従って１つの翼の部分的
に開拡したパネルは他の翌のパネルに対して平行にずれ
ており、その際パネル面はほぼパネル長さだけ相互に隔
たっている。この方法で太陽電池翼の全重心は折り畳ん
だ（積み重ねた）又は完全に開拡した状態に比較して変
化しないままとなる。
特許請求の範囲第２項の解決策は、単に完全に開拡可能
なパネルの最も外側のパネルに部分的に開拡可能なパネ
ルを直接ではなく、２つの平行する旋回軸を有する懸架
体を介して枢着する様にすることである。この懸架体は
最も内側で部分的に開拡可能なパネルの縁部に並びに最
も外側で単に完全に開拡可能なパネルの中心Ｇこ保合し
ている。こうして部分的に開拡したパネルは太陽電池翼
の長手方向中心軸内に保持される。懸架体の質量はパネ
ルの質量に比べて小さく、その為に懸架体は、非対称で
折り畳んだ状態でも実際上は全く重心移動が起こらない
結果となる。
なパネルの最も外側のパネルに部分的に開拡可能なパネ
ルを直接ではなく、２つの平行する旋回軸を有する懸架
体を介して枢着する様にすることである。この懸架体は
最も内側で部分的に開拡可能なパネルの縁部に並びに最
も外側で単に完全に開拡可能なパネルの中心Ｇこ保合し
ている。こうして部分的に開拡したパネルは太陽電池翼
の長手方向中心軸内に保持される。懸架体の質量はパネ
ルの質量に比べて小さく、その為に懸架体は、非対称で
折り畳んだ状態でも実際上は全く重心移動が起こらない
結果となる。
特許請求の範囲第３項の解決策は、部分的に開拡したパ
ネルを支持するパネルが次の様に傾斜して位置する様に
すること、即ち傾斜したパネル及び単数乃至は複数の部
分開拡したパネルから成る質量システムの全重心が太陽
電池翼の長手方向中心軸上に位置する様にすることにそ
の本質がある。
ネルを支持するパネルが次の様に傾斜して位置する様に
すること、即ち傾斜したパネル及び単数乃至は複数の部
分開拡したパネルから成る質量システムの全重心が太陽
電池翼の長手方向中心軸上に位置する様にすることにそ
の本質がある。
次に図面に基づいて本発明の実施例を詳細に説明するこ
とにする。
とにする。
第１図による装置１は２つの太陽電池翼６と７とを有し
、それらの翼は宇宙飛行物体４の互いに向かい合う側に
設備され、その宇宙飛行物体に電流を供給するのに役立
つ９図示した部分的に開拡した状態で有効なパネル１０
乃至は１２はまだ開拡していない最も外側のパネル１１
乃至は１３並びに他の全てのまだ積み重なっているパネ
ルに対してほぼ直角に立っている。黒っぽく描いた懸架
体２４及び２５は全く太陽電池を持たず、これら懸架体
はそれぞれ最も内側のパネルと宇宙飛行物体４との間の
連結要素を成している。パネル乃至は懸架体２４及び２
５の互いに平行な旋回軸は小さな丸として描かれており
、その際旋回軸Ａ１゜、１１及びＡｌ１．ｌ：Ｉは部分
的に開拡したパネルｌＯ乃至は１２を単に完全に開拡可
能なパネルとジョイント式に結合するものである。
、それらの翼は宇宙飛行物体４の互いに向かい合う側に
設備され、その宇宙飛行物体に電流を供給するのに役立
つ９図示した部分的に開拡した状態で有効なパネル１０
乃至は１２はまだ開拡していない最も外側のパネル１１
乃至は１３並びに他の全てのまだ積み重なっているパネ
ルに対してほぼ直角に立っている。黒っぽく描いた懸架
体２４及び２５は全く太陽電池を持たず、これら懸架体
はそれぞれ最も内側のパネルと宇宙飛行物体４との間の
連結要素を成している。パネル乃至は懸架体２４及び２
５の互いに平行な旋回軸は小さな丸として描かれており
、その際旋回軸Ａ１゜、１１及びＡｌ１．ｌ：Ｉは部分
的に開拡したパネルｌＯ乃至は１２を単に完全に開拡可
能なパネルとジョイント式に結合するものである。
図示した軸Ｙは、全てのパネルが少なくともほぼ一平面
を形成する時、図示しないが完全に開拡した状態で両方
の太陽電池翼６及び７の長手方向中心軸となる。宇宙飛
行物体４が例えば静止衛星であるとすると、太陽電池翼
６及び７を長手方向中心軸Ｙの周りに回転可能に開くの
が良く、その為太陽電池翼は太陽を追跡し、それにより
１日のエネルギー吸収率を高める。
を形成する時、図示しないが完全に開拡した状態で両方
の太陽電池翼６及び７の長手方向中心軸となる。宇宙飛
行物体４が例えば静止衛星であるとすると、太陽電池翼
６及び７を長手方向中心軸Ｙの周りに回転可能に開くの
が良く、その為太陽電池翼は太陽を追跡し、それにより
１日のエネルギー吸収率を高める。
従来技術の装置における様に、両方の太陽電池翼６及び
７の全重心Ｓは完全に開拡し延びた上程で且つ折り畳ん
だ状態でほぼ軸Ｙ上の同一位置にある。本発明により、
太陽電池翼６及び７の重心位置、従って宇宙飛行物体４
の重心も部分開拡により全く乃至は殆ど無視しうる程に
しか変化しないように成され、このことは既に述べた様
に加速過程又は減速過程の位置制御を本質的に簡単なも
のとする。第１図による装置ではこれにより太陽電池翼
６及び７が反対方向に折り畳まれる様に成される。この
ことは、部分的に開拡し′たパネル１０及び１２、全て
の対応する旋回軸、例えばＡ１゜１．及びＡ１□、７．
並びに懸架体２４及び２５が部分的に開拡した状態でそ
れぞれ対角線上に向かい合っていることを意味し、その
際対応する個別要素の重心の接続線が常に太陽電池翼６
及び７の全重心Ｓを通って延びており、乃至は軸Ｙと一
致する。部分的に開拡したバぶル１０と１２の平面は平
行しており、はぼパネル長さｌ １１だけ間隔が開いて
いる。図示した全てのパネルの長さは更に同しである。
７の全重心Ｓは完全に開拡し延びた上程で且つ折り畳ん
だ状態でほぼ軸Ｙ上の同一位置にある。本発明により、
太陽電池翼６及び７の重心位置、従って宇宙飛行物体４
の重心も部分開拡により全く乃至は殆ど無視しうる程に
しか変化しないように成され、このことは既に述べた様
に加速過程又は減速過程の位置制御を本質的に簡単なも
のとする。第１図による装置ではこれにより太陽電池翼
６及び７が反対方向に折り畳まれる様に成される。この
ことは、部分的に開拡し′たパネル１０及び１２、全て
の対応する旋回軸、例えばＡ１゜１．及びＡ１□、７．
並びに懸架体２４及び２５が部分的に開拡した状態でそ
れぞれ対角線上に向かい合っていることを意味し、その
際対応する個別要素の重心の接続線が常に太陽電池翼６
及び７の全重心Ｓを通って延びており、乃至は軸Ｙと一
致する。部分的に開拡したバぶル１０と１２の平面は平
行しており、はぼパネル長さｌ １１だけ間隔が開いて
いる。図示した全てのパネルの長さは更に同しである。
部分的に開拡したパネル１０と１２の太陽電池面は概ね
それらの面が同一方向を向く様に配設されており、この
ことは参照番号２０及び２１を有する点線で示唆されて
いる。しかしながら反対の方向を向いた可能性も存在し
、その為にパネル１２には参照番号２２を有する一点鎖
線が示されている。
それらの面が同一方向を向く様に配設されており、この
ことは参照番号２０及び２１を有する点線で示唆されて
いる。しかしながら反対の方向を向いた可能性も存在し
、その為にパネル１２には参照番号２２を有する一点鎖
線が示されている。
パネルの大きさ及びエネルギー需要と関連して各太陽電
池翼の唯一のパネルをそれ以−トに部分的に開拡するこ
とが必要になることもある。
池翼の唯一のパネルをそれ以−トに部分的に開拡するこ
とが必要になることもある。
このことはしかしながら本発明の原理には全く変わりが
ない。
ない。
第２図及び第３図は、部分開拡の際の太陽電池翼の全重
心を変動しないための択一的な解決策を示す図である。
心を変動しないための択一的な解決策を示す図である。
簡単のために宇宙飛行物体５における必要な２つの翼の
内の唯一の太陽電池翼８だけを示しである。この装置２
の特別性は、部分開拡可能なパネル１４が直接ではなく
、懸架体２６を用いて最も内側のパネル１５に枢着して
いるという点にある。懸架体２６は２つの平行する旋回
軸ＶとＷを有し、それらの間隔ａはほぼパネル長さの半
分に相当する。パネル長さはこの例ではパふル１４の下
に描かれ、下１１４で表されている。実際の構成で好ま
しい様に、パネル長さは出来るだけ同じであった方が良
い。旋回軸■は部分開拡可能なパネル１４の縁部に位置
し、旋回軸Ｗは単に完全に開拡可能なパネル１５の中央
に位置している。パネル１５と１６及びそれ以外の全て
は再び普通の方法でそれぞれ１つの旋回軸を介して縁部
領域内にジョイント式に結合されている。宇宙飛行物体
５とパネルの結合は懸架体２７によって引受られ、懸架
体はこの場合にはそれ自体折り畳み可能である。第２図
及び第３図から明らかな様に、パネル１４は部分開拡及
び全開拡された状態で長手方向中心軸Ｙ上に位置してい
る。パネル積層体の重心が折り畳んだ懸架体を含んで同
様にＹ軸上に位置することを前提とすれば、第２図及び
第３図による太陽電池翼の全重心の位置が同しになると
いうことが生ずる。太陽電池翼８を完全に折り畳んだ状
態で所定の非対称は懸架体２６の一側の位置により生ず
る。その質量はしかしながらパネルの質量に比べて小さ
いので、二の非対称性は重心位置に無視しえる程の影響
しか持たない。更に部分開拡可能なパネルのための懸架
体を２つの太陽電池翼において折り畳んだ状態で、第１
図による対角線配置の原理に対応して、長手方向中心軸
Ｙの反対側に折り曲げることも出来る。
内の唯一の太陽電池翼８だけを示しである。この装置２
の特別性は、部分開拡可能なパネル１４が直接ではなく
、懸架体２６を用いて最も内側のパネル１５に枢着して
いるという点にある。懸架体２６は２つの平行する旋回
軸ＶとＷを有し、それらの間隔ａはほぼパネル長さの半
分に相当する。パネル長さはこの例ではパふル１４の下
に描かれ、下１１４で表されている。実際の構成で好ま
しい様に、パネル長さは出来るだけ同じであった方が良
い。旋回軸■は部分開拡可能なパネル１４の縁部に位置
し、旋回軸Ｗは単に完全に開拡可能なパネル１５の中央
に位置している。パネル１５と１６及びそれ以外の全て
は再び普通の方法でそれぞれ１つの旋回軸を介して縁部
領域内にジョイント式に結合されている。宇宙飛行物体
５とパネルの結合は懸架体２７によって引受られ、懸架
体はこの場合にはそれ自体折り畳み可能である。第２図
及び第３図から明らかな様に、パネル１４は部分開拡及
び全開拡された状態で長手方向中心軸Ｙ上に位置してい
る。パネル積層体の重心が折り畳んだ懸架体を含んで同
様にＹ軸上に位置することを前提とすれば、第２図及び
第３図による太陽電池翼の全重心の位置が同しになると
いうことが生ずる。太陽電池翼８を完全に折り畳んだ状
態で所定の非対称は懸架体２６の一側の位置により生ず
る。その質量はしかしながらパネルの質量に比べて小さ
いので、二の非対称性は重心位置に無視しえる程の影響
しか持たない。更に部分開拡可能なパネルのための懸架
体を２つの太陽電池翼において折り畳んだ状態で、第１
図による対角線配置の原理に対応して、長手方向中心軸
Ｙの反対側に折り曲げることも出来る。
本発明に基礎を置く課題の解決策に対する第３の可能性
が第４図に示されている。装置３は装置１と２と同様に
宇宙飛行物体における２つの太陽電池翼を含み、それら
のうちここでも唯一の翼だけが示してあり、しかも参照
番号９で示しである。太陽電池翼９は取り分は部分開拡
可能なパネル１７と、単に完全に開拡可能なパネルから
なり、それらの最も外側に参照番号１９が付されている
。パネル１７と１９との間にはパネル１８が付加され、
このパネルは限定された斜め位置に拘束可能で且つ完全
に折り畳み可能である。パネル１９に関する斜め位置は
角度αとして示されている。部分的に開拡したパネル１
７は長手方向中心軸Ｙに平行であり、パネル１９とその
他の積層したパネルとは直角に成っている。従ってパネ
ル１７と１８との間の角度に対しては：δ−９０°＋α
が当て嵌まる。
が第４図に示されている。装置３は装置１と２と同様に
宇宙飛行物体における２つの太陽電池翼を含み、それら
のうちここでも唯一の翼だけが示してあり、しかも参照
番号９で示しである。太陽電池翼９は取り分は部分開拡
可能なパネル１７と、単に完全に開拡可能なパネルから
なり、それらの最も外側に参照番号１９が付されている
。パネル１７と１９との間にはパネル１８が付加され、
このパネルは限定された斜め位置に拘束可能で且つ完全
に折り畳み可能である。パネル１９に関する斜め位置は
角度αとして示されている。部分的に開拡したパネル１
７は長手方向中心軸Ｙに平行であり、パネル１９とその
他の積層したパネルとは直角に成っている。従ってパネ
ル１７と１８との間の角度に対しては：δ−９０°＋α
が当て嵌まる。
堆積したパネルの重心はＹ軸上に位置するという前提か
ら出発して、角度αは次の様に選択される。即ちパネル
１７と１８からなる質量系の全重心Ｓ Ｌ７１５．がＹ
軸上に位置する様に選択される。
ら出発して、角度αは次の様に選択される。即ちパネル
１７と１８からなる質量系の全重心Ｓ Ｌ７１５．がＹ
軸上に位置する様に選択される。
以下の計算式には更に次の前提条件が当て嵌まるはずで
ある。
ある。
一パネル１７と１８の重心Ｓ Ｐ？及びＳ １８はそれ
ぞれパネル長さの中ＩＣ弓こ位置している。
ぞれパネル長さの中ＩＣ弓こ位置している。
−旋回軸Ａ１１ｌ１１及びＡ１８゜１９はパネルの長手
方向中心面内に位置している。
方向中心面内に位置している。
一パネル１７と１８の厚さは長さの寸法１１７と１１１
１に比較して無視しうる程小さい。
１に比較して無視しうる程小さい。
以Ｆの数値は次のことを示す。
ｍ１７ ジヨイントを含むパネル１７の質量等ｍ、ｓ
ジヨイントを含むパネルＩ８の質量等ＸｌＴ Ｙ
軸からの旋回点Ｓ １７の間隔Ｘｌ１ｌ Ｙ軸からの旋
回点Ｓ Ｉｌｌの間隔第４図に示したＸ軸は普通の様に
Ｙ軸上に直角に成っている。
ジヨイントを含むパネルＩ８の質量等ＸｌＴ Ｙ
軸からの旋回点Ｓ １７の間隔Ｘｌ１ｌ Ｙ軸からの旋
回点Ｓ Ｉｌｌの間隔第４図に示したＸ軸は普通の様に
Ｙ軸上に直角に成っている。
全重心Ｓ１１．１１１は次のことが成り立つとＹ軸−Ｌ
に正確に位置する。即ち ｍ ＋ １Ｘ ＋ ｔ ＝ ｍ Ｉｓ Ｘ Ｉａパ
ネル１９を含む堆積したパネルは同様に全て長さ１１８
を有するはずであり、その長さは以下簡単に１で短縮さ
れる。
に正確に位置する。即ち ｍ ＋ １Ｘ ＋ ｔ ＝ ｍ Ｉｓ Ｘ Ｉａパ
ネル１９を含む堆積したパネルは同様に全て長さ１１８
を有するはずであり、その長さは以下簡単に１で短縮さ
れる。
次のことが当て嵌まる。
ｘ ＋−ｒ＝ Ｉ ／ ２ ” （２ｃｏｓ α−１
）ｘ ｌｓ＝ Ｉ ／ ２ ’″ （１−ｃｏｓ α）
上記モーメントバランスにこの等式を適用しそれ相当に
弐を整えると次の式を得る。
）ｘ ｌｓ＝ Ｉ ／ ２ ’″ （１−ｃｏｓ α）
上記モーメントバランスにこの等式を適用しそれ相当に
弐を整えると次の式を得る。
ＣＯ３α ＝□□−−□□−−−−−−−ｌＢ
同じパネル質量に対して、即ちｍ １７−ｍ １８でｃ
ｏｓ α＝ ２／３ ＄α−４８，１９’ ：
δ−１３８，１９’例えば２つのパネルが部分的に開
拡されると、これらは質量ｍｌ？に対する計算式に纏め
られ、そのＶＡ ｍ ｌ ７はその場合ｍ１ｌｌの２倍
に成る。
ｏｓ α＝ ２／３ ＄α−４８，１９’ ：
δ−１３８，１９’例えば２つのパネルが部分的に開
拡されると、これらは質量ｍｌ？に対する計算式に纏め
られ、そのＶＡ ｍ ｌ ７はその場合ｍ１ｌｌの２倍
に成る。
それから（ｍ１７＝ ２” ｍ１５）を得る：ｃｏｓ
ａ＝ ３１５ ＄ｃｒ＝ ５３．１３’ ； δ−１
４３，１３゜この様式の実際の構成では、パネルが所定
の厚さを有し、平らに堆積可能であるべきである。
ａ＝ ３１５ ＄ｃｒ＝ ５３．１３’ ； δ−１
４３，１３゜この様式の実際の構成では、パネルが所定
の厚さを有し、平らに堆積可能であるべきである。
即ち旋回軸は概ね最早長手方向中心面内に配置されず、
パネルの上側乃至はド側の方にずらされねばならない。
パネルの上側乃至はド側の方にずらされねばならない。
それによって強制的に先に計算した角度から一定のずれ
が生じるが、この角度は小さな角度の範囲内に位置して
も宜しい。
が生じるが、この角度は小さな角度の範囲内に位置して
も宜しい。
第１図はパネルを結合する旋回軸の方向に部分的に開拡
した太陽電池翼を有する宇宙飛行物体の平面図を示し、
第２図及び第３図は部分的に開拡した且つ完全に開拡し
た状態での宇宙飛行物体における太陽電池翼の斜視図を
示し、第４図は旋回軸の方向での部分的に開拡した太陽
電池翼の平面図を示すものである。 図中参照番号 ６．７．８．９・・・・・太陽電池翼 １０．１２・・・有効なパネル １１．１３・・・まだ開拡していないパネル１４・・・
・・・部分的に開拡したパネル１５・・・・・・単に全
開拡した最も外側のパネル １７・・・・・・部分的に開拡したパネル１８・・・・
・・中間の傾斜位置するパネル１９・・・・・・まだ開
拡していないパネル２０．２１．２２・・・・・部分的
に開拡した太陽電池面 １１１＋１．＋４・・・パネル長さ Ｖ、 Ｗ・・・・・旋回軸 ａ・・・・・・・旋回軸の間隔 ２６・・・・・・懸架体
した太陽電池翼を有する宇宙飛行物体の平面図を示し、
第２図及び第３図は部分的に開拡した且つ完全に開拡し
た状態での宇宙飛行物体における太陽電池翼の斜視図を
示し、第４図は旋回軸の方向での部分的に開拡した太陽
電池翼の平面図を示すものである。 図中参照番号 ６．７．８．９・・・・・太陽電池翼 １０．１２・・・有効なパネル １１．１３・・・まだ開拡していないパネル１４・・・
・・・部分的に開拡したパネル１５・・・・・・単に全
開拡した最も外側のパネル １７・・・・・・部分的に開拡したパネル１８・・・・
・・中間の傾斜位置するパネル１９・・・・・・まだ開
拡していないパネル２０．２１．２２・・・・・部分的
に開拡した太陽電池面 １１１＋１．＋４・・・パネル長さ Ｖ、 Ｗ・・・・・旋回軸 ａ・・・・・・・旋回軸の間隔 ２６・・・・・・懸架体
Claims (3)
- （１）宇宙飛行物体の向かい合う側に取り付けられた２
つの太陽電池翼を有し、それら翼で少なくとも最も外側
のパネルは部分的に及び完全に、そして残りのパネルは
完全に開拡可能であり、その際完全に開拡した状態で太
陽電池翼は１つの共通する長手方向中心軸を備え、そし
て全てのパネルが一平面内に位置する様な、宇宙飛行物
体、特に衛星にジョイント式に相互に結合したパネルか
ら構成された折り畳み可能な太陽電池翼の装置において
、両方の太陽電池翼（６、７）が反対方向に折り畳まれ
、従って第１及び第２の太陽電池翼（６、７）のエネル
ギー供給を減少するため設けられたパネルが、部分的に
開拡した状態で互いに平行し且つほぼパネル長さ（ｌ＿
１＿１）だけずれた平面内に位置しており、その際部分
的に開拡した太陽電池面（２０、２１、２２）が同一又
は反対方向を指向していることを特徴とする装置。（第
１図） - （２）請求項１の上位概念による装置において、各太陽
電池翼（８）の単数の（１４）乃至は複数の部分的に開
拡可能なパネルが懸架体（２６）を介して２つの平行す
る旋回軸（Ｖ、Ｗ）で単に完全に開拡可能なパネルの最
も外側のパネル（１５）に連結されており、第１の旋回
軸（Ｖ）が最も内側の部分的に開拡可能なパネル（１４
）の縁部に位置し、第２の旋回軸（Ｗ）が最も外側で単
に完全に開拡可能なパネル（１５）の中央に位置し、そ
して旋回軸（Ｖ、Ｗ）の間隔（ａ）がほぼ半分のパネル
長さ（ｌ＿１＿４）に相当することを特徴とする装置。 （第２図、第３図） - （３）請求項１の上位概念による装置において、部分開
拡可能なパネルの最も外側のパネル（１７）を支持する
パネル（１８）が各太陽電池翼（９）の部分的に開拡し
た状態でまだ開拡していないパネル（１９）に対して次
の様な傾斜位置（角度α）で拘束されており、即ち斜め
に位置するパネル（１８）と部分的に開拡した単数のパ
ネル（１７）乃至は複数のパネルとから成る質量系の全
重心（Ｓ＿１＿７＿、＿１＿８）が−完全に開拡した状
態によって限定されて−両方の太陽電池翼（９）の長手
方向中心軸（Ｙ）上に位置することを特徴とする装置。 （第４図）
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6348697B1 (en) | 1997-06-11 | 2002-02-19 | Copyer Co., Ltd. | Media detection method and device |
Families Citing this family (25)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2656586B1 (fr) * | 1989-12-29 | 1992-05-07 | Aerospatiale | Dispositif de controle d'attitude par voiles solaires pour satellite stabilise autour de trois axes. |
| WO1992012898A1 (de) * | 1991-01-21 | 1992-08-06 | Berger F W Adolf | Vorrichtung zum entfalten eines elementenstapels |
| US5386953A (en) * | 1991-11-08 | 1995-02-07 | Calling Communications Corporation | Spacecraft designs for satellite communication system |
| US5522569A (en) * | 1994-02-04 | 1996-06-04 | Orbital Sciences Corporation | Satellite having a stackable configuration |
| US5785280A (en) * | 1995-07-20 | 1998-07-28 | Space Systems/Loral, Inc. | Hybrid solar panel array |
| US5833175A (en) * | 1995-12-22 | 1998-11-10 | Hughes Electronics Corporation | Spacecraft with large east-west dimensions |
| US5927654A (en) * | 1997-05-16 | 1999-07-27 | Lockheed Martin Corp. | Spacecraft with active antenna array protected against temperature extremes |
| US6010096A (en) * | 1998-07-22 | 2000-01-04 | Space Systems/Loral, Inc. | Deployment restraint and sequencing device |
| US6118067A (en) * | 1998-11-20 | 2000-09-12 | Swales Aerospace | Method and apparatus for improved solar concentration arrays |
| DE19855993A1 (de) * | 1998-12-04 | 2000-06-21 | Daimler Chrysler Ag | Entfaltbarer Solargenerator |
| US6168116B1 (en) * | 1999-06-21 | 2001-01-02 | Trw Astro Aerospace | Shear tie device |
| KR100315551B1 (ko) * | 1999-12-07 | 2001-12-12 | 장근호 | 루트힌지 조립 및 전개시험 치공구 |
| US6429368B1 (en) * | 2001-03-20 | 2002-08-06 | Trw Inc. | Shortened solar cell array |
| US6581883B2 (en) * | 2001-07-13 | 2003-06-24 | The Boeing Company | Extendable/retractable bi-fold solar array |
| JP3805706B2 (ja) * | 2002-03-15 | 2006-08-09 | 三菱電機株式会社 | 人工衛星展開構造物 |
| US20060225781A1 (en) * | 2005-04-07 | 2006-10-12 | Steve Locher | Portable solar panel with attachment points |
| US8720125B2 (en) * | 2009-07-28 | 2014-05-13 | Micah F. Andretich | Sustainable, mobile, expandable structure |
| CN103662098A (zh) * | 2012-08-31 | 2014-03-26 | 上海宇航系统工程研究所 | 空间飞行器的半刚性太阳电池翼 |
| CN103978908B (zh) * | 2014-05-21 | 2015-12-23 | 陈绪跃 | 太阳能电池翻板机构及太阳能电动汽车 |
| CN105928691B (zh) * | 2016-04-21 | 2018-04-10 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种地面展开套筒重力卸载装置 |
| US11148831B2 (en) * | 2017-11-10 | 2021-10-19 | Spire Global, Inc. | Systems and methods for satellite solar panel deployment |
| US10926891B2 (en) | 2017-11-10 | 2021-02-23 | Spire Global, Inc. | Hold down and release mechanism for a deployable satellite solar panel |
| US10676217B2 (en) | 2017-11-10 | 2020-06-09 | Spire Global, Inc. | Deployable satellite solar panel hinge mechanism |
| US11148834B2 (en) * | 2017-11-10 | 2021-10-19 | Spire Global, Inc. | Systems and methods for satellite solar panel stowage and deployment |
| DE202022103691U1 (de) | 2022-07-03 | 2022-08-24 | Rüdiger Schloo | Alternativ installierbare Sonnenkollektoren und Solarzellen |
Family Cites Families (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US437113A (en) * | 1890-09-23 | Harvesting-machine | ||
| US3698958A (en) * | 1969-12-03 | 1972-10-17 | Trw Inc | Solar panel |
| DE2604005A1 (de) * | 1976-02-03 | 1977-08-11 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Einrichtung zur beeinflussung der position und lage eines satelliten |
| GB8307669D0 (en) * | 1983-03-19 | 1983-04-27 | British Aerospace | Spacecraft |
| DE3316789A1 (de) * | 1983-05-07 | 1984-11-08 | Licentia Patent-Verwaltungs-Gmbh, 6000 Frankfurt | Verfahren und vorrichtung zum ein- oder ausfalten eines faltbaren solarzellengenerator-lakens |
| FR2588526B1 (fr) * | 1985-10-16 | 1989-01-20 | Aerospatiale | Mecanisme de deploiement automatique d'un appendice d'un vehicule spatial anime d'un mouvement de rotation sur lui-meme. |
| DE3615264A1 (de) * | 1986-05-06 | 1987-11-12 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Vorrichtung fuer die teilentfaltung von solargeneratoren |
-
1989
- 1989-03-04 DE DE3907063A patent/DE3907063A1/de active Granted
-
1990
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6348697B1 (en) | 1997-06-11 | 2002-02-19 | Copyer Co., Ltd. | Media detection method and device |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2643871A1 (fr) | 1990-09-07 |
| US4988060A (en) | 1991-01-29 |
| DE3907063C2 (ja) | 1990-12-13 |
| FR2643871B1 (fr) | 1995-06-02 |
| DE3907063A1 (de) | 1990-09-13 |
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