JPH02882B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 ［発明の背景］ 本発明はアンテナの支持構体への取付け、特に
通信衛星の構体に含まれる支持構体への取付けに
する。

通信衛星に用いるアンテナは電磁波反射器と電
磁波用の給電構体と有し、その給電構体はアンテ
ナの反射器の焦点に設ける必要がある。現在通信
衛星は一般に宇宙船構体に直接取付けた反射器と
給電構体を用いており、例えば米国特許3898667
号記載のこの方式では、アンテナの反射器を重ね
て衛星に支柱で取付けている。このアンテナ系は
同様に支柱で衛星に取付けられた導波管給電ホー
ンを有する。通信衛星アンテナ方式の今１つの例
は1982年６月７日発行のアビエーシヨン・ウイー
ク・アンド・スペース・テクノロジ（Aviation
week and Space Technology）第91頁の論文に
示されている。

通信衛星のアンテナ用反射器が大きくなる（例
えば反射器の直径が大きくなる）につれて、その
大きなアンテナの電界分布をさらに均一にするた
めに給電構体と反射器の間隔がさらに広くなる
が、これは反射器の焦点距離が長くなるからであ
る。アンテナが大形化すると共に反射器と給電構
体の距離が大きくなると、衛星が宇宙空間の軌道
運動位置に来た後アンテナ系を展開し得るように
することが望ましくなる。この展開能力があれ
ば、宇宙船アンテナを動作位置で大きくし、アン
テナが積荷位置にある打ち上げ中は（すなわち展
開されていないときは）その外被内の比較的小さ
い空間に嵌り込むように充分小さくすることがで
きる。換言すれば、この大型アンテナはその給電
ホーン構体を含めて打上げ中の積荷位置にあると
き所要のコンパクトな打上げ用外被内に嵌め込む
ことができ、また衛星がその動作軌道に乗つたと
きはその給電構体およびアンテナの一方または双
方は積荷位置から展開（動作）位置に動かすこと
ができる。

上述の代表的宇宙船では、給電構体の位置と物
理的に隔てられたアンテナの反射器の位置とを関
係付ける支持手段として宇宙船を用い、その上に
展開可能のアンテナ系の枢支点を設けている。こ
のような代表的宇宙船構体はまたその宇宙船すな
わちアンテナの指向方向を感知測定する姿勢基準
感知器を有する。

今迄の給電構体とその反射器の最大間隔は上述
の現用技法で可能であつたが、この間隔がその最
大を越えると宇宙船構体の変形によりアンテナの
性能が著しく劣化する。この変形は例えば宇宙船
構体の温度の変化により生じ、この温度変化は該
構体に対する太陽光の照射量が時間によつて又日
によつて変化することにより生ずる。

［発明の概要］ 本発明によれば、上記のアンテナ性能の劣化は
宇宙船構体の変形（アンテナの形状寸法を害す
る）を減ずるアンテナ取付け装置により減じられ
る。本発明を用いると、（例えばアンテナの反射
器と宇宙船の角度関係を害するような）アンテナ
系の変形が減少し、このためアンテナ孔照準ベク
トルの誤差も減少する。

本発明の一態様では、アンテナ反射器と給電手
段が（温度の変化の際に無視し得るほどの変形し
か生じない）熱的に安定で比較的強靭な支持部材
に固定される。この支持部材は宇宙船のような変
形可能な支持構体に結合手段により結合され、結
合手段は温度変動により生じる支持構体の変形に
応じて支持部材およびそれに固定されたアンテナ
を支持構体に対して傾ける。

［図面を参照した詳しい説明］ 第１図は本発明の一実施例によるアンテナ取付
け装置の側面図を示す。

第１図において、アンテナ１０は電磁波を反射
する放物面反射器１２を含み、この反射器１２は
腕１４の一端に固定され、腕１４は他端が枢支構
体１６により基板１８に固定されている。反射器
１２は破線で示す積荷位置（打上げ中の位置）か
ら実線で示す動作位置（軌道上にあるときの展開
された位置）まで（図示しない手段により）動か
すことができる。支持部材すなわち基板１８は結
合手段２２により支持構体すなわち宇宙船２０に
取付けられる。結合手段により、基板１８は以下
説明するように変形可能な支持構体すなわち宇宙
船２０に生ずる変形から変形絶縁状態に保たれ
る。この基板１８は強靭でその熱的環境の変化に
感じず（すなわち熱的に安定であり）、そのため
宇宙船２０の構造内部に変形を招くような情況
（例えば温度の変化）が生じても基板自身は変形
しない。この基板１８には放射器すなわち給電ホ
ーン構体２４および地球感知器２６も固定されて
いる。

「変形」には構体内の曲がり、波打ち、反りそ
の他の変形が含まれる。このような変形は例えば
宇宙船２０中の、結合手段２２の各素子の端部が
位置する点２７，２８のような２点間またはそれ
より多くの点間において生じ得る。「変形絶縁」
とは１つの構体（宇宙船２０）に生じるこのよう
な変形がこの構体に結合された他の構体（例えば
基板１８）に伝達されず、他の構体を変形させな
いことを意味する。しかし、１つの構体の変形が
他の構体に別の効果をもたらす（例えば宇宙船２
０を基準とする軸の周りに基体１８を回転させ
る）こともあることに注意されたい。

結合手段２２は第２図を参照して後で詳述する
ように基板１８に対し本質的に３点支持を行い、
これにより基板上の３点に対応した宇宙船２０上
の３点相互間に生じる宇宙船２０の変形が基板１
８を一体物として回転させる（すなわちその向き
を変える）ことはあるが、宇宙船２０の変形がそ
のまま基板１８に伝達されて基板１８自体を変形
させることはない。ここで第２図は第１図の基板
１８および結合手段２２を宇宙船２０の側から見
た斜視図であつて、第１図とは左右を逆にして示
されており、このため第１図において結合手段２
２の素子５０は素子７４の背後に重なつて見え、
また素子５４も素子５２の背後に重なつて見える
ことに留意されたい。更に、素子５２および５１
の一端が位置する宇宙船上の点２７及び２８は、
第１図では説明の便宜のために宇宙船の側面にあ
るように示されているが、実際には素子５２およ
び５１が接続される、基板に対向する宇宙船２０
の面の中にあることに留意されたい。

上記の例について説明を続けると、宇宙船２０
がそれに取付けられ又はその一部を形成する種々
の素子（板、梁、搭載機材…ペイロード等）に入
射する太陽光による温度上昇によつて点２７，２
８間の領域で変形することがある。この変形には
宇宙船２０の曲がり、捩れ、波打ちその他の機械
的変形が含まれる。宇宙船２０の各素子がその太
陽光による照射量の変化によつて生ずる温度変動
により伸縮するため、この変形により点２７，２
８等の点が差動的に移動するが、この変形自体は
結合手段２２によつて基板１８に伝達されること
はない。その代りに点２７，２８のような２点と
３点中の第３番目の点との差動的移動により基板
１８が宇宙船２０に対して回転し、基板１８中に
は変化が生じない。

本質的に、基板１８を支える３点中の２点また
は３点の差動的移動を生ずる宇宙船２０の変形
は、基板１８の平面を第１図の位置から回転させ
る。しかしこの基板１８の回転または移動を感知
器２６により感知して、宇宙船２０上の適当な制
御装置を動作させて宇宙船従つてアンテナ１２の
方向を変えることにより、基板１８の回転は補正
することができる。同時に、基板１８は望ましく
ない曲り、捩れまたは他の機械的変形を生じない
ため、アンテナ１０内の必要関係（例えば給電構
体２４と反射器１２との間の距離）は支持構体
（宇宙船２０）が変形しても変らない。

基板１８は例えば矩形であつて、結合手段２
２、給電構体２４、アンテナ反射器１２または支
持腕１４により外部で生じた比較的小さい応力が
伝えられても容易に変形（例えば曲り、折れ、波
打ち等）しないように強靭に作られている。

給電構体２４の方向を反射器１２に対して一定
に保つのを助けるため、基板１８は少なくともそ
の構造の広い面内において準等方性に作つてその
内部に変形が生じないようにしてある。基板１８
はその正味の膨張係数が低くなるように選んだ材
料から成り、そのため比較的大きな膨張収縮を生
ぜず、温度変化があつても実質的に変形しない。

地球感知器２６を基板１８に直接固定すること
により、その感知器２６からの信号に応動する制
御装置（図示せず）によつてアンテナ反射器１２
の向きを衛星と独立に制御することができる。す
なわちこの制御装置はアンテナの姿勢誤差の補正
に有用で、この構成によつて宇宙船２０の変形に
よつて生ずる誤差が入るのを防いでいる。これは
給電構体と感知器が反射器１２から離れた位置で
宇宙船２０に直接固定されていて、このため宇宙
船２０がこれに取付けられた姿勢感知器に対して
変形したときに互いに対して相対的に移動する従
来技術のものと対照的である。

反射器１２は所定の用途に従う単一または重畳
式の周波数再使用反射器でよい。重畳型の反射器
はコンパクトな周波数再使用アンテナを与え、空
間が貴重な宇宙船用として有用である。このコン
パクトな周波数再使用アンテナは例えば米国特許
第3898667号明細書や、アイ・イー・イー・イー
（IEEE）の第CH1352−４／78／0000−0343号第
343〜345頁のローゼン（H.A.Rosen）の論文
「SBS通信衛星−集積設計（SBS
Communication Satellite−Integrated
Design）」に記載されている。また反射器１２は
米国特許第2742387号および第2682491号の各明細
書およびアール・シー・エー・エンジニア
（RCA Engineer）の1981年１〜２月号第12〜22
頁のガウンダ（R.N.Gounder）の論文「衛星方
式用複合構体の進歩（Advanced Composite
Structures for Satellite Systems）」に記載され
たように構成することもできる。別の１つのアン
テナ構造は1982年８月16日付米国特許願第408503
号明細書（特開昭59−52903号に対応）に記載さ
れている。

反射器１２は中間トラス（図示せず）で結合さ
れた平行な２本の細長い梁材（一方だけ図示）か
ら成るトラス構体とすることのできる腕１４の一
端に固定され、その腕１４の他端は枢支構体１６
により基板１８に取付けられている。枢支構体１
６は腕１４を構成する２本の梁材のそれぞれに取
付けられた２つの枢支部（一方だけ図示）から成
り、基板１８に固定されている。

基板１８は後述のような複合材料から成り、熱
的に安定で、比較的強靭であり、温度の変化の際
に生じる変形が無視し得るものである。「熱的に
安定」とは温度の変化時に生じる基板の伸縮が無
視し得るほどしか生じないことを意味する。基板
１８は第６図に示すようなサンドイツチ構造を有
する。第６図に示す基板１８の一部は波型アルミ
ニウムリボンを細胞状構造に接合して作つた多数
の蜂巣状６角形隔室（セル）から成る蜂巣状アル
ミニウム芯材３０を含んでいる。この芯材３０は
広く平坦な平行対面３２，３４を有し、面３２に
は表皮部材３６が、面３４には同様の表皮部材３
８がそれぞれ接着されている。表皮部材３６は単
方向性エポキシ強化カーボン繊維の３重層４０，
４２，４４から成る。各層４０，４２，４４の第
６図中の平行線はそれぞれの繊維方向を示すもの
で、これらの層の繊維の配置方向はこれらの層が
芯材３０と組合わさつて膨張係数がほぼ０の準等
方性構体を形成するようになつている。膨張係数
をこのようにするには層４０，４２，４４を例え
ば［0゜±60゜］の配置方向にすればよく、また４
重層のときは［0゜／±45゜／90゜］の方向にすれば
よい。前者の配向を第６図に示す。

例えば層４４の配置方向を基準として0゜とする
と、層４２の繊維の配置方向が＋60゜、層４０の
それが−60゜となる。表皮部材３８の各層の配置
方向は表皮部材３６の各層の配置方向と鏡像関係
にあり、この複合構体は膨張係数がほぼゼロで、
温度変化があつても変形は極めて小さい。この基
板は準等方性を持つものと称されるが、これは材
料の性質には通常の変動があるため完全な等方性
を得ることは比較的困難ということであつて、等
方性であることが最も望ましい。

表皮部材３６，３８の安定性は、熱伝導度が比
較的高いことにより複合構体全体にわたる温度勾
配を極めて小さくするアルミニウム芯材３０によ
り増大される。この複合構体全体にわたる温度分
布は基板１８を多層絶縁布（図示せず）で包むこ
とによりさらに均一にすることもできる。このよ
うにして出来上つた基板はこれに固定された上述
の全素子を所定間隔に保ち、かつそれ自体は温度
変化に実質的に敏感でない支持部材を構成する。

基板１８を熱的に安定で比較的強靭に作ること
により、給電構体２４（第１図）と反射器１２お
よび地球感知器２６との関係は周辺の温度変化に
関係なく維持される。また「強靭」とは基板１８
が枢支構体１６、給電構体２４、地球感知器２６
および支持構体２２を含む素子相互間に機械的変
化を殆んど生じさせないことを意味する。

素子相互間（例えば１２，２４間）の変位は不
都合のため防止する必要がある。第６図について
述べたように、基板１８は素子相互の離間関係を
維持する。しかし、基板１８はまた宇宙船２０の
変形から絶縁されることも必要である。宇宙船２
０の変形が少しでも基板１８に伝達されると、ア
ンテナ１０の各素子を所要の離間関係に保つこと
ができなくなる。

基板１８を宇宙船２０から変形絶縁するため、
基体は宇宙船に本質的に３点で固定されている。
（結合手段２２の取付け点は基板１８上の３点で
効果的に作用するが、実際上これは第２図につい
て後述するように４点以上でもよい。）基板１８
を３点に効果的に結合することにより、宇宙船２
０がこれらの点に対してどのように移動しても、
その３点で決まる平面の回転しか生じない。さら
に基板１８を宇宙船２０に取付ける結合手段２２
はそれが基板１８に固定される点において冗長性
を有しない。この「冗長性」とは機能の重複を意
味する。この場合、結合手段２２の各素子はそれ
ぞれ必要なもので、どの素子も他の素子の機能を
果さない。従つて基板と宇宙船機体の間に相対的
寸法変化を生じ得る温度変化があつても、基板１
８に不都合な変形を生ずることはない。

第２図の結合手段２２は基板１８を宇宙船２０
に結合する球接手構体５０を含み、この構体５０
は支持腕５１と一端を固定された球接手５３を含
んでいる。球接手５３は、基板１８に固定された
ソケツトと支持腕５１の一端に固定された球によ
つて基板１８に固定される。支持腕５１の他端は
宇宙船２０に接続されている。支持腕５１は予想
される全方向の荷重を変形すなわち曲がりなく吸
収する円柱でよい。球接手５３は基板１８が宇宙
船２０に対してその接手の球の中心の周りに回転
すること許容する。しかし球接手５３は基板１３
が宇宙船２０に対して３つの直交方向の何れにも
直進運動するを防いでいる。例えば第３図におい
て、球接手構体５０と球接手５３は宇宙船２０
（第１図）が基板１８に対して紙面に平行なＸお
よびＺ方向と紙面に垂直なＹ方向に直進変位する
のを防いでいる。従つて基板１８は宇宙船２０に
対して球接手５３を中心にすることはできるが、
その位置でＸ、Ｙ、Ｚの方向の何れにも変位する
ことはできない。

結合手段２２はまた長軸が基板１８に垂直な平
面上にある２本の棒５２，５４を含んでいる。棒
５４は基板１８に対し鋭角を成して突出してい
る。すなわち棒５４は基板の平面と成す角度が充
分小さく、このため棒５４は第３図の方向６０
（Ｚ方向）における長さ成分が最も大きく、Ｙ方
向の長さ成分が短くなつている。このような配向
の結果、棒５４は基板１８の変位に対する抵抗が
方向６０（Ｚ方向）で最大になる。棒５４は一端
が球接手６２により基板１８の狭い側面すなわち
縁部に接続され、他端が球接手６４により宇宙船
２０（第１図）に接続されている。

棒５２は基板１８と宇宙船２０との間に球接手
５６，５８により接続され、基板１８が宇宙船２
０に対して第３図のＹ方向に変位するのを妨げ
る。基板１８を宇宙船２０に対して他の何れかの
方向に変位させようとする力はすべてその変位を
許容する棒５２には殆んど妨げられない。球接手
５６は棒５２の一端を基板１８の広い面に球接手
６２に近接して接続している。棒５２は基板１８
の広い面に垂直で、その長軸は第３図に黒点５
２′で示すＹ方向に沿つて延在する。このように
棒５２は宇宙船２０と基板１８の対向する面の間
を垂直に（Ｙ方向に）延在してそれらに接続さ
れ、他方棒５４はこの対向する面の間を斜めに
（Ｙ方向よりはＺ方向に近い方向に）延在してそ
れらの面に接続される。棒５２，５４の両者を含
む平面は球接手５３，５６の回転中心を通る軸５
７に垂直で、軸５７は基板１８に比較的接近して
いる。

上記のように第３図のＹ方向の力に対する抵抗
は棒５２と構体５０により得られ、棒５４は基板
１８と宇宙船２０の間で第３図の方向６０（Ｚ方
向）に著しいスライフネスを与える。すなわち棒
５４は基板１８の面に対して比較的傾斜が小さい
ため、方向６０の力に相当な抵抗を示すが、その
長軸に平行な方向と著しく異る他の方向の力には
僅かの抵抗しか示さない。第２図の球接手５６，
６２は実効的に同じ点に接続されていると見なす
ことができる。

第２図の棒構体６６は球接手６８により基板１
８上の第３の点に接続されている。この構体６８
は宇宙船２０に取付けた制御装置７６によつて操
作される作動部７４を介して一直線にそろえて結
合された２本の棒７０，７２を含んでいる。棒７
２は球接手７８により宇宙船２０に接続され、棒
７０は球接手６８により基板１８に接続されてい
る。構体６６は棒５２と平行に延び、基板１８が
宇宙船２０に対して（基板１８に垂直な）Ｙ方向
に変位するのを妨げる。この構体６６は第３図で
は黒点６６′で示されている。

第３図に示すように、第２図の結合手段２２の
素子の接続は実効的に３角形の頂点をなすように
基板上の隔たつた３点で行なわれる。公知のよう
に、３角形の１つの頂点がその平面に垂直に変位
すると、その３つの頂点で定まる平面が他の２点
の周りに回転する。従つて結合手段２２の素子の
何れかが結合されている宇宙船２０の部分に変形
が生じると、その素子棒５２，５４または構体６
６が何れかの方向に変位して、基板１８宇宙船２
０に対する正味の変位すなわち基板１８の回転を
生じる。しかし、基板１８への変形の伝達や基板
の長さの変化は生じない。

第２図の制御装置７６と作動部７４はさらに他
の機能も果す。すなわち作動部７４は構体６６の
長さを棒５２に平行な方向８０に延ばして宇宙船
の偏揺れ軸８１（第１図）に平行な軸５７の周り
に基板１８を回転させる。通信衛星の偏揺れ軸は
一般に地球の方を向いている。この偏揺れ軸の周
りの回転を制御する能力は軌地ステーシヨンの経
度を軌道内で変えたり有効時間帯（アンテナ反射
器１２の地球に対する視野）が軌道内で変ること
がある宇宙船については重要である。宇宙船の２
つの軸（横揺れ軸と縦揺れ軸）の調節は宇宙船の
運動量ホイール軸を傾けたり（横揺れ）そのホイ
ールの速度を調節したり（縦揺れ）して行われる
が、宇宙船の装置で第３の軸（偏揺れ軸）を調節
することは困難である。

第２図に示すようなアンテナ取付け装置により
支持されたアンテナは上記の調節が容易にでき
る。偏揺れ作動部７４は棒７０，７２と一体の部
品であり、これは１本の伸縮自在の棒として働ら
く。制御装置７６を介する偏揺れ角変更の要求に
より球ネジ機構を含み得る作動部７４内の電動機
が棒７０，７２間のその長さを変える。球ネジ機
構は電動機で回転するネジにナツトが係合したも
ので、そのナツトが回転しないように固定されて
いるため、ネジが回転するとその長さ方向にナツ
トが移動するものである。このナツトを例えば７
０に嵌めればよい。球接手６８，７０間の距離を
変えると基板１８が軸５７の周りに適当に回転す
る。基板１８の位置と方向は第１図の感知器２６
で感知され、アンテナの方向を示す感知信号が宇
宙船２０上の制御電子機器（図示せず）に印加さ
れる。感知器２６のような感知器は従来、第１図
に示すような変形絶縁されたアンテナ取付け用の
基板ではなく宇宙船本体に直接取付けられてい
た。このように宇宙船の方向を感知して間接的に
行う代りに、感知器２６の感知した方向がアンテ
ナの反射器１２と給電構体２４の方向を直接決定
する。

第２図の軸５７の周りに基板１８が回転する場
合、球接手６２，５６が実際には比較的短かい距
離だけ隔たつているので、基板１８を軸５７の周
りに回転しようとすると場合により棒５４を伸縮
させようとすることがある。しかし、これは棒５
４が剛体であるため不可能である。この場合、基
板１８は他の方向に僅かに移動する傾向がある。
例えば作動部７４が基板１８を軸５７の周りに数
度程度動かすことが考えられるため、基板１８の
実際の変位は例えば数1000分の１cm程度かも知れ
ない。いずれにしろ、このような変位が望ましく
ない場合、球接手６２を球接手５６と同心にして
２本の棒５２，５４が同じ中心枢支点の周りに回
転するようにすればよい。例えば球接手６２を球
接手５６の球にかぶさつて滑動する球穀と置換し
て、球が棒５２，５４の軸受として働らくように
することができる。

また第４図および第５図に示すように第２図の
棒型のものの代りに可撓性の結合手段を用いるこ
ともできる。第４図の可撓性結合素子８２は比較
的薄い直立の結合部で結合された２つのフランジ
８４，８６を持つＩ字形ビームからなる。素子８
２は、高強度鋼製であるが、用途によつては他の
材料を使用することもできる。この構造では結合
部８８の可撓性によりフランジ８４，８６が互い
に対して回転でき且つ方向９４に変位することが
できる。結合部８８はフランジがＹ方向９６に変
位するのを防いでいる。方向９２，９４は相互に
且つ方向９６に対して垂直である。

第５図は、第４図の可撓性結合素子８２を点８
２′および８２″で示す位置にそれぞれ取付けたも
のである。点８２′の素子はその結合部８８を第
４図の方向９２に対応する方向９２′に平行にし
て取付けられている。方向９２′は第５図にＹ軸
（黒点）として表わした球接手５３の中心と点８
２′の素子とを通る直線（破線９５）に垂直であ
る。また点８２″の素子はその結合部８８を（第
４図の方向９２に対応する）方向９２″に平行に
して取付けられている。方向９２″は第５図にお
いてＹ軸として表わした球接手５３の中心と点８
２″の素子とを通る直線（破線９７）に垂直であ
る。直線９５，９７は互いに垂直で、直線９７は
第２図の軸５７に平行である。

このため第５図の基板１８′は点８２′，８２″
の可撓性結合素子により結合されている宇宙船２
０に対して何れの方向にも直進変位ができない。
例えば点８２″とＹ軸上の球接手との間に応力を
生ずる宇宙船本体の膨張は第４図の結合部８８の
変形をももたらす。同様のことが点８２′の可撓
性結合素子でも起る。従つて第５図の結合手段
は、基板１８′に応力または変形を誘起させるこ
となく宇宙船本体内にどのような寸法変化が起る
ことも許容する。

以上反射器１２と基板１８に特定の材料と構成
を用いたものを説明したが、代りに他の材料や構
成を用いることもできることは明らかであり、必
要なことはそれらが上述のような所定の機能を果
すことである。重要な点は、上述のように基板１
８が熱的に安定で比較的強靭な部材から成り、温
度変化時の変形が無視し得ることである。結合手
段２２はこの基板１８を宇宙船２０のような支持
構体に変形絶縁状態で固定する。

【図面の簡単な説明】

第１図はこの発明の１実施例による展開式アン
テナに対するアンテナ取付け装置の側面図、第２
図は第１図の実施例における基体と結合手段を宇
宙船の側から見た斜視図、第３図は結合手段の各
素子に対する荷重を示す第２図の基板の平面図、
第４図は第２図の結合素子の代りに用いられる可
撓性結合素子の斜視図、第５図は第４図の素子を
取付ける基板とその荷重図を示す平面図、第６図
は第１図の実施例の基板を形成する構成素子の分
解斜視図である。 １０……アンテナ、２……反射器、１８……基
板（支持部材）２０……宇宙船（支持構体）、２
２……結合手段、２４……給電構体、５１……支
持腕、５２，５４……棒、５３，５６，５８，６
２，６４……球接手、８２……可撓性結合素子。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 反射器および給電手段を含むアンテナの性能
   が温度変動による支持構体の変形によつて劣化し
   ないように該アンテナを該支持構体に取付けるア
   ンテナ取付け装置において、 比較的強靭で熱的に安定すなわち温度の変化の
   際に無視し得るほどの変形しか生じない支持部材
   であつて、上記給電手段が上記反射器の焦点に位
   置するように上記反射器および上記給電手段を取
   付けた支持部材と、 上記支持部材に接続されていて、上記支持構体
   に変形が生じたときにそれに応じて上記支持部材
   が変形することなく上記支持構体に対して回転変
   位するように、上記支持部材を上記支持構体に変
   形絶縁状態で結合する結合手段とを有し、 該結合手段が効果的に３つの相隔たる位置にお
   いて上記支持部材を前記支持構体に取付ける手段
   を含み、この手段が(a)上記３つの位置のうちの第
   １の位置において、上記支持部材が上記支持構体
   に対して上記変形に応じて相対的に回転すること
   を許容するが、上記支持部材が上記支持構体に対
   して３つの直交方向のいずれの方向にも変位する
   ことを妨げる球接手手段、(b)上記３つの位置のう
   ちの第２の位置において、上記支持部材が上記支
   持構体に対して上記３つの直交方向のうちの上記
   支持部材に垂直な第１の方向に変位することを妨
   げるが、上記支持部材が上記変形に応じて上記３
   つの直行方向のうちの第２および第３の方向の少
   なくとも１つの方向に相対的に変位することを許
   容する手段、ならびに(c)上記３つの位置のうちの
   第３の位置において、上記支持部材が上記支持構
   体に対して上記第１の方向に変位し、また該第１
   の方向に垂直で且つ上記第１および第３の位置を
   通る直線に垂直な方向に変位することを妨げる
   が、上記支持部材が上記変形に応じて上記第３の
   方向に相対的に変位することを許容する手段を含
   んでいることを特徴とするアンテナ取付け装置。