JPH04309808A - 太陽追尾装置 - Google Patents

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。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は人工衛星、飛行機などに
搭載されて地球観測のために太陽光線の成分を分析し、
大気の状態を測定する測定装置に係り、特に太陽光線の
照射方向を自動追尾する太陽追尾装置に関する。

【０００２】

【従来の技術】近年地球を取り巻く環境問題がクローズ
アップされ、各国ではさまざまな環境問題への取組みが
なされている。特に、地球温暖化現象、地球の砂漠化、
酸性雨、オゾンホールの出現などについては、事態が深
刻の度を増していていることから、国際会議が開かれた
り、大気の調査、検討がグローバルに行われている。中
でも成層園オゾン層の破壊により生じたオゾンホールの
出現は、人類にとって有害な放射線や紫外線の直接照浴
をもたらすことになり、その結果皮膚ガンなどの疾病の
増加、農作物の収穫量の減少などといった社会経済的影
響が懸念されている。

【０００３】そこで、大気園を透過する太陽光線の成分
を分析する必要があるが、現在大気層の実体調査には、
太陽同期準回帰軌道を行う衛星に測定装置を搭載し、太
陽の日の出、日の入り時に地球表面から各高度に応じて
存在する大気層を透過した太陽光線を追尾し、集光した
太陽光線を分光計により計測している。そして、大気の
成分分析や状態を観測するには、Ｌｉｍｂ方式が一般に
採用されている。

【０００４】この太陽光線を追尾する装置として、図２
に示す太陽追尾装置２１を本発明者は開発した。この装
置は太陽の日の出、日の入り光線を追尾して、集光した
太陽光線を分光計３２により計測するようになっている
。

【０００５】図２において、３０は太陽光を反射させる
ミラーであり、第１保持具２４に取付けられている。こ
の第１保持具２４は左右１対の支持部材２８、２８によ
り第２保持具２５に回動自在に保持されている。また、
この第２保持具２５は、上下１対の支持部材２９により
支持台２３に回動自在に保持されている。そして、前記
第１保持具２４には、第１回動部２６が設けられ、第２
保持具２５には第２回動部２７がそれぞれ設けられてい
る。第１回動部２６は、図示しない制御部からの制御信
号を受けて第１保持具２４をＲ１　、Ｒ２　方向に回動
させ、第２回動部２７も制御信号を受けて第２保持具２
５をＲ３　、Ｒ４　方向に回動させ、ミラー３０の角度
を微調整するようになっている。

【０００６】前記支持台２３は載置台２２に立設されて
おり、この載置台２２には前記ミラー３０の鏡面に対向
して、太陽光を集光する望遠鏡３１が配設されている。 また、この望遠鏡３１の後方には、太陽光を分析する分
析計３２が設けられている。

【０００７】なお、前記載置台２２は人工衛星の外周に
固設されるようになっている。これにより、人工衛星が
Ｘ方向に進行し、日の出時の太陽光Ｘ１　方向から入射
する場合、ミラー３０の角度を微調整して反射光を望遠
鏡３１側に照射させることができる。また、日の入時の
太陽光がＸ２　方向から入射する場合も、ミラー３０の
角度を微調整して反射光を望遠鏡３１側に照射させるこ
とができる。よって、日の出および日の入時の何れも望
遠鏡３１で集光された太陽光が分析計３２に導かれるの
で、太陽光の成分を分析できるものである。

【０００８】

【発明が解決しようとする課題】ところで、上記図２に
示す太陽追尾装置２１が人工衛星に搭載された場合には
、ロケットの発射時や、一段、二段ロケットの切り離し
時に衛星本体および太陽追尾装置２１に大きな衝撃がか
かる。また、観測用飛行機に搭載されるような場合も、
飛行機の離陸時には大きな衝撃がかかる。このため、固
定手段が施されていないミラー３０自体に損傷や変形が
生じ易かった。さらに、ミラー３０だけでなく衝撃が著
しい場合は、ミラー３０を含む可動部材２４〜２７の軸
受けや軸部までも損傷や変形が惹起されて耐用年数が短
くなるうえ最悪の場合は太陽追尾装置２１が作動しない
場合があった。

【０００９】本発明は、上記問題点を解決することを目
的としている。

【００１０】

【課題を解決するための手段】上記課題を解決するため
、本発明は太陽光を反射させるためのミラーと、このミ
ラーを支持する第１支持部材を回動して前記ミラーの角
度をＸ軸方向において可変させる第１回動手段と、この
第１回動手段の保持具を支持する第２支持部材を回動し
て前記ミラーの角度をＹ軸方向において可変させる第２
回動手段と、前記第１支持部材に固着された第１ベベル
ギャと、この第１ベベルギャとは直角方向に配置され前
記第２支持部材に固着された第２ベベルギャと、前記第
１および第２ベベルギャに噛合する第３ベベルギャが固
着され進退動自在のシャフトを備えた駆動手段と、この
駆動手段を駆動して前記第１および第２ベベルギャに第
３ベベルギャを噛合させる一方、この噛合を解除させる
制御手段とを具備してなることを特徴とする。

【００１１】

【作用】上記構成により、太陽追尾装置を例えば人工衛
星に搭載して太陽光を追尾する場合、駆動手段を作動さ
せてシャフトを前進させ、第１および第２ベベルギャに
第３ベベルギャを噛合させる。すると、第１、第２ベベ
ルギャをそれぞれ支持する第１および第２支持部材等の
可動部材が固定される。このため、人工衛星の打ち上げ
時に生じる衝撃が太陽追尾装置に加えられたとき、ミラ
ーを含む前記可動部材が衝撃から保護される。そして、
所定高度に達して太陽光を追尾する際は、駆動手段を作
動させてシャフトを後退させ、第１、第２および第３ベ
ベルギャの噛合を解除する。これにより、ミラーがＸ、
Ｙ軸方向に可変し、可動部材が回動自在となるため、ミ
ラーの角度が調整自在となり、太陽光を測定器側に反射
させて、分析等による測定が可能となる。

【００１２】

【実施例】以下、本発明の実施例を図面を参照して説明
する。

【００１３】図１は太陽追尾装置の全体構成を示す斜視
図である。この太陽追尾装置１は、飛行体として人工衛
星に搭載され、大気の状態を観測するＬｉｍｂ方式であ
って、人工衛星の本体外周に載置台２を固定し、この載
置台２に支持台３を立設すると共に、図２に示される望
遠鏡３１および分光計３２を具備して構成されている。

【００１４】前記支持台２は、左右の側板３ａ、３ｂ間
に天板３ｃと下板３ｄとを並設して形成されている。こ
の天板３ｃおよび下板３ｄの中央には、軸孔がそれぞれ
形成されている。そして、前記支持台３には、第１、第
２保持具４、５および第１、第２回動手段６、７が配設
されると共に、駆動手段１３が固定されている。前記第
１保持具４は、矩形状の枠体で一側部に太陽光を反射さ
せるミラー１４が取付けられており、第１支持部材８に
て回動自在に支承されている。この第１支持部材８は、
第１保持具４の左右両側壁を保持している。そして、第
１支持部材８の一端８ａは第２保持具５の右側壁に軸支
され、その先端部が第１回動部６に連結されている。ま
た、第１支持部材８の他端８ｂは、第２保持具５の左側
壁に設けた貫通孔から突出させている。なお、この他端
部には、第１ベベルギャ１０が固着されている。前記第
２保持具５は、第１保持具４よりも大きい略矩形状の枠
体で、第２支持部材９にて回動自在に支承されている。 この第２支持部材９は、第２保持具５の上下側板を保持
している。そして、第２支持部材９の上端９ａは前記天
板３ｃの軸孔に軸承される一方、下端９ｂは下板３ｄに
設けた貫通孔より下方に突出させている。また、この第
２支持部材９の下端部９ｂは、第２回動部７に連結され
ると共に、中途部には前記第１ベベルギャ１０と同形状
の第２ベベルギャ１１が固着されている。これにより、
前記第１ベベルギャ１０と第２ベベルギャ１１とは、第
２保持具５の外側壁より突出して両ベベルギャ１０、１
１が直角方向に配置される構成となっている。

【００１５】前記第１回動部６および第２回動部７は、
ステッピングモータ等を用いており、図示しない制御部
からの制御信号に基づいて、前記ミラー１４の角度を微
調整するようになっている。即ち、この制御信号により
第１回動部６が作動し、人工衛星の進行方向を規準方向
Ｘとしたとき、この方向を軸線として、第１保持具４が
矢印Ｒ１　、Ｒ２　方向に回動し、ミラー１４の角度が
微調整される。また、制御信号により第２回動部７が作
動して前記規準方向Ｘに垂直な方向で、かつ矢印Ｒ３　
Ｒ４　方向に第２保持具５が回動し、ミラー１４の角度
が微調整されるものである。１２は、進退自在のシャフ
トを備えたプランジャであって、支持台３の左側板３ａ
と下板３ｄとの接合部に固定されており、そのシャフト
１３ａを４５°の角度を有して第２保持具５側に向けて
いる。このシャフト１３ａの端部には、第３ベベルギャ
１２が固着されており、プランジャ１３が制御部からの
駆動信号を受けて作動するとシャフト１３ａが前進動し
て前記第１および第２ベベルギャ１０、１１の間に噛合
する一方、後退動によってこの噛合が解除される構成と
なっている（図１矢印Ａ１　、Ａ２　方向）。なお、前
記制御部は、中央演算処理部（ＣＰＵ）を備えたもので
、図示を省略しているが、太陽光方向センサからの検出
信号を受けて前記第１および第２回動部６、７に対しミ
ラー１４の角度を可変させる制御信号を出力するように
なっている。そして、制御部には、タイマの出力が導か
れており、予め人工衛星の打上げ前、打上げ後に所定軌
道に達する時点および地上への帰着前の各時間を設定し
ておくことで、制御部からのプランジャ１３に対して駆
動信号が送出されるようになっている。なお、常態では
、シャフト１３ａが後退し、前記第１〜第３ベベルギャ
１０〜１２が噛合しない位置に保たれる。また、太陽光
方向センサは、太陽光を受光すると照射方向に対する自
位置を検知して、その位置データを制御部に検知信号と
して送出する構成となっている。

【００１６】前記望遠鏡３１は、太陽光を集光する集光
レンズであって、図２に示すミラー３０（図１では１４
で示す。）の鏡面に対向するように、規準方向Ｘに直角
な方向Ｙに配置されている。又、分析計３２は、望遠鏡
３１の後方に取付られており、望遠鏡３１で集光された
日の出光または日の入光を分析して、大気の状態を観測
可能となっている。

【００１７】しかして、上記太陽追尾装置１を人工衛星
に搭載して地球上空における太陽光を集光分析する場合
、人工衛星の打上げ前に制御部よりプランジャ１３に駆
動信号が送出される。すると、シャフト１３ａが前進動
（矢印Ａ１　方向）して第１および第２ベベルギャ１０
、１１に第３ベベルギャ１２が噛合し、可動部材４〜７
の回動が規制されて固定状態となる。この状態でロケッ
トを打上げると、発射時の衝撃や一段、二段ロケットの
切り離し時に大きな衝撃が人工衛星および太陽追尾装置
１に加えられても、ミラー１４を含む第１、第２保持具
４、５や第１、第２回動部６、７等は揺動やガタツキが
防止されることにより保護される。そして、人工衛星が
上昇し、地球上空において所定の軌道上に達すると制御
部からの駆動信号によってプランジャ１３が作動し、シ
ャフト１３ａが後退動する（矢印Ａ２　方向）。すると
、図１の仮想線に示す如く第３ベベルギャ１２と第１お
よび第２ベベルギャ１０、１２との噛合が解除される。 これに伴って、ミラー１４および各部４〜７の回動規制
が解除される。このため、所定の高度、例えば太陽光の
照射を受ける軌道上において、ミラー１４の角度が調整
可能となる。ここで、日の出の際は、太陽光の入射が図
２のＸ１　方向となるのであるが、太陽光方向センサか
らの出力を受ける制御部からの制御信号に基づいて第１
および第２回動部６、７が作動する。すると、第１およ
び第２保持具４、５が回動してミラー１４の角度が微調
整される。これに伴って太陽光がミラー１４で反射し望
遠鏡３１側に照射されるので、分析計３２には集光が導
かれ、日の出時の太陽光が分析されることになる。

【００１８】一方、日の入時には、太陽光の入射がＸ２
　方向となり、制御部からの制御信号も基づいて第１回
動部６および第２回動部７により、第１保持具４と第２
保持具５をそれぞれ回動してミラー１４の角度を微調整
する。これにより、太陽光がミラー１４で反射して望遠
鏡３１に照射されるので、その集光が分析計３２にて分
析されるものである。この後、人工衛星が地上に帰着す
る際は、打上げ時と同様にプランジャ１３が作動して第
１、第２および第３ベベルギャ１０〜１３が噛合し、可
動部材４〜７が着地時の衝撃から保護されるものである
。

【００１９】なお、本実施例は、太陽追尾装置を人工衛
星に搭載する場合について説明したが、飛行機や飛行船
等にも搭載し得ることは勿論であり、この場合も離着陸
時の衝撃からミラー１４を含む可動部材４〜７を保護す
ることができる。

【００２０】

【発明の効果】以上説明したように本発明は、複数個の
ベベルギャを噛合させ、またこの噛合を解除することに
よってミラーを固定もしくは微調整自在としているので
、太陽追尾装置を人工衛星等の飛行体に搭載するような
場合、人工衛星等の打上げ前にミラーを含む可動部材を
固定しておき、打上げ後一定高度に達して太陽光の直接
照射を受ける時点で固定を解除し回動自在とすることが
できる。よって、従来のように太陽追尾装置がロケット
打上げ時等の衝撃を受けて、ミラーを含む可動材に損傷
や変形が生じ、動作不能により太陽光の追尾による成分
分析ができなくなるといった問題が回避される。また、
可動材を構成する各部も保護されるので、太陽追尾装置
を長寿命に保つことができる利点もある。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の一実施例を示す太陽追尾装置の要部説
明図である。

【図２】従来の太陽追尾装置を示す全体構成図である。

【符号の説明】

１　　太陽追尾装置 ４　　第１保持具 ５　　第２保持具 ６　　第１回動部 ７　　第２回動部 ８　　第１支持部材 ９　　第２支持部材 １０　　第１ベベルギャ １１　　第２ベベルギャ １２　　第３ベベルギャ １３　　駆動手段 １４　　ミラー

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】　　太陽光を反射させるためのミラーと、
   このミラーを支持する第１支持部材を回動して前記ミラ
   ーの角度をＸ軸方向において可変させる第１回動手段と
   、この第１回動手段の保持具を支持する第２支持部材を
   回動して前記ミラーの角度をＹ軸方向において可変させ
   る第２回動手段と、前記第１支持部材に固着された第１
   ベベルギャと、この第１ベベルギャとは直角方向に配置
   され前記第２支持部材に固着された第２ベベルギャと、
   前記第１および第２ベベルギャに噛合する第３ベベルギ
   ャが固着され進退動自在のシャフトを備えた駆動手段と
   、この駆動手段を駆動して前記第１および第２ベベルギ
   ャに第３ベベルギャを噛合させる一方、この噛合を解除
   させる制御手段とを具備してなることを特徴とする太陽
   追尾装置。