WO2012132690A1 - 宇宙機 - Google Patents

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能克 黒田
博 池淵
一範 益川
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    • Y02E10/50—Photovoltaic [PV] energy
    • Y02E10/52—PV systems with concentrators

Definitions

  • the present invention relates to a spacecraft equipped with a solar cell.
  • the present invention relates to a spacecraft that does not deploy solar cell panels.
  • Solar cells are used in spacecraft such as artificial satellites and spacecraft. Such spacecraft are classified into those that deploy solar cell panels and those that do not deploy solar cell panels. In the case of a spacecraft that does not deploy a solar battery panel, a solar battery is attached to the entire body of the spacecraft (see, for example, Patent Document 1).
  • One object of the present invention is to provide a technology capable of reducing the cost of a spacecraft equipped with a solar cell.
  • the spacecraft (1) includes a condenser (20) and a solar cell (30).
  • the light collector (20) is disposed on the surface (11) of the body (10) of the spacecraft (1), and collects incident sunlight into the body (10).
  • the solar cell (30) is mounted inside the body (10) and receives sunlight collected by the collector (20).
  • the body (10) may have a plurality of surfaces (11) facing different directions.
  • the number of concentrators (20) is plural, and the plural concentrators (20) are arranged on each of the plural surfaces (11).
  • a single solar cell (30) may be mounted inside the body (10).
  • the spacecraft (1) further includes a drive device (50) that changes the direction of a single solar cell (30), and a control device (60) that controls the drive device (50) according to the incident direction of sunlight. , May be provided.
  • the control device (60) controls the driving device (50) so that the single solar cell (30) receives sunlight from the incident concentrator.
  • the body (10) is a hexahedron
  • the plurality of surfaces (11) are the respective surfaces (11) of the hexahedron.
  • the concentrator (20) may be a slit.
  • FIG. 1 is a conceptual diagram showing a spacecraft according to the first embodiment of the present invention.
  • FIG. 2 is a conceptual diagram showing a spacecraft according to the second embodiment of the present invention.
  • FIG. 3 is a block diagram illustrating a configuration example of the electric device according to the second embodiment.
  • FIG. 4 is a conceptual diagram showing a spacecraft according to the third embodiment of the present invention.
  • FIG. 1 is a conceptual diagram showing a spacecraft 1 according to the first embodiment.
  • the spacecraft 1 include an artificial satellite and a space probe.
  • the body 10 of the spacecraft 1 has a plurality of body surfaces 11.
  • the plurality of body surfaces 11 face different directions. That is, the normal directions of the plurality of body surfaces 11 are different from each other.
  • the body 10 of the spacecraft 1 is a hexahedron.
  • the plurality of body surfaces 11 are the respective surfaces of the hexahedron.
  • the spacecraft 1 according to the present embodiment is equipped with a solar cell 30.
  • the spacecraft 1 does not have a structure for deploying a solar cell panel.
  • the solar cell 30 is not attached to the body surface 11. Instead, according to the present embodiment, the solar cell 30 is mounted inside the body 10 of the spacecraft 1 (inside the body surface 11).
  • the condenser 20 is, for example, a condenser lens. As shown in FIG. 1, when the body 10 has a plurality of body surfaces 11 facing different directions, a plurality of concentrators 20 are arranged on each of the plurality of body surfaces 11. Each concentrator 20 collects sunlight incident from the outside of the body 10 into the body 10.
  • the solar cell 30 disposed inside the body 10 receives sunlight collected by the condenser 20 and generates power.
  • the present embodiment it is not necessary to attach a large and expensive solar cell to the entire surface of the body 10 of the spacecraft 1.
  • the solar cell 30 that is disposed inside the body 10 and receives sunlight collected by the condenser 20 may be small. Therefore, the cost of the spacecraft 1 is greatly reduced.
  • the solar cell 30 may be provided for each collector 20. That is, the plurality of solar cells 30 may be installed so as to face each of the plurality of collectors 20 (the plurality of body surfaces 11). In this case, the plurality of solar cells 30 receive sunlight through each of the plurality of collectors 20 arranged on the plurality of body surfaces 11.
  • sunlight does not enter through all the collectors 20 at the same time.
  • incident collector Since the incident light collector is a part of the total light collector 20, it is not always necessary to provide the solar cell 30 for each light collector 20.
  • the spacecraft 1 rotates, the incident direction of sunlight, that is, the incident concentrator 20 changes with time. Therefore, it is not necessary to provide the solar cell 30 for each collector 20.
  • the second embodiment of the present invention is based on the above knowledge. Hereinafter, the second embodiment of the present invention will be described in detail.
  • FIG. 2 is a conceptual diagram showing the spacecraft 1 according to the second embodiment.
  • only a single solar cell 30 is mounted inside the body 10 of the spacecraft 1.
  • the single solar cell 30 receives sunlight through the incident collector 20 where sunlight is most incident.
  • the incident concentrator 20 where the most sunlight enters also changes.
  • a driving device 50 that changes the orientation of the solar cell 30 is provided.
  • the electrical device 40 includes a drive device 50, a control device 60, and a storage device 70.
  • the driving device 50 changes the direction of the solar cell 30 (the direction of the light incident surface) in accordance with an instruction from the control device 60.
  • the control device 60 controls the drive device 50 according to the incident direction of sunlight. Specifically, the control device 60 refers to the attitude control information DA stored in the storage device 70.
  • the attitude control information DA includes information related to the sun direction and the attitude of the spacecraft 1.
  • the control device 60 refers to the attitude control information DA and controls the driving device 50 so that the solar cell 30 receives sunlight from the incident concentrator 20 where the most sunlight enters.
  • all the concentrators 20 can be handled by a single solar cell 30 alone. Since the number of solar cells 30 can be greatly reduced, the cost of the spacecraft 1 is greatly reduced.
  • FIG. 4 is a conceptual diagram showing a spacecraft 1 according to the third embodiment of the present invention.
  • a slit is used as the condenser 20.
  • the distance from the body surface 11 to the solar cell 30 can be shortened.
  • the light receiving angle range can be widened.
  • a slit may be used as the condenser 20 and a honeycomb structure may be used as the slit.

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Abstract

　太陽電池を搭載する宇宙機のコストを削減することができる技術を提供する。宇宙機は、集光器と太陽電池とを備える。集光器は、宇宙機のボディの表面に配置され、入射する太陽光をボディの内部に集光する。太陽電池は、ボディの内部に搭載され、集光器によって集光された太陽光を受け取る。

Description

宇宙機
　本発明は、太陽電池を搭載した宇宙機に関する。特に、本発明は、太陽電池パネルを展開しない宇宙機に関する。
　人工衛星や宇宙探査機といった宇宙機では、太陽電池が利用されている。そのような宇宙機は、太陽電池パネルを展開するものと、太陽電池パネルを展開しないものとに区分けされる。太陽電池パネルを展開しない宇宙機の場合、宇宙機のボディ全面に太陽電池が貼り付けられる（例えば、特許文献１参照）。
特開平５－７７７９７号公報
　しかしながら、宇宙機のボディ全面に太陽電池を張り付ける場合、コストが高くなる。
　本発明の１つの目的は、太陽電池を搭載する宇宙機のコストを低減することができる技術を提供することにある。
　以下に、［発明を実施するための形態］で使用される番号・符号を用いて、［課題を解決するための手段］を説明する。これらの番号・符号は、［特許請求の範囲］の記載と［発明を実施するための形態］との対応関係を明らかにするために括弧付きで付加されたものである。ただし、それらの番号・符号を、［特許請求の範囲］に記載されている発明の技術的範囲の解釈に用いてはならない。
　本発明の１つの観点において、宇宙機（１）は、集光器（２０）と太陽電池（３０）とを備える。集光器（２０）は、宇宙機（１）のボディ（１０）の表面（１１）に配置され、入射する太陽光をボディ（１０）の内部に集光する。太陽電池（３０）は、ボディ（１０）の内部に搭載され、集光器（２０）によって集光された太陽光を受け取る。
　ボディ（１０）は、それぞれ異なる方向を向く複数の表面（１１）を有していてもよい。この場合、集光器（２０）の数は複数であり、複数の集光器（２０）が、複数の表面（１１）のそれぞれに配置される。
　単一の太陽電池（３０）が、ボディ（１０）の内部に搭載されていてもよい。
　宇宙機（１）は、更に、単一の太陽電池（３０）の向きを変える駆動装置（５０）と、太陽光の入射方向に応じて駆動装置（５０）を制御する制御装置（６０）と、を備えていてもよい。複数の集光器（２０）のうち、太陽光が入射するものは入射集光器である。この場合、制御装置（６０）は、単一の太陽電池（３０）が入射集光器から太陽光を受け取るように、駆動装置（５０）を制御する。
　例えば、ボディ（１０）は六面体であり、複数の表面（１１）は、六面体のそれぞれの表面（１１）である。
　集光器（２０）はスリットであってもよい。
　本発明によれば、太陽電池を搭載する宇宙機のコストを削減することが可能となる。
図１は、本発明の第１の実施の形態に係る宇宙機を示す概念図である。 図２は、本発明の第２の実施の形態に係る宇宙機を示す概念図である。 図３は、第２の実施の形態における電気デバイスの構成例を示すブロック図である。 図４は、本発明の第３の実施の形態に係る宇宙機を示す概念図である。
　添付図面を参照して、本発明の実施の形態に係る宇宙機を説明する。
　（第１の実施の形態）
　図１は、第１の実施の形態に係る宇宙機１を示す概念図である。宇宙機１としては、人工衛星や宇宙探査機が挙げられる。
　宇宙機１のボディ１０は、複数のボディ表面１１を有している。複数のボディ表面１１は、それぞれ異なる方向を向いている。すなわち、複数のボディ表面１１の法線方向はそれぞれ異なっている。例えば、図１に示されるように、宇宙機１のボディ１０は六面体である。この場合、複数のボディ表面１１は、その六面体のそれぞれの表面である。
　本実施の形態に係る宇宙機１は、太陽電池３０を搭載している。但し、宇宙機１は、太陽電池パネルを展開するような構造は有していない。また、太陽電池３０がボディ表面１１に貼り付けられるわけでもない。その代わり、本実施の形態によれば、太陽電池３０は、宇宙機１のボディ１０の内部（ボディ表面１１よりも内側）に搭載される。
　太陽電池３０がボディ１０の内部に配置される一方で、ボディ表面１１には集光器２０が配置されている。集光器２０は、例えば集光レンズである。図１に示されるように、ボディ１０がそれぞれ異なる方向を向く複数のボディ表面１１を有している場合、複数の集光器２０が複数のボディ表面１１のそれぞれに配置される。各集光器２０は、ボディ１０外部から入射する太陽光をボディ１０内部に集光する。
　ボディ１０の内部に配置された太陽電池３０は、集光器２０によって集光された太陽光を受け取り、発電を行う。
　以上に説明されたように、本実施の形態によれば、宇宙機１のボディ１０の全面に、大型で高価な太陽電池を貼り付ける必要がない。ボディ１０の内部に配置され、集光器２０によって集光された太陽光を受け取る太陽電池３０は、小型なものでよい。従って、宇宙機１のコストが大幅に削減される。
　更に、宇宙機１のボディ表面１１に太陽電池を貼り付ける必要がないため、集光器２０の領域以外のボディ表面１１に、太陽電池以外の機器（例えば、アンテナやセンサ）を配置することができる。このことは、宇宙機１の小型化に寄与する。
　（第２の実施の形態）
　太陽電池３０は、集光器２０毎に設けられてもよい。すなわち、複数の太陽電池３０が、複数の集光器２０（複数のボディ表面１１）のそれぞれに対向するように設置されてもよい。この場合、複数の太陽電池３０は、複数のボディ表面１１に配置された複数の集光器２０のそれぞれを通して太陽光を受け取る。
　但し、太陽光は、全ての集光器２０を通して同時に入射するわけではない。例えば、図１で示された六面体の宇宙機１の場合、太陽光は、６面のボディ表面１１のそれぞれに配置された６個の集光器２０のうち一部だけに入射する。複数の集光器２０のうち太陽光が入射するものは、以下「入射集光器」と参照される。入射集光器は全集光器２０の一部であるため、太陽電池３０を集光器２０毎に設ける必要は必ずしもない。その一方で、宇宙機１が自転運動をする場合、太陽光の入射方向、すなわち、入射集光器２０は、時間と共に変化する。従って、太陽電池３０を集光器２０毎に設けなくてもよいが、その場合は、太陽電池３０の向きを可変にする必要がある。
　本発明の第２の実施の形態は、以上の知見に基づいている。以下、本発明の第２の実施の形態について詳しく説明する。
　図２は、第２の実施の形態に係る宇宙機１を示す概念図である。本実施の形態では、宇宙機１のボディ１０の内部に、単一の太陽電池３０だけが搭載される。その単一の太陽電池３０が、最も太陽光が入射している入射集光器２０を通して太陽光を受け取る。但し、宇宙機１の自転運動により、太陽光の入射方向が変わると、最も太陽光が入射する入射集光器２０も変わる。それに追随して、単一の太陽電池３０の向き（光入射面の向き）を、最も太陽光が入射する入射集光器２０の方へ変える必要がある。そのために、太陽電池３０の向きを変える駆動装置５０が設けられている。
　より詳細には、図３に示されるように、電気デバイス４０は、駆動装置５０、制御装置６０及び記憶装置７０を備えている。駆動装置５０は、制御装置６０からの指示に従って、太陽電池３０の向き（光入射面の向き）を変える。
　制御装置６０は、太陽光の入射方向に応じて駆動装置５０を制御する。具体的には、制御装置６０は、記憶装置７０に格納されている姿勢制御情報ＤＡを参照する。姿勢制御情報ＤＡは、太陽の方向や宇宙機１の姿勢に関する情報を含んでいる。制御装置６０は、その姿勢制御情報ＤＡを参照し、最も太陽光が入射する入射集光器２０から太陽電池３０が太陽光を受け取るように、駆動装置５０を制御する。
　以上に説明されたように、第２の実施の形態によれば、単一の太陽電池３０だけで全ての集光器２０に対応することができる。太陽電池３０の数を大幅に減らすことができるため、宇宙機１のコストが大幅に削減される。
　（第３の実施の形態）
　図４は、本発明の第３の実施の形態に係る宇宙機１を示す概念図である。本実施の形態では、集光器２０としてスリットが使用される。この場合、ボディ表面１１から太陽電池３０までの距離を短くすることができる。また、受光角度範囲を広くすることができる。
　また、集光器２０としてスリットを使用し、且つ、ハニカム構造をスリットとして使用してもよい。
　以上、本発明の実施の形態が添付の図面を参照することにより説明された。但し、本発明は、上述の実施の形態に限定されず、要旨を逸脱しない範囲で当業者により適宜変更され得る。
　本出願は、２０１１年３月２９日に出願された日本国特許出願２０１１－０７３３６６を基礎とする優先権を主張し、その開示の全てをここに取り込む。
 

Claims (6)

  1. 　ボディの表面に配置され、入射する太陽光を前記ボディの内部に集光する集光器と、
    　前記ボディの内部に搭載され、前記集光器によって集光された太陽光を受け取る太陽電池と
    　を備える
    　宇宙機。
  2. 　請求項１に記載の宇宙機であって、
    　前記ボディは、それぞれ異なる方向を向く複数の表面を有し、
    　前記集光器の数は複数であり、
    　前記複数の集光器は、前記複数の表面のそれぞれに配置された
    　宇宙機。
  3. 　請求項２に記載の宇宙機であって、
    　単一の前記太陽電池が、前記ボディの内部に搭載される
    　宇宙機。
  4. 　請求項３に記載の宇宙機であって、
    　更に、
    　前記単一の太陽電池の向きを変える駆動装置と、
    　太陽光の入射方向に応じて前記駆動装置を制御する制御装置と
    　を備え、
    　前記複数の集光器のうち、太陽光が入射するものは入射集光器であり、
    　前記制御装置は、前記単一の太陽電池が前記入射集光器から太陽光を受け取るように、前記駆動装置を制御する
    　宇宙機。
  5. 　請求項２乃至４のいずれか一項に記載の宇宙機であって、
    　前記ボディは六面体であり、
    　前記複数の表面は、前記六面体のそれぞれの表面である
    　宇宙機。
  6. 　請求項１乃至５のいずれか一項に記載の宇宙機であって、
    　前記集光器はスリットである
    　宇宙機。
     
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