JPH03598A - 三軸姿勢制御型人工衛星 - Google Patents
三軸姿勢制御型人工衛星Info
- Publication number
- JPH03598A JPH03598A JP1136340A JP13634089A JPH03598A JP H03598 A JPH03598 A JP H03598A JP 1136340 A JP1136340 A JP 1136340A JP 13634089 A JP13634089 A JP 13634089A JP H03598 A JPH03598 A JP H03598A
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- JP
- Japan
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- panel
- earth
- receiver
- cooling
- oriented surface
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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】
〔産業上の利用分野〕
本発明は、地球指向面パネル部に設けられた冷却用パネ
ルに受信機を配置し低温状態に保つことだよシ、受信性
能指数改善を計る三軸姿勢制御型人工衛星に関するもの
である。
ルに受信機を配置し低温状態に保つことだよシ、受信性
能指数改善を計る三軸姿勢制御型人工衛星に関するもの
である。
第８図は従来の三軸姿勢制御型人工衛星の外観図であシ
、第９図はそのミッションパネルのレイアウト図である
。
、第９図はそのミッションパネルのレイアウト図である
。
図に於て、（１）は地球指向面パネル、（２）は北面パ
ネル、（３１は東面パネル、（４）は地上局と信号の授
受を行うアンテナ、（５）は太陽電池パドルと衛星本体
を機械的に結合するヨーク部、（６）は衛星所要電力を
供給する太陽電池パドル、（７１は太陽光外部入力を遮
断し衛星内部の熱を放射するオプチカルソーラリフレク
タ、（８）はアンテナ（４）と衛星本体を機械的に結合
するヒンジ部、（９）はアンテナ（４）と信号の授受を
行うフィーダ一部、α・は南面パネル、αＤは太陽電池
パドル（６）を１日当シ１回転させる太陽電池パドル駆
動部、ａっけこの太陽電池パドル駆動部＋１１１を制御
する太陽電池パドル駆動エレクトロニクス、αｊは進行
波管増幅器、固体増幅器等の高発熱機器、ａ４はオプチ
カルソーラリフレクタ（７１から宇宙空間へ熱を放射す
る放熱領域、ａ！３は地上局から送信されるアップリン
ク信号をアンテナ（４）及びフィーダ一部（９）を介し
受信する受信機である。従来の三軸姿勢制御型人工衛星
は上記のように構成され、静止軌道上での北面パネル（
２）及び南面パネル霞を放熱面とし、搭載機器が発生し
た熱をすべてこの面から宇宙空間に放出しており、各放
熱面には太陽光吸収率が小さく、熱放射率が大きいオプ
チカルソーラリフレクタ（７）を装着し、所要の放熱領
域０を確保してｂた。低発熱機器である受信機ａ９及び
信号の切換えを行うスイッチ類はすべて地球指向面パネ
ルｆｌ）上に配置しておシ、アンテナ（４）この間で信
号の授受を行うフィーダ一部史）からなるべく近い位置
に受信機ａＳを配置することで、給電系損失を小さくシ
、所要の受信性能指数を得ていたＯ 〔発明が解決しようとする課題〕 従来の三軸姿勢制御型人工衛星は上記のように。
ネル、（３１は東面パネル、（４）は地上局と信号の授
受を行うアンテナ、（５）は太陽電池パドルと衛星本体
を機械的に結合するヨーク部、（６）は衛星所要電力を
供給する太陽電池パドル、（７１は太陽光外部入力を遮
断し衛星内部の熱を放射するオプチカルソーラリフレク
タ、（８）はアンテナ（４）と衛星本体を機械的に結合
するヒンジ部、（９）はアンテナ（４）と信号の授受を
行うフィーダ一部、α・は南面パネル、αＤは太陽電池
パドル（６）を１日当シ１回転させる太陽電池パドル駆
動部、ａっけこの太陽電池パドル駆動部＋１１１を制御
する太陽電池パドル駆動エレクトロニクス、αｊは進行
波管増幅器、固体増幅器等の高発熱機器、ａ４はオプチ
カルソーラリフレクタ（７１から宇宙空間へ熱を放射す
る放熱領域、ａ！３は地上局から送信されるアップリン
ク信号をアンテナ（４）及びフィーダ一部（９）を介し
受信する受信機である。従来の三軸姿勢制御型人工衛星
は上記のように構成され、静止軌道上での北面パネル（
２）及び南面パネル霞を放熱面とし、搭載機器が発生し
た熱をすべてこの面から宇宙空間に放出しており、各放
熱面には太陽光吸収率が小さく、熱放射率が大きいオプ
チカルソーラリフレクタ（７）を装着し、所要の放熱領
域０を確保してｂた。低発熱機器である受信機ａ９及び
信号の切換えを行うスイッチ類はすべて地球指向面パネ
ルｆｌ）上に配置しておシ、アンテナ（４）この間で信
号の授受を行うフィーダ一部史）からなるべく近い位置
に受信機ａＳを配置することで、給電系損失を小さくシ
、所要の受信性能指数を得ていたＯ 〔発明が解決しようとする課題〕 従来の三軸姿勢制御型人工衛星は上記のように。
地球指向面パネル上に受信機を配置し、フィーダ一部こ
の間をできるだけ短い給電ケーブル又は導波管で接続す
ることで、給電系損失を小さくし衛星システムとして所
要の受信性能指数を得てｂた・受信性能指数は、アンテ
ナ熱雑音、給電系損失及び受信機雑音指数の対数換算の
合計値をアンテナ利得から差し引くことで、Ｇ／Ｔ（ジ
−オーバティー）として得られておシ給電系損失を小さ
くすることで確かに改善される。しかし、給電系損失を
小さ（することには、レイアウト設計士の限界があシ、
衛星システム設計、ｆＦに、ユーザ宇宙機捕捉追尾系で
高い追尾精度を得る必要があシ、所要受信性能指数が大
きく、かつレイアウト設計上の制約条件が多ｂデータ中
継追跡衛星のシステム設計に於て、所要受信性能指数が
得られない場合の受信性能指数改善手法を確立すること
が大きな課題となっていた。
の間をできるだけ短い給電ケーブル又は導波管で接続す
ることで、給電系損失を小さくし衛星システムとして所
要の受信性能指数を得てｂた・受信性能指数は、アンテ
ナ熱雑音、給電系損失及び受信機雑音指数の対数換算の
合計値をアンテナ利得から差し引くことで、Ｇ／Ｔ（ジ
−オーバティー）として得られておシ給電系損失を小さ
くすることで確かに改善される。しかし、給電系損失を
小さ（することには、レイアウト設計士の限界があシ、
衛星システム設計、ｆＦに、ユーザ宇宙機捕捉追尾系で
高い追尾精度を得る必要があシ、所要受信性能指数が大
きく、かつレイアウト設計上の制約条件が多ｂデータ中
継追跡衛星のシステム設計に於て、所要受信性能指数が
得られない場合の受信性能指数改善手法を確立すること
が大きな課題となっていた。
この発明はかかる課題を解決する為になされたものであ
シ、地球指向面）くネル部に設けられたコの字形の冷却
用パネルの宇宙空間側に、太陽光吸収率が小さく熱放射
率の大きいオプチカルソーラリフレクタを実装し、放熱
領域を確保し、冷却用パネルとパネルに搭載される受信
機を低温状態に保ち、受信機の雑音指数を小ζくするこ
とで受信性能指数の改善を計る三軸姿勢制御型人工衛星
を得ることを目的とする。
シ、地球指向面）くネル部に設けられたコの字形の冷却
用パネルの宇宙空間側に、太陽光吸収率が小さく熱放射
率の大きいオプチカルソーラリフレクタを実装し、放熱
領域を確保し、冷却用パネルとパネルに搭載される受信
機を低温状態に保ち、受信機の雑音指数を小ζくするこ
とで受信性能指数の改善を計る三軸姿勢制御型人工衛星
を得ることを目的とする。
また、この発明の別の発明は上記目的に加えて。
地球指向面パネル部に熱電対プレートと一体化した冷却
用パネルを設け、熱電対プレートに電力制御器よシミ流
を流すことでペルチエ効果に基づ（吸熱作用を生じさせ
、冷却用パネルとパネルに搭載される受信機を低温状態
に保ち、受信機の雑音指数を小さくすることで受信性能
指数の改善を計る三軸姿勢制御型人工衛星を得ることを
目的とする。
用パネルを設け、熱電対プレートに電力制御器よシミ流
を流すことでペルチエ効果に基づ（吸熱作用を生じさせ
、冷却用パネルとパネルに搭載される受信機を低温状態
に保ち、受信機の雑音指数を小さくすることで受信性能
指数の改善を計る三軸姿勢制御型人工衛星を得ることを
目的とする。
この発明に係る三軸姿勢制御型人工衛星は、地球指向面
パネル部に、インシユレーシヨンで衛星本体と断熱され
たコの字形の冷却用パネルを設け。
パネル部に、インシユレーシヨンで衛星本体と断熱され
たコの字形の冷却用パネルを設け。
この冷却用パネルに受信機を搭載すると共にパネルの宇
宙空間側にオプチカルソーラリフレクタを実装したもの
である。
宙空間側にオプチカルソーラリフレクタを実装したもの
である。
また、この発明の別の発明に係る三軸姿勢制御型人工衛
星は、地球指向面パネル部に、インシユレーシヨンで衛
星本体と断熱された冷却用パネルを設け、この冷却用パ
ネルに受信機を搭載すると共に、パネルと一体化した熱
電対プレートにリード線を介し電力制御器よりｉｔｔ流
を流し、この電流を制御するものである。
星は、地球指向面パネル部に、インシユレーシヨンで衛
星本体と断熱された冷却用パネルを設け、この冷却用パ
ネルに受信機を搭載すると共に、パネルと一体化した熱
電対プレートにリード線を介し電力制御器よりｉｔｔ流
を流し、この電流を制御するものである。
この発明に於ては、地球指向面パネルこの間をインシユ
レーシヨンにより熱遮断された冷却用パネルの宇宙空間
側から、オプチカルソーラリフレクタを通じ効率良く熱
放射が行われる為、冷却用パＡルが低温状態に保たれ、
搭載されている受信機の雑音指数が小さくなシ、結果と
して受信性能指数が改善される。
レーシヨンにより熱遮断された冷却用パネルの宇宙空間
側から、オプチカルソーラリフレクタを通じ効率良く熱
放射が行われる為、冷却用パＡルが低温状態に保たれ、
搭載されている受信機の雑音指数が小さくなシ、結果と
して受信性能指数が改善される。
また、この発明の別の発明に於ては、地球指向面パネル
この間をインシユレーシヨンにより熱遮断された冷却用
パネルと一体化してｂる熱電対プレートに、電力制御器
からリード線を介し電流が流されることでペルチエ効果
に基づく吸熱作用力；生じ冷却用パネルが低温状態に保
たれ、搭載されている受信機の雑音指数が小さくなシ、
結果として受信性能指数が改善される。
この間をインシユレーシヨンにより熱遮断された冷却用
パネルと一体化してｂる熱電対プレートに、電力制御器
からリード線を介し電流が流されることでペルチエ効果
に基づく吸熱作用力；生じ冷却用パネルが低温状態に保
たれ、搭載されている受信機の雑音指数が小さくなシ、
結果として受信性能指数が改善される。
第１図は本発明の一実施例を示す三軸姿勢制御型人工衛
星の外観図であシ、第２図はこの発明の別の発明に於け
る三軸姿勢制御型人工衛星の外観図、第３図は本発明の
一実施例を示す三軸姿勢制御型人工衛星のミッションパ
ネルのレイアウト図。
星の外観図であシ、第２図はこの発明の別の発明に於け
る三軸姿勢制御型人工衛星の外観図、第３図は本発明の
一実施例を示す三軸姿勢制御型人工衛星のミッションパ
ネルのレイアウト図。
第４図はこの発明の別の発明に於ける三軸姿勢制御型人
工衛星のミッションパネルのレイアウト図。
工衛星のミッションパネルのレイアウト図。
第５図は本発明の一実施例を示す三軸姿勢制御型人工衛
星の断面図、第６図はこの発明の別の発明に於ける三軸
姿勢制御型人工衛星の断面図、第７図はこの発明の別の
発明に於ける三軸姿勢制御型人工衛星の接続図である。
星の断面図、第６図はこの発明の別の発明に於ける三軸
姿勢制御型人工衛星の断面図、第７図はこの発明の別の
発明に於ける三軸姿勢制御型人工衛星の接続図である。
図に於て、（１）〜α９は上記従来装置と全く同一のも
のであシ、鰻はコの字形冷却用パネル、卸は冷却パネル
と地球指向面パネルを締結する結合ポル）ａｌｌは電流
が流れることで吸熱作用を生じる熱電対プレート、（１
９はこの熱電対プレートと一体化した冷却用パネル、翰
は地球指向面パネルと冷却用パネルの間を断熱する断熱
インシユレーシヨン、 ｃａｎは宇宙空間とパネル面こ
の熟達へいを計る多層インシユレーシヨン、■は熱電対
プレートａＩに電流を供給するリード線。
のであシ、鰻はコの字形冷却用パネル、卸は冷却パネル
と地球指向面パネルを締結する結合ポル）ａｌｌは電流
が流れることで吸熱作用を生じる熱電対プレート、（１
９はこの熱電対プレートと一体化した冷却用パネル、翰
は地球指向面パネルと冷却用パネルの間を断熱する断熱
インシユレーシヨン、 ｃａｎは宇宙空間とパネル面こ
の熟達へいを計る多層インシユレーシヨン、■は熱電対
プレートａＩに電流を供給するリード線。
（至）はリード線＠を介し熱電対プレート０８に流れる
電流を制御するバス機器である電力制御器、＠は受信機
ａＳに対し低温時に温度補償を行うヒータである。本発
明の一実施例である三軸姿勢制御型人工衛星は第１図に
示すように地球指向面（１）にコの字形の冷却用パネル
（ｅを設け、第３図のレイアウト図に示すように、受信
機ａ９をパネル上に配置している。コの字形冷却用パネ
ルａ０はアンテナ（４）からの信号を供給するフィーダ
一部（９）の近くに設けられておシ、小さな給電系損失
でフィーダ一部（９１から受信機（１りに信号が供給さ
れる。コの字形冷却用パネル（１ｅは、第５図の断面図
に示すように、ガラス繊維強化プラスチック等の断熱性
を有する断熱インシユレーシヨン（至）によ少、地球指
向面パネル（１１と熟達へいされて込る。これにより高
発熱機器αｊが放熱領域αるから放射する発生熱量のう
ちの一部がパネル間の熱伝導により地球指向面パネルｉ
ｌ＋を介しコの字形冷却用パネル（ＩＯに伝導し、パネ
ル温度の上昇をもたらすことを防いでｂる。熱的に衛星
本体から遮へいされたコの字形冷却用パネル翰の宇宙空
間側には、太陽光吸収率が小さく熱放射率が大きいオプ
チカルソーラリフレクタ（］）が装着されておシ、非装
着面はアルミナイズドカプトン、マイラ等で構成される
多層インシユレーシヨンＱ９で覆われ断熱面となってｂ
る。この時のコの字形冷却用パネルαＯの熱環境は、太
陽光照射強度、サンアングル、搭載機器発熱量及び放熱
面積のバランスにより平衡している。従って低発熱機器
である受信機αりを搭載するコの字形冷却用パネル（ｌ
ｅの放熱面積を熱設計に基づく値よシもやや大きくする
ことにより、受信機αりを雑音指数が極めて小さくなる
理想的な低温環境下におくことができ、受信性能指数を
改善することができる。さて。
電流を制御するバス機器である電力制御器、＠は受信機
ａＳに対し低温時に温度補償を行うヒータである。本発
明の一実施例である三軸姿勢制御型人工衛星は第１図に
示すように地球指向面（１）にコの字形の冷却用パネル
（ｅを設け、第３図のレイアウト図に示すように、受信
機ａ９をパネル上に配置している。コの字形冷却用パネ
ルａ０はアンテナ（４）からの信号を供給するフィーダ
一部（９）の近くに設けられておシ、小さな給電系損失
でフィーダ一部（９１から受信機（１りに信号が供給さ
れる。コの字形冷却用パネル（１ｅは、第５図の断面図
に示すように、ガラス繊維強化プラスチック等の断熱性
を有する断熱インシユレーシヨン（至）によ少、地球指
向面パネル（１１と熟達へいされて込る。これにより高
発熱機器αｊが放熱領域αるから放射する発生熱量のう
ちの一部がパネル間の熱伝導により地球指向面パネルｉ
ｌ＋を介しコの字形冷却用パネル（ＩＯに伝導し、パネ
ル温度の上昇をもたらすことを防いでｂる。熱的に衛星
本体から遮へいされたコの字形冷却用パネル翰の宇宙空
間側には、太陽光吸収率が小さく熱放射率が大きいオプ
チカルソーラリフレクタ（］）が装着されておシ、非装
着面はアルミナイズドカプトン、マイラ等で構成される
多層インシユレーシヨンＱ９で覆われ断熱面となってｂ
る。この時のコの字形冷却用パネルαＯの熱環境は、太
陽光照射強度、サンアングル、搭載機器発熱量及び放熱
面積のバランスにより平衡している。従って低発熱機器
である受信機αりを搭載するコの字形冷却用パネル（ｌ
ｅの放熱面積を熱設計に基づく値よシもやや大きくする
ことにより、受信機αりを雑音指数が極めて小さくなる
理想的な低温環境下におくことができ、受信性能指数を
改善することができる。さて。
この発明は上記のように、受信機を搭載するパネルを衛
星本体から断熱インシユレーシヨンによυ熟達へいし、
放熱面積を熱設計に基づく値よシもやや大きくすること
により、受信機を低温環境下におくものであるが、この
発明の別の発明に係る三輪姿勢制御型人工衛星は、第２
図に示すように地球指向面＋１１に熱電対プレー） ａ
ｌｌと一体化した冷却用パネルα＄を設け、第４図のレ
イアウト図に示すように受信機ａ！９をパネル上に配置
してｂる。冷却用パネルα９は、アンテナ（４）からの
信号を供給するフィーダ一部（９）の近くに設けられて
おシ、小さな給電系損失でフィーダ一部（９）から受信
＆Ａ （ｉｓに信号が供給される。冷却用パネルａ９は
第６図の断面図に示すように、ガラス繊維強化プラスチ
ック等の断熱性を有する断熱インシユレーシヨン（至）
によ）、地球指向面パネル（１）と熟達へいされてｂる
。
星本体から断熱インシユレーシヨンによυ熟達へいし、
放熱面積を熱設計に基づく値よシもやや大きくすること
により、受信機を低温環境下におくものであるが、この
発明の別の発明に係る三輪姿勢制御型人工衛星は、第２
図に示すように地球指向面＋１１に熱電対プレー） ａ
ｌｌと一体化した冷却用パネルα＄を設け、第４図のレ
イアウト図に示すように受信機ａ！９をパネル上に配置
してｂる。冷却用パネルα９は、アンテナ（４）からの
信号を供給するフィーダ一部（９）の近くに設けられて
おシ、小さな給電系損失でフィーダ一部（９）から受信
＆Ａ （ｉｓに信号が供給される。冷却用パネルａ９は
第６図の断面図に示すように、ガラス繊維強化プラスチ
ック等の断熱性を有する断熱インシユレーシヨン（至）
によ）、地球指向面パネル（１）と熟達へいされてｂる
。
これにより、高発熱機器０が放熱領域α心から放射する
発生熱量のうちの一部がパネル間の熱伝導によ）地球指
向面パネル（１１を介し冷却用パネル（１９に伝導し、
パネル温度の上昇をもたらすことを防すでｂる。この熱
的に衛星本体から遮へいされた冷却用パネル（Ｉ！Ｉと
一体化した熱電対プレートαａと。
発生熱量のうちの一部がパネル間の熱伝導によ）地球指
向面パネル（１１を介し冷却用パネル（１９に伝導し、
パネル温度の上昇をもたらすことを防すでｂる。この熱
的に衛星本体から遮へいされた冷却用パネル（Ｉ！Ｉと
一体化した熱電対プレートαａと。
バス機器である電力制御器（ハ）は第１図に示すように
リード線口により接続されておシ、地上局からのコマン
ド信号に従い電力制御器＠から熱電対プレートａｓに電
流が流される。異種金属が接合されている熱電対プレー
トａｇに電流が流されると、その接合面にペルチエ効果
に基づく吸熱作用が生じる。この吸熱作用により、冷却
用パネルα３の温度が低下することで、受信機１９を雑
音指数が極めて小さくなる理想的な低温環境下におくこ
とができ。
リード線口により接続されておシ、地上局からのコマン
ド信号に従い電力制御器＠から熱電対プレートａｓに電
流が流される。異種金属が接合されている熱電対プレー
トａｇに電流が流されると、その接合面にペルチエ効果
に基づく吸熱作用が生じる。この吸熱作用により、冷却
用パネルα３の温度が低下することで、受信機１９を雑
音指数が極めて小さくなる理想的な低温環境下におくこ
とができ。
受信性能指数を改善することができる。熱電対のペルチ
エ効果を応用した冷蔵庫は既に実用化されておル、この
場合の熱電対プレート０ａも既成の技術を応用し、宇宙
用として実績のある銅−コンスタンタンあるいは、鉄−
コンスタンタン等の熱電対を使用し十分実現可能である
。受信機（ＵＳ単体の低温側の温度補償はヒータ（至）
の０Ｎ１０ＦＦ 制御によ）行う。
エ効果を応用した冷蔵庫は既に実用化されておル、この
場合の熱電対プレート０ａも既成の技術を応用し、宇宙
用として実績のある銅−コンスタンタンあるいは、鉄−
コンスタンタン等の熱電対を使用し十分実現可能である
。受信機（ＵＳ単体の低温側の温度補償はヒータ（至）
の０Ｎ１０ＦＦ 制御によ）行う。
この発明は以上説明した通シ、衛星のミッションパネル
である地球指向面パネルにコの字形冷却用パネルを設け
、受信機を搭載することによ）。
である地球指向面パネルにコの字形冷却用パネルを設け
、受信機を搭載することによ）。
受信機を雑音指数が極めて小さくなる理想的な低温環境
下におくことができる。従って受信性能指数を改善する
効果がある。また、この発明の別の発明は、地球指向面
パネルに熱電対プレートと一体化した冷却用パネルを設
は受信機を搭載することによ）、受信機を雑音指数が極
めて小さくなる理想的な低温環境下におくことかできる
。従って受信性能指数を改善する効果がある。
下におくことができる。従って受信性能指数を改善する
効果がある。また、この発明の別の発明は、地球指向面
パネルに熱電対プレートと一体化した冷却用パネルを設
は受信機を搭載することによ）、受信機を雑音指数が極
めて小さくなる理想的な低温環境下におくことかできる
。従って受信性能指数を改善する効果がある。
第１図は本発明の一実施例を示す三軸姿勢制御型人工衛
星の外観図、第２図はこの発明の別の発明に於ける三軸
姿勢制御型人工衛星の外観図、第３図は本発明の一実施
例を示す三軸姿勢制御型人工衛星のミッションパネルの
レイアウト図、第４図はこの発明の別の発明に於ける三
軸姿勢制御型人工衛星のミッションパネルのレイアラ）
図、２３５図は本発明の一実施例を示す三軸姿勢制御型
人工衛星の断面図、第６図はこの発明の別の発明に於け
る三軸姿勢制御型人工衛星の断面図、第１図はこの発明
の別の発明に於ける三軸姿勢制御型人工衛星の接続図＃
第８図は従来の三軸姿勢制御型人工衛星の外観図、第９
図は従来の三軸姿勢制御盤人工衛星のミッションパネル
のレイアウト図である。図に於て、（１）は地球指向面
パネル、（２）は北面パネル、（３）は東西パネル＃（
４）はアンテナ、（５）はヨーク部、 （６１は太陽電
池パドル、（７）はオブチヵルンーラリフレクタ、（８
）はヒンジ部、（９）はフィーダ一部、αＧは南面パネ
ル、αＢは太陽電池パドル駆動部、α２は太陽電池パド
ル駆動エレクトロニクス。 αｊは高発熱機器、αをは放熱領域、αりは受信機、
ａｅはコの字形冷却用パネル、αＤは結合ボルト、ａｓ
は熱電対プレート、ａ９は冷却用パネル、（２Ｑは断熱
インシユレーシヨン、０１１は多層インシユレーシヨン
。 （至）はリード線、＠は電力制御器、０４はヒータを示
してｂる。尚、各図中同一符号は、同−又は相当部分を
示す。
星の外観図、第２図はこの発明の別の発明に於ける三軸
姿勢制御型人工衛星の外観図、第３図は本発明の一実施
例を示す三軸姿勢制御型人工衛星のミッションパネルの
レイアウト図、第４図はこの発明の別の発明に於ける三
軸姿勢制御型人工衛星のミッションパネルのレイアラ）
図、２３５図は本発明の一実施例を示す三軸姿勢制御型
人工衛星の断面図、第６図はこの発明の別の発明に於け
る三軸姿勢制御型人工衛星の断面図、第１図はこの発明
の別の発明に於ける三軸姿勢制御型人工衛星の接続図＃
第８図は従来の三軸姿勢制御型人工衛星の外観図、第９
図は従来の三軸姿勢制御盤人工衛星のミッションパネル
のレイアウト図である。図に於て、（１）は地球指向面
パネル、（２）は北面パネル、（３）は東西パネル＃（
４）はアンテナ、（５）はヨーク部、 （６１は太陽電
池パドル、（７）はオブチヵルンーラリフレクタ、（８
）はヒンジ部、（９）はフィーダ一部、αＧは南面パネ
ル、αＢは太陽電池パドル駆動部、α２は太陽電池パド
ル駆動エレクトロニクス。 αｊは高発熱機器、αをは放熱領域、αりは受信機、
ａｅはコの字形冷却用パネル、αＤは結合ボルト、ａｓ
は熱電対プレート、ａ９は冷却用パネル、（２Ｑは断熱
インシユレーシヨン、０１１は多層インシユレーシヨン
。 （至）はリード線、＠は電力制御器、０４はヒータを示
してｂる。尚、各図中同一符号は、同−又は相当部分を
示す。
Claims (2)
- （１）ミッション機器を搭載する地球指向面パネルと、
この地球指向面パネル部に設けられたコの字形の冷却用
パネルと、この冷却用パネルと地球指向面パネルの熱伝
導をしや断するインシユレーシヨンと、このインシユレ
ーシヨンを介し冷却用パネルを地球指向面パネルに結合
する結合ボルトと、冷却用パネルの宇宙空間側に実装し
たオプチカルソーラリフレクタにより構成され、オプチ
カルソーラリフレクタから宇宙空間に放熱を行うことで
低温状態に保たれる冷却用パネル上に受信機を配置し、
受信機の雑音指数を小さくすることで受信性能指数を改
善することを特徴とする三軸姿勢制御型人工衛星。 - （２）ミッション機器を搭載する地球指向面パネルと、
この地球指向面パネル部に設けられた冷却用パネルと、
この冷却用パネルに一体化した熱電対プレートと、この
熱電対プレートに電流を流すリード線と、このリード線
を介し熱電対プレートに流れる電流を地上からのコマン
ド信号に従い制御する電力制御器と、冷却用パネルと地
球指向面パネルの熱伝導をしや断するインシユレーシヨ
ンと、このインシユレーシヨンを介し冷却用パネルを地
球指向面パネルに結合する結合ボルトにより構成され、
熱電対プレートのペルチエ効果に基づく吸熱作用により
低温状態に保たれる冷却用パネル上に受信機を配置し、
受信機の雑音指数を小さくすることで受信性能指数を改
善することを特徴とする三軸姿勢制御型人工衛星。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP1136340A JPH03598A (ja) | 1989-05-30 | 1989-05-30 | 三軸姿勢制御型人工衛星 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP1136340A JPH03598A (ja) | 1989-05-30 | 1989-05-30 | 三軸姿勢制御型人工衛星 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH03598A true JPH03598A (ja) | 1991-01-07 |
Family
ID=15172918
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP1136340A Pending JPH03598A (ja) | 1989-05-30 | 1989-05-30 | 三軸姿勢制御型人工衛星 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH03598A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2001106194A (ja) * | 1999-10-07 | 2001-04-17 | Ihi Aerospace Co Ltd | 宇宙探査用走行車 |
-
1989
- 1989-05-30 JP JP1136340A patent/JPH03598A/ja active Pending
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2001106194A (ja) * | 1999-10-07 | 2001-04-17 | Ihi Aerospace Co Ltd | 宇宙探査用走行車 |
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