JPS5820599A - 人工衛星 - Google Patents
人工衛星Info
- Publication number
- JPS5820599A JPS5820599A JP56118844A JP11884481A JPS5820599A JP S5820599 A JPS5820599 A JP S5820599A JP 56118844 A JP56118844 A JP 56118844A JP 11884481 A JP11884481 A JP 11884481A JP S5820599 A JPS5820599 A JP S5820599A
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- satellite
- solar
- despan
- attached
- solar cell
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
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- Prostheses (AREA)
- Transition And Organic Metals Composition Catalysts For Addition Polymerization (AREA)
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】
この発明は、太陽電池パドルを有するスピン安定型の人
工衛星に関するものである。
工衛星に関するものである。
従来、スビ／にエリ姿勢安定を行う人工衛星においては
複数の太陽電池全電気的に組合せ結合し、それを衛星の
外周面に貼付け、それにｚつ七発生する電力を搭載機器
へ供給してｈる。
複数の太陽電池全電気的に組合せ結合し、それを衛星の
外周面に貼付け、それにｚつ七発生する電力を搭載機器
へ供給してｈる。
しかしながら、この方法によると、太陽受光面積が衛星
形状により決まり、航１図に示すようにスピン軸＋Ｉｌ
のまわりをスピンする円筒形状の人工衛星（２）の場合
、その円筒部の外表面に太陽電池アレイ（３）を貼付け
ても、太陽光受光面積は円筒部外表面の１／ｗ以下であ
る。また、貼付面積も外表面面積に依存するため太陽電
池アレイ（３）から得られる電力は、衛星の形状１寸法
によって制約されることになる。このような、太陽電池
アレイの太陽光受光面積の限界を改善する方法として二
つの方法が考えられてｈる。
形状により決まり、航１図に示すようにスピン軸＋Ｉｌ
のまわりをスピンする円筒形状の人工衛星（２）の場合
、その円筒部の外表面に太陽電池アレイ（３）を貼付け
ても、太陽光受光面積は円筒部外表面の１／ｗ以下であ
る。また、貼付面積も外表面面積に依存するため太陽電
池アレイ（３）から得られる電力は、衛星の形状１寸法
によって制約されることになる。このような、太陽電池
アレイの太陽光受光面積の限界を改善する方法として二
つの方法が考えられてｈる。
その第１の方法は、第２図に示すように人工衛星の外周
部分の外側にさらに太陽電池アレイを貼付けたパネルを
配置し、上記パネルを軌道上で人工両弁の外周部分エリ
ずらせる等により太陽光受光面積を増加させる方法であ
る。すなわち、第２図において＋４１は上記パネルで外
表面に太陽電池アレイ（ａｂＪ を貼付けた中空の円筒
であり、（２）は外表面に太陽電池アレイ（３ａ）を貼
付けた人工衛星本体である。（２）及び；４）はともに
スピン軸（１）のまわりを回転する。
部分の外側にさらに太陽電池アレイを貼付けたパネルを
配置し、上記パネルを軌道上で人工両弁の外周部分エリ
ずらせる等により太陽光受光面積を増加させる方法であ
る。すなわち、第２図において＋４１は上記パネルで外
表面に太陽電池アレイ（ａｂＪ を貼付けた中空の円筒
であり、（２）は外表面に太陽電池アレイ（３ａ）を貼
付けた人工衛星本体である。（２）及び；４）はともに
スピン軸（１）のまわりを回転する。
この方法では、太陽電池貼付面積を増加させることはで
きるが、太陽電池貼付面積に対する太陽光受光面積の比
率を改善することはできない。
きるが、太陽電池貼付面積に対する太陽光受光面積の比
率を改善することはできない。
−万第２の方法蝶０人工衛星の姿勢安定を人工衛星本体
のスピンＫＬらず、−人工衛星本体に搭載するホイール
を回転させることＫより人工衛星本体の姿勢を制御する
三軸姿勢安定方式で。
のスピンＫＬらず、−人工衛星本体に搭載するホイール
を回転させることＫより人工衛星本体の姿勢を制御する
三軸姿勢安定方式で。
軌道上で人工衛星本体より展開した太陽電池アレイを貼
付けた太陽電池パドルによって電力を得る方法である。
付けた太陽電池パドルによって電力を得る方法である。
この方法では、太陽電池貼付面積は必ずしも人工衛星の
外周面積に依存せず。
外周面積に依存せず。
また、太陽ＩＥ池貼付面積に対する太陽光受光面積の比
率も展開した太陽電池パドルを制御し。
率も展開した太陽電池パドルを制御し。
太陽電池貼付面を太陽方向に向けることにより改善する
ことができる。しかし、この方法ではスビ／による姿勢
安定方式に比べ９人工衛星の姿勢制御装置が複雑になる
ばかりでなく８人工衛星の姿勢の安定性本劣り１人工衛
星の熱制御も複雑になる。
ことができる。しかし、この方法ではスビ／による姿勢
安定方式に比べ９人工衛星の姿勢制御装置が複雑になる
ばかりでなく８人工衛星の姿勢の安定性本劣り１人工衛
星の熱制御も複雑になる。
この発明は９以上の方法における欠点を除去するため、
スピンによる姿勢安定を利用しつつ。
スピンによる姿勢安定を利用しつつ。
展開型太＃電池パネルをスピンしている人工衛星本体に
対しデスピンさせることにエリ、太陽電池貼付面積に対
する太陽光受光面積の比率を高め、かつ１人工衛星形状
の太陽電池貼付面積に対する制約を緩和したもので、以
下図面について詳細に説明する。
対しデスピンさせることにエリ、太陽電池貼付面積に対
する太陽光受光面積の比率を高め、かつ１人工衛星形状
の太陽電池貼付面積に対する制約を緩和したもので、以
下図面について詳細に説明する。
第３図は、この発明の実施例であって９人工衛星本体（
２）に搭載された太陽センサ、地球センサ等の姿勢セン
サからスピンレート信号（６）及び太陽方向基準信号＋
７１ ’＆−デスパンモータ駆動制御回路（５）に入力
し、デスパンモータ（８）の回転速度及び位相を制御し
、デスパンモータｆ８１のロータ側に取付けられた太ｌ
ｉＩ電池パドル（３ａ）及び（３ｂ）の太陽電池貼付面
が太陽方向を向くように制御するものである。太陽電池
パドル（４ａ）及び（４ｂ）で発生した電力は、デスパ
ンモータ内に設けらｎたスリップリング（９ａ）及び（
９ｂ）冬山９人工衛星本体（２）に導出される。
２）に搭載された太陽センサ、地球センサ等の姿勢セン
サからスピンレート信号（６）及び太陽方向基準信号＋
７１ ’＆−デスパンモータ駆動制御回路（５）に入力
し、デスパンモータ（８）の回転速度及び位相を制御し
、デスパンモータｆ８１のロータ側に取付けられた太ｌ
ｉＩ電池パドル（３ａ）及び（３ｂ）の太陽電池貼付面
が太陽方向を向くように制御するものである。太陽電池
パドル（４ａ）及び（４ｂ）で発生した電力は、デスパ
ンモータ内に設けらｎたスリップリング（９ａ）及び（
９ｂ）冬山９人工衛星本体（２）に導出される。
第４図は、この発明の実施例の外観崗例であり、スピン
軸ｉｌ＋の回りにスビ、ンする人工衛星本体（２）に対
し、半円筒形の太陽電池パネル（４ａ）及び（４ｂ）
を取付けたデスパン部ａｔｍａ人工衛星本体と逆方向に
回転し、太陽電池パネル（４ａ）及び（４ｂ）の太陽電
池貼付面が太陽方向を向くように制御する。
軸ｉｌ＋の回りにスビ、ンする人工衛星本体（２）に対
し、半円筒形の太陽電池パネル（４ａ）及び（４ｂ）
を取付けたデスパン部ａｔｍａ人工衛星本体と逆方向に
回転し、太陽電池パネル（４ａ）及び（４ｂ）の太陽電
池貼付面が太陽方向を向くように制御する。
ヒンジ部（，１ｌａ）、 （ｌｌｂ）、 （ｌｌｃ）及
び（ｌｉｄ） 並びに取付軸（１２ａＪ及び（１２ｂＪ
は人工衛星の打上げ段階で１人工衛星が打上げロケット
のフェアリング部に収納されているとき、太陽電池パネ
ル（４ａ］及び（仙）を人工衛星本体の周囲に折りたた
み収納性をよくするためのものであり１人工衛星が軌道
上に打上かった段階で展開してヒンジ部（１１ａ）、
（ｌｌｂ）、 （ｌｌｃ）及び（ｌｉｄ）はラッチされ
る。
び（ｌｉｄ） 並びに取付軸（１２ａＪ及び（１２ｂＪ
は人工衛星の打上げ段階で１人工衛星が打上げロケット
のフェアリング部に収納されているとき、太陽電池パネ
ル（４ａ］及び（仙）を人工衛星本体の周囲に折りたた
み収納性をよくするためのものであり１人工衛星が軌道
上に打上かった段階で展開してヒンジ部（１１ａ）、
（ｌｌｂ）、 （ｌｌｃ）及び（ｌｉｄ）はラッチされ
る。
なお、第４図では人工衛星本体が円筒形状をしている場
合につめて説明したが１人工衛星本体の形状に対する制
約はない。また、展開形の太陽電池パドルの個数及び形
状についても２個の半円筒形パネルにつｈて説明したが
１個数及び形状に制約はない。とくに人工衛星本体が４
角柱形状をしている場合には、平面板状の太陽電池パネ
ルを用い、上記太陽電池パネルを多重に折りたたむこと
により、ロケットのフェアリング寸法の制約内で大きな
太陽電池゛貼付面ＭＲを有する太陽電池パネルを収納で
きる利点が得られる。
合につめて説明したが１人工衛星本体の形状に対する制
約はない。また、展開形の太陽電池パドルの個数及び形
状についても２個の半円筒形パネルにつｈて説明したが
１個数及び形状に制約はない。とくに人工衛星本体が４
角柱形状をしている場合には、平面板状の太陽電池パネ
ルを用い、上記太陽電池パネルを多重に折りたたむこと
により、ロケットのフェアリング寸法の制約内で大きな
太陽電池゛貼付面ＭＲを有する太陽電池パネルを収納で
きる利点が得られる。
第５図は、デスパンプラットフォームａＪに搭載きれた
指向性通信アンテナ圓ヲ有する人工衛星に実施した例で
あり、太陽室、池パネル＋４）の発生電力を、太陽電池
パネル（４）の展開前に、アンビリカルラインα５）を
蚤由して人工衛星本体部（２）に供給する。太１１＃３
電池パネル＋４）を取付けているデスパン部１ ｆｌ（
ｊと人工衛星本体部（２）全固定しているクランプ全作
すことによりデスパン部！ ｔｌ［）の回転が可能とな
り、このとき同時にアンビリカルライン（１５１もクラ
ンプと遅動する機械的スイッチ（１６）により切離され
る。アンビリカルラインｆ１５１切離し後は２人工衛星
本体部（２）の外周上に貼付けられた太陽電池アレイ（
３）より人工衛星本体部（２）に搭載された機器に電力
を供給し、大者電池パネル１４１で発生する電力はスリ
ップリング（９１） 茶巾デスパンプラットフォーム（
デスパン部＋２１ ） Ｑ３ＫＭ載された機器Ｑ？＋に
電力を供給する。
指向性通信アンテナ圓ヲ有する人工衛星に実施した例で
あり、太陽室、池パネル＋４）の発生電力を、太陽電池
パネル（４）の展開前に、アンビリカルラインα５）を
蚤由して人工衛星本体部（２）に供給する。太１１＃３
電池パネル＋４）を取付けているデスパン部１ ｆｌ（
ｊと人工衛星本体部（２）全固定しているクランプ全作
すことによりデスパン部！ ｔｌ［）の回転が可能とな
り、このとき同時にアンビリカルライン（１５１もクラ
ンプと遅動する機械的スイッチ（１６）により切離され
る。アンビリカルラインｆ１５１切離し後は２人工衛星
本体部（２）の外周上に貼付けられた太陽電池アレイ（
３）より人工衛星本体部（２）に搭載された機器に電力
を供給し、大者電池パネル１４１で発生する電力はスリ
ップリング（９１） 茶巾デスパンプラットフォーム（
デスパン部＋２１ ） Ｑ３ＫＭ載された機器Ｑ？＋に
電力を供給する。
デスパン部ｚａｓｔｃＮ戦された通信用アンテナα４を
地球局方向に指向させるため１人工衛星本体部（２）に
対し、デスパン部２（１３を逆方向に回転させるようデ
スパンモータ駆動回路（５）にエリデスパンモータ２
（８ｂ）ＩＪ御する。デスパンモータ駆動回路（５）は
人工衛星本体部１２＋に搭載された地球センサ、太陽′
センサ等の姿勢センサより、スピンレート信号（６）、
地球方向基準信号叫及び太陽方向基準信号（７）ヲ受け
、デスパン部１ （１１ｍ及びデスパン部２０３の回転
速度及び位相全制御する。
地球局方向に指向させるため１人工衛星本体部（２）に
対し、デスパン部２（１３を逆方向に回転させるようデ
スパンモータ駆動回路（５）にエリデスパンモータ２
（８ｂ）ＩＪ御する。デスパンモータ駆動回路（５）は
人工衛星本体部１２＋に搭載された地球センサ、太陽′
センサ等の姿勢センサより、スピンレート信号（６）、
地球方向基準信号叫及び太陽方向基準信号（７）ヲ受け
、デスパン部１ （１１ｍ及びデスパン部２０３の回転
速度及び位相全制御する。
デスパン部Ｉ ＩｌＧとデスパン部２（１３１の相対角
速度は軌道角速度すなわち静止軌道上の人工衛星の場合
３６０°Ａとな、す、電力ラインのスリップリング（９
ａ）は高速度用のスリップリングに比べ簡単になり、信
頼性も向上することになる。また。
速度は軌道角速度すなわち静止軌道上の人工衛星の場合
３６０°Ａとな、す、電力ラインのスリップリング（９
ａ）は高速度用のスリップリングに比べ簡単になり、信
頼性も向上することになる。また。
デスパン部２ （１３に塔載された機器（１７＋と人工
衛星本体（２）開のスリップリング（９ｂ）には電力ラ
イ／を含む必要がなくなり、スリップリング（９すの代
りにフォト男ツブラ等による光学結合も可能となり、信
頼性を高めることが可能となる。第６図は、指向性アン
テナ（１４１を有する゛デスパンプラットフォーム型の
人工衛星に、この発明を実施した場合の外観図例である
。第６図にお＾て（２）はスピン軸＋１１のまわりをス
ピンする人工衛星本体であり、 ００１は太陽電池パネ
ル（４ａ）及び（仙］の太陽電池貼付面が太陽方向を向
くように人工衛星本体１２）に対し逆方向に回転するデ
スパン部１で（ｌｌａ）、 （ｌｌｂ）、 （１１ｃＪ
及び（１１ｄＪ は太陽電池パネル（４ｍ）及び（４ｂ
）の展開用のラッチ！！Ｉ構付ヒンジであり、 （１
２ａ）及び（１２ｂ）は太陽電池パネル（４ａ）及び（
４ｂ）の取付軸である。旧１は通信機器を搭載するデス
パン部２であり、ｕ４）はデスパン部２（１３に取付け
らｎた指向性アンテナである。デスパン部２ｔ１３１は
指向性アンテナ圓が地球局方向に指向するようスピン軸
のまわりを人工衛星本体（２）Ｋ対し、はぼ同速で逆方
向に回転する。太陽電池アレイ（３）は太陽電池パネル
（４ａ）及び（４ｂ）展開後１人工衛星本体（２）に電
力を供給する。上記のデスパンプラットフォーム型の人
工衛星にこの発明を実施した場合、デスパンプラットフ
ォーム部に搭載される機器の寞力要求が変更されても、
デスパンプラットフォーム部及び太陽電池パネル′ｆ！
：変更するだけで２人工衛星本体は変更な（適用できる
ことになる。
衛星本体（２）開のスリップリング（９ｂ）には電力ラ
イ／を含む必要がなくなり、スリップリング（９すの代
りにフォト男ツブラ等による光学結合も可能となり、信
頼性を高めることが可能となる。第６図は、指向性アン
テナ（１４１を有する゛デスパンプラットフォーム型の
人工衛星に、この発明を実施した場合の外観図例である
。第６図にお＾て（２）はスピン軸＋１１のまわりをス
ピンする人工衛星本体であり、 ００１は太陽電池パネ
ル（４ａ）及び（仙］の太陽電池貼付面が太陽方向を向
くように人工衛星本体１２）に対し逆方向に回転するデ
スパン部１で（ｌｌａ）、 （ｌｌｂ）、 （１１ｃＪ
及び（１１ｄＪ は太陽電池パネル（４ｍ）及び（４ｂ
）の展開用のラッチ！！Ｉ構付ヒンジであり、 （１
２ａ）及び（１２ｂ）は太陽電池パネル（４ａ）及び（
４ｂ）の取付軸である。旧１は通信機器を搭載するデス
パン部２であり、ｕ４）はデスパン部２（１３に取付け
らｎた指向性アンテナである。デスパン部２ｔ１３１は
指向性アンテナ圓が地球局方向に指向するようスピン軸
のまわりを人工衛星本体（２）Ｋ対し、はぼ同速で逆方
向に回転する。太陽電池アレイ（３）は太陽電池パネル
（４ａ）及び（４ｂ）展開後１人工衛星本体（２）に電
力を供給する。上記のデスパンプラットフォーム型の人
工衛星にこの発明を実施した場合、デスパンプラットフ
ォーム部に搭載される機器の寞力要求が変更されても、
デスパンプラットフォーム部及び太陽電池パネル′ｆ！
：変更するだけで２人工衛星本体は変更な（適用できる
ことになる。
以上のようにこの発明に係る人工衛星では。
スピンする人工衛星本体に対し、展開型の太陽電池パネ
ルをデスピンさせることにより、従来のスピン安定型の
人工衛星に比べ太陽光受光面積を拡大し、太陽電池貼付
面の受光効率を高めることがで＾、大電力全必要とする
機器を搭載するのに適した人工衛星であるということが
できる。
ルをデスピンさせることにより、従来のスピン安定型の
人工衛星に比べ太陽光受光面積を拡大し、太陽電池貼付
面の受光効率を高めることがで＾、大電力全必要とする
機器を搭載するのに適した人工衛星であるということが
できる。
第１図及び第２因は従来のスピン安定型人工衛星の外観
図、第３図はこの発明の実施例の構成図、第４図はこの
発明の実施例の外観図、第５図はこの発明の他の実施例
の構成図、第６図はこの発明の他の実施例の外観図であ
る。図中（１１はスピン軸、（２）はスピンする人工衛
星本体。 １３）は太陽電池アレイ、＋４）は太陽電池パネル、（
５）はデスパンモータ駆動回路、（６１はスピンレート
信号、（７）は太陽方向基ｉｓ音信号１８）はデスパン
モータ、（９）はスリップリング、ａＯは太陽電池パネ
ル取付デスパン部、ｕｕ＃′ｉラッチ機構付ヒンジ。 α２１は太陽電池パネル取付軸、Ｑ３１ｕデスパンプラ
ットフォーム部、 （１４１は指向性アンテナ、 ［１
５１はアンビリカルライン、 α６１はクランプ連動機
械的スイッチ、α７１はデスパンプラットフォームに搭
載される機器、 ０８１は地球方向基準信号である。 なお、因中同−あるいは相当部分には同一符号を付して
示しである。 代理人 葛 野 信 − １１１図 「１ １１２図 １ １１３図
図、第３図はこの発明の実施例の構成図、第４図はこの
発明の実施例の外観図、第５図はこの発明の他の実施例
の構成図、第６図はこの発明の他の実施例の外観図であ
る。図中（１１はスピン軸、（２）はスピンする人工衛
星本体。 １３）は太陽電池アレイ、＋４）は太陽電池パネル、（
５）はデスパンモータ駆動回路、（６１はスピンレート
信号、（７）は太陽方向基ｉｓ音信号１８）はデスパン
モータ、（９）はスリップリング、ａＯは太陽電池パネ
ル取付デスパン部、ｕｕ＃′ｉラッチ機構付ヒンジ。 α２１は太陽電池パネル取付軸、Ｑ３１ｕデスパンプラ
ットフォーム部、 （１４１は指向性アンテナ、 ［１
５１はアンビリカルライン、 α６１はクランプ連動機
械的スイッチ、α７１はデスパンプラットフォームに搭
載される機器、 ０８１は地球方向基準信号である。 なお、因中同−あるいは相当部分には同一符号を付して
示しである。 代理人 葛 野 信 − １１１図 「１ １１２図 １ １１３図
Claims (1)
- 太陽電池アレイを貼付けた展開型の太陽電池パネルを有
し、かつスピンによって姿勢安定を図るように構成され
た人工衛星において、上記太陽電池パネル人工衛星本体
に対し、デスピン（人工衛星のスピン方向と逆方向に回
転）させることにより、上記太陽電池パネルの太陽電池
を貼付けた面を太陽方向に指向させるように構成したこ
とを特徴とする人工衛星。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP56118844A JPS5820599A (ja) | 1981-07-29 | 1981-07-29 | 人工衛星 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP56118844A JPS5820599A (ja) | 1981-07-29 | 1981-07-29 | 人工衛星 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5820599A true JPS5820599A (ja) | 1983-02-07 |
Family
ID=14746547
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP56118844A Pending JPS5820599A (ja) | 1981-07-29 | 1981-07-29 | 人工衛星 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS5820599A (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS60148800A (ja) * | 1984-01-17 | 1985-08-06 | 日本電気株式会社 | スピン安定衛星用デイスパン太陽電池装置 |
| JPS61268599A (ja) * | 1985-03-20 | 1986-11-28 | スペ−ス・インダストリ−ズ・インコ−ポレ−テツド | モジュール形宇宙船システム |
| JPH04356197A (ja) * | 1990-06-26 | 1992-12-09 | Berlin Chem Ag | ＧｎＲＨデカペプチドの製造方法 |
-
1981
- 1981-07-29 JP JP56118844A patent/JPS5820599A/ja active Pending
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS60148800A (ja) * | 1984-01-17 | 1985-08-06 | 日本電気株式会社 | スピン安定衛星用デイスパン太陽電池装置 |
| JPS61268599A (ja) * | 1985-03-20 | 1986-11-28 | スペ−ス・インダストリ−ズ・インコ−ポレ−テツド | モジュール形宇宙船システム |
| JPH04356197A (ja) * | 1990-06-26 | 1992-12-09 | Berlin Chem Ag | ＧｎＲＨデカペプチドの製造方法 |
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