JPS59176199A - 宇宙飛行体の展開装置 - Google Patents
宇宙飛行体の展開装置Info
- Publication number
- JPS59176199A JPS59176199A JP58050179A JP5017983A JPS59176199A JP S59176199 A JPS59176199 A JP S59176199A JP 58050179 A JP58050179 A JP 58050179A JP 5017983 A JP5017983 A JP 5017983A JP S59176199 A JPS59176199 A JP S59176199A
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- spring
- deployment
- deceleration
- torque
- satellite
- 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.)
- Granted
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Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Storing, Repeated Paying-Out, And Re-Storing Of Elongated Articles (AREA)
- Details Of Aerials (AREA)
- Photovoltaic Devices (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】
本発明は人工衛星等に搭載される太陽電池パドル、アン
テナなどの展開装置に関するものである。
テナなどの展開装置に関するものである。
一般例人工衛星の太陽電池パドル等の展開構造物は、第
１図に示す様に、人工衛星２の打上げ時には衛星側面に
折りだだまれだ状態でロケットフェア）ノング内保持収
納され、宇宙空間において確実かつ安全に展開させる必
要がある。従来の展開構造物は、第２図（ａ） 、 （
ｂ）に示す如く、一端が展開側ヒンジ部４に、まだ他端
が展開側ヒンジ部５の回転軸７に取り付けられた展開ス
プリング６によって展開部３が展開し、展開部３を所定
の位置に止めるため衛星ヒンジ部５のストッパ８に展開
側ヒンジ部４を当てる様に構成されている。これら展開
装置で減速機構を持たないものは、展開部３が展開して
所定の位置に止まるときの衛星側及び展開側ヒンジ部４
，５の衝撃力は犬きく、人工衛星２の構体及び展開構造
物の強度を確保するため構造部拐の重量が増加し、また
展開部３が展開されるときに人工衛星２の姿勢が乱れ、
該衛星のミッションに悪影響を与える虞れがあった。
１図に示す様に、人工衛星２の打上げ時には衛星側面に
折りだだまれだ状態でロケットフェア）ノング内保持収
納され、宇宙空間において確実かつ安全に展開させる必
要がある。従来の展開構造物は、第２図（ａ） 、 （
ｂ）に示す如く、一端が展開側ヒンジ部４に、まだ他端
が展開側ヒンジ部５の回転軸７に取り付けられた展開ス
プリング６によって展開部３が展開し、展開部３を所定
の位置に止めるため衛星ヒンジ部５のストッパ８に展開
側ヒンジ部４を当てる様に構成されている。これら展開
装置で減速機構を持たないものは、展開部３が展開して
所定の位置に止まるときの衛星側及び展開側ヒンジ部４
，５の衝撃力は犬きく、人工衛星２の構体及び展開構造
物の強度を確保するため構造部拐の重量が増加し、また
展開部３が展開されるときに人工衛星２の姿勢が乱れ、
該衛星のミッションに悪影響を与える虞れがあった。
また第３図に示す様に展開時のヒンジ部の衝撃を緩和す
るために回転軸７に展開スズリング６と反対方向に作用
する減速スプリング９を取シ付けた装置では、展開後に
展開物３を所定の位置に維持するために展開スプリング
６の残留トルクで展開側ヒンジ部４をストッパ８に押し
当てているときは、減速用スプリングトルクを上記残留
トルク以上にすることはできず、減速効果は非常に少な
かった。また更に、展開後に展開物３を所定の位置に維
持するためにロック機構をヒンジ部に設けだときけ、減
速用スプリングトルクを展開スプリング６の残留トルク
よシ大きくすることは可能であるが、ロック機構が誤動
作したときは勝開物３が所定の位置を維持できない欠点
があった。
るために回転軸７に展開スズリング６と反対方向に作用
する減速スプリング９を取シ付けた装置では、展開後に
展開物３を所定の位置に維持するために展開スプリング
６の残留トルクで展開側ヒンジ部４をストッパ８に押し
当てているときは、減速用スプリングトルクを上記残留
トルク以上にすることはできず、減速効果は非常に少な
かった。また更に、展開後に展開物３を所定の位置に維
持するためにロック機構をヒンジ部に設けだときけ、減
速用スプリングトルクを展開スプリング６の残留トルク
よシ大きくすることは可能であるが、ロック機構が誤動
作したときは勝開物３が所定の位置を維持できない欠点
があった。
本発明はこれらの欠点を除くために減速用スプリングに
形状記憶合金を用い、ヒータで形状記憶合金を暖めるこ
とにより減速用スプリングトルクを徐々に小さくし、こ
れによって展開物をゆっくシと展開さぜるようにしだ展
開装置を提供することを目的とする。
形状記憶合金を用い、ヒータで形状記憶合金を暖めるこ
とにより減速用スプリングトルクを徐々に小さくし、こ
れによって展開物をゆっくシと展開さぜるようにしだ展
開装置を提供することを目的とする。
以下、本発明を、図面を参照しながら、実施例について
説明する。
説明する。
第４図（ａ） 、 （ｂ）は本発明の実施例に係る展開
装置の平面図および側面図である。本発明は第３図で説
明した装置の減速用スプリング９に形状記憶合金を用い
たものであって、減速用スプリング９の取付側の回転軸
７の内部に、第５図に示す様なヒータ線１１を巻き付け
たブツシュ１ｏが収容されかつネジ部１３で固定されて
いる。上記形状記憶合金の減速用スプリング９は、地上
及び宇宙、空間での減速用スプリング部の温度範囲では
展開スプリング６の残留トルク以下の減速用トルりが生
じる弱いスプリングになる様に、また、それ以上の温度
範囲では展開スプリング６の最大トルク又は同等のトル
クになる様に、減速用スプリング９の形状記憶合金の変
態温度及び形状寸法が決められている。
装置の平面図および側面図である。本発明は第３図で説
明した装置の減速用スプリング９に形状記憶合金を用い
たものであって、減速用スプリング９の取付側の回転軸
７の内部に、第５図に示す様なヒータ線１１を巻き付け
たブツシュ１ｏが収容されかつネジ部１３で固定されて
いる。上記形状記憶合金の減速用スプリング９は、地上
及び宇宙、空間での減速用スプリング部の温度範囲では
展開スプリング６の残留トルク以下の減速用トルりが生
じる弱いスプリングになる様に、また、それ以上の温度
範囲では展開スプリング６の最大トルク又は同等のトル
クになる様に、減速用スプリング９の形状記憶合金の変
態温度及び形状寸法が決められている。
展開スプリング６と減速用スプリング９のトルク特性を
第６図に示す。展開部３の展開時には先ず第４図（＆）
に示す衛星内部電源１２を入れ、ヒータ１１で減速用ス
プリング９を暖め、設定された変態温度以上にすること
で減速用スプリングトルク特性は第６図のＴ１からＴ１
／に変化する。その後、展開部３を保持状態から解放す
るが、この状態では減速用スプリングトルクが展開用ス
プリングトルクよシ大きいため展開することができない
。そこでヒータ１１の電源１２を切ることにより減速用
スプリング９の温度が下がり、変態温度以下になシ初め
、減速用スプリングトルクがＴ、′からＴ１に減少する
ため、展開スプリングトルクＴ２の方が減速用スプリン
グトルクＴ１よシ大きくなシ、減速用スプリング９の温
度の低下と共に展開部３がゆっくりと展開し、減速用ス
プリング９の温度が変態温度以下になったときには、展
開側ヒンジ部４がストッパ８に当たシ展開部３は所定の
位置に保たれる。
第６図に示す。展開部３の展開時には先ず第４図（＆）
に示す衛星内部電源１２を入れ、ヒータ１１で減速用ス
プリング９を暖め、設定された変態温度以上にすること
で減速用スプリングトルク特性は第６図のＴ１からＴ１
／に変化する。その後、展開部３を保持状態から解放す
るが、この状態では減速用スプリングトルクが展開用ス
プリングトルクよシ大きいため展開することができない
。そこでヒータ１１の電源１２を切ることにより減速用
スプリング９の温度が下がり、変態温度以下になシ初め
、減速用スプリングトルクがＴ、′からＴ１に減少する
ため、展開スプリングトルクＴ２の方が減速用スプリン
グトルクＴ１よシ大きくなシ、減速用スプリング９の温
度の低下と共に展開部３がゆっくりと展開し、減速用ス
プリング９の温度が変態温度以下になったときには、展
開側ヒンジ部４がストッパ８に当たシ展開部３は所定の
位置に保たれる。
以上説明したように本発明によれば、形状記憶合金の減
速用スプリング９とヒータ１１との単純な組合せで構成
しであるため、信頼度が高く、まだ、通常の衛星内部電
源を用いることが可能である。さらにヒータに加えられ
る電圧を変えることで、減速用スプリング９の温度上昇
及び降下の時定数が変わるため、展開部３の展開時間を
任意圧制御することも可能であると云う利点があシ、さ
らに、減速用スプリングの寸法諸元の決め方にょシ変態
温度以下で減速用スプリングトルクを零にすることも可
能であるため展開に対する信頼度が一層高くなるという
利点がある。なお、上記実施例ではねじシコイルバネを
用いた１枚折シたたみ展開構造物について説明したが、
何枚も折り重なりあつた多段折り展開構造物や、圧縮バ
ネ又は引張りバネ等を形状記憶合金の減速用スプリング
として用いた展開装置も本発明に含まれることは明らか
である。
速用スプリング９とヒータ１１との単純な組合せで構成
しであるため、信頼度が高く、まだ、通常の衛星内部電
源を用いることが可能である。さらにヒータに加えられ
る電圧を変えることで、減速用スプリング９の温度上昇
及び降下の時定数が変わるため、展開部３の展開時間を
任意圧制御することも可能であると云う利点があシ、さ
らに、減速用スプリングの寸法諸元の決め方にょシ変態
温度以下で減速用スプリングトルクを零にすることも可
能であるため展開に対する信頼度が一層高くなるという
利点がある。なお、上記実施例ではねじシコイルバネを
用いた１枚折シたたみ展開構造物について説明したが、
何枚も折り重なりあつた多段折り展開構造物や、圧縮バ
ネ又は引張りバネ等を形状記憶合金の減速用スプリング
として用いた展開装置も本発明に含まれることは明らか
である。
第１図は人工衛星打上げ時のロケットフェアリング内部
の側面図、第２図（ａ） 、 （ｂ）はそれぞれ従来の
展開装置の平面図及び側面図、第３図は減速用スプリン
グ？実装した従来の展開装置の平面図、第４図（ａ）
、 （ｂ）はそれぞれ本発明の展開装置の平面図及び側
面図、第５図は第４図（ａ）のＡ−Ａ線に沿った回転軸
の部分拡大断面図、第６図は本発明に係る展開用及び減
速用スプリングのスプリング特性を示す図である。 １・・・ロケットのフェアリング、 ２・・・人工衛
星、３・・・展開部、 ４・・・展開側ヒンジ部、
５・・・衛星側ヒンジ部、 ６・・・展開用スプリン
グ、７・・・回転軸、 ８・・・ストッパ、９・・
・減速用スプリング、 １０・・ブツシュ、１１・・
ヒータ、 １２・・・衛星内部（ＬＴＩ・・・変態温
度以下の減速用スプリングトルク特性、 Ｔ、／・・・変態温度以下の減速用スプリングトルり特
性、 Ｔ２・・・展開スプリングトルク特性。 代理人 弁理士 染 川 利 吉 第１図 第２図（Ｑ） 第２図（ｂ） 第３図 ３ 第４図（Ｑ） 第４！’Ｊ（ｂ） 第５ 第６図 蕃 ２ １ ０’ ９０’展 展 開 啓 了 開部の回転角（θ）゛
の側面図、第２図（ａ） 、 （ｂ）はそれぞれ従来の
展開装置の平面図及び側面図、第３図は減速用スプリン
グ？実装した従来の展開装置の平面図、第４図（ａ）
、 （ｂ）はそれぞれ本発明の展開装置の平面図及び側
面図、第５図は第４図（ａ）のＡ−Ａ線に沿った回転軸
の部分拡大断面図、第６図は本発明に係る展開用及び減
速用スプリングのスプリング特性を示す図である。 １・・・ロケットのフェアリング、 ２・・・人工衛
星、３・・・展開部、 ４・・・展開側ヒンジ部、
５・・・衛星側ヒンジ部、 ６・・・展開用スプリン
グ、７・・・回転軸、 ８・・・ストッパ、９・・
・減速用スプリング、 １０・・ブツシュ、１１・・
ヒータ、 １２・・・衛星内部（ＬＴＩ・・・変態温
度以下の減速用スプリングトルク特性、 Ｔ、／・・・変態温度以下の減速用スプリングトルり特
性、 Ｔ２・・・展開スプリングトルク特性。 代理人 弁理士 染 川 利 吉 第１図 第２図（Ｑ） 第２図（ｂ） 第３図 ３ 第４図（Ｑ） 第４！’Ｊ（ｂ） 第５ 第６図 蕃 ２ １ ０’ ９０’展 展 開 啓 了 開部の回転角（θ）゛
Claims (1)
- 人工衛星等に搭載される展開構造物の展開機構部洗、展
開用スプリングと、ヒータと、該ヒータによ多温度制御
される形状記憶合金の減速用スプリングとを設けたこと
を特徴とする宇宙飛行体の展開装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP58050179A JPS59176199A (ja) | 1983-03-25 | 1983-03-25 | 宇宙飛行体の展開装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP58050179A JPS59176199A (ja) | 1983-03-25 | 1983-03-25 | 宇宙飛行体の展開装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS59176199A true JPS59176199A (ja) | 1984-10-05 |
| JPS6326000B2 JPS6326000B2 (ja) | 1988-05-27 |
Family
ID=12851966
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP58050179A Granted JPS59176199A (ja) | 1983-03-25 | 1983-03-25 | 宇宙飛行体の展開装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS59176199A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS63107273U (ja) * | 1986-12-29 | 1988-07-11 | ||
| JP2019536930A (ja) * | 2016-09-21 | 2019-12-19 | ユナイテッド キングダム リサーチ アンド イノベーション | 可動ジョイント |
-
1983
- 1983-03-25 JP JP58050179A patent/JPS59176199A/ja active Granted
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS63107273U (ja) * | 1986-12-29 | 1988-07-11 | ||
| JP2019536930A (ja) * | 2016-09-21 | 2019-12-19 | ユナイテッド キングダム リサーチ アンド イノベーション | 可動ジョイント |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS6326000B2 (ja) | 1988-05-27 |
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