WO2021090361A1 - 宇宙航行体 - Google Patents

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WO2021090361A1
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reflector
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main body
space
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俊輔 大西
哲雄 八坂
和夫 久能
正彦 上津原
洋平 古賀
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Institute for Q Shu Pioneers of Space Inc
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    • B64G1/222—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles for deploying structures between a stowed and deployed state

Definitions

  • the present disclosure relates to a space navigation body capable of radiating radio waves including frequencies in a predetermined frequency band to the outside.
  • Patent Document 1 describes a satellite including an antenna horn for inputting a generated microwave signal and a satellite-mounted microwave transmitter including an antenna radiating to the ground.
  • a high output power amplifier has been used to amplify the signal of the micro generated before inputting to the antenna horn.
  • the present disclosure provides a space navigation body with a more effective amplifier arrangement according to various embodiments.
  • a main body having an accommodation space for accommodating an electronic device inside, an oscillator configured to output radio waves including frequencies in a predetermined frequency band, and exposure to outer space.
  • An amplifier arranged on the exterior of the main body and configured to amplify the power of the radio wave output by the oscillator, and an amplifier arranged on the exterior of the main body and amplified by the amplifier.
  • FIG. 1 is a diagram showing an outline of the configuration of the space navigation body 1 according to the first embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 2 is a block diagram showing a configuration of the space navigation body 1 according to the first embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 3 is a block diagram showing the configuration of the transmitter 110 according to the first embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 4 is a side view showing an outline of the configuration of the space navigation body 1 according to the first embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 5 is a top view showing an outline of the configuration of the space navigation body 1 according to the first embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 6 is a side view showing an outline of the configuration of the amplifier 112 according to the first embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 7 is a top view showing an outline of the configuration of the amplifier 112 according to the first embodiment of the present disclosure.
  • the configuration diagram 1 of the space navigation body 1 is a diagram showing an outline of the configuration of the space navigation body 1 according to the first embodiment of the present disclosure.
  • the space navigation body 1 includes a main body 300 equipped with equipment such as a control unit that controls the navigation of the space navigation body 1 itself and controls the operation and attitude of the space navigation body 1 in outer space, and the space.
  • equipment such as a control unit that controls the navigation of the space navigation body 1 itself and controls the operation and attitude of the space navigation body 1 in outer space
  • the space navigation body 1 and the ground and other space navigation bodies are present. Includes a communication unit 100 for radiating radio waves and receiving radio waves from outer space.
  • the space navigation body 1 can be used as a small SAR satellite for mounting a SAR (Synthetic Aperture Radar) as an example.
  • SAR Synthetic Aperture Radar
  • Such a small SAR satellite emits radio waves in the microwave, millimeter wave, or submillimeter wave band to the observation object and receives the reflected wave from the observation object to observe and analyze the observation object. Can be used to do this.
  • the SAR radar that receives the reflected wave from the observation object, high output power is required, so it is necessary to mount a power amplifier.
  • This amplifier can be a very important heat source because it produces high power output. Therefore, in particular, when the space navigation body 1 is used as a small SAR satellite, it is very important how to efficiently dissipate the heat from the amplifier.
  • it is necessary to arrange electronic components including an amplifier in a limited storage space so it is more important to efficiently arrange electronic components in consideration of heat dissipation effect.
  • the space navigation body 1 shown in FIG. 1 is used as a small SAR satellite.
  • this embodiment is not limited to the case of being used as a small SAR satellite, and can be applied to other uses, other forms (large satellites), and the like.
  • the main body 300 is provided with a storage space (not shown) for storing various electronic devices and mechanical parts inside.
  • the main body 300 is formed of an octahedron having a hexagonal shape when viewed from above, and is formed in a hollow shape in order to form an accommodation space inside the octahedron.
  • the shape may be any shape such as other polyhedrons and spheres as long as it is possible to form an accommodation space inside the shape.
  • a case where the main body 300 is formed in an octahedron shape having a hexagonal shape when viewed from above will be described.
  • various electronic components such as a computer 301, a sensor 330, an actuator 340, a power supply control circuit 201, a battery 220, and a communication control circuit 170 and for electrically connecting them are used. Wiring is accommodated.
  • the power supply unit 200 includes a solar panel 230 in this embodiment.
  • the solar panel 230 is arranged on the wall surface of the main body 300 so as to cover the outer surface of the main body 300. By arranging in this way, it is possible to effectively utilize the wall surface of the main body 300.
  • the communication unit 100 is arranged so as to face the radiator 120 at a predetermined angle in addition to the transmitter 110, and reflects the radio waves radiated from the radiator 120 to the main reflector 132.
  • Sub-reflector (secondary reflector) 131 and the main reflector which is a main reflector which is arranged so as to face the mirror surface of the sub-reflector 131 and further reflects the radio waves reflected by the sub-reflector 131 and radiates the radio waves to the outside.
  • the main reflector 132 includes a hub 139, a plurality of ribs 136, a planar body 137, and the like.
  • the reflecting surface of the main reflector 132 is formed in a parabolic shape in order to function as the main reflecting mirror as described above.
  • the hub 139 is provided on the antenna axis X (also referred to as the central axis X of the hub 139) at the center of the main reflector 132 and on the side where the sub-reflector 131 of the main body 300 is arranged.
  • the hub 139 is formed in a substantially columnar shape by a dielectric material such as plastic or a metal such as titanium or stainless steel.
  • the hub 139 is centered on the central axis X, and a plurality of ribs 136 are radially arranged at predetermined intervals on the outer peripheral surface thereof. That is, the cross-sectional shape of the hub 139 (the cross-sectional shape when viewed from the direction along the central axis X) is circular, but the shape may be formed in either an elliptical shape or a polygonal shape.
  • Rib 136 includes a plurality of ribs.
  • the ribs 136 are radially arranged on the outer periphery of the hub 139 at predetermined intervals about the hub 139.
  • the upper surface of each rib 136 on the side that becomes the reflecting mirror surface is formed in a parabolic shape.
  • the planar body 137 is erected on the upper surface formed in a parabolic shape.
  • the rib 136 is, for example, a spring material formed of a composite material such as stainless spring steel, GFRP (Glass Fiber Reinforced Plastics), CFRP (Carbon Fiber Reinforced Plastics), and has elasticity.
  • the rib 136 is composed of a total of 24 ribs.
  • the number of ribs 136 can be changed regardless of whether it is an even number or an odd number, depending on the area of the deployed antenna when it is deployed, the material and strength of the ribs used, and the like.
  • the ribs 136 are arranged at predetermined intervals, but the intervals may be fixed in all the ribs 136, or only a part of the ribs may be closely spaced, or may not be. It may be regular.
  • the planar body 137 constituting the main reflector 132 together with the rib 136 is erected between a pair of ribs 136 adjacent to each other.
  • the planar body 137 is formed of a material capable of reflecting radio waves so as to have a parabolic shape as a whole.
  • the planar body 137 is formed of a metal mesh (metal mesh) formed of molybdenum, gold, or a combination thereof.
  • the planar body 137 prepares substantially triangular metal meshes according to the number of ribs 136, sutures each metal mesh, and is erected on the upper surface formed in the parabolic shape of the ribs 136.
  • the sub-reflector 131 is arranged to face the main reflector 132, and its lower surface side (the side corresponding to the main reflector 132) is supported by the support rod 135.
  • the sub-reflector 131 is arranged by the support rod 135 at a distance of a predetermined distance from the radiator 120 arranged on the line of the central axis X thereof.
  • the sub-reflector 131 Similar to the planar body 137 of the main reflector 132, the sub-reflector 131 has a quadric curved surface shape as a whole toward the surface of the main reflector 132 by using a material capable of reflecting radio waves. Then, the sub-reflector 131 reflects the radio wave radiated from the radiator 120 toward the main reflector 132. Therefore, the sub-reflector 131 is arranged at a predetermined distance from the radiator 120 and the main reflector 132.
  • the support rod 135 is arranged so that the sub-reflector 131 is separated from the radiator 120 and the main reflector 132 by a predetermined distance.
  • the support rod 135 includes a first support rod 133 having one end connected to the sub-reflector 131 and the other end connected to the joint 138, and a second support rod 134 having one end connected to the joint 138 and the other end connected to the main body. ..
  • the sub-reflector 131 connected to one end of the first support rod 133 is supported by the first support rod 133 and the second support rod 134.
  • the support rod 135 is composed of one or more rods to support the sub-reflector 131. In the example of FIG.
  • first support rod 133 and the second support rod 134 have been described as a pair. However, the number of the second support rods 134 may be smaller or larger than that of the first support rod 133.
  • the space navigation body 1 the case of a small SAR satellite having a Cassegrain antenna in which the main reflector 132 is formed in a parabolic shape will be described as the space navigation body 1.
  • the present invention is not limited to this, and other parabolic antennas such as Gregorian antennas and those having a planar antenna may be used.
  • FIG. 2 is a block diagram showing the configuration of the space navigation body 1 according to the first embodiment of the present disclosure.
  • the space navigation body 1 does not need to include all of the components shown in FIG. 2, and it is possible to omit a part of the components or to add other components.
  • the space navigation body 1 can be equipped with a plurality of power supply units 200 and / or a plurality of communication units 100.
  • the space navigation body 1 includes a control unit including a memory 310, a processor 320 and a sensor 330, a power supply control circuit 210, a power supply unit 200 including a battery 220 and a solar panel 230, a communication control circuit 170, and a transmitter. It includes a communication unit 100 including 110, a receiver 140, a radiator 120, and a reflector 130. Each of these components is electrically connected to each other via a control line and a data line.
  • the memory 310 is composed of a RAM, a ROM, a non-volatile memory, an HDD, etc., and functions as a storage unit.
  • the memory 310 stores instruction commands for various controls of the space navigation body 1 according to the present embodiment as a program.
  • the memory 310 received an image of the outside of the space navigation body 1 captured by a camera (not shown), an observed value obtained by using the communication unit 100 as a radar, and received from a ground station via the communication unit 100.
  • Information, information transmitted to the ground station via the communication unit 100, detection information of the sensor 330 and the like necessary for controlling the attitude and progress of the space navigation body 1, and the like are appropriately stored.
  • the processor 320 functions as a control unit that controls the space navigation body 1 based on the program stored in the memory 310. Specifically, the power supply unit 200, the communication unit 100, the sensor 330, and the like are controlled based on the program stored in the memory 310. As an example, by generating information for transmission to a ground station or another space navigation object via the communication unit 100, or by using the communication unit 100 as a radar to radiate radio waves to an observation target and receive the reflected waves. Controls the observations to be made.
  • the sensor 330 is a temperature sensor for observing the external environment of the space navigation body 1, such as a gyro sensor, an acceleration sensor, a position sensor, a speed sensor, and a stellar sensor, which are necessary for controlling the progress and attitude of the space navigation body 1.
  • a gyro sensor for observing the external environment of the space navigation body 1
  • An illuminance sensor, an infrared sensor and the like, a temperature sensor for measuring the internal environment of the space navigation body 1, an illuminance sensor and the like may be included.
  • the detected information / data is appropriately stored in the memory 310, used for control by the processor 320, or transmitted to a base on the ground via the communication unit 100.
  • the actuator 340 may include, for example, a magnetic torquer, a reaction wheel, a CMG (control moment gyro), and the like.
  • the actuator 340 is used to obtain torque and thrust for controlling the attitude of the space navigation body 1 in response to an instruction command from the processor 320, and functions as a propulsion unit.
  • the power supply unit 200 includes a power supply control circuit 210, a battery 220, and a solar panel 230, and functions as a power supply unit.
  • the power supply control circuit 210 is connected to the battery 220 and controls charging / discharging of electric power from the battery 220.
  • the battery 220 is controlled by the power supply control circuit 210 to charge the electric power generated by the solar panel 230, and also supplies the electric power to be supplied to each drive system such as the computer 301 and the communication unit 100 in the main body 300. accumulate.
  • the communication unit 100 includes a communication control circuit 170, a transmitter 110, a receiver 140, a radiator 120, and a reflector 130, and functions as a communication unit.
  • the communication control circuit 170 performs processing such as coding / decoding of information / signals in order to transmit / receive information to / from a ground station or another space navigation body via a connected radiator 120.
  • the transmitter 110 includes an oscillator, an amplifier, and the like, and amplifies a radio wave having a frequency in a predetermined frequency band generated by the oscillator by the amplifier. The amplified radio wave is radiated to the reflecting surface of the reflector 130 via the radiator 120.
  • the communication unit 100 is used to radiate radio waves to the observation target and observe using the reflected waves.
  • the radio wave radiated from the radiator 120 is once reflected by the sub-reflector 131 constituting the reflector 130, and then radiated to the outside by the main reflector 132.
  • the reflected wave received from the outside is received by the receiver 140 through the reverse path.
  • the communication unit 100 includes a frequency band of 8 GHz or less, a microwave band of 8 GHz to 12 GHz band (so-called X band band), a microwave band of 12 GHz to 18 GHz band (so-called Ku band band), a millimeter wave band of 30 GHz or more, and a submillimeter of 300 GHz or more. It can be adjusted as desired to include frequencies such as wave bands.
  • FIG. 3 is a block diagram showing the configuration of the transmitter 110 according to the first embodiment of the present disclosure. Specifically, FIG. 3 is a diagram functionally showing the internal configuration of the transmitter 110 shown in FIG. According to FIG. 3, the transmitter 110 includes an oscillator 111, an amplifier 112, a synthesizer 113, and a low-pass filter 114.
  • the oscillator 111 is arranged inside the main body 300 in FIG.
  • the oscillator 111 outputs a high-frequency signal that becomes a radio wave for carrying a signal or the like.
  • the oscillator 111 has a frequency band of 8 GHz or less, a microwave band such as 8 GHz to 12 GHz band (so-called X band band), 12 GHz to 18 GHz band (so-called Ku band band), and a millimeter wave band of 30 GHz or more.
  • the amplifier 112 is electrically connected to the oscillator 111 and amplifies the power of the radio wave output from the oscillator 111.
  • the data of the observation target is observed by radiating a radio wave toward an external observation target and receiving the reflected wave reflected by the observation target. Therefore, very high transmission power is required.
  • the amplifier 112 amplifies the power so as to have a power of 500 W to 5,000 W, preferably 700 W to 2,500 W, and more preferably 1,000 W to 1,500 W.
  • the amplifier 112 can be configured by combining one or a plurality of amplifiers depending on the output thereof. The specific configuration of the amplifier 112 will be described later.
  • the output of the amplifier is just an example.
  • the upper limit and the lower limit of each range only define the power required at the present time, and the output exceeding the upper limit and the output below the lower limit naturally define the present embodiment.
  • a desired effect such as a heat dissipation effect.
  • the synthesizer 113 is electrically connected to the amplifier 112 and synthesizes radio waves output from each amplifier into one carrier wave.
  • the low-pass filter 114 is electrically connected to the synthesizer 113, and is used to extract only low-frequency components from the radio waves output from the synthesizer 113 and remove them. This is to remove radio waves in a frequency band whose use is restricted by, for example, the Radio Law.
  • the radio wave that has passed through the low-pass filter 114 is output to the radiator 120 shown in FIG. 2 and radiated to the outside via the radiator 120.
  • the amplifier 112 included in the transmitter 110 a high output power amplifier is used as described above. Therefore, the amplifier 112 dissipates heat by operating and adversely affects surrounding electronic devices. Further, when the temperature of the amplifier 112 becomes high, the risk of failure of the elements themselves constituting the amplifier 112 increases. Therefore, in the present embodiment, the amplifier 112 is arranged on the exterior portion of the main body 300 and exposed to outer space. By doing so, it is possible to isolate from other electronic devices accommodated in the accommodation space inside the main body 300 such as the processor 320, and it is possible to reduce the adverse effect on the other electronic devices. Further, when the space navigation body 1 is orbiting the satellite orbit, it is possible to efficiently cool the space by exposing the amplifier 112 to outer space.
  • FIG. 4 is a side view showing an outline of the configuration of the space navigation body 1 according to the first embodiment of the present disclosure. Specifically, FIG. 4 is a diagram in which a part of the configuration of the main reflector 132 is omitted in order to show the arrangement position of the amplifier 112. Further, FIG. 5 is a top view showing an outline of the configuration of the space navigation body 1 according to the first embodiment of the present disclosure. Specifically, FIG. 5 is a diagram in which a part of the configuration of the sub-reflector 131 is omitted in order to show the arrangement position of the amplifier 112.
  • ribs 136 formed in a substantially columnar shape on the upper surface of the main body 300 composed of octahedrons having hexagonal upper and lower surfaces and forming the main reflector 132 are radially spaced around the outer periphery thereof.
  • the hub 139 arranged in is arranged.
  • the hub 139 has a substantially circular cross section as an example when viewed from the direction along the central axis X.
  • the amplifier 112 is located at a substantially central position of the hub 139 formed in a circular shape, and is arranged on the same surface (that is, the upper surface) as the main body 300 in which the hub 139 is arranged. Therefore, the amplifier 112 is not accommodated in the accommodation space inside the main body 300, but is arranged on a surface exposed to outer space.
  • the radiator 120 is not limited to this embodiment, but is configured by a horn type radiator as an example.
  • the sub-reflector 131 is arranged at a predetermined distance from the horn-type radiator 120 by a support rod 135 composed of a first support rod 133, a second support rod 134, and a joint 138.
  • the amplifier 112 is arranged on the line connecting the radiator 120 and the sub-reflector 131 (that is, on the line of the central axis X) and at a position close to the radiator 120.
  • the positions of the amplifier 112 and the radiator 120 are merely examples, and may not be arranged on the line of the central axis X as a matter of course.
  • the radio waves amplified by the amplifier 112 are electrically transported via a coaxial cable and / or a waveguide or the like until they reach the radiator 120 via various electrically connected electronic components. Will be done. In this transfer process, electric power is lost when each electronic component is passed and the coaxial cable is passed, and the transmission efficiency thereof is lowered. Therefore, as in the present embodiment, by arranging the amplifier 112 on the line connecting the radiator 120 and the sub-reflector 131 (that is, on the line of the central axis X) and close to the radiator 120, the amplifier 112 is arranged. It is possible to minimize the wiring distance by the coaxial cable and / or the waveguide and reduce the power loss.
  • the hub 139 is formed in a substantially circular shape in a top view and is arranged on the upper surface of the main body 300 formed in a hexagonal shape. Further, the center of the hub 139 is arranged so as to pass through the central axis X. A plurality of ribs 136 constituting the main reflector 132 are arranged at equal intervals on the outer peripheral surface of the hub 139.
  • the sub-reflector 131 is arranged so that the center of the sub-reflector 131 is located on the central axis X of the hub 139. Therefore, the radiator 120 that radiates radio waves to the sub-reflector 131 is also arranged on the central axis of the hub 139.
  • the amplifier 112 is the upper surface of the main body 300 formed in a hexagon, and is arranged directly below the radiator 120 for the purpose of shortening the wiring distance with the radiator 120. Therefore, the amplifier 112 is arranged so as to be located substantially in the center of the hub 139.
  • the configuration diagram 5 of the amplifier is a top view showing an outline of the configuration of the space navigation body 1 according to the first embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 6 is a side view showing an outline of the configuration of the amplifier 112 according to the first embodiment of the present disclosure.
  • the amplifier 112 is composed of four amplifiers 112-1a to 112-1d.
  • the four amplifiers 112-1a to 112-1d are arranged so as to form side surfaces of a rectangular parallelepiped with each other.
  • the amplifiers 112-1a to 112-1d are then supported by a frame 112-2 arranged to connect them. That is, although not shown in FIGS.
  • the amplifiers 112-1a to 112-1d are fixed to the upper surface of the main body 300 via the frame 112-2.
  • four amplifiers are arranged so as to form a side surface of a rectangular parallelepiped, but the number of amplifiers used may be one or a plurality of amplifiers other than four. You may. It can be appropriately adjusted according to the desired power.
  • the outer surfaces 112-3a to 112-3d on the side exposed to the space are silver-filmed Teflon, in order to further enhance the heat dissipation effect. It is coated with aluminum-deposited Teflon, indium oxide, indium bell oxide, white paint, black paint or a combination thereof, preferably silver-deposited Teflon or aluminum-deposited Teflon.
  • the coating can be formed by sticking a coating material formed in a sheet shape, spraying a coating agent formed in a liquid form, or any method as desired. Further, in the examples of FIGS. 5 and 6, only the surface exposed to outer space is covered, but the present invention is not limited to this, and the upper surface and the inner surface may be covered.
  • the four amplifiers 112-1a to 112-1d have a coaxial cable and / or a waveguide (not shown) having one end connected to each of the amplifiers 112-1a to 112-1d and the other end connected to the synthesizer 113. Is connected to the synthesizer 113. Then, the radio waves whose power is amplified by the amplifiers 112-1a to 112-1d are combined by the synthesizer 113.
  • the horn type radiator 120 is arranged on the central axis X which is the center of each of the amplifiers 112-1a to 112-1d arranged so as to form the side surface of the rectangular parallelepiped. Will be done.
  • the synthesizer 113 and the radiator 120 are arranged on the upper surface side of the main body 300 by the frame 112-2 together with the amplifiers 112-1a to 112-1d.
  • another communication unit 180 is also fixed to the frame 112-2 adjacent to the radiator 120.
  • the communication unit 180 has a horn type radiator, and as an example, for example, a frequency band (so-called Ku band band) of 12 GHz to 18 GHz band (so-called Ku band band) used for transmitting data from the space navigation body 1 to a ground station. Bandwidth) is used for communication.
  • the communication unit 180 unlike the communication unit 100, which is used for observation and needs to receive the reflected wave from the observation target, the radio wave only needs to reach the ground station, so that an amplifier having a higher output than the communication unit 100 is not required. Therefore, the communication unit 180 includes, for example, only a low power amplifier.
  • the amplifier 112 is arranged on the surface of the main body 300 exposed to outer space.
  • the amplifier 112 which is a heat source, can be isolated from other electronic devices, so that its adverse effect can be reduced.
  • the heat dissipation effect from the amplifier 112 it is possible to reduce the risk of failure of the element itself constituting the amplifier 112. Further, especially in a small SAR satellite, it is possible to effectively utilize the limited accommodation space of the main body 300.
  • the amplifier 112 is arranged on the antenna arrangement surface side of the main body 300.
  • the present invention is not limited to this, and it is also possible to arrange it on another surface of the main body 300.
  • the lower surface of the main body 300 on a surface exposed to outer space, it is possible to enhance the heat dissipation effect of the amplifier 112 as in the first embodiment.
  • the communication unit 100 having a so-called Cassegrain type antenna having a sub-reflector 131 in addition to the main reflector 132 has been described.
  • the communication unit 100 is not limited to the communication unit 100, and may be a Gregorian type communication unit, a communication unit having a parabolic shape that radiates radio waves from the front surface of the reflector 121, or a communication unit having a flat antenna. It may be.
  • Space Navigation 100 Communication Unit 200 Power Supply Unit 300 Main Body

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Abstract

【課題】　より効果的な増幅器の配置をした宇宙航行体を提供する。 【解決手段】　内部に電子機器を収容するための収容空間を有する本体と、所定の周波数帯域の周波数を含む電波を出力するように構成された発振器と、宇宙空間に暴露されるように前記本体の外装に配置され、前記発振器によって出力された前記電波の電力を増幅するように構成された増幅器と、前記本体の外装に配置され、前記増幅器によって増幅された電力で前記電波を外部に放射するためのアンテナと、を含む宇宙航行体が提供される。

Description

宇宙航行体
　本開示は、所定の周波数帯域の周波数を含む電波を外部に放射することができる宇宙航行体に関する。
　従来より、人工衛星等の宇宙航行体において、電波が外部に放射され、地上局との通信やデータ観測の用途に用いられてきた。特許文献１は、生成されたマイクロ波信号が入力するアンテナホーンと、地上へ放射するアンテナとを備える衛星搭載用マイクロ波送信装置を含む衛星が記載されている。このような衛星においては、高出力電力を実現するために、アンテナホーンに入力する前に生成されたマイクロは信号を増幅するための高出力電力増幅器が用いられてきた。
特開２０１２－２０７９８１号公報
　そこで、上記のような技術を踏まえ、本開示では、様々な実施形態により、より効果的な増幅器の配置をした宇宙航行体を提供する。
　本開示の一態様によれば、「内部に電子機器を収容するための収容空間を有する本体と、所定の周波数帯域の周波数を含む電波を出力するように構成された発振器と、宇宙空間に暴露されるように前記本体の外装に配置され、前記発振器によって出力された前記電波の電力を増幅するように構成された増幅器と、前記本体の外装に配置され、前記増幅器によって増幅された電力で前記電波を外部に放射するためのアンテナと、を含む宇宙航行体。」が提供される。
　本開示の様々な実施形態によれば、より効果的な増幅器の配置をした宇宙航行体を提供することができる。
　なお、上記効果は説明の便宜のための例示的なものであるにすぎず、限定的なものではない。上記効果に加えて、または上記効果に代えて、本開示中に記載されたいかなる効果や当業者であれば明らかな効果を奏することも可能である。
図１は、本開示の第１実施形態に係る宇宙航行体１の構成の概要を示す図である。 図２は、本開示の第１実施形態に係る宇宙航行体１の構成を示すブロック図である。 図３は、本開示の第１実施形態に係る送信器１１０の構成を示すブロック図である。 図４は、本開示の第１実施形態に係る宇宙航行体１の構成の概要を示す側面図である。 図５は、本開示の第１実施形態に係る宇宙航行体１の構成の概要を示す上面図である。 図６は、本開示の第１実施形態に係る増幅器１１２の構成の概要を示す側面図である。 図７は、本開示の第１実施形態に係る増幅器１１２の構成の概要を示す上面図である。
　添付図面を参照して本開示の様々な実施形態を説明する。なお、図面における共通する構成要素には同一の参照符号が付されている。
＜第１実施形態＞
１．宇宙航行体１の構成
　図１は、本開示の第１実施形態に係る宇宙航行体１の構成の概要を示す図である。図１によると、宇宙航行体１は、宇宙空間において宇宙航行体１そのものの航行の制御や宇宙航行体１の動作や姿勢の制御を行う制御ユニットなどの機器が搭載された本体３００と、宇宙空間において制御ユニットや通信ユニット１００を含む様々な構成要素を駆動するための電力を供給する電源ユニット２００と、宇宙航行体１と地上や他の宇宙航行体などが存在する外部の宇宙空間に向けて電波を放射するとともに、宇宙空間から電波を受信するための通信ユニット１００とを含む。
　本実施形態においては、宇宙航行体１は、一例としてはＳＡＲ（合成開口レーダー）を搭載するための小型ＳＡＲ衛星として利用することができる。このような小型ＳＡＲ衛星は、マイクロ波、ミリ波、又はサブミリ波帯域の電波を観測対象物に放射し、その観測対象物からの反射波を受信することで、観測対象物の観測・分析等を行うために用いることが可能である。ここで、観測対象物からの反射波を受信するＳＡＲレーダーでは、高出力の電力が要求されるため電力の増幅器を搭載する必要がある。この増幅器は、高出力の電力を生成するがために非常に重大な熱源となりうる。したがって、特に、小型ＳＡＲ衛星として宇宙航行体１を利用する場合には、増幅器からの熱をいかに効率よく放熱するかが非常に重要である。他方、小型ＳＡＲ衛星においては、増幅器を含む電子部品を限られた収納スペースに配置する必要があるため、放熱効果を考慮したうえで効率よく電子部品を配置することがさらに重要である。
　なお、以下においては、図１に示す宇宙航行体１を小型ＳＡＲ衛星として利用する場合について説明する。しかし、本実施形態は、小型ＳＡＲ衛星として利用する場合に限らず、他の用途、他の形態（大型衛星）などにも適用可能である。
　本体３００は、内部に様々な電子機器や機構部品を収納するための収容空間（図示しない）を備える。本体３００は、一例としては、上面視で六角形形状を有する八面体によって形成され、収容空間をその内部に構成するために、中空状に形成される。ただし、その形状は、その内部に収容空間を形成可能でさえあればよく、他の多面体及び球体などのいずれの形状であってもよい。なお、以下においては、上面視で六角形形状を有する八面体状に本体３００が形成される場合について説明する。
　本体３００の内部に形成された収容空間には、コンピュータ３０１、センサ３３０、アクチュエータ３４０、電源制御回路２０１、バッテリ２２０、通信制御回路１７０等の様々な電子部品やそれらを電気的に連結するための配線類が収容される。
　電源ユニット２００としては、本実施形態においては、ソーラーパネル２３０を含む。当該ソーラーパネル２３０は、一例としては本体３００の外面を被覆するように、本体３００の壁面に配置される。このように配置することで、本体３００の壁面を有効活用することが可能となる。
　通信ユニット１００は、送信器１１０に加えて、輻射器１２０と、輻射器１２０に対して所定の角度をもって対向するように配置され、輻射器１２０から放射される電波を主リフレクタ１３２に反射するための副リフレクタ（副反射鏡）１３１と、副リフレクタ１３１の鏡面に対向するように配置され、副リフレクタ１３１により反射された電波をさらに反射して外部へ電波を放射する主反射鏡である主リフレクタ１３２と、副リフレクタ１３１を支持するための支持ロッド１３５と、を含む。
　主リフレクタ１３２は、ハブ１３９、複数のリブ１３６、面状体１３７等を含む。主リフレクタ１３２は、上記のとおり主反射鏡として機能するために、その反射面がパラボラ（放物）形状に形成されている。
　ハブ１３９は、主リフレクタ１３２の中心部のアンテナ軸Ｘ（ハブ１３９の中心軸Ｘともいう）上であって、本体３００の副リフレクタ１３１が配置される側に設けられる。ハブ１３９は、一例としては、プラスチック等の誘電体や、チタン、ステンレス等の金属により略円柱状に形成される。ハブ１３９は、中心軸Ｘを中心とし、その外周面上に、複数のリブ１３６が所定の間隔で放射状に配設される。すなわち、ハブ１３９の断面形状（上記中心軸Ｘに沿う方向から見た場合の断面形状）は円形状をしているが、当該形状は楕円形状または多角形状のいずれに形成されてもよい。
　リブ１３６は、複数のリブを含む。各リブ１３６は、ハブ１３９を中心として所定の間隔で、ハブ１３９の外周に放射状に配設される。各リブ１３６の反射鏡面となる側の上面はパラボラ形状に形成される。そして、パラボラ形状に形成された上面上に面状体１３７が架設される。リブ１３６は、一例としては、ステンレスバネ鋼や、ＧＦＲＰ（Ｇｌａｓｓ　Ｆｉｂｅｒ　Ｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄ　Ｐｌａｓｔｉｃｓ）、ＣＦＲＰ（Ｃａｒｂｏｎ　Ｆｉｂｅｒ　Ｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄ　Ｐｌａｓｔｉｃｓ）等の複合材料により形成されるバネ材であり、弾性を有する。
　なお、リブ１３６は、本実施形態においては、全部で２４本のリブにより構成されている。しかし、リブ１３６は、展開アンテナの展開時の面積、用いるリブの材質・強度等に応じて、偶数や奇数に関係なくその本数を変更することが可能である。また、本実施形態においては、リブ１３６は所定の間隔で配設したが、当該間隔は、すべてのリブ１３６において一定の間隔としてもよいし、一部のみ間隔を密にしてもよいし、非規則的であってもよい。
　リブ１３６とともに主リフレクタ１３２を構成する面状体１３７は、互いに隣接する一対のリブ１３６間に架設される。面状体１３７は、電波を反射可能な材料により、全体としてパラボラ形状になるように形成される。面状体１３７は、一例としては、モリブデン、金、又はそれらの組み合わせにより形成される金属の網状体（金属メッシュ）により形成される。本実施形態においては、面状体１３７は略三角形状の金属メッシュをリブ１３６の数に応じて用意し、各金属メッシュを縫合し、リブ１３６のパラボラ形状に形成された上面に架設される。
　副リフレクタ１３１は、主リフレクタ１３２に対向して配置され、その下面側（主リフレクタ１３２に対応する側）が、支持ロッド１３５によって支持される。副リフレクタ１３１は、支持ロッド１３５によって、その中心軸Ｘの線上に配置される輻射器１２０から所定距離だけ離隔して配置される。副リフレクタ１３１は、主リフレクタ１３２の面状体１３７と同様に、電波を反射可能な材料により、全体として主リフレクタ１３２の面に向かって二次曲面形状を有する。そして、副リフレクタ１３１は、輻射器１２０から輻射された電波を主リフレクタ１３２に向けて反射する。したがって、副リフレクタ１３１は、輻射器１２０及び主リフレクタ１３２から、所定の距離だけ離隔して配置される。
　支持ロッド１３５は、輻射器１２０及び主リフレクタ１３２から副リフレクタ１３１を所定距離だけ離して配置するために配置される。支持ロッド１３５は、一端が副リフレクタ１３１に他端がジョイント１３８に接続された第１支持ロッド１３３と、一端がジョイント１３８に接続され他端が本体に接続された第２支持ロッド１３４とを含む。第１支持ロッド１３３及び第２支持ロッド１３４によって、第１支持ロッド１３３の一端に接続された副リフレクタ１３１を支持する。支持ロッド１３５は、副リフレクタ１３１を支持するために、１又は複数のロッドから構成される。図１の例においては、３対の支持ロッド１３５（１個は背面に被覆されており図示していない）が等間隔に配置されている。なお、図１の例では、第１支持ロッド１３３及び第２支持ロッド１３４が一対のペアとなるように説明した。しかし、これに限らず、第１支持ロッド１３３に対して第２支持ロッド１３４の本数を少なくしてもよいし、多くしてもよい。
　なお、本実施形態においては、宇宙航行体１として、主リフレクタ１３２がパラボラ形状に形成されたカセグレンアンテナを有する小型ＳＡＲ衛星の場合について説明する。しかし、これに限らず、グレゴリアンアンテナなどの他のパラボラアンテナや、平面アンテナを有するものであってもよい。
　図２は、本開示の第１実施形態に係る宇宙航行体１の構成を示すブロック図である。宇宙航行体１は、図２に示す構成要素の全てを備える必要はなく、一部を省略した構成をとることも可能であるし、他の構成要素を加えることも可能である。例えば、宇宙航行体１は、複数の電源ユニット２００及び／又は複数の通信ユニット１００を搭載することも可能である。
　図２によると、宇宙航行体１は、メモリ３１０、プロセッサ３２０及びセンサ３３０を含む制御ユニットと、電源制御回路２１０、バッテリ２２０及びソーラーパネル２３０を含む電源ユニット２００と、通信制御回路１７０、送信器１１０、受信器１４０、輻射器１２０、反射器１３０を含む通信ユニット１００とを含む。これらの各構成要素は、制御ライン及びデータラインを介して互いに電気的に接続される。
　メモリ３１０は、ＲＡＭ、ＲＯＭ、不揮発性メモリ、ＨＤＤ等から構成され、記憶部として機能する。メモリ３１０は、本実施形態に係る宇宙航行体１の様々な制御のための指示命令をプログラムとして記憶する。メモリ３１０は、一例として、カメラ（図示しない）で撮像された宇宙航行体１の外部の画像、通信ユニット１００をレーダーとして用いて得られた観測値、地上局から通信ユニット１００を介して受信した情報又は地上局へ通信ユニット１００を介して送信する情報、宇宙航行体１の姿勢・進行制御のために必要なセンサ３３０等の検出情報などが適宜記憶される。
　プロセッサ３２０は、メモリ３１０に記憶されたプログラムに基づいて宇宙航行体１の制御を行う制御部として機能する。具体的には、メモリ３１０に記憶されたプログラムに基づいて、電源ユニット２００、通信ユニット１００、センサ３３０等の制御を行う。一例としては、通信ユニット１００を介して地上局や他の宇宙航行体に送信するための情報の生成、通信ユニット１００をレーダーとして用いて観測対象に電波を放射しその反射波を受信することによって行う観測に係る制御などを行う。
　センサ３３０は、一例として、宇宙航行体１の進行や姿勢の制御に必要なジャイロセンサ、加速度センサ、位置センサ、速度センサ、恒星センサ等、宇宙航行体１の外部環境を観測するための温度センサ、照度センサ、赤外線センサ等、宇宙航行体１の内部環境を計測するための温度センサ、照度センサ等を含みうる。検出された情報・データは適宜メモリ３１０に記憶され、プロセッサ３２０による制御に用いられたり、通信ユニット１００を介して地上の基地に送信される。
　アクチュエータ３４０は、一例として、磁気トルカ、リアクションホイール、ＣＭＧ（コントロール・モーメント・ジャイロ）等を含みうる。アクチュエータ３４０は、プロセッサ３２０からの指示命令を受けて、宇宙航行体１の姿勢制御するためのトルクや推力を得るために利用され、推進部として機能する。
　電源ユニット２００は、電源制御回路２１０、バッテリ２２０、及びソーラーパネル２３０を含み、電源部として機能する。電源制御回路２１０は、バッテリ２２０に接続されバッテリ２２０からの電力の充放電を制御する。バッテリ２２０は、電源制御回路２１０からの制御を受けて、ソーラーパネル２３０で生成された電力を充電するとともに、本体３００内のコンピュータ３０１、通信ユニット１００等の各駆動系に対して供給する電力を蓄積する。
　通信ユニット１００は、通信制御回路１７０、送信器１１０、受信器１４０、輻射器１２０及び反射器１３０を含み、通信部として機能する。通信制御回路１７０は、接続された輻射器１２０を介して、地上局や他の宇宙航行体に対して情報を送受信するために、情報・信号の符号化・復号化などの処理を行う。送信器１１０は、発振器や増幅器等を含み、発振器で生成された所定の周波数帯域の周波数を有する電波を増幅器で増幅する。増幅された電波は、輻射器１２０を介して反射器１３０の反射面に放射される。本実施形態においては、観測対象に電波を放射してその反射波を用いて観測するために通信ユニット１００は用いられる。したがって、輻射器１２０から放射された電波は反射器１３０を構成する副リフレクタ１３１で一旦反射され、主リフレクタ１３２によって外部へ放射される。一方、外部から受信した反射波は、逆の経路を通じて受信器１４０で受信される。
　本実施形態においては、通信ユニット１００として、一対の副リフレクタ１３１及び主リフレクタ１３２を有するもののみを記載する。当該通信ユニット１００は、８ＧＨｚ以下の周波数帯域、８ＧＨｚ～１２ＧＨｚ帯域（いわゆるＸバンド帯域）、１２ＧＨｚ～１８ＧＨｚ帯域（いわゆるＫｕバンド帯域）などのマイクロ波帯域、３０ＧＨｚ以上のミリ波帯域、３００ＧＨｚ以上のサブミリ波帯域など周波数を含むように、所望に応じて調整することが可能である。
　図３は、本開示の第１実施形態に係る送信器１１０の構成を示すブロック図である。具体的には、図３は、図２で示された送信器１１０の内部の構成を機能的に示す図である。図３によると、送信器１１０は、発振器１１１と、増幅器１１２と、合成器１１３と、ローパスフィルタ１１４とを含む。
　発振器１１１は、一例としては、図１において本体３００の内部に配置される。発振器１１１は、信号等を搬送するための電波となる高周波信号を出力する。本実施形態においては、発振器１１１は、８ＧＨｚ以下の周波数帯域、８ＧＨｚ～１２ＧＨｚ帯域（いわゆるＸバンド帯域）、１２ＧＨｚ～１８ＧＨｚ帯域（いわゆるＫｕバンド帯域）などのマイクロ波帯域、３０ＧＨｚ以上のミリ波帯域、３００ＧＨｚ以上のサブミリ波帯域の周波数の少なくともいずれか、好ましくは８ＧＨｚ以下の周波数帯域、８ＧＨｚ～１２ＧＨｚ帯域（いわゆるＸバンド帯域）、１２ＧＨｚ～１８ＧＨｚ帯域（いわゆるＫｕバンド帯域）などのマイクロ波帯域の周波数の少なくともいずれか、より好ましくは８ＧＨｚ～１２ＧＨｚ帯域（いわゆるＸバンド帯域）の周波数の少なくともいずれかを含む電波を出力する。
　増幅器１１２は、発振器１１１と電気的に接続され、発振器１１１から出力された電波の電力を増幅する。本実施形態においては、一例として、外部の観測対象に向けて電波を放射し、その観測対象に反射した反射波を受信することによって、観測対象のデータの観測を行う。したがって、非常に高い送信電力が必要とされる。本実施形態においては、増幅器１１２は、５００Ｗ～５，０００Ｗの電力、好ましくは７００Ｗ～２，５００Ｗ、さらに好ましくは１，０００Ｗ～１，５００Ｗの送信電力になるように増幅する。増幅器１１２は、その出力に応じて１又は複数の増幅器を組み合わせて構成することができる。その増幅器１１２の具体的な構成については後述する。なお、増幅器の出力はあくまで一例である。例えば、各範囲の上限及び下限は、現時点で必要とされる電力を規定しているにすぎず、その上限を超える出力であっても、下限を下回る出力であっても、当然に本実施形態に係る構成を適用することで、放熱効果等の所望の効果を得ることが可能である。
　合成器１１３は、複数の増幅器を組み合わせて増幅器１１２を構成した場合に、増幅器１１２に電気的に接続され、各増幅器から出力される電波を一つの搬送波に合成する。ローパスフィルタ１１４は、合成器１１３に電気的に接続され、合成器１１３から出力される電波から低周波成分のみを取り出して、これを除去するために用いられる。これは、例えば電波法などによってその使用が制限される周波数帯域の電波を除去するためである。ローパスフィルタ１１４を通過した電波は、図２に示す輻射器１２０に出力され、輻射器１２０を介して外部へ放射される。
　ここで、送信器１１０に含まれる増幅器１１２は、上記のとおり、高出力電力増幅器が用いられる。したがって、増幅器１１２は、動作することによって放熱し、周囲の電子機器に対して悪影響を及ぼす。さらに、増幅器１１２が高温になると、増幅器１１２を構成する素子そのものも故障等のリスクが高まる。そこで、本実施形態においては、増幅器１１２は、本体３００の外装部分に配置して、宇宙空間に暴露させる。このようにすることで、プロセッサ３２０等の本体３００の内部の収容空間に収容される他の電子機器から隔離でき、他の電子機器に対する悪影響を軽減することが可能となる。また、宇宙航行体１が衛星軌道上を周回しているような場合、宇宙空間に増幅器１１２を暴露することによって効率的に冷却することも可能となる。
　図４は、本開示の第１実施形態に係る宇宙航行体１の構成の概要を示す側面図である。具体的には、図４は、増幅器１１２の配置位置を示すために、主リフレクタ１３２の一部の構成を省略した図である。また、図５は、本開示の第１実施形態に係る宇宙航行体１の構成の概要を示す上面図である。具体的には、図５は、増幅器１１２の配置位置を示すために、副リフレクタ１３１の一部の構成を省略した図である。
　まず、図４によると、上面及び底面が六角形を有する八面体で構成された本体３００の上面に、略円柱状に形成され、主リフレクタ１３２を構成するリブ１３６がその外周に等間隔で放射状に配置されたハブ１３９が配置される。ハブ１３９は、中心軸Ｘに沿う方向から見た断面は、一例としては略円形状になっている。増幅器１１２は、円形状に形成されたハブ１３９の略中心位置であって、ハブ１３９が配置された本体３００と同じ面（つまり、上面）に配置される。したがって、増幅器１１２は、本体３００の内部の収容空間に収容されるのではなく、宇宙空間に暴露される面上に配置されることとなる。
　また、本実施形態においては、輻射器１２０は、当然この形態に限定するものではないが、一例としてホーン型輻射器によって構成されている。また、副リフレクタ１３１は、第１支持ロッド１３３、第２支持ロッド１３４及びジョイント１３８から構成される支持ロッド１３５によって、当該ホーン型の輻射器１２０から所定の間隔、離隔して配置されている。本実施形態では、輻射器１２０と副リフレクタ１３１とを結ぶ線上（すなわち、中心軸Ｘの線上）であって、輻射器１２０に近接する位置に、増幅器１１２を配置する。なお、増幅器１１２及び輻射器１２０の配置位置はあくまで一例であって、当然に中心軸Ｘの線上に配置されていなくてもよい。
　一般に、増幅器１１２で増幅された電波は、電気的に接続された様々な電子部品を介して、輻射器１２０に到達されるまで、同軸ケーブル及び／又は導波管等を介して電気的に搬送される。この搬送過程において、各電子部品の通過、及び同軸ケーブルの通過の際に電力の損失を受け、その送信効率が低下する。したがって、本実施形態のように、輻射器１２０と副リフレクタ１３１とを結ぶ線上（すなわち、中心軸Ｘの線上）であって、輻射器１２０に近接する位置に、増幅器１１２を配置することによって、同軸ケーブル及び／又は導波管等による配線距離を最小にし、その電力損失を軽減することが可能となる。
　次に、図５によると、ハブ１３９は、上面視で略円形状に形成され、六角形に形成された本体３００の上面に配置される。また、そのハブ１３９の中心は、中心軸Ｘを通るように配置される。ハブ１３９の外周面上には、主リフレクタ１３２を構成する複数のリブ１３６が等間隔に配置される。本実施形態においては、図５において図示していないものの、当該ハブ１３９の中心軸Ｘ上に副リフレクタ１３１の中心が位置するように、副リフレクタ１３１が配置される。したがって、副リフレクタ１３１に電波を放射する輻射器１２０も、ハブ１３９の中心軸上に配置される。
　また、本実施形態においては、増幅器１１２は、六角形に形成された本体３００の上面であって、輻射器１２０との配線距離を短くする目的で、輻射器１２０の直下に配置される。したがって、増幅器１１２は、ハブ１３９の略中心に位置するように配置される。
２．増幅器の構成
　図５は、本開示の第１実施形態に係る宇宙航行体１の構成の概要を示す上面図である。また、図６は、本開示の第１実施形態に係る増幅器１１２の構成の概要を示す側面図である。図５及び図６によると、増幅器１１２は、４個の増幅器１１２－１ａ～１１２－１ｄによって構成されている。図５及び図６の例においては、４個の増幅器１１２－１ａ～１１２－１ｄは、互いに直方体の側面を形成するように配置されている。そして、これら増幅器１１２－１ａ～１１２－１ｄは、それらを連結するように配置されるフレーム１１２－２によって支持される。すなわち、図５及び図６において図示しないが、増幅器１１２－１ａ～１１２－１ｄは、本体３００の上面に当該フレーム１１２－２を介して固定される。なお、図５及び図６の例では、４個の増幅器を直方体の側面を形成するように配置したが、使用する増幅器の数は１個であってもよいし、４個以外の複数であってもよい。所望の電力に応じて適宜調整することが可能である。
　図５及び図６の例において、増幅器１１２の少なくとも一部、具体的には宇宙空間に暴露される側の外面１１２－３ａ～１１２－３ｄは、より放熱効果を高めるために、銀蒸着テフロン、アルミ蒸着テフロン、インジウム酸化物、インジウム鈴酸化物、白色塗料、黒色塗料又はそれらの組み合わせ、好ましくは銀蒸着テフロン又はアルミ蒸着テフロンによって被覆される。なお、この被覆は、シート状に形成したコート材を張り付けたり、液状に形成されたコート剤を吹き付けたり、所望に応じていずれの方法で形成することができる。また、図５及び図６の例では宇宙空間に暴露される側の面のみ被覆したが、これに限らず、上面や内面を被覆するようにしてもよい。
　４個の増幅器１１２－１ａ～１１２－１ｄは、一端が各増幅器１１２－１ａ～１１２－１ｄに接続され、他端が合成器１１３に接続された同軸ケーブル及び／又は導波管（図示しない）によって、合成器１１３に接続される。そして、各増幅器１１２－１ａ～１１２－１ｄで電力増幅された電波は、合成器１１３によって合成される。ここで、図５及び図６の例では、直方体の側面を形成するように配置される各増幅器１１２－１ａ～１１２－１ｄの中心となる中心軸Ｘ上に、ホーン型の輻射器１２０が配置される。合成器１１３及び輻射器１２０は、各増幅器１１２－１ａ～１１２－１ｄとともに、フレーム１１２－２によって本体３００の上面側に配置される。
　また、本実施形態においては、輻射器１２０に隣接して、他の通信ユニット１８０もフレーム１１２－２に固定される。当該通信ユニット１８０は、ホーン型の輻射器を有し、一例としては、例えば宇宙航行体１から地上局へデータの送信に用いられる１２ＧＨｚ～１８ＧＨｚ帯域（いわゆるＫｕバンド帯域）の周波数帯域（いわゆるＫｕバンド帯域）の通信に利用される。この場合、観測用で観測対象からの反射波を受信する必要がある通信ユニット１００とは異なり、地上局にまで電波が届けばよいため、通信ユニット１００ほど高出力の増幅器は必要とされない。したがって、通信ユニット１８０は、例えば低出力の増幅器のみを含む。
　以上、本実施形態においては、増幅器１１２を本体３００の宇宙空間に暴露される面に配置した。これによって、増幅器１１２によって発生する熱の放熱効果を高めるだけでなく、熱源となる増幅器１１２を他の電子機器から隔離することができるため、その悪影響を軽減することが可能となる。また、増幅器１１２からの放熱効果を高めることによって、増幅器１１２を構成する素子そのものも故障等のリスクも軽減することができる。さらに、特に小型ＳＡＲ衛星においては、本体３００の限られた収容空間を有効活用することが可能となる。
＜他の実施形態＞
　第１実施形態では、増幅器１１２を本体３００のアンテナ配置面側に配置するようにした。しかし、これに限らず、本体３００の他の面に配置することも可能である。例えば、本体３００の下面であって、宇宙空間に暴露される面上に配置することによって、第１実施形態と同様に増幅器１１２の放熱効果を高めることが可能となる。
　第１実施形態においては、主リフレクタ１３２に加えて副リフレクタ１３１を有するいわゆるカセグレン形式のアンテナを有する通信ユニット１００について説明した。しかし、当該通信ユニット１００に限らず、グレゴリアン形式の通信ユニットであってもよいし、リフレクタ１２１の前面から電波を放射するパラボラ形状を有する通信ユニットであってもよいし、平面アンテナを有する通信ユニットであってもよい。
　各実施形態で説明した各要素を適宜組み合わせるか、それらを置き換えて構成することも可能である。
　１　宇宙航行体
　１００　通信ユニット
　２００　電源ユニット
　３００　本体

Claims (10)

  1. 　内部に電子機器を収容するための収容空間を有する本体と、
    　所定の周波数帯域の周波数を含む電波を出力するように構成された発振器と、
    　宇宙空間に暴露されるように前記本体の外装に配置され、前記発振器によって出力された前記電波の電力を増幅するように構成された増幅器と、
    　前記本体の外装に配置され、前記増幅器によって増幅された電力で前記電波を外部に放射するためのアンテナと、
    　を含む宇宙航行体。
  2. 　前記所定の周波数帯域はマイクロ波帯域である、請求項１に記載の宇宙航行体。
  3. 　前記所定の周波数帯域は８ＧＨｚ～１２ＧＨｚ帯域である、請求項１又は２に記載の宇宙航行体。
  4. 　前記増幅器は５００Ｗ～５，０００Ｗの電力になるように前記電波の電力を増幅する、請求項１～３のいずれか一項に記載の宇宙航行体。
  5. 　前記アンテナは、前記アンテナから放射され観測対象物に反射された電波を受信するように構成された、請求項１～４のいずれか一項に記載の宇宙航行体。
  6. 　前記増幅器は複数の増幅器を組み合わせて構成され、
    　前記宇宙航行体は、前記複数の増幅器から出力された電波を合成する合成器と、
    　をさらに含む請求項１～５のいずれか一項に記載の宇宙航行体。
  7. 　前記本体は多面体状に形成され、
    　前記アンテナは、前記本体を形成する少なくとも一面に配置され、
    　前記増幅器は、前記アンテナが配置される前記一面に配置される、
    　請求項１～６のいずれか一項に記載の宇宙航行体。
  8. 　前記アンテナは、前記増幅器によって増幅された電力で前記電波を放射するための輻射器と、前記外部に前記電波を放射する主リフレクタと、前記輻射器から放射された前記電波を前記主リフレクタに向けて反射させる副リフレクタと、を含み、
    　前記増幅器は、前記輻射器と前記副リフレクタとを結ぶ線上に配置される、
    　請求項１～７のいずれか一項に記載の宇宙航行体。
  9. 　前記本体において前記副リフレクタ側の面に配置され、断面が円形状、楕円形状又は多角形状に形成され、前記主リフレクタを構成するリブを接続するように構成されたハブと、を含み、
    　前記増幅器は、前記ハブの略中心に位置するように配置される、
    　請求項８に記載の宇宙航行体。
  10. 　前記増幅器は少なくとも一部が銀蒸着テフロン、アルミ蒸着テフロン、インジウム酸化物、インジウム鈴酸化物、白色塗料、黒色塗料コート又はそれらの組み合わせで被覆される、請求項１～９のいずれか一項に記載の宇宙航行体。
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