JP6422723B2 - 懸垂反射鏡を備える能動的宇宙望遠鏡 - Google Patents

Description

本発明の分野は、衛星搭載を意図する能動的宇宙望遠鏡の分野である。

当然のことながら宇宙望遠鏡は、反射鏡などの光学素子を含んでいる。コルシュ型宇宙望遠鏡の例を図１ａに示す。この図では、反射鏡間の距離も表示されている。ピアス放物面反射鏡Ｍ１は、無限遠からの光線を平面鏡Ｍ２に反射する。平面鏡Ｍ２は、その光線を反射鏡Ｍ１中に形成されている開口部を経由し、さらに反射鏡Ｍｒを経て別の放物面反射鏡Ｍ３上に反射する。この光線は、Ｍ３から焦点面ＰＦに集束する。これらの素子、Ｍ１、Ｍ２、Ｍ３およびＭｒが望遠鏡中に固定式により、すなわち飛行中サーボ位置調整機構なしに位置づけられる場合、この望遠鏡は、受動的望遠鏡と呼ばれる。少なくとも１つの光学素子が飛行中サーボ位置調整機構に関連付けられる場合、その望遠鏡は能動的望遠鏡と呼ばれる。以下、本出願においては、能動的望遠鏡とは、少なくとも１つの反射鏡、たとえば反射鏡Ｍ２がサーボ制御機構に結合されている望遠鏡とする。

この反射鏡のサーボ制御機構は、アクチュエータの手段により与えられる回転および／または平行移動におけるいくつかの自由度を有する。自由度５を有するサーボ制御機構２に脚１２により結合されている反射鏡Ｍ２（１１）を描いている図１ｂにおいて示されているように、反射鏡はサーボ制御機構に１本の脚により固定されている：平行移動における自由度３は、それぞれ、軸ｘ、ｙ、ｚについて、また、回転における自由度２は、軸ｙおよび軸ｘについて与えられている。サーボ制御機構２は、アクチュエータ２１を含んでいる。このアクチュエータは、一方でプレート２３経由で脚１２に結合され、他方でサーボ制御機構の支持枠２２に結合されており、支持枠２２はそれ自体、望遠鏡（図示せず）の支持構造体に固定されている。

各反射鏡、特に望遠鏡の最上部に設けられる反射鏡Ｍ２は、それを搭載している衛星が打ち上げられるときに相当な加速度を受ける。これは、サーボ制御機構が相当な加速度負荷、一般的に、アクチュエータ全体に分布される約１８００Ｎの負荷（３０ｇの加速度の下で反射鏡Ｍ２の重さ６ｋｇの場合、ｇは地球の重力）に耐え得ることを要求する。

１つの解決策は、強大な負荷に耐える線形アクチュエータを利用することにある。しかし、かかるアクチュエータは、現在市販されていない。かかるアクチュエータは相当な剛性を有する必要があり、それは機構の重量を増加させる。しかし、これは１つの欠点をもたらす。この過剰荷重が衛星の姿勢機敏性にとって有利でない衛星内領域に位置するためである。

その結果、現在、サーボ制御機構に結合された少なくとも１つの反射鏡を含み、かつ同時に、サーボ制御機構の重量および既存アクチュエータの使用に関して上述の要求のすべてを満たす能動的宇宙望遠鏡が必要である。

本発明は、反射鏡とそのサーボ制御機構間に置かれ、弾力的アバットメントにより補助される懸垂システムの設置に基づいている。

より具体的には、本発明の主題は、衛星搭載を意図する能動的宇宙望遠鏡である。この望遠鏡は、以下を含む：
− 少なくとも１つの反射鏡
− アクチュエータおよびそのアクチュエータに結合される支持枠を含み、少なくとも３つの自由度に従って反射鏡をサーボ制御する機構
− 反射鏡をサーボ制御機構に固定する接合部分

その主たる特徴は、接合部分が所定の剛性の懸垂システムであり、それによりサーボ制御機構システムに対する反射鏡の動的変位を可能にすること、さらに、この望遠鏡が、前記変位の道筋および向きに関係なく、これらの動的変位を制限する弾力的アバットメントの形態の手段およびこれらの弾力的アバットメントと協力する手段も含んでいることである。

第１の実施形態によると、弾力的アバットメントはサーボ制御機構の支持枠に固定され、また、反射鏡はこれらの弾力的アバットメントと協力する手段を含んでいる。

別の実施形態によると、弾力的アバットメントは反射鏡に固定され、また、サーボ制御機構の支持枠はこれらの弾力的アバットメントと協力する手段を含んでいる。

弾力的アバットメントに関連付けられるこの懸垂システムは、サーボ制御機構に加わる負荷を低減することを可能にすると同時に、反射鏡の領域の重量を低減し、これは望遠鏡の重量に直接の影響を与え、かつ、市場で入手できるアクチュエータを利用する。

本発明の１つの特徴、この懸垂システムが飛行中衛星姿勢制御制約の関数として決定される最低振動数を有することにより、剛性ｋは、この最低振動数の関数として決定される。

この懸垂システムは、たとえば、金属スプリングまたはエラストマー製の可撓性結合要素を有する。

アバットメントの弾力性および減衰は、一般的に、反射鏡に加わるであろう加速度の関数として決定される。

この望遠鏡は、たとえば、コルシュまたはカセグレンまたはＴＭＡ型である。

このサーボ制御機構は、とりわけ地上で望遠鏡を試験するために懸垂システムを固定する手段を有利に含む。

本発明のその他の特徴および長所は、非制限的な例示として添付図面を参照して記述される以下の詳細説明の読了により明らかとなるであろう。図面の内容は以下のとおりである。

図１ａは、すでに説明したように、先行技術による能動的宇宙望遠鏡の光学的構成を図式的に示している。 図１ｂは、反射鏡、この場合は反射鏡Ｍ２のサーボ制御機構をより詳しく図式的に示している。 図２は、本発明による能動的宇宙望遠鏡の反射鏡、この場合は反射鏡Ｍ２のサーボ制御機構の例を図式的に示している。

１つの図から他の図へ、同じ要素は同じ参照番号により識別されている。

能動的宇宙望遠鏡の反射鏡のサーボ制御機構の例を図２に関連して説明する。反射鏡１１は、所定の剛性の懸垂システムを含む接合部分によりサーボ制御機構２に固定されている。この懸垂システムは、サーボ制御機構２に対する反射鏡１１の動的変位を可能にする。この懸垂システムは、たとえば、金属スプリング２４またはエラストマー製の可撓性結合要素を含む。

この望遠鏡は、さらにこれらの動的変位を制限する弾力的アバットメントの形態の手段およびこれらの弾力的アバットメントと協力する手段を含んでいる。

図２に示した第１の実施形態によると、これらの弾力的アバットメント２５は、サーボ制御機構の支持枠２２に固定されており、また、反射鏡１１は、これらのアバットメント２５と協力する手段、すなわち、これらのアバットメント２５により画定される空間に適合する脱着可能な金属ドッグポイント１３またはショルダーピンなどを含む。これらの手段は、反射鏡１１と支持枠２２間の相対的変位の道筋および向きに関係なく、すなわち動的変位の道筋と向きに関係なくアバットメントと接触することを可能にする。

別の実施形態によると、これらの弾力的アバットメントは反射鏡に固定され、また、この機構の支持枠はこれらのアバットメントと協力する手段を含む。言うまでもなく、これも、反射鏡１１と支持枠２２間の相対的変位の道筋および向きに関係なく、すなわち動的変位の道筋と向きに関係なくアバットメントと接触することを可能にする。

接続部分は、金属ドッグポイント１３がアバットメント２５と接触することなく、それ自体の重量によりプレート２３と接触するための装置を有する剛体製脚１２などの固定装置を有利に備えている。それにより、地上においてこの望遠鏡の光学素子の光学測定中、この懸垂システムは固定される。反射鏡の飛行中の位置は、サーボ制御機構により決定される。

この懸垂システムの剛性は、一般的に、懸垂されるアセンブリ（反射鏡＋スプリング）の重量Ｍおよび振動数ｆの関数としてあらかじめ決定される。この振動数ｆは、姿勢軌道制御システム（ＡＯＣＳ）に関する最低振動数、すなわち約１０Ｈｚに調整される。ここで、懸垂されるアセンブリの重量がＭであるとき、当然のことながら、振動数ｆは、次の公式により剛性ｋにリンクされる。
ｆ ＝ （１／２π）．（ｋ／Ｍ）^１／２

したがって、１０Ｈｚの最低振動数は、６ｋｇの重量Ｍに対応する最低懸垂剛性としておよそ２４，０００Ｎ／ｍの剛性を有する。この剛性は、試行錯誤により決定することもできる。

弾力的アバットメント２５は、動的変位を一般的にｚ軸上の±２．５ｍｍに制限することを可能とし、これが０．５〜１ｍｍの間のアバットメントの機能的遊びと１．５〜２ｍｍの間のアバットメントの弾力的変形に振り分けられる。この変位のとき、スプリング２４は、アクチュエータ２１に次の負荷を与える：
Ｆ ＝ ｋ．ｘ
ここでｋは懸垂スプリングの剛性であり、また、ｘは変位である。すなわち、アクチュエータの負荷は、懸垂システムなしの場合の１８００Ｎに対比し、６０Ｎである。懸垂の弾力性は、反射鏡がその実用宇宙飛行中に受けるであろう加速度の関数として決定される。飛行中、姿勢機敏性に関連する最大加速度は、約２°／ｓ^２、すなわち、通常の安定性のおおよその大きさ以内である１．７μｍの変位に対応する重心から２ｍの点において約０．００７ｍ／ｓ^２である。振動数は、必要に応じて増やすことができる：たとえば、１５Ｈｚは、０．８μｍの変位に変更することを可能にする。

アバットメントの弾力性および減衰は、反射鏡１１が地上における認定試験中および当該能動的望遠鏡が搭載される衛星の打ち上げ中に受けるであろう加速度の関数として決定される。アバットメントの剛性は、当該能動的望遠鏡およびそれが搭載される衛星の動的特性に関して、動的結合を回避し、かつ、反射鏡１１の受ける加速度および反射鏡１１と支持枠２２間の動的変位を低減するように決定される。

弾力的アバットメントに関連付けられるこの懸垂システムは、サーボ制御機構に加わる負荷を１／３０に低減することを可能にすると同時に、反射鏡Ｍ２の領域の重量を低減し、これは望遠鏡の重量に直接の影響を与え、かつ、市場で入手可能なアクチュエータを利用する。

前文で述べたコルシュ型望遠鏡の反射鏡Ｍ２が例として取り上げられているが、もちろん本発明は、反射鏡Ｍ１またはＭ３またはＭｒ、または複数の反射鏡であれ、どのような他のサーボ制御機構反射鏡にも適用される。より一般的には、それは、カセグレンまたはＴＭＡ（“Ｔｈｒｅｅ−Ｍｉｒｒｏｒ Ａｎａｓｔｉｇｍａｔ（３枚非球面）”の略語）型等の能動的宇宙望遠鏡の任意の反射鏡に適用される。

このように本サーボ制御機構を備えた望遠鏡は、衛星に水平または垂直に搭載することができる。

２ サーボ制御機構
１１ 反射鏡
１２ 脚
１３ 金属ドッグポイント
２１ アクチュエータ
２２ 支持枠
２３ プレート
２４ スプリング
２５ アバットメント
Ｍ１ 反射鏡
Ｍ２ 反射鏡
ｆ 振動数
ｋ 剛性

Claims (8)

1. 衛星搭載を意図する能動的宇宙望遠鏡であって、
   少なくとも１つの反射鏡（１１）と、
   アクチュエータ（２１）および前記アクチュエータに固定される支持枠（２２）を備え、前記反射鏡を少なくとも３つの自由度に従ってサーボ制御する機構（２）と、
   前記反射鏡（１１）を前記サーボ制御機構（２）に固定する接合部分と
   を含み、前記接合部分が、前記サーボ制御機構（２）に対する前記反射鏡（１１）の動的変位を可能にする所定の剛性の懸垂システムであること、および前記望遠鏡が前記動的変位の道筋および向きに関係なくこれらの動的変位を限定する弾力的アバットメント（２５）の形態の手段およびこれらの弾力的アバットメントと協力する手段（１３）も含むことを特徴とする、能動的宇宙望遠鏡。
2. 前記弾力的アバットメント（２５）が前記サーボ制御機構の前記支持枠（２２）に固定され、また、前記反射鏡（１１）がこれらの弾力的アバットメント（２５）と協力する手段（１３）を含むことを特徴とする、請求項１に記載の能動的宇宙望遠鏡。
3. 前記弾力的アバットメント（２５）が前記反射鏡（１１）に固定されること、および前記サーボ制御機構の前記支持枠（２２）がこれらの弾力的アバットメント（２５）と協力する手段（１３）を含むことを特徴とする、請求項１に記載の能動的宇宙望遠鏡。
4. 前記懸垂システムが飛行中衛星姿勢制御制約の関数として決定される最低振動数を有し、前記剛性ｋがこの最低振動数の関数として決定されることを特徴とする、請求項１〜３のいずれか一項に記載の能動的宇宙望遠鏡。
5. 前記懸垂システムが金属スプリング（２４）またはエラストマー製の可撓性結合要素を有することを特徴とする、請求項１〜４のいずれか一項に記載の能動的宇宙望遠鏡。
6. 前記アバットメントが、前記反射鏡が受けるであろう加速度の関数として決定される弾力性および減衰を示すことを特徴とする、請求項１〜５のいずれか一項に記載の能動的宇宙望遠鏡。
7. 前記望遠鏡がコルシュまたはカセグレンまたはＴＭＡ型であることを特徴とする、請求項１〜６のいずれか一項に記載の能動的宇宙望遠鏡。
8. 前記サーボ制御機構が前記懸垂システムを固定する手段（１２）を有することを特徴とする、請求項１〜７のいずれか一項に記載の能動的宇宙望遠鏡。

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