JPH10203500A - 機能的に独立した宇宙船モジュール - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 ほとんどの部分が宇宙船のコア構造体と機能
的に独立し、そしてそれ自身の構造完全性、熱管理及び
あるレベルの電力管理を与える宇宙船航空電子モジュー
ルを提供する。 【解決手段】 宇宙船航空電子モジュールは、放熱器と
しても働く平らなパネルとして形成される。電子部品
は、パネルに直接取り付けられ、パネルは、通常、骨組
インターフェイスを経て取付ハードウェアにより宇宙船
のコア構造体に取り付けられる。骨組インターフェイス
は、モジュール間のデータ相互接続を与えると共に、あ
る場合には、未調整の電力をモジュールに供給する。モ
ジュールは、電力調整機能を含むか、又は蓄電及び発電
機能を含むこともできる。又、完全な独立性を得るため
に、モジュールは、それ自身の姿勢制御システムを含む
こともできる。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、一般に、宇宙船の
設計及び開発に係り、より詳細には、地球軌道を回る衛
星のような宇宙船の設計に対するモジュール式解決策に
係る。

【０００２】

【従来の技術】慣例的に、各宇宙船は、その意図された
目的又は任務に独特のものと考えられている。一般に、
宇宙船は、推進、通信、発電及び蓄電、姿勢制御及び熱
制御のような機能を遂行するために複雑なサブシステム
の組合せを含む。各サブシステムは、宇宙船の任務に基
づいて異なる要件及び特定の機能を有する。簡単な宇宙
船であっても、独特に相互接続されそして必要に応じて
遂行するよう制御されねばならない数百の部品をもつサ
ブシステムを有することになる。

【０００３】今日のほとんどの宇宙船は、非常に高価
で、重量がある上に、宇宙船のサブシステムを設計しそ
して収容する方法から体積の使い方が非効率的である。
慣例的に、宇宙船は、ボックス状の構造であり、打ち上
げロケットの流線型の覆い内の空間を非常に非効率的に
使用する。航空電子（アビオニクス）及びペイロード装
置は、宇宙船に取り付けられた大きなボックスに収容さ
れる。更に、各ボックス内の航空電子部品は、通常、ボ
ックスの内壁に沿って配置され、従って、ボックスは、
ほぼ空となる。今日のペイロードは、当然、大型のソラ
ーアレー及びアンテナを含み、これらは、宇宙船のボッ
クス構造体と打ち上げロケットのカーブした流線型の覆
いとの間に収容するか又は宇宙船構造体上に全体的に収
容しなければならない。現在の航空電子工学の収容策
は、重たいワイヤハーネス及び導波管により接続された
多数の異なるユニットに仕切られるので比較的重たいも
のとなる。大きな装置パネルは、通常、重たい熱伝導材
料を組み込むために更に重量が付加され、そしてパネル
は、打ち上げ中にこれが遭遇する音響振動の問題を矯正
するためにしばしば硬化されねばならない。

【０００４】

【発明が解決しようとする課題】ある設計者は、標準的
な宇宙船「バス」の概念を導入し、その意図された目的
は、異なる宇宙任務に対して「標準」ビヒクル（乗物）
を形成することである。しかしながら、このようないわ
ゆる標準バスは、ある任務から次の任務へと多数の特注
の変更をしばしば必要とする。同じ宇宙船に使用される
同一のユニットでも、宇宙船内の配置、向き及び順応が
異なるために、個々の分析、順応及び文書化をしばしば
必要とする。部品又はサブシステム間にデータを送信す
るための標準化されたコネクタハードウェア及びデータ
バスを使用することにより設計コストを減少することが
最初にある程度進歩した。しかしながら、これらの標準
化された特徴があっても、宇宙船設計プロセスは、非常
にコストのかかる設計労力と厳密で詳細なシステム統合
及びテスト段階とを依然として必要とする。更に、これ
により得られる乗物は、その重量及び体積の使い方に関
して依然として非効率的である。

【０００５】理想的には、より迅速に設計、製造及びテ
ストすることができると共に、既存の設計の再利用性を
容易に増加させ、しかも、任務の融通性を制限すること
のないコンパクトで軽量な宇宙船を形成するための新規
な宇宙船航空電子モジュールが要望される。以下の説明
から明らかとなるように、本発明は、これらの目標を満
足し且つそれを上回るものである。

【０００６】

【課題を解決するための手段】本発明は、軽量で効率的
な設計の宇宙船を容易に設計及び構成する機能的に独立
した宇宙船航空電子モジュールに関する。簡単且つ一般
的に述べると、本発明のモジュールは、放熱器を含む基
礎構造体と、この基礎構造体に取り付けられる電子及び
機械部品であって、選択された航空電子工学機能を遂行
する部品を含む電子及び機械部品と、共通のインターフ
ェイスを経てモジュールを他のモジュールに接続するた
めのインターフェイスコネクタと、モジュールの所望の
熱的バランスを維持するための統合された熱管理サブシ
ステムと、モジュールを宇宙船のコア構造体に取り付け
るための取付手段とを含む。モジュールは、取付手段で
宇宙船のコア構造体に取り付けられたときに構造的に独
立したものとなる。

【０００７】又、モジュールは、モジュールの特定の要
求を満足するためにインターフェイスコネクタを経て供
給される電力を調整しそしてコンディショニングするた
めの電力調整器を含み、そして更に、インターフェイス
コネクタを経て供給される電力を蓄積するための蓄電ユ
ニットを含む。或いは又、モジュールは、モジュールに
対しそれ自身で充分な電力を与えるための発電器、蓄電
ユニット及び電力調整器を含む３つ全部の電力管理機能
を含んでもよい。別の選択肢として、モジュールは、独
立した姿勢制御システムを含む。

【０００８】本発明のここに開示する実施形態において
は、基礎パネルは、平らで一般的に長方形のパネルであ
り、インターフェイスコネクタは、宇宙船のコア構造体
に接続するために長方形パネルの１つの縁に一般的に整
列され、そして取付手段は、宇宙船のコア構造体と垂直
関係でパネルを保持するための１組の支柱及び取付ブラ
ケットを含む。

【０００９】本発明の好ましい実施形態では、インター
フェイスコネクタは、データ、電力及び高周波（ＲＦ）
接続を含む。又、モジュールは、電子部品を放射線及び
電磁干渉から保護するためのカバーと、基礎パネルにわ
たり電子部品から熱を伝達することにより熱的制御を容
易にするための少なくとも１つのヒートパイプも備えて
いる。

【００１０】以上の説明から、本発明は、宇宙船設計に
著しい進歩をもたらすことが明らかであろう。特に、本
発明は、軽量で且つ打ち上げ時に小さな体積しか占有し
ないモジュールを提供する。更に、モジュールは機能的
に独立しているので、宇宙船のコア構造体即ち親構造体
は、簡単且つ軽量にすることができ、そして設計の複雑
さはモジュール自体の中にあって、コア構造体にもモジ
ュールの相互接続にもないので、乗物の設計及び構造が
簡単化される。本発明の他の特徴及び効果は、以下の詳
細な説明から明らかとなろう。

【００１１】

【発明の実施の形態】説明の目的で添付図面に示された
ように、本発明は、新規な宇宙船モジュールに係る。本
発明は、地球軌道を回る衛星のような無人宇宙船の設計
に関して説明するが、有人又は無人に関わりなく他の形
式の宇宙船にも同じ原理を適用することができる。従
来、特定の任務のための宇宙船の設計は、宇宙船のサブ
システム及び部品の全ての相互接続を指定する独特で且
つ複雑な設計努力として行われている。これに続いて、
製造後に、相互接続されたサブシステム及び部品を統合
してテストするための同等に複雑な努力が払われる。従
って、形成される宇宙船はその任務の要件を満足するよ
うに独特に特注されるが、それに必要とされる設計及び
開発努力は、乗物を他の任務での使用に適応させること
にほとんど使用されない。

【００１２】図１は、公知の方法を示す概略図である。
ブロック１０で示された任務のための機能的要件は、ブ
ロック１２で示された反復設計努力へ与えられ又は入力
される。設計努力１２は、種々の宇宙船システム及びサ
ブシステムに関連した人間を含む設計チームを伴う長く
且つ複雑な協働ベンチャーを表す。設計チームは、サブ
システムとそれらの部品との間の種々の相互接続のため
の詳細な仕様を形成する。データ、電力及び制御信号の
ための特定のインターフェイスが確立される。サブシス
テムの各々に対して構造細部が指定される。熱的特性が
推定され、与えられる。というのは、宇宙船設計の重要
な特徴は、その部品に発生した熱が充分に消散されるよ
う確保することだからである。ブロック１２に示すよう
に、この設計努力は、反復性のものである。サブシステ
ムを著しく変更すると、例えば、相互接続設計、熱的設
計又は推進力設計のどこかで変更が必要となる。これら
の設計反復は、各サブシステム設計者がその結果に満足
しそして全宇宙船の設計者が乗物がその所望の機能を遂
行すると満足するまで続けられる。このプロセスは完成
までに数カ月又は何年も要する。

【００１３】設計努力１２の後に、宇宙船のサブシステ
ム及び部品がブロック１４で示すように製造される。設
計は独特なものであるから、製造プロセスは、入手可能
なサブシステムの使用のみを限定するが、燃料バルブや
電気スイッチのような在庫型部品を非常に特定の設計レ
ベルで使用することができる。この製造段階の後に、乗
物は、完成からほど遠いものである。独特且つ複雑な設
計であるために、乗物を打ち上げる（１８）までに、ブ
ロック１６で示された対応的に複雑な統合及びテスト
（Ｉ＆Ｔ）努力を必要とする。統合及びテストは、反復
設計努力１２で作られた設計仕様を使用し、その設計仕
様が満足されるよう確保するために各サブシステム又は
部品インターフェイスが個々にテストされる。ある場合
には、最初の設計の欠陥がこの段階で露呈し、最初の設
計及び製造部品に対する修正が必要となる。たとえこの
ような欠陥が見つからなくても、統合及びテスト努力
は、設計努力と同様に、関係技術者に高い要求を課する
と共に、何時間もの作業を必要とする。コストの観点か
ら更に重要なことは、反復設計努力１２並びに統合及び
テスト努力１６のコストをその後の任務に分散させるこ
とができず、ほとんどの場合に、異なる１組の機能的要
件に対し全努力を繰り返すことが必要となる。

【００１４】本発明によれば、宇宙船航空電子モジュー
ルは、公知の航空電子ボックスより著しく少ない体積空
間しか使用しないように構成され、そしてソラーアレー
及びアンテナのような大きな部品を積み込むための多く
の余裕を残して親の宇宙船構造体に容易に組み立てられ
る。本発明の宇宙船モジュールの特定の特徴を説明する
前に、多くの観点で互いにほぼ独立したモジュールにお
いて宇宙船機能が遂行されるので、システム定義並びに
統合及びテストのプロセスの複雑さが著しく減少される
ことに注目する価値がある。この概念が図２に示されて
いる。「プログラム１」と示された第１の宇宙船プログ
ラムの場合に、プログラムの機能的要件１０．１は、そ
のプログラムのシステム定義プロセス２０．１へ送られ
る。本発明の設計プロセスの重要な特徴は、宇宙船モジ
ュールの「オフライン」開発２２にある。この点におい
て、「オフライン」開発とは、モジュールを他の宇宙船
任務にも再使用できるようにシステム定義プロセスとは
独立してモジュールが設計されることを意味する。モジ
ュールは、次いで、ブロック２４に示すように製造さ
れ、統合及びテスト（Ｉ＆Ｔ）努力２６．１で統合及び
テストされ、そして２８．１で示すように宇宙船が打ち
上げられる。

【００１５】ライン３０．１で概略的に示したように、
システム定義プロセス２０．１は、比較的簡単な１組の
インターフェイス仕様をモジュール開発努力２２へ与え
る。しかしながら、ほとんどの部分に対し、各モジュー
ルは、集中型宇宙船「バス」により通常行われる機能の
全部ではなく幾つかを実行するように設計される。ある
従来の宇宙船の場合と同様に、各モジュールは、それ自
身の「ペイロード」機能及びデータ管理機能を遂行す
る。例えば、通信衛星の場合に、ペイロード機能は、デ
ジタル及び高周波（ＲＦ）モジュール機能の動作を含
む。更に、本発明により設計されたモジュールは、その
構造、熱、電源及び姿勢制御機能の幾つか又は全部を実
行する役目を果たす。以下に詳細に述べるように、各モ
ジュールは、ライン３０．１で示すようにモジュール開
発プロセス２２に指定された均一なインターフェイスを
介して宇宙船に構造上統合されるように設計される。図
中のこのラインは、システム定義プロセスのモジュール
選択特徴も表す。オフラインモジュール開発プロセス２
２は、モジュールのカタログを作成し、その各々は、ほ
とんど又は全く修正せずに再使用するためにシステム定
義プロセスにおいて選択することができる。

【００１６】各設計されたモジュールは、比較的簡単な
１組のシステムパラメータを、ライン３２．１で示すよ
うに、システム定義プロセス２０．１へ供給する。シス
テム定義プロセス２０．１は、ライン３４．１で示すよ
うに、統合及びテストプロセス２６．１のための１組の
システム定義を発生する。従来の反復設計プロセスで発
生されるシステム設計パラメータとは対照的に、統合及
びテストプロセス２６．１のために発生される定義は、
比較的簡単である。というのは、モジュール相互接続の
複雑さが著しく低減されているからである。従って、製
造（２４）の後に、統合及びテスト機能２６．１も同様
に複雑さが低減される。これらモジュールは、上記の均
一のインターフェイスを用いて宇宙船に簡単に組み立て
られ、そしてテスト手順も、形式的で且つ比較的簡単な
手順に変換される。本発明の１つの実施形態では、モジ
ュール開発プロセス２２において他のモジュールと共に
設計されそして統合及びテストプロセス２６．１の間に
作動されるテストモジュールによりテストを実行し、種
々のモジュールに対して１組の予め定められたテストを
行って、それらモジュールが所望の機能を遂行しそして
互いに適切にインターフェイスするよう確保することが
できる。テストモジュールは、他のモジュールとは異な
り、任務又はプログラムの機能的要件に特定のものであ
って、修正なしに再使用できなくてもよい。

【００１７】図２の下部は、「プログラム２」と示され
た第２のプログラム又は任務に対して宇宙船を設計する
ための並列なプロセスを示す。このプロセスは、個別の
機能的要件１０．２、個別のシステム定義プロセス２
０．２、個別の統合及びテストプロセス２６．２並びに
個別の打ち上げ事象２８．２を使用するが、共通のオフ
ラインモジュール開発努力２２及び製造段階２４を使用
することができる。

【００１８】本発明によれば、宇宙船航空電子モジュー
ルは、上記のように機能的に独立するよう設計され、そ
して公知のボックス状モジュールよりも効率的に体積空
間を使用する。これらの目標は、モジュールに対し種々
の幾何学形状を使用して達成できるが、現在の好ましい
解決策は、平らで一般的に長方形のパネルであるモジュ
ールを使用することである。この形状は、打ち上げロケ
ット内の非常に僅かな空間しか使用せず、そしてモジュ
ールの熱管理のための放熱パネルとして便利に働くとい
う効果を有する。

【００１９】更に特定の例として、図３は、宇宙船の種
々の構成において効果を発揮するために使用できる本発
明による宇宙船航空電子モジュール４０の構造細部を示
す。このモジュール４０は、平らな一般的に長方形の放
射パネル４２上に構成され、このパネルは、それ以降の
図から明らかなように、単一シリンダ４４として図５に
示された親構造体に取り付けられる。親構造体は、非常
に簡単で且つ軽量でよい。というのは、各モジュール４
０が、親構造体４４への取付点からそれ自身構造的に充
分なものだからである。モジュール４０は、パネル４２
に取り付けられて放射カバー４８によって保護された電
子素子４６を備えている。電子素子４６は、図４に示す
ように、カバー４８の下に設置された回路板５２に取り
付けられた電子及びＲＦ素子５０を含む。モジュール４
０は、親構造体４４に取り付けるための１組の構造支持
ブラケット５４、５６及び５８を有する。放射パネル４
２は、両方向への放熱のために公称２面を有するが、支
持又は親構造体に平行に取り付けられるときのように片
面放射器として使用することもできる。一部分が６０で
示されたヒートパイプは、放射器４２の熱効率及び容量
を増加するのに使用できる。

【００２０】６２で概略的に示されたインターフェイス
は、「骨組」構造体（図３には示さず）へ接続するため
に設けられ、これにより、多数のモジュールが相互接続
されて宇宙船の親構造体４４に取り付けられる。この統
制された相互接続インターフェイスは、モジュールを相
互接続するのに現在使用されているワイヤハーネスに取
って代わるものである。種々の構成が意図されるが、例
えば、インターフェイス６２は、電磁干渉（ＥＭＩ）に
対して効果的にシールドされたコネクタを経てモジュー
ル４０へのペイロード、ＲＦ及び電源接続を与えること
ができる。各モジュール４０は、一体的な熱制御及び切
り換え能力、並びに自立式の電源管理能力を有するよう
に構造的にそれ自身充分であるよう設計される。モジュ
ール４０へのデータインターフェイスは、市場で入手で
きるデータバス（図示せず）を経て形成される。

【００２１】特定のシステム設計として、システムレベ
ルにおける設計の複雑さに影響することなく、モジュー
ル４０を追加又は削除することができる。唯一重要な限
定ファクタは、親構造体４４及び関連するソラーアレー
の最大容量である。実際に、システムのモジュール設計
は、個々のモジュール境界内に複雑さを移行し、そして
システムレベルの複雑さ及び設計要件を著しく低減する
傾向がある。

【００２２】図５は、本発明によるモジュール４０を含
むように設計された宇宙船の分解図である。この例示的
な構成において、モジュール４０は、円筒状の親構造体
４４の直径方向に対向する側に２列に配置される。スト
リップ６４は、上記の電源／データ／ペイロードインタ
ーフェイス骨組の一部分である。図示された構成は、２
つの相反する方向に放射するように全てのモジュールを
配向するので有用である。赤道又は赤道付近の軌道にお
いて地球軌道を回る衛星の場合には、太陽光線が東方向
及び西方向から交互に乗物に入射する。宇宙船の南北の
露出は、太陽光線の入射が最低であり、従って、乗物か
ら熱エネルギーを放射するのに最も有用である。

【００２３】図５の分解図は、宇宙船のモジュール設計
の他の特徴も示している。円筒状の親構造体４４内には
化学的推進システム６６が収容され、そして構造体４４
の尾端には電気的推進システム６８が取り付けられる。
７０で示されているのは、標準的な姿勢制御システム
（ＡＣＳ）モジュールであり、これは、親構造体４４に
端部取り付けされる。長方形ブロック７２内に示された
他の部品は、端部取り付けされるか又は側部取り付けさ
れる。これらは、単一の傘型アンテナ７４、多数のアン
テナディッシュ７６、ペイロード計器７８、関節接合さ
れたフラットパネルソラーアレー８０、及び固定の円筒
状ソラーアレー８２を含む。親構造体４４の円筒外面に
取り付けられて示されているのは、一対のバッテリモジ
ュール８４である。

【００２４】図６は、図５に示されたものから選択され
た部品及びモジュールを用いた宇宙船の分解図で、両端
取付の傘型アンテナ７４と、両面取付の関節接合式フラ
ットソラーアレー８０とを含む宇宙船を示す図である。
図７は、輪郭線８６で示された打ち上げロケットの流線
型の覆い内に積み込まれた同じ宇宙船構成を示す図であ
る。更に、図８は、全ての部品が宇宙にあるときのよう
に配備された図６及び７と同じ宇宙船構成を示す図であ
る。

【００２５】上記のように、本発明は、ほとんどの重要
な支持機能に対し中央バスに依存した従来の宇宙船航空
電子モジュールとは対照的に、多くの観点でそれ自体充
分な宇宙船航空電子モジュールに関する。簡単に述べる
と、本発明のモジュールは、機能的に独立している。
又、宇宙船のこのような各モジュールは、骨組インター
フェイスに接続されるので、モジュールは、ある意味で
は、ネットワーク構成にされ、そして機能的に独立した
ネットワーク（ＦＩＮ）型ユニットと称することができ
る。

【００２６】公知の宇宙船は、もちろん、種々のペイロ
ード航空電子機能を収容するためにモジュールを使用
し、そしてある宇宙船は、データ管理機能を分散するた
めにデータバスを使用している。又、公知のある宇宙船
は、各航空電子モジュールを外部に取り付けることによ
り熱制御機能をある程度分散している。しかしながら、
本発明は、これを越えるものであって、他の重要な宇宙
船機能も分散させる。本発明により宇宙船機能を分散さ
せる可能性を次のテーブルに要約する。 モジュール独立性のレベル サブシステム 機能的 それ自体充分 全機能 機能 独立性 なペイロード モジュール ペイロード −デジタル Ｘ Ｘ Ｘ −ＲＦ Ｘ Ｘ Ｘ データ管理 Ｘ Ｘ Ｘ 熱 Ｘ Ｘ Ｘ 構造 Ｘ Ｘ Ｘ 電力 −調整 ＸＸＸ Ｘ −蓄電 ＸＸ Ｘ −発電 Ｘ Ｘ ＡＣＳ −センサ Ｘ −ホイール Ｘ

【００２７】上記テーブルに示されたように、「機能的
独立性」と称する構成において、各モジュールは、それ
自身のペイロード、データ管理及び熱的機能を遂行する
だけでなく、打ち上げ中及び運転時に構造的支持のため
に親構造体４４に依存しないという意味で構造的に独立
している。「それ自体充分なペイロード」の構成におい
ては、あるレベルの電力システム自立性も、宇宙船モジ
ュールにより仮定される。又、指示されたように、モジ
ュールが電力調整を行うか、蓄電を伴う電力調整を行う
か、或いは電力調整、蓄電及び発電機能を行うかに基づ
いて、この構成の３つの別々の態様がある。調整機能の
みが行われる場合には、「生」の未調整の電力が骨組イ
ンターフェイス６４を経て各モジュール４０へ供給さ
れ、このとき、各モジュールは、供給電力をそれ自身の
電圧又は他の要件に合致させる役目を果たす。蓄電も分
散される場合には、各モジュール４０は、小型の２．５
ボルトバッテリのようなバッテリ（図示せず）も含む。
発電機能もモジュール４０に分散される場合には、全て
の又は幾つかのモジュールがソラーアレーも含む。全機
能モジュールの分類においては、モジュールは、姿勢制
御システム（ＡＣＳ）機能も遂行する。従って、モジュ
ールは、その姿勢を感知するためのスターセンサ又は他
の装置と、姿勢調整を行うための慣性ホイールとを含
む。

【００２８】図９は、本発明によるモジュールを使用す
る別の宇宙船構成を示す。この構成は、円筒状の親構造
体４４に取り付けられた８つのモジュール４０と、２つ
の端部取り付けされた大きなアンテナ７４と、多数の側
部取り付けされたデッシュアンテナ７６と、２つの側部
取り付けされた関節接合式のソラーアレー８０とを有し
ている。親構造体４４の長手軸は、Ｘ軸方向に整列さ
れ、これは、衛星に通常採用される規定では、宇宙船の
移動方向である。この構成は、Ｘ軸構成と称される。ソ
ラーアレー８０は、地球に向かい及び離れるように面
し、即ちＺ軸に沿うようにされる。モジュール４０は、
最大の放射のために南北方向に面するように即ちＹ軸に
沿って整列された平らな放射パネルを有する。

【００２９】図１０は、図９と同じ数のモジュールを有
するが、親構造体４４がＹ軸に整列されそしてＹ軸構成
と称される宇宙船構成を示す。この構成は、多数の側部
取り付けされたディッシュアンテナ７６と、２つの端部
取り付けされた円筒状ソラーアレー８２とを有し、それ
らの軸は、Ｙ軸方向に整列されている。この実施形態で
は、モジュール４０は、それらの放熱面がＸ軸方向に沿
って面し、これは、放射器の最適な方向ではない。この
場合に、モジュールは、一方の面の直射日光を許容する
一方、他方から放射するように設計されねばならない。

【００３０】図１１は、図９及び１０の場合と同じ数の
モジュールを有し、Ｚ軸に整列されそしてＺ軸構成と称
される宇宙船構成を示す。これは、１つの大きな端部取
り付けされたアンテナ７４と、１つの円筒状ソラーアレ
ー８２とを有し、その長手軸は、Ｙ軸（南北）方向に整
列されている。モジュール４０は、それらの放射パネル
が南北に面するように、即ちＹ軸に沿って整列されてい
る。図１２は、親構造体４４の３つの角度位置に３列の
モジュール４０を有すると共に、２つの側部取り付けさ
れたソラーアレー８０を有する別の宇宙船構成を示す。
この構成では、宇宙船は、地球を向くように保持され、
即ち地球センサ又は他の手段（図示せず）を使用して、
宇宙船の片側がＺ軸に沿って地球に向けられる。宇宙船
は、Ｚ軸の周りでヨー操向できる。

【００３１】図１３は、２列のモジュール４０と、２つ
のソラーアレー８０と、２つの端部取り付けされたアン
テナ７４とを有する別の宇宙船構成を示す。この構成で
は、宇宙船は、太陽に対して固定の指向関係に維持さ
れ、太陽を向いた線の周りでヨー操向される。アンテナ
７４は、地球に向くようにジンバル固定される。図１４
は、非常に短い親構造体４４を有し、モジュール４０が
親構造体４４のまわりで単一の平面内を円形に配列され
た異なる宇宙船構成を示す。２つの端部取り付けされた
ソラーパネル８０が設けられる。

【００３２】図１５は、打ち上げロケットの流線型の覆
い８６と、その中に設けられた従来のボックス状宇宙船
構成体９０とを示す。図１６は、流線型の覆い内の残り
の体積に折り畳まれたソラーアレー８０’及びアンテナ
７４’を積み込むときに遭遇する問題を示す。図１７
は、積み込まれた構成の従来の宇宙船を示す。これらと
対照的に、図１８ないし２０は、同じ流線型の覆い８６
内に本発明の航空電子モジュールを使用した宇宙船を示
す。モジュール４０及び親構造体４４は、従来の宇宙船
よりも非常に僅かな体積しか占有せず、大きなアンテナ
７４及び大きなソラーアレー８０を積み込むための広い
余裕を残す。図２０に示したように、同じ流線型の覆い
８６は、本発明のモジュール構造を用いたときに、より
完全に装備された宇宙船を収容することができる。ある
場合には、アンテナを完全に配備した状態で打ち上げロ
ケットに積み込むことができ、これは、折り畳みアンテ
ナに関連したコスト及びリスクを回避する。

【００３３】図２１ないし２３は、本発明のモジュール
を用いて構成された３つの異なるサイズの宇宙船を示
す。これらの図は、種々の形式の任務に対し適当な打ち
上げロケットに適合するように宇宙船構成をいかにスケ
ーリングするかを示す。図２１及び２３の構成の相違
は、異なる長さにあり、図２３の長い構成は、多数のモ
ジュール４０を収容する。図２２及び２３の構成は、親
構造体４４に同じ長さを用いているが、図２２の構成
は、放射容量の大きい大型のモジュールを使用する。大
型のモジュールを使用すると、放射容量が３ないし５倍
以上増加し、例えば、１００ワットから３００ないし５
００ワットに増加する。

【００３４】本発明の同じモジュール構造体を使用して
多数の他の構成を考えることができる。モジュールは、
長方形以外の形状でもよい。平らなモジュールは、マス
トや他の構造体に沿って展開することができ、或いは角
度回転により展開することができ、即ち１組のカードの
ように「扇状に広げる」ことができる。親構造体の恩恵
を受けずに２つ以上のモジュールを一緒に接続すること
もでき、そして熱容量を増加するようにモジュールが展
開式放射器をもつこともできる。三次元モジュールも、
本発明の範囲内である。

【００３５】以上の説明から、本発明は、宇宙船設計の
分野に著しい進歩をもたらすことが明らかである。特
に、本発明は、重量が軽くそして打ち上げロケットの体
積を効率的に使用する効率の良い宇宙船を構成すること
のできる宇宙船航空電子モジュールを提供する。本発明
の宇宙船航空電子モジュールは、宇宙において固定の対
称軸に対して所望通りに配向するか、又はヨー操向のた
めに所望通りに回転することのできる多数の特定の宇宙
船構成体を形成するように適用できる。又、少数の特定
の宇宙船構成を一例として開示したが、本発明は、種々
様々な宇宙船構成に使用するための種々様々なモジュー
ル設計に広く適用できることが明らかである。従って、
本発明は、特許請求の範囲のみによって限定されるもの
とする。

【図面の簡単な説明】

【図１】公知技術による現在の宇宙船開発方法を示すブ
ロック図である。

【図２】本発明の宇宙船構造が使用されるときに使用で
きる宇宙船設計及び開発方法を示すブロック図である。

【図３】本発明を実施するのに使用できる形式の宇宙船
モジュール及び取付構造体の斜視図である。

【図４】一般的に図３の４−４線に沿った断面図で、宇
宙船モジュールに収容された電子ペイロード部品を示す
図である。

【図５】本発明の原理を用いた宇宙船構成の分解図であ
って、使用可能な種々の部品を示す図である。

【図６】図５に示されたものから選択された部品を使用
する典型的な宇宙船構成を示す分解図である。

【図７】打ち上げのために積み込まれる全ての部品を伴
う図６の宇宙船構成を示す図である。

【図８】宇宙で動作するように配備された全ての部品を
伴う図６及び７の宇宙船構成を示す図である。

【図９】本発明の原理を用いた特定の宇宙船構成を示す
図である。

【図１０】本発明の原理を用いた特定の宇宙船構成を示
す図である。

【図１１】本発明の原理を用いた特定の宇宙船構成を示
す図である。

【図１２】本発明の原理を用いた特定の宇宙船構成を示
す図である。

【図１３】本発明の原理を用いた特定の宇宙船構成を示
す図である。

【図１４】本発明の原理を用いた特定の宇宙船構成を示
す図である。

【図１５】打ち上げロケットの流線型の覆い内の体積利
用を示す従来の宇宙船の断面図である。

【図１６】図１５と同様の図であるが、積み込まれたア
ンテナ及びソラーアレーの位置を更に示す図である。

【図１７】図１６に示すように収容されるべき従来の宇
宙船の積み込み構成を示す斜視図である。

【図１８】図１５と同様の図であるが、本発明による宇
宙船を示す図である。

【図１９】図１６と同様の図であるが、本発明による宇
宙船を示す図である。

【図２０】図１７と同様の図であるが、本発明による宇
宙船を示す図である。

【図２１】本発明による宇宙船構成のあるスケールの態
様を示す斜視図である。

【図２２】本発明による宇宙船構成の異なるスケールの
態様を示す斜視図である。

【図２３】本発明による宇宙船構成の異なるスケールの
態様を示す斜視図である。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ラモーン コロネル アメリカ合衆国 カリフォルニア州 90503 トーランス カーメリン ストリ ート 4821 (72)発明者 マーティン エム ギーブラー アメリカ合衆国 カリフォルニア州 90277 レドンド ビーチ サウス プロ スペクト 104 ユニット ディー

Claims (10)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 機能的に独立した宇宙船航空電子モジュ
   ールにおいて、 放熱器を含む基礎構造体と、 上記基礎構造体に取り付けられる電子及び機械部品であ
   って、選択された航空電子工学機能を遂行する部品を含
   む電子及び機械部品と、 共通のインターフェイスを経てモジュールを他のモジュ
   ールに接続するためのインターフェイスコネクタと、 モジュールに対する所望の熱的バランスを維持するため
   の統合された熱管理サブシステムと、 モジュールを宇宙船のコア構造体に取り付けるための取
   付手段とを備え、 上記モジュールは、上記取付手段で宇宙船のコア構造体
   に取り付けられたときに構造的に独立することを特徴と
   するモジュール。
2. 【請求項２】 モジュールの特定の要求を満足するため
   に上記インターフェイスコネクタを経て供給される電力
   を調整しそしてコンディショニングするための電力調整
   器を更に備えた請求項１に記載の機能的に独立した宇宙
   船航空電子モジュール。
3. 【請求項３】 上記インターフェイスコネクタを経て供
   給される電力を蓄積するための蓄電ユニットを更に備え
   た請求項２に記載の機能的に独立した宇宙船航空電子モ
   ジュール。
4. 【請求項４】 上記インターフェイスコネクタを経て供
   給される電力を蓄積するための蓄電ユニットを更に備え
   た請求項１に記載の機能的に独立した宇宙船航空電子モ
   ジュール。
5. 【請求項５】 モジュールに対しそれ自身で充分な電力
   を与えるための発電器、蓄電ユニット及び電力調整器を
   更に備えた請求項１に記載の機能的に独立した宇宙船航
   空電子モジュール。
6. 【請求項６】 独立した姿勢制御システムを更に備えた
   請求項５に記載の機能的に独立した宇宙船航空電子モジ
   ュール。
7. 【請求項７】 基礎パネルは、平らで一般的に長方形の
   パネルであり、 インターフェイスコネクタは、宇宙船のコア構造体に接
   続するために長方形パネルの１つの縁に一般的に整列さ
   れ、そして取付手段は、宇宙船のコア構造体と垂直関係
   でパネルを保持する請求項１に記載の機能的に独立した
   宇宙船航空電子モジュール。
8. 【請求項８】 インターフェイスコネクタは、データ、
   電力及び高周波（ＲＦ）信号から選択された信号形式の
   少なくとも１つに対し接続を確立する手段を備えた請求
   項１に記載の機能的に独立した宇宙船航空電子モジュー
   ル。
9. 【請求項９】 電子部品を放射線及び電磁干渉から保護
   するためのカバーを更に備えた請求項１に記載の機能的
   に独立した宇宙船航空電子モジュール。
10. 【請求項１０】 基礎パネルにわたり電子部品から熱を
    伝達することにより熱的制御を容易にするための少なく
    とも１つのヒートパイプを更に備えた請求項１に記載の
    機能的に独立した宇宙船航空電子モジュール。