JPS5967739A - 宇宙での組立式三軸姿勢制御型通信衛星 - Google Patents
宇宙での組立式三軸姿勢制御型通信衛星Info
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- JPS5967739A JPS5967739A JP57178834A JP17883482A JPS5967739A JP S5967739 A JPS5967739 A JP S5967739A JP 57178834 A JP57178834 A JP 57178834A JP 17883482 A JP17883482 A JP 17883482A JP S5967739 A JPS5967739 A JP S5967739A
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- 238000010276 construction Methods 0.000 abstract 3
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- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 2
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
- B64G1/641—Interstage or payload connectors
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
- B64G1/1007—Communications satellites
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
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- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
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-
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- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/242—Orbits and trajectories
- B64G1/2427—Transfer orbits
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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】
−スシャトル）で低軌道の宇宙ステ−７目ンヘ分割輸送
された三軸姿勢制御通信衛星の組立方法に係わるもので
ある。
された三軸姿勢制御通信衛星の組立方法に係わるもので
ある。
ロケット技術の進歩に伴い、静止通信衛星は次第に大型
化し、″特に、大型アンテナを搭載することにより、同
一周波数のスポットビームを多区域に分割して放射でき
るので、周波数の再利用効率が高まるだけでなく、アン
テナ利得の増大により地上と通信衛星双方の送信出力も
低減出来ることになる。従って、このような機能を有し
、かつ実現の容易な組立構造を有する通信衛星が望まれ
、種々の提案がなされている。この様な通信衛星を実現
する手段としてシャトルオービタで低軌道に組立機材を
打上げてから、オービタで軌道アンテナファーム（ＯＡ
Ｆ）を組立て、（１）オービット争トラフ ７．７ ア
＠ビーク／ｌ／ （０’ｌ’Ｖ： ｏｒｂｉｔ ｔｒａ
ｎｓｆｅｒｖｅｈｉｃｌｅ）で静止軌道に投入してから
折畳みアンテナを展開する案と、（２）低軌道で既にア
ンテナを完成させた後、電気推進のＯＴＶで静かに静止
軌道投入後する案とがある。（例えは、Ｂ、Ｉ。
化し、″特に、大型アンテナを搭載することにより、同
一周波数のスポットビームを多区域に分割して放射でき
るので、周波数の再利用効率が高まるだけでなく、アン
テナ利得の増大により地上と通信衛星双方の送信出力も
低減出来ることになる。従って、このような機能を有し
、かつ実現の容易な組立構造を有する通信衛星が望まれ
、種々の提案がなされている。この様な通信衛星を実現
する手段としてシャトルオービタで低軌道に組立機材を
打上げてから、オービタで軌道アンテナファーム（ＯＡ
Ｆ）を組立て、（１）オービット争トラフ ７．７ ア
＠ビーク／ｌ／ （０’ｌ’Ｖ： ｏｒｂｉｔ ｔｒａ
ｎｓｆｅｒｖｅｈｉｃｌｅ）で静止軌道に投入してから
折畳みアンテナを展開する案と、（２）低軌道で既にア
ンテナを完成させた後、電気推進のＯＴＶで静かに静止
軌道投入後する案とがある。（例えは、Ｂ、Ｉ。
Ｅｄｅｌｓｏｎ ａｎｄ ′Ｖν’、Ｌ、Ｍｏｒｇａｎ
”０ｒｂｉｔａｌ Ａｎ−ｔｅｎｎａ ＦａｒｒｒＳ
” Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ ａｎｄ Ａｅｒｏ−
ｎａｕｔｉｃｓ Ｖｏｌ、１５ 、 Ｎｏ、 ９ 、
Ｓｅｐｔｅｍｂｅｒ １９７７）これ迄発表されている
アンテナファームは、トラス構造の粱を基準にしてアン
テナとミツシせン機器を別々に取付けて行く方法が採ら
れている。
”０ｒｂｉｔａｌ Ａｎ−ｔｅｎｎａ ＦａｒｒｒＳ
” Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ ａｎｄ Ａｅｒｏ−
ｎａｕｔｉｃｓ Ｖｏｌ、１５ 、 Ｎｏ、 ９ 、
Ｓｅｐｔｅｍｂｅｒ １９７７）これ迄発表されている
アンテナファームは、トラス構造の粱を基準にしてアン
テナとミツシせン機器を別々に取付けて行く方法が採ら
れている。
しかし、指向性の鋭いマルチビーム大型アンテナを廟す
る通信衛星に於ては、搭載されている受信機及び送信機
とアンテナと間を多くの高周波フィーダで接続する必要
があるため、Ｊンデナ糸と無線通信機器とは一体化した
構造が製造の容易性、信頼性の点から優れている。また
、アンテナは匍精度としては信号周波数の一波長の約３
０分の１以下としないと利得や指向特性を損ってしまう
。
る通信衛星に於ては、搭載されている受信機及び送信機
とアンテナと間を多くの高周波フィーダで接続する必要
があるため、Ｊンデナ糸と無線通信機器とは一体化した
構造が製造の容易性、信頼性の点から優れている。また
、アンテナは匍精度としては信号周波数の一波長の約３
０分の１以下としないと利得や指向特性を損ってしまう
。
例えば、信号周波数としてｌ０ＧＨ２を考えると、これ
は１ミリメートルの精度が要求されることとなる。一方
、アンテナの直径としては５〜１０メ一トル程度を必要
とし、日照や日陰による変形をも考臘する必要がある。
は１ミリメートルの精度が要求されることとなる。一方
、アンテナの直径としては５〜１０メ一トル程度を必要
とし、日照や日陰による変形をも考臘する必要がある。
従って、折畳み方式では１ミリメートル以下の精度を維
持することは技術的に問題が多い。また、静止軌道に於
て通信系ミッション機器を追加接続する提案があるが、
これらの機器は単に機械的接続のみならず数多くの電気
的接続を吸するので、実現する為の技術問題が極めて多
いと云える。
持することは技術的に問題が多い。また、静止軌道に於
て通信系ミッション機器を追加接続する提案があるが、
これらの機器は単に機械的接続のみならず数多くの電気
的接続を吸するので、実現する為の技術問題が極めて多
いと云える。
この発明は、以上の考察にもとづいて、低軌道の宇宙ス
テーションでの組立が容易で、かつ静止軌道投入後の作
動信頼度が高い複数個の大型アンテナを有する三軸姿勢
制御型通信衛星の組立方法を提供することを目的として
いる。
テーションでの組立が容易で、かつ静止軌道投入後の作
動信頼度が高い複数個の大型アンテナを有する三軸姿勢
制御型通信衛星の組立方法を提供することを目的として
いる。
本発明によれば、共通モジュールを中央部に配し、その
周囲に数個のほぼ類似した構造を有する通信系モジュー
ルと二組のパワーモジュールとを配し、共通モジュール
と通信系モジーール又はパワーモジー−ルとの間を所定
の長さの連結梁で放射状に接続し、中央部に配した共通
モジュールのほぼ中心軸近傍に重心を与えると共に、周
囲の相隣る通信系モジュール又はパワーモジュール間を
間隔保持のだめの支持梁で接続することを特徴とする三
軸姿勢制御型通信衛星の組立方法が得られる０ 通信衛星はロクットのペイロード増大に伴い、大型化に
よるメリットが増大しつつある。特に、大型マルチビー
ムアンテナを搭載した通信衛星は周波数ゼ）使用、搭載
送（ｒｉ機の所要出力低減などの点で魅力ある通信シス
テムを提供出来る。
周囲に数個のほぼ類似した構造を有する通信系モジュー
ルと二組のパワーモジュールとを配し、共通モジュール
と通信系モジーール又はパワーモジー−ルとの間を所定
の長さの連結梁で放射状に接続し、中央部に配した共通
モジュールのほぼ中心軸近傍に重心を与えると共に、周
囲の相隣る通信系モジュール又はパワーモジュール間を
間隔保持のだめの支持梁で接続することを特徴とする三
軸姿勢制御型通信衛星の組立方法が得られる０ 通信衛星はロクットのペイロード増大に伴い、大型化に
よるメリットが増大しつつある。特に、大型マルチビー
ムアンテナを搭載した通信衛星は周波数ゼ）使用、搭載
送（ｒｉ機の所要出力低減などの点で魅力ある通信シス
テムを提供出来る。
しかし反面、大型化による欠点について十分配慮する必
要がある。すなわち、整備２点検の困御性、インチダレ
−ジョン設計と具体的作業の繁雑さが増大する。本発明
は適切にモジー−ルを連結梁で分散化した構造とし、か
つ電気的、機械的にクリティカルな部分については宇宙
ステーションでの組立作岑を最少化することで、上述の
問題点を低減せしめている。
要がある。すなわち、整備２点検の困御性、インチダレ
−ジョン設計と具体的作業の繁雑さが増大する。本発明
は適切にモジー−ルを連結梁で分散化した構造とし、か
つ電気的、機械的にクリティカルな部分については宇宙
ステーションでの組立作岑を最少化することで、上述の
問題点を低減せしめている。
以下図面を参照して本発明の詳細な説明する。
第１図は、本発明を適用した大型通信衛星の静止軌道上
に於ける外観図の１例であり、第２図はその正面図であ
る。また、第３図は第２図のａ−ｂ断面図である。図に
おいて、１は共通モジュ−／しで大型通信衛星全体に共
通な追跡・テレメトリ・コマンド（ＴＴＣ）機能、姿勢
制御システム、通信系モジュール間の交換機能などを収
容している。
に於ける外観図の１例であり、第２図はその正面図であ
る。また、第３図は第２図のａ−ｂ断面図である。図に
おいて、１は共通モジュ−／しで大型通信衛星全体に共
通な追跡・テレメトリ・コマンド（ＴＴＣ）機能、姿勢
制御システム、通信系モジュール間の交換機能などを収
容している。
また、４〜９は６個の独立した通信系モジュールを示し
ているが、この数は２個乃至８個が実際的であろう。２
と３は全く同一の構造のノ（ワーモジュールであって、
その詳細構造は第３図例）及び（！３）に示される。
ているが、この数は２個乃至８個が実際的であろう。２
と３は全く同一の構造のノ（ワーモジュールであって、
その詳細構造は第３図例）及び（！３）に示される。
第３同人は静止軌道上で太陽電池バドル２１゜３１を展
開した構造を、同図（Ｂｌは宇宙ステーションよりＯＴ
Ｖ １０で遷移軌道上を飛翔しているときの様態を示し
ている。パワーモジュール２．３には充電器、姿勢制御
用の燃料及びジェットノズル２２／３２．２３／３３．
２４／３４を搭載している。
開した構造を、同図（Ｂｌは宇宙ステーションよりＯＴ
Ｖ １０で遷移軌道上を飛翔しているときの様態を示し
ている。パワーモジュール２．３には充電器、姿勢制御
用の燃料及びジェットノズル２２／３２．２３／３３．
２４／３４を搭載している。
マタ、パワーモジュール２，３は共通モジュール１と連
結梁１０１．１０６で結ばれる。なお、共通モジュール
ｌにはＴＴＣ用のオムニアンテナ１１が取付けられる。
結梁１０１．１０６で結ばれる。なお、共通モジュール
ｌにはＴＴＣ用のオムニアンテナ１１が取付けられる。
連結梁１０１〜１０８の強度は若干柔軟であって、０１
’Ｖ１０の推力が変動した場合、短形状のトラス＠造が
若干平行四辺形状に変形しても、各モジーールの中心軸
の方向はほぼ動かないといえる。寸だ支持梁１１１〜１
１８は連結梁１０１〜１０８のねじれ運動を防止するた
めに取付けられる。この事は通信系モジュールの場合、
アンテナの指向方向が変わらないことを保証する。
’Ｖ１０の推力が変動した場合、短形状のトラス＠造が
若干平行四辺形状に変形しても、各モジーールの中心軸
の方向はほぼ動かないといえる。寸だ支持梁１１１〜１
１８は連結梁１０１〜１０８のねじれ運動を防止するた
めに取付けられる。この事は通信系モジュールの場合、
アンテナの指向方向が変わらないことを保証する。
更に、連結梁１０１〜１０８を構成する管の中には共通
モジュール１との間の１１２気配線がつＩＪっている。
モジュール１との間の１１２気配線がつＩＪっている。
また、連結梁１０１〜１０８の長ざは各モジーールのζ
４が確定した後、重心が共通モジュールの中心軸に来る
間隔に於いて決定される。
４が確定した後、重心が共通モジュールの中心軸に来る
間隔に於いて決定される。
第４図（Ａｌ及び（Ｂｌは通信系モジュールの断面図を
示している。４は送受信装置、ｆ復調装置、交換機、大
型アンテナの放射器４１４などを収容したモジュールで
あって、放射器の方向は地上で調整の後、半固定する。
示している。４は送受信装置、ｆ復調装置、交換機、大
型アンテナの放射器４１４などを収容したモジュールで
あって、放射器の方向は地上で調整の後、半固定する。
第４図（５）はカセグレンタイプ、同図（Ｂｌ ｒＪ、
オフセットタイプのアンテナであって、放射器４１４の
取付位置゛はカセグレンタイプがモジュールのほぼ中心
部、オフセットタイプではモジュールの縁に取伺けられ
る。
オフセットタイプのアンテナであって、放射器４１４の
取付位置゛はカセグレンタイプがモジュールのほぼ中心
部、オフセットタイプではモジュールの縁に取伺けられ
る。
°また、アンテナの二次反射板基礎組立部４１１は空中
線の放射器４１４に取付けられたＷｊ造で、かつＨ１０
ゲットで解体することなく運搬出来る寸法になっている
。
線の放射器４１４に取付けられたＷｊ造で、かつＨ１０
ゲットで解体することなく運搬出来る寸法になっている
。
一次反射板４１３とこれを支持する支持アーム４１５及
び二次反射板追加組立部４１２は、宇宙ステーションで
組立乃至調整を必要とする部分である。−次反射板４１
３は機械的に若干可動になっていて大型通信衛星全体の
姿勢のゆらぎに基づくアンテナの指向方向を若干補正出
来るようになっている。この為の駆動メカニズムはモジ
ュール本体の内部に収容されている。
び二次反射板追加組立部４１２は、宇宙ステーションで
組立乃至調整を必要とする部分である。−次反射板４１
３は機械的に若干可動になっていて大型通信衛星全体の
姿勢のゆらぎに基づくアンテナの指向方向を若干補正出
来るようになっている。この為の駆動メカニズムはモジ
ュール本体の内部に収容されている。
本発明を適用することにより下記の効果が期待出来る。
（１）各モジュールはア／テナニ次反射板追加組立部を
除き、■（１０ケツトで宇宙ステーションへ解体せず運
搬出来る規模であって、かつ各モジュールは専門工場で
並行して生産出来る。
除き、■（１０ケツトで宇宙ステーションへ解体せず運
搬出来る規模であって、かつ各モジュールは専門工場で
並行して生産出来る。
（２） 連結梁の長さは比較的簡単に変えられるので
重心とすべきＯＴｖの取付位置を常に共通モジー−ル背
面の定位慟とすることが出来る。
重心とすべきＯＴｖの取付位置を常に共通モジー−ル背
面の定位慟とすることが出来る。
（３） 連結梁の柔軟性によりＩ）ＴＶの推力が通信
系ミッシせン機器に与える衝撃振動を緩和出来る。
系ミッシせン機器に与える衝撃振動を緩和出来る。
（４）各モジュールは共通モジー−ルを除きサテライト
配ｆｆとなっているので、宇宙ステージ目ンに於いて、
並行した組立点検・整備・交換が可能である。
配ｆｆとなっているので、宇宙ステージ目ンに於いて、
並行した組立点検・整備・交換が可能である。
第１図は本発明を適用した通信衛星の外観図、第２図Ｊ
ｒｉ第１図の正面図、葛３図は第２図のａ−ｂ断面図、
第４図（Ａｌは本発明を適用した通信系モジュールの断
面図、第４図（Ｂｌは本発明を適用した通信系モジュー
ルのもう一つの事例を示す断面図を示す。 図に２いて、１・・・・・・共通モジー−ル、２，３゛
＝゛・・・パワ・モジュール、１０・・・・・・ｏＴＶ
、ｉｌ・・・・・・ＴＴＣア ン テナ、 ２１．３
１ ・・・・・・太１鷺み１住γｌ？（ドル４〜９・
・・・・・通信系モジュール、１０１〜１０８・・・・
・・連結梁、１１１〜１１８・・・・・・支持梁、 ４
１１・・・・・・アンテナ二次反射板基礎組立部、４１
２・・・・・・アンテナ二次反射板基礎組立部、４１３
・・・・・・ア／テプーー次反射板、４１４・・・・・
・アンチブー放射器、４１５・・・・・・アンテナ−次
反射板支持部である。 −−−ｔ ｂ 第２閉 （Ａ） 第３関 （Ａ） （Ｂ） 第４ｍ
ｒｉ第１図の正面図、葛３図は第２図のａ−ｂ断面図、
第４図（Ａｌは本発明を適用した通信系モジュールの断
面図、第４図（Ｂｌは本発明を適用した通信系モジュー
ルのもう一つの事例を示す断面図を示す。 図に２いて、１・・・・・・共通モジー−ル、２，３゛
＝゛・・・パワ・モジュール、１０・・・・・・ｏＴＶ
、ｉｌ・・・・・・ＴＴＣア ン テナ、 ２１．３
１ ・・・・・・太１鷺み１住γｌ？（ドル４〜９・
・・・・・通信系モジュール、１０１〜１０８・・・・
・・連結梁、１１１〜１１８・・・・・・支持梁、 ４
１１・・・・・・アンテナ二次反射板基礎組立部、４１
２・・・・・・アンテナ二次反射板基礎組立部、４１３
・・・・・・ア／テプーー次反射板、４１４・・・・・
・アンチブー放射器、４１５・・・・・・アンテナ−次
反射板支持部である。 −−−ｔ ｂ 第２閉 （Ａ） 第３関 （Ａ） （Ｂ） 第４ｍ
Claims (2)
- （１） 共通モ乙−ルを中央部に配し、その周囲に数
個のはｌ’＆類似した構造を有する通信系モジュールと
二組のパワーモジュールとを配し、前記共通モジー−ル
と前記通信系モジュール又は前記パワーモジュールとの
間を所定の長さの連結梁で放射状に接続し、前記中央部
に配した共通モジュールのほぼ中心軸近傍に重心を与え
ると共に、周囲の相隣る前記通信系モジー−ル又はｔＭ
Ｊ 記パワーモジ、、−−ル間を間隔保持のための支持
梁で接続することを特徴とする三軸姿勢制御型通信衛星
の組立方法。 - （２） 前記通信系モジュールが地上に於て、予め大
型アンテナのホーン型放射器と二次反射板の基ω「〜組
立部とを一体にして組立て、低軌道の宇宙ステージ璽ン
に於て、前記大型アンテナの一次反射板及び二次反射板
追加組立部を付加することを特徴とする特許請求の範囲
第１項記載の三軸姿勢制御型通信衛生の組立方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP57178834A JPS5967739A (ja) | 1982-10-12 | 1982-10-12 | 宇宙での組立式三軸姿勢制御型通信衛星 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP57178834A JPS5967739A (ja) | 1982-10-12 | 1982-10-12 | 宇宙での組立式三軸姿勢制御型通信衛星 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5967739A true JPS5967739A (ja) | 1984-04-17 |
| JPS6340057B2 JPS6340057B2 (ja) | 1988-08-09 |
Family
ID=16055475
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP57178834A Granted JPS5967739A (ja) | 1982-10-12 | 1982-10-12 | 宇宙での組立式三軸姿勢制御型通信衛星 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS5967739A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2010537880A (ja) * | 2007-08-28 | 2010-12-09 | レイセオン カンパニー | ペイロード中心構成を有する宇宙船 |
-
1982
- 1982-10-12 JP JP57178834A patent/JPS5967739A/ja active Granted
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2010537880A (ja) * | 2007-08-28 | 2010-12-09 | レイセオン カンパニー | ペイロード中心構成を有する宇宙船 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS6340057B2 (ja) | 1988-08-09 |
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