JP2015182694A - 宇宙機用構体 - Google Patents

Abstract

【課題】打上時の振動や衝撃から宇宙機本体を確実に保護し、大幅な軽量化と製造コストの削減を実現した宇宙機用構体の提供。
【解決手段】この構体１２は、炭素繊維により強化された樹脂（ＣＦＲＰ）からなる。構体１２を構成する樹脂は、ＰＥＥＫ（ポリエーテルエーテルケトン）樹脂である。構体１２は、切頂八面体に形成されている。構体１２の肉厚は２ｍｍである。構体１２は、殻１４及び殻１５を備え、両者が突き合わされて熱融着されている。
【選択図】図２

Description

この発明は、たとえば人工衛星に代表される地球や他惑星を周回する宇宙機や深宇宙空間を探査する宇宙機の構体の構造に関するものである。

宇宙開発プロジェクトは、当該プロジェクトの主目的のために開発された宇宙機（典型的には人工衛星）がロケットにて宇宙空間に打ち上げられるプロセスを有する。そして、このロケットの打ち上げを効率的且つ有意義なものとするために、上記主目的とは異なる目的で開発された人工衛星等が当該ロケットの打ち上げに便乗するのが一般的である。

このような相乗り型の人工衛星は、さまざまな制約を受ける。たとえば、外形サイズ、質量、固有振動数等々である。特に、人工衛星の質量は打上コストに大きく影響するものであり、わずか１ｇの質量増加が打上コストを１０万円程度増大させると言われている。このため、人工衛星には軽量化が厳しく要請される。その一方で、打上時に人工衛星にきわめて激しい振動や衝撃が加わる。この振動や衝撃による衛星本体の破損等の防止のため、一般に、衛星本体は構体を備えている（たとえば、特許文献１〜特許文献３参照）。

特開２０１３−１８４５７４号公報 特開２００３−２９１８９８号公報 特開２００３−２９１８９９号公報

従来の人工衛星用構体は、一般に直方体形状であり、アルミニウム合金や炭素繊維により強化された熱硬化性樹脂からなる複数のパネルがボルトにより締結されることにより構成されている。そして、軽量化のために、各パネルは、複雑な薄肉加工（たとえば、フライスによる切削）が施されたり、パネルにハニカムサンドイッチ構造が採用されている。

しかしながら、構体は、ロケットの打ち上げ時の振動や衝撃に耐荷しなければならないので、その軽量化にも限界がある。また、各パネルはボルトにより締結されるが、かかる構造では、十分な構体の剛性が実現されにくい。さらに、打上時の振動により各パネルの締結が緩まないように多数のボルトが必要になる。そのため、ボルト締結作業が膨大となり、人工衛星の組立コストが増大する。しかも、多数のボルトが使用されることにより、打上時の振動や衝撃でいずれかのボルトが緩んでしまう可能性が高くなり、もし一本でもボルトが緩めば、ロケットと共振するなどの危険性が高くなる。

本発明はかかる背景のもとになされたものであって、その目的は、打上時の振動や衝撃から宇宙機本体を確実に保護し、大幅な軽量化と製造コストの削減を実現した宇宙機用構体を提供することである。

(1) 本発明に係る宇宙機用構体は、複数の熱可塑性樹脂製パネルからなる。この宇宙機用構体は、宇宙機本体を収容する空間が内部に形成された多面体からなり、各熱可塑性樹脂製パネルは、連続又は熱融着されている。

この構成によれば、各熱可塑性樹脂製パネルは成形品として形成される。各熱可塑性樹脂製パネルは、ボルト等による締結構造ではなく、熱融着により固着される。樹脂の種類は、環境温度が熱可塑性樹脂のガラス転移点温度以下で使用可能なものが望ましい。

(2) 上記多面体は、切頂八面体であるのが好ましい。

宇宙機用構体は、その表面に太陽電池パネルが配置される。したがって、構体が多面体に形成された場合に、各面が太陽電池パネルを配置するために十分な面積を有する必要がある。この構成では、各面の面積が汎用の太陽電池パネルを配置するために必要且つ十分な大きさとなる。しかも、構造体として球に近似し、構体が宇宙空間で回転する場合には熱制御を行いやすい。

(3) 上記多面体は、対向配置される同一形状の二つの熱可塑性樹脂製パネルから構成されていてもよい。この場合、各熱可塑性樹脂製パネルは、４枚の正六角形の主板及び３枚の正方形の副板を有し、第１の主板の周囲に放射状に第２乃至第４の主板が連続し、上記３枚の副板は、第１の主板の周囲に放射状に連続し且つ第２及び第３の主板の間並びに第３及び第４の主板の間に配置されたプリプレグ又はセミプレグにより熱加工されたものであるのが好ましい。

この構成では、上記熱可塑性樹脂製パネルは、プリプレグ又はセミプレグが所要の形状に裁断され、これに熱処理が施されることにより製造される。したがって、上記熱可塑性樹脂製パネルが高い寸法精度にて構成される。

(4) 上記熱可塑性樹脂製パネルは、肉厚が１．０ｍｍ〜４．０ｍｍの炭素繊維強化ＰＥＥＫ樹脂から構成されるのが好ましい。

ＰＥＥＫ（ポリエーテルエーテルケトン）樹脂のうち産業界で実際に用いられている一つのＰＥＥＫ樹脂の融点は約３３５°Ｃであり、ガラス転移転温度は約２５０°Ｃであるから、この樹脂は、２５０°Ｃ以下の環境で連続して使用可能であり、宇宙空間でも使用可能である。しかも、ＰＥＥＫ樹脂は射出成形が可能であるから、上記熱可塑性樹脂製パネルの製造も容易である。また、ＰＥＥＫ樹脂の機械的強度については、荷重たわみ温度が１４０°Ｃであるが、炭素繊維で強化されることにより、荷重たわみ温度が３００°Ｃ以上に達し、機械的強度も十分となる。したがって、上記樹脂製パネルが薄肉（１．０ｍｍ〜４．０ｍｍ）であっても、構体としての強度や剛性が保たれる。加えて、耐薬品性にも優れ、濃硫酸や濃硝酸、飽和塩素水以外の無機・有機薬品に侵されないという利点もある。

(5) 上記熱可塑性樹脂製パネルのうち熱融着される部分に融着代が形成されているのが好ましい。

この構成では、各熱可塑性樹脂製パネルが確実に熱融着され、上記熱可塑性樹脂製パネルの強度や剛性が向上する。

(6) 上記熱可塑性樹脂製パネルの隣り合う面の境界に補強部材が配置されているのが好ましい。

この構成では、上記熱可塑性樹脂製パネルの強度や剛性がより一層向上する。

この発明によれば、構体が炭素繊維強化樹脂（ＣＦＲＰ）からなるのできわめて軽量であり且つ良好な強度や剛性が確保される。また、構体が複数のパネルから構成されたとしても、各パネルは、熱可塑性樹脂からなるので、これらの接合にボルトを使用する必要はない。したがって、構体の組立作業が簡単で組立コストが削減されるうえ、各パネルは締結される構造ではないから、耐衝撃性及び耐振動性にも優れる。

図１は、本発明の一実施形態に係る構体が採用された宇宙機の外観斜視図である。 図２は、本発明の一実施形態に係る宇宙機の要部分解斜視図である。 図３は、本発明の一実施形態に係る構体の分解斜視図である。 図４は、本発明の一実施形態に係る構体を構成する殻の展開模式図である。 図５は、本発明の一実施形態に係る殻の斜視図である。 図６は、図５におけるVI−VI断面図である。

以下、本発明の好ましい実施形態が、適宜図面が参照されながら説明される。

図１は、本発明の一実施形態に係る構体が採用された宇宙機（典型的には人工衛星）の外観斜視図である。また、図２は、この宇宙機の要部分解斜視図である。

この宇宙機１０は、深宇宙空間との通信用宇宙機として機能するものであり、その外形サイズは、一辺が５０ｃｍの立方体空間内に収まるように設計されている。また、宇宙機１０は、その質量が５０ｋｇ以下であり、いわゆる超小型人工惑星である。この宇宙機１０は、宇宙機本体１１と、この宇宙機本体１１を囲繞する構体１２とを有する。宇宙機１０は電力で作動し、そのエネルギー源は太陽光である。したがって、この宇宙機１０の構体１２の表面には、図示されていない太陽電池が装着されている。

本実施形態に係る宇宙機１０の特徴とするところは、上記構体１２を備えている点である。この構体１２は、後述の材料により後述の形状に形成されており、従来の人工衛星用構体に比べて大幅な軽量化と共に、良好な強度及び剛性並びに耐振動性及び耐衝撃性を実現している。

構体１２は、炭素繊維により強化された熱可塑性樹脂（ＣＦＲＰ）からなる。本実施形態では、樹脂は、ＰＥＥＫ（ポリエーテルエーテルケトン）樹脂が採用されている。もっとも、ＰＥＥＫ樹脂に限定されるものではなく、種々の熱可塑性樹脂が採用され得る。また、ＣＦＲＰに代えてガラス繊維を含有したガラス繊維強化樹脂（ＧＦＲＰ）等も採用され得る。さらに、ガラス繊維及び炭素繊維にて強化されていないＰＥＥＫ樹脂その他の熱可塑性樹脂も採用され得る。

図３は、構体１２の分解斜視図である。

構体１２は、宇宙機１０の外形を画定するものであり、本実施形態では図１ないし図３が示すように切頂八面体に形成されている。構体１２は、一対の殻１４、１５（特許請求の範囲に記載された「熱可塑性樹脂製パネル」に相当）を備えており、これらが対向配置されることによって上記切頂八面体が構成されている。同図が示すように、殻１４は、正六角形からなる４つの主面１６と、正方形からなる３つの副面１７とを有する。つまり、殻１４は７面を有し、したがって、構体１２は、１４面を有する構造体である。

図４は、殻１４の展開模式図である。

同図が示すように、殻１４は、主板１８、１９、２０、２１（上記主面１６を形成）と、副板２２、２３、２４（上記副面１７を形成）とを備えている。主板１８〜２１は、正六角形を呈する。主板１８の外辺２５、２６、２７にそれぞれ主板１９、２０、２１が連続している。また、主板１８の外辺２８、２９、３０にそれぞれ副板２２、２３、２４が連続している。そして、主板１８の外辺２５〜３０に沿って主板１９〜２１及び副板２２〜２４が折り曲げられることにより、図３が示す器状の殻１４が形成される。

本実施形態では、殻１４は、プリプレグ又はセミプレグを用いて形成される。すなわち、炭素繊維にＰＥＥＫ樹脂を含浸させたシート（プリプレグ又はセミプレグ）が、たとえば所要の金型を用いて加熱及び加圧されることにより殻１４が形成される。この場合、単一のプリプレグ又はセミプレグは薄肉のシート（肉厚０．０５ｍｍ〜０．５ｍｍ）であるから、複数枚のプリプレグ又はセミプレグが積層されて肉厚が２ｍｍの殻１４が形成される。なお、殻１４の肉厚は、１．０ｍｍ〜４．０ｍｍに設定され得る。

図４が示すように、この殻１４の主板１９に孔３１が設けられている。この孔３１の形状は正六角形であり、これにより、主板１９の各辺に内側に突出した帯部３２が形成されている。この帯部３２は、宇宙機本体１１が取り付けられる部分である。本実施形態では、この帯部３２に宇宙機本体１１のフランジ４７（図１及び図２参照）がボルト等により締結される。また、主板２０に窓３３が設けられている。この窓３３は、主板２０に孔が開けられることにより形成されている。この窓３３は、主板１９に設けられた孔３１と同様の形状であり、宇宙機１０が組み立てられる際の作業窓として使用される。この窓３３には、蓋１３（図１参照）が取り付けられる。蓋１３は、ボルト等により締結される。蓋１３の材質は、炭素繊維強化樹脂が採用され得る。ただし、電波透過性が要求される場合は、蓋１３の材質はガラス繊維強化樹脂が採用される。

図５は、殻１４の斜視図であって、当該殻１４の内壁面が図示されている。また、図６は、図５におけるVI−VI断面図である。

殻１４は、前述のように４つの主板１８〜２１と３つの副板２２〜２４とを有する。主板１８のまわりに他の主板１９〜２１及び副板２２〜２４が配置されているが（図４参照）、互いに隣り合う面同士は、境界部分において折り曲げられた状態となっている。本実施形態では、この境界部分に沿って補強シート４５（特許請求の範囲に記載された「補強部材」に相当）が設けられている。この補強シート４５は、細長帯状に形成され、上記境界部分を覆っている。補強シート４５は、炭素繊維により強化されたＰＥＥＫ樹脂が採用され得る。この補強シート４５は、省略されてもよい。

なお、上記殻１５は、殻１４と同様の構成であるので、その説明は省略される。図３が示すように、殻１４に殻１５が突き合わされることにより、構体１２が形成される。殻１４が殻１５と突き合わされる部位、すなわち、主板１９の外辺３４、３５、３６、主板２０の外辺３７、３８、３９、主板２１の外辺４０、４１、４２、副板２２の外辺４３、副板２３の外辺４４及び副板２４の外辺４５は、対向する殻１５に熱融着され、固着される。

本実施形態では、上記外辺３４〜４５に融着代４６が形成されている。殻１４と殻１５とが突き合わされることにより、各融着代４６が当接し合う。この融着代４６が融着されることにより、殻１４と殻１５とを接合する作業が容易になるし、殻１４、１５が強固に融着される。もっとも、この融着代４６は省略されてもよい。

本実施形態に係る構体１２は、熱可塑性樹脂による成形品として構成された殻１４、１５からなり、切頂八面体を呈する。したがって、構体１２は、軽量で且つ良好な強度及び剛性が確保されるうえ、耐振動性及び耐衝撃性にも優れた構造体となる。図２が示すように、宇宙機本体１１は、殻１４の孔３１から挿入され、殻１５の孔３１から露出する。フランジ４７が殻１５の孔３１に固定され、且つ宇宙機本体１１と固定される（図１参照）。この固定手段は、典型的にはボルトによる締結が採用される。

また、構体１２を構成する各面の境界部分に上記補強シート４５が設けられているので、構体１２の剛性は大幅に上昇する。さらに、各殻１４、１５は、ボルト等による締結構造ではなく、熱融着により固着されるから、構体１２の組立作業が簡単で組立コストが大幅に削減される。

加えて、殻１４、１５が樹脂成形品であるから、構体１２の表面がきわめて滑らかになる。ＰＥＥＫ樹脂の熱伝導率は金属にくらべて非常に低いことも相俟って、適切な塗料が塗られた構体１２は、宇宙空間において太陽熱（赤外線放射）の吸収を抑え、宇宙機本体１１の温度変化が抑制される。従来のように構体が金属で構成される場合は、太陽熱の吸収が抑制されるために構体表面が滑面に仕上げられなければならないが、この加工コストは膨大である。これに比べて本実施形態では、かかる加工コストの問題は生じない。

ところで、宇宙機１０の動力源は電力であり、そのために構体１２には図示されていない太陽電池パネルが配置される。本実施形態では、構体１２は、切頂八面体である。したがって、構体１２がかかる多面体であれば、主板１８〜２１等は、太陽電池パネルを配置するために十分な面積を確保することができる。しかも、切頂八面体は、構造体として球に近似するから、構体１２が宇宙空間で回転する場合に熱制御が容易になる。さらに、殻１４と殻１５は、上記外辺３４〜４２を介して接着されている。すなわち、波形の接合面が構体１２を周回することになるので、ねじり剛性がきわめて高くなるという利点がある。

特に本実施形態では、構体１２は、肉厚が１．０ｍｍ〜４．０ｍｍのＰＥＥＫ樹脂からなる。本実施形態では、ＰＥＥＫ樹脂に含まれるカーボン繊維は、開繊糸織物１００ｇ／ｍ^２・２０ｐｌｙ、繊維体積率は４１％、繊維の弾性係数は、４０ｔｆ／ｍｍ^２であり、ＰＥＥＫ樹脂が３９０°Ｃ、３０ｋｇｆ／ｃｍ^２の条件のもとで所定時間だけプレスされる。これにより、構体１２は、きわめて軽量且つ良好な強度及び剛性が実現される。なお、構体１２の肉厚は、本実施形態では前述のように２ｍｍに設定されているが、構体１２に要求される機械的強度及び剛性により、肉厚は適宜設計変更される。

また、構体１２を構成する殻１４、１５は、図３が示すような形状に裁断されたプリプレグ又はセミプレグから成形される。したがって、殻１４、１５は高い寸法精度にて成形され、その結果、構体１２の機械的強度が設計どおりに仕上がる。

本実施形態では、構体１２は切頂八面体に形成されている。ただし、構体１２の外形は切頂八面体に限定されるものではなく、種々の多面体が採用され得る。ただし、前述のように、汎用の太陽電池パネルが採用される場合は、これが配置できる平面部分が必要である。また、仮に曲面に設置できる太陽電池パネルが採用され得るならば、構体１２の外形が球体であってもよい。

なお、本発明は、宇宙機の典型として人工衛星用構体に適用されているが、宇宙機として、スペースシャトル、意中往還機、惑星探査機、深宇宙探査機等が想定される。

１０・・・宇宙機
１１・・・宇宙機本体
１２・・・構体
１４・・・殻
１５・・・殻
１６・・・主面
１７・・・副面
１８・・・主板
１９・・・主板
２０・・・主板
２１・・・主板
２２・・・副板
２３・・・副板
２４・・・副板
２５・・・外辺
２６・・・外辺
２７・・・外辺
２８・・・外辺
２９・・・外辺
３０・・・外辺
３１・・・孔
３２・・・帯部
３３・・・窓
３４・・・外辺
３５・・・外辺
３６・・・外辺
３７・・・外辺
３８・・・外辺
３９・・・外辺
４０・・・外辺
４１・・・外辺
４２・・・外辺
４３・・・融着代

Claims (6)

1. 複数の熱可塑性樹脂製パネルからなり、宇宙機本体を収容する空間が内部に形成された球体又は多面体であって、
   各熱可塑性樹脂製パネルは、連続又は熱融着されている宇宙機用構体。
2. 上記多面体は、切頂八面体である請求項１に記載の宇宙機用構体。
3. 上記多面体は、対向配置される同一形状の二つの熱可塑性樹脂製パネルからなり、
   各熱可塑性樹脂製パネルは、
   ４枚の正六角形の主板及び３枚の正方形の副板を有し、第１の主板の周囲に放射状に第２乃至第４の主板が連続し、上記３枚の副板は、第１の主板の周囲に放射状に連続し且つ第２及び第３の主板の間並びに第３及び第４の主板の間に配置されたプリプレグ又はセミプレグが、熱加工されたものである請求項１又は２に記載の宇宙機用構体。
4. 上記熱可塑性樹脂製パネルは、肉厚が１．０ｍｍ〜４．０ｍｍの炭素繊維強化ＰＥＥＫ樹脂からなる請求項１から３のいずれかに記載の宇宙機用構体。
5. 上記熱可塑性樹脂製パネルのうち熱融着される部分に融着代が形成されている請求項１から４のいずれかに記載の宇宙機用構体。
6. 上記熱可塑性樹脂製パネルの隣り合う面の境界に補強部材が配置されている請求項１から５のいずれかに記載の宇宙機用構体。
   
   
   

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