特開 2024-132140 宇宙構造物制御システムおよび宇宙構造物制御方法

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】公開特許公報(A)

(11)【公開番号】P2024132140

(43)【公開日】2024-09-30

(54)【発明の名称】宇宙構造物制御システムおよび宇宙構造物制御方法

(51)【国際特許分類】

   B64G 1/22 20060101AFI20240920BHJP

   B64G 1/26 20060101ALI20240920BHJP

   B64G 1/66 20060101ALI20240920BHJP

   B64G 1/44 20060101ALI20240920BHJP

   B64G 1/24 20060101ALI20240920BHJP

   B64G 1/28 20060101ALI20240920BHJP

【ＦＩ】

B64G1/22 100B

B64G1/26 B

B64G1/66 C

B64G1/44 300

B64G1/24 A

B64G1/28 Z

【審査請求】未請求

【請求項の数】15

【出願形態】ＯＬ

(21)【出願番号】P 2023042818

(22)【出願日】2023-03-17

(71)【出願人】

【識別番号】000005108

【氏名又は名称】株式会社日立製作所

(74)【代理人】

【識別番号】110000350

【氏名又は名称】ポレール弁理士法人

(72)【発明者】

【氏名】伊藤 真

(72)【発明者】

【氏名】舟根 司

(72)【発明者】

【氏名】渡辺 康一

(72)【発明者】

【氏名】田部 洋祐

(72)【発明者】

【氏名】木村 寿利

(57)【要約】

【課題】
宇宙空間で展開される宇宙構造物において、大型化に際して、より軽量でかつ面形状制御が容易で展開時間が短い宇宙構造物制御システムを提供する。
【解決手段】
宇宙構造物制御システムであって、宇宙構造物と、宇宙構造物に接続される人工衛星と、人工衛星に搭載され人工衛星の軌道及び姿勢を制御する推進装置を有し、宇宙構造物は膜状構造物を有し、膜状構造物に設置された反射鏡における太陽光反射率の空間パターンを制御する太陽光反射率制御装置と、膜状構造物に接続される形状維持装置を有し、推進装置は膜状構造物を回転させ遠心力を生成し、太陽光反射率制御装置は反射鏡における太陽光反射率を制御することにより反射鏡に加わる太陽輻射圧を制御し、膜状構造物の回転による遠心力と太陽輻射圧により膜状構造物の３次元形状を制御し、形状維持装置により膜状構造物の形状を維持もしくは安定化させる。
【選択図】図５

【特許請求の範囲】

【請求項1】

宇宙空間で展開される宇宙構造物の形状を制御する宇宙構造物制御システムであって、
前記宇宙構造物と、
前記宇宙構造物に接続される人工衛星と、
前記人工衛星に搭載され該人工衛星の軌道及び姿勢を制御する推進装置を有し、
前記宇宙構造物は、膜状構造物を有し、該膜状構造物に設置された反射鏡における太陽光反射率の空間パターンを制御する太陽光反射率制御装置と、前記膜状構造物に接続される形状維持装置を有し、
前記推進装置は、前記膜状構造物を回転させ遠心力を生成し、
前記太陽光反射率制御装置は、前記反射鏡における太陽光反射率を制御することにより前記反射鏡に加わる太陽輻射圧を制御し、
前記膜状構造物の回転による遠心力と前記太陽輻射圧により前記膜状構造物の３次元形状を制御し、
前記形状維持装置により前記膜状構造物の形状を維持もしくは安定化させることを特徴とする宇宙構造物制御システム。

【請求項2】

請求項１に記載の宇宙構造物制御システムにおいて、
前記人工衛星は前記膜状構造物の中心軸上に接続されており、前記人工衛星に搭載される前記推進装置により前記膜状構造物を回転させた遠心力により前記膜状構造物を展開して前記３次元形状を形成することを特徴とする宇宙構造物制御システム。

【請求項3】

請求項１に記載の宇宙構造物制御システムにおいて、
前記太陽光反射率制御装置は、電気的に光の反射率を制御する液晶デバイスまたはエレクトロクロミックデバイスであることを特徴とする宇宙構造物制御システム。

【請求項4】

請求項１に記載の宇宙構造物制御システムにおいて、
前記膜状構造物は、前記３次元形状の薄膜を放射状に分割して得られる複数の膜面モジュールで形成され、
前記形状維持装置は、前記膜面モジュールの放射状の２辺に有しており、前記膜状構造物に接続されるテザーとテザー伸縮制御装置、磁石、硬化樹脂、またはラッチ機構であることを特徴とする宇宙構造物制御システム。

【請求項5】

請求項１に記載の宇宙構造物制御システムにおいて、
前記膜状構造物の膜面の照度を計測する太陽光パネルを有し、
前記太陽光反射率制御装置は、前記太陽光パネルの情報を基に前記反射鏡における太陽光反射率を制御することを特徴とする宇宙構造物制御システム。

【請求項6】

請求項１に記載の宇宙構造物制御システムにおいて、
前記形状維持装置は、赤外線センサまたはカメラを有し、これらの情報を基に前記膜状構造物の形状を維持もしくは安定化させることを特徴とする宇宙構造物制御システム。

【請求項7】

請求項１に記載の宇宙構造物制御システムにおいて、
前記膜状構造物の３次元形状はパラボラ形状であって、
前記人工衛星または前記膜状構造物と伸縮ピラーまたはテザーを介して接続される発信器／受信機を有し、アンテナの機能を有することを特徴とする宇宙構造物制御システム。

【請求項8】

請求項１に記載の宇宙構造物制御システムにおいて、
前記人工衛星は、前記膜状構造物の姿勢維持のため、前記推進装置を用いて前記膜状構造物の回転数を制御する機能を有することを特徴とする宇宙構造物制御システム。

【請求項9】

請求項１に記載の宇宙構造物制御システムにおいて、
前記人工衛星は、前記膜状構造物の形状維持のため、該人工衛星を前記宇宙構造物から切り離す機能を有することを特徴とする宇宙構造物制御システム。

【請求項10】

請求項１に記載の宇宙構造物制御システムにおいて、
前記太陽光反射率制御装置は、前記反射鏡における太陽光反射率を制御することにより前記反射鏡に加わる太陽輻射圧を制御することで、前記膜状構造物の３次元形状の姿勢を制御することを特徴とする宇宙構造物制御システム。

【請求項11】

請求項１に記載の宇宙構造物制御システムにおいて、
前記膜状構造物は、前記３次元形状の薄膜を放射状に分割して得られる複数の薄膜衛星モジュールで形成され、該薄膜衛星モジュールの薄膜端部に端部衛星が接続されており、
前記人工衛星は前記膜状構造物の中心軸上に接続されており、前記人工衛星に搭載される前記推進装置および前記端部衛星により前記膜状構造物を回転させた遠心力により前記膜状構造物を展開して前記３次元形状を形成することを特徴とする宇宙構造物制御システム。

【請求項12】

請求項１に記載の宇宙構造物制御システムにおいて、
前記膜状構造物は、前記３次元形状の薄膜の放射方向および円周方向に羅列して接続されている複数の薄膜衛星モジュールで形成され、該薄膜衛星モジュールの薄膜の頂点に端部衛星が接続されており、
前記薄膜衛星モジュールに接続された端部衛星により薄膜を保持または引っ張ることにより該薄膜衛星モジュールを展開し、複数の前記薄膜衛星モジュールが互いに接続されることで前記３次元形状を形成することを特徴とする宇宙構造物制御システム。

【請求項13】

請求項１２に記載の宇宙構造物制御システムにおいて、
前記薄膜衛星モジュールは、端部にアレーパッチアンテナを設置することを特徴とする宇宙構造物制御システム。

【請求項14】

宇宙空間で展開される宇宙構造物の形状を制御する宇宙構造物制御システムの宇宙構造物制御方法であって、
宇宙構造物制御システムは、前記宇宙構造物と、前記宇宙構造物に接続される人工衛星と、前記人工衛星に搭載され該人工衛星の軌道及び姿勢を制御する推進装置を有し、
前記宇宙構造物は、膜状構造物を有し、
前記推進装置を用いて前記膜状構造物を回転させて遠心力を生成し、
前記膜状構造物に設置された反射鏡における太陽光反射率を制御することにより前記反射鏡に加わる太陽輻射圧を制御し、
前記膜状構造物の回転による遠心力と前記太陽輻射圧により前記膜状構造物の３次元形状を制御し、
前記膜状構造物の形状を維持もしくは安定化させることを特徴とする宇宙構造物制御方法。

【請求項15】

請求項１４に記載の宇宙構造物制御方法において、
前記人工衛星は前記膜状構造物の中心軸上に接続されており、前記人工衛星に搭載される前記推進装置により前記膜状構造物を回転させた遠心力により前記膜状構造物を展開して前記３次元形状を形成することを特徴とする宇宙構造物制御方法。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本発明は、宇宙空間で展開される宇宙構造物に関する。

【背景技術】

【0002】

地上から宇宙空間へ運搬され展開される宇宙構造物として、人工衛星のアンテナや、太陽光発電パネルに用いる太陽光集光反射面等がある。

【0003】

人工衛星のアンテナとしては、シンプルな構造で高利得が得られるパラボラアンテナが用いられることが多く、当該アンテナの利得を上げるためには反射鏡を大きくする必要がある。従来、人工衛星に搭載される軽量なパラボラアンテナは、薄膜反射面とフレームやリブを用いて宇宙空間で展開することで反射鏡の曲面を形成する展開式アンテナであり、数１０ｍ級の軽量大型パラボラアンテナを実現している。ここで、更に利得を上げるためには、更なる大型化が必要である。そのためには、重量が増大し、ロケットによる打ち上げコストも増大するため、軽量化を目指した新たな膜展開方式や面形状制御等の研究が進められている。

【0004】

本技術分野に関連する先行技術文献として特許文献１がある。特許文献１には、薄膜材によって形成される反射鏡を備えた宇宙用電磁波集束装置で、反射鏡面の表面の輻射率と反射率の面分布を調整し、反射鏡面形状を指定の形状に近づける形状形成方法が記載されている。

【先行技術文献】

【特許文献】

【0005】

【特許文献1】特開２００５－７２９１３号公報

【発明の概要】

【発明が解決しようとする課題】

【0006】

特許文献１では、輻射率と反射率による面形状制御の記載はあるが、膜構造物の展開時間、重力傾斜や空気外乱などによる影響を修正するための動作時間は考慮されていない。

【0007】

そこで、本発明では、宇宙空間で展開される宇宙構造物において、大型化に際して、軽量でかつ面形状制御が容易で展開時間が短い宇宙構造物制御システムを提供することを目的とする。

【課題を解決するための手段】

【0008】

本発明は、その一例を挙げるならば、宇宙空間で展開される宇宙構造物の形状を制御する宇宙構造物制御システムであって、宇宙構造物と、宇宙構造物に接続される人工衛星と、人工衛星に搭載され人工衛星の軌道及び姿勢を制御する推進装置を有し、宇宙構造物は膜状構造物を有し、膜状構造物に設置された反射鏡における太陽光反射率の空間パターンを制御する太陽光反射率制御装置と、膜状構造物に接続される形状維持装置を有し、推進装置は膜状構造物を回転させ遠心力を生成し、太陽光反射率制御装置は反射鏡における太陽光反射率を制御することにより反射鏡に加わる太陽輻射圧を制御し、膜状構造物の回転による遠心力と太陽輻射圧により膜状構造物の３次元形状を制御し、形状維持装置により膜状構造物の形状を維持もしくは安定化させる。

【発明の効果】

【0009】

本発明によれば、宇宙空間で展開される宇宙構造物において、大型化に際して、より軽量でかつ面形状制御が容易で展開時間が短い宇宙構造物制御システムを提供できる。

【図面の簡単な説明】

【0010】

【図1】実施例１における宇宙構造物制御システムの構成ブロック図である。

【図2】実施例１における宇宙構造物制御システムの全体構成を示す斜視図である。

【図3】図２における宇宙構造物制御システムの太陽側から見た上面図である。

【図4】図２における宇宙構造物制御システムの側面図である。

【図5】図２における膜状構造物を太陽側から見た展開図である。

【図6】実施例１における膜状構造物の薄膜構造の断面図である。

【図7】実施例１における膜状構造物の他の薄膜構造の断面図である。

【図8】実施例１における宇宙構造物制御システムの膜状構造物の形状制御の処理フローチャートである。

【図9】実施例２における宇宙構造物制御システムの構成ブロック図である。

【図10】実施例２における宇宙構造物制御システムの全体構成を示す斜視図である。

【図11】図１０における膜状構造物を太陽側から見た展開図である。

【図12】実施例３おける宇宙構造物制御システムの全体構成を示す斜視図である。

【図13】図１２における薄膜衛星モジュールを太陽側から見た図である。

【発明を実施するための形態】

【0011】

以下、本発明の実施例を図面を用いて説明する。なお、本実施例では、宇宙構造物として、人工衛星に搭載されるアンテナを例に説明する。

【実施例0012】

図１は、本実施例における宇宙構造物制御システムの構成ブロック図である。図１において、宇宙構造物制御システム１００は、宇宙構造物１３０と人工衛星１０２と推進装置１０３を有する。また宇宙構造物１３０は、宇宙構造物としてアンテナを構成し、膜状構造物１０１と伸縮ピラー１０７と発信器／受信機１０８を有する。さらに、膜状構造物１０１は、太陽光反射率制御装置１０４と形状維持装置１０５と太陽光パネル１０６を有する。

【0013】

図２は、本実施例における宇宙構造物制御システム１００の全体構成を示す斜視図である。図２において、図１と同じ構成は同じ符号を付し、その説明は省略する。図２に示すように、人工衛星１０２は、膜状構造物１０１の中心軸上に接続されており、人工衛星１０２に搭載される推進装置１０３により膜状構造物１０１を回転させる。なお、９は太陽を模式的に示している。また、１０９は小さい重りを示す。

【0014】

図３は、図２における宇宙構造物制御システム１００の太陽側から見た上面図である。また、図４は、図２における宇宙構造物制御システム１００の側面図である。さらに、図５は、図２における膜状構造物１０１を太陽側から見た展開図である。

【0015】

図５に示すように、本実施例における膜状構造物１０１は、１０～５０ｍ級の口径サイズの大型展開式アンテナを構成する。膜状構造物１０１は、アンテナを構成する３次元形状であるパラボラ形状（放物面形状）の薄膜を放射状に分割して得られる複数の三角形状の薄膜である膜面モジュール１２０で形成される。また、複数の膜面モジュール１２０は、中心部で結合されている。なお、それぞれの膜面モジュール１２０は、三角形状に限定されるものではなく、中心部を切り欠いて四角形状や短冊状としてもよい。

【0016】

膜面モジュール１２０は、薄膜に反射鏡と液晶デバイスが貼り付けられた薄膜構造を有している。図６は、本実施例における薄膜構造を説明する模式図であり、薄膜構造の断面図を示している。図６に示すように、薄膜構造１２１として、太陽９側から液晶デバイス１４１、薄膜１４２、反射鏡１４３で構成されている。液晶デバイス１４１は、反射鏡１４３における太陽光反射率の空間パターンを制御できる。そのため、液晶デバイス１４１は、太陽光反射率制御装置１０４として機能する。太陽光反射率制御装置１０４は、反射鏡１４３における太陽光反射率を制御することにより反射鏡１４３に加わる太陽輻射圧を制御可能である。なお、太陽光反射率制御装置１０４は、液晶デバイス１４１以外の、例えばエレクトロクロミックデバイスまたは材料等により光の透過率または吸収率を制御できる装置でもよい。

【0017】

なお、膜状構造物１０１の薄膜構造１２１は、図７に示すように、薄膜と反射鏡が一体となった反射鏡１４４を有する構成としてもよい。

【0018】

薄膜１４２の膜材は、例えばポリイミドフィルムや、ＧＦＲＰ（ガラス繊維強化プラスチック）生地、ＣＦＲＰ（炭素繊維強化プラスチック）生地などの、耐宇宙環境性に優れた素材を用いるのが好ましい。また、反射鏡１４３は、ジルコニウム合金生地、ＧＦＲＰ生地、ＣＦＲＰ生地を用いるのが好ましい。

【0019】

また、膜面モジュール１２０は、膜面の照度を計測する太陽光パネル１０６、すなわち照度計として機能する光検出器を有し、太陽光反射率制御装置１０４は、太陽光パネル１０６からの情報を基に反射鏡１４３または１４４における太陽光反射率を制御する。

【0020】

図５において、太陽光反射率制御装置１０４によって反射鏡における太陽光反射率を制御することにより、反射鏡に加わる太陽輻射圧を制御した時の膜状構造物１０１に掛かるＡ－Ａ断面での太陽輻射圧分布を図下部に示す。図５に示すように、太陽輻射圧を制御することで、複数の膜面モジュール１２０で形成される膜状構造物１０１は、アンテナを構成するパラボラ形状に制御することが可能となる。

【0021】

膜状構造物１０１は、地上から宇宙空間への運搬時の収容容積の制約の為に折り畳んだ状態で運搬する。そして、膜状構造物１０１は、宇宙空間に運搬後、人工衛星１０２に搭載される推進装置１０３により膜状構造物１０１を回転させ、その際に生じる遠心力により膜状構造物１０１を展開する。その後、膜状構造物１０１の回転による遠心力と太陽輻射圧のバランスで、膜状構造物１０１を３次元形状であるパラボラ形状となるように制御する。図５に示すように、膜状構造物１０１を構成する複数の膜面モジュール１２０は、それぞれ放射状の２辺に接地センサ１１０を有しており、各膜面モジュール１２０が隣接する膜面モジュール１２０と接触したことを検出することで、膜状構造物１０１の３次元形状の生成が完了したことを検知する。

【0022】

また、膜面モジュール１２０は、放射状の２辺に形状維持装置１０５を有しており、膜状構造物１０１の形状生成が完了した後の形状を維持する。形状維持装置１０５は、具体的には、膜状構造物１０１に接続されるテザーとテザー伸縮制御装置、磁石、硬化樹脂、またはラッチ機構等で構成される。なお、形状維持装置１０５は、赤外線センサまたはカメラを有し、これらの情報を基に膜状構造物１０１の形状を維持もしくは安定化させてもよい。

【0023】

そして、本実施例における宇宙構造物制御システム１００は、膜状構造物１０１のパラボラ形状を維持し、人工衛星１０２または膜状構造物１０１と伸縮ピラー１０７を介して接続される発信器／受信機１０８によりアンテナの機能を有する。なお、伸縮ピラーの代わりにテザーを介して発信器／受信機１０８が接続されてもよい。

【0024】

なお、人工衛星１０２は、膜状構造物１０１の姿勢維持（指向方向維持）のため、推進装置１０３を用いて回転数を制御してもよい。

【0025】

また、人工衛星１０２は、膜状構造物１０１の形状維持のため、重りになる人工衛星自体を膜状構造物１０１から切り離す機能を有してもよい。

【0026】

また、太陽光反射率制御装置１０４は、反射鏡１４３における太陽光反射率を制御することにより反射鏡１４３に加わる太陽輻射圧を制御することで、膜状構造物１０１の３次元形状の姿勢を制御してもよい。

【0027】

図８は、本実施例における宇宙構造物制御システムの膜状構造物の形状制御の処理フローチャートである。図８において、まず、ステップＳ１１で、推進装置１０３を用いて膜状構造物１０１を回転させて膜状構造物１０１を展開する。次に、ステップＳ１２で、太陽光パネルを用いて膜面の照度を計測する。そして、ステップＳ１３で、太陽光反射率制御装置１０４である液晶デバイスの太陽光反射率を変化させ太陽輻射圧を制御する。そして、ステップＳ１４で、膜状構造物の回転による遠心力と液晶デバイスの太陽光反射率変化による太陽輻射圧制御により膜状構造物１０１の膜面形状を制御する。次に、ステップＳ１５で、膜状構造物１０１を構成する複数の膜面モジュール１２０のそれぞれの放射状の２辺にある接地センサ１１０に信号有かを判断する。そして、信号無しの場合は、膜状構造物１０１の膜面形状の制御が未完了と判断しステップＳ１３に戻る。ステップＳ１５で、信号有の場合は、膜状構造物１０１の回転による展開および膜面形状の制御が完了と判断しステップＳ１６に移行する。

【0028】

そして、ステップＳ１６で、形状維持装置を用いて膜状構造物１０１の膜面形状を維持する。そして、ステップＳ１７で、伸縮ピラー１０７を展開し、発信器／受信機１０８を所望位置に配置する。

【0029】

このように、本実施例によれば、宇宙構造物１３０は、地上から宇宙空間への運搬時の収容容積の制約の為に折り畳んだ状態で運搬し、宇宙空間に運搬後、人工衛星１０２に搭載される推進装置１０３により膜状構造物１０１を回転させ、その際に生じる遠心力により膜状構造物１０１を展開する。そのため、展開時間が短い宇宙構造物制御システムを提供できる。また、太陽光反射率制御装置１０４を膜状構造物１０１に有するので、太陽光反射率制御装置１０４により、反射鏡１４３における太陽光反射率を制御することにより反射鏡１４３に加わる太陽輻射圧を制御可能である。よって、膜状構造物１０１の回転による遠心力と太陽輻射圧のバランスで膜状構造物１０１のパラボラ形状を形成することができる。よって、推進装置１０３と太陽光反射率制御装置１０４により宇宙構造物の軌道及び姿勢の制御も可能であり、重力傾斜や空気外乱などによる影響も修正可能となる。すなわち、宇宙空間で展開される宇宙構造物において、大型化に際して、より軽量でかつ面形状制御が容易で展開時間が短い宇宙構造物制御システムを提供できる。

【実施例0030】

実施例１では、宇宙構造物として１０～５０ｍ級の大型展開式アンテナについて説明したが、本実施例では、さらに大きな宇宙構造物である１００～５００ｍ級の大型展開式アンテナについて説明する。

【0031】

図９は、本実施例における宇宙構造物制御システムの構成ブロック図である。図９において、図１と同じ構成は同じ符号を付し、その説明は省略する。図９において、宇宙構造物制御システム２００は、複数の薄膜衛星モジュール２３０と発信器／受信機モジュール２４０で構成される。また、薄膜衛星モジュール２３０は、膜状構造物モジュール２１０と人工衛星１０２と推進装置１０３を有する。さらに、膜状構造物モジュール２１０は、実施例１の膜状構造物１０１と同様に、太陽光反射率制御装置１０４と形状維持装置１０５と太陽光パネル１０６を有する。

【0032】

図１０は、本実施例における宇宙構造物制御システム２００の全体構成を示す斜視図である。図１０において、図２と同じ構成は同じ符号を付し、その説明は省略する。図１０において、図２と異なる点は、宇宙構造物を構成する膜状構造物２２０が、複数の薄膜衛星モジュール２３０で構成されており、薄膜衛星モジュール２３０の周辺に小型衛星である端部衛星２０９が接続されている点である。すなわち端部衛星２０９は、例えば薄膜衛星モジュール２３０の端部に設置される人工衛星を意味し、小型衛星と置き換えてもよい。

【0033】

図１１は、図１０における膜状構造物２２０を太陽側から見た展開図である。図１１に示すように、本実施例における膜状構造物２２０は、１００～５００ｍ級の口径サイズの大型展開式アンテナを構成する。宇宙構造物を構成する膜状構造物２２０は、アンテナを構成するパラボラ形状の薄膜を放射状に分割して得られる複数の三角形状の薄膜である薄膜衛星モジュール２３０で形成される。また、複数の薄膜衛星モジュール２３０は、薄膜端部に端部衛星２０９が接続されている。なお、複数の薄膜衛星モジュール２３０は、三角形状に限定されるものではなく、中心部を切り欠いて四角形状や短冊状としてもよい。

【0034】

薄膜衛星モジュール２３０は、実施例１での膜面モジュール１２０と同様に、薄膜に反射鏡と液晶デバイスが貼り付けられた薄膜構造を有している。すなわち、液晶デバイスは太陽光反射率制御装置１０４として機能し、反射鏡における太陽光反射率を制御することにより反射鏡に加わる太陽輻射圧を制御可能である。また、薄膜衛星モジュール２３０は、膜面モジュール１２０と同様に、太陽光パネル１０６を有している。

【0035】

図１１においても、図５と同様に、太陽光反射率制御装置１０４によって太陽輻射圧を制御することで、複数の薄膜衛星モジュール２３０で形成される膜状構造物２２０を、アンテナを構成するパラボラ形状となるように制御することが可能となる。

【0036】

本実施例では、宇宙構造物は、地上から宇宙空間への運搬時の収容容積の制約の為に折り畳んだ状態で運搬する。そして、宇宙構造物は、宇宙空間に運搬後、人工衛星１０２に搭載される推進装置１０３および端部衛星２０９により宇宙構造物の膜状構造物２２０を回転させ、その際に生じる遠心力により膜状構造物２２０を展開する。そして、膜状構造物２２０の回転による遠心力と太陽輻射圧のバランスで、膜状構造物２２０を３次元形状であるパラボラ形状となるように制御する。

【0037】

また、薄膜衛星モジュール２３０は、放射状の２辺に形状維持装置１０５を有しており、薄膜構造物の形状生成が完了した後の形状を維持する。形状維持装置１０５は、実施例１と同様の構成であり、その説明は省略する。

【0038】

そして、本実施例における宇宙構造物制御システム２００は、宇宙構造物の膜状構造物２２０のパラボラ形状を維持し、人工衛星１０２または膜状構造物２２０と、発信器／受信機モジュール２４０内の伸縮ピラー１０７を介して接続される発信器／受信機１０８によりアンテナの機能を有する。なお、伸縮ピラーの代わりに編隊衛星を介して発信器／受信機１０８が接続されてもよい。

【0039】

また、人工衛星１０２は、膜状構造物２２０の姿勢維持（指向方向維持）のため、推進装置１０３を用いて回転数を制御してもよい。

【0040】

また、人工衛星１０２は、膜状構造物２２０の形状維持のため、重りになる人工衛星自体を膜状構造物２２０から切り離す機能を有してもよい。

【0041】

また、太陽光反射率制御装置１０４は、反射鏡における太陽光反射率を制御することにより反射鏡に加わる太陽輻射圧を制御することで、膜状構造物２２０の３次元形状の姿勢を制御してもよい。

【0042】

このように、本実施例によれば、宇宙構造物は、地上から宇宙空間への運搬時の収容容積の制約の為に折り畳んだ状態で運搬し、宇宙空間に運搬後、人工衛星１０２に搭載される推進装置１０３と共に端部衛星２０９により膜状構造物２２０を回転させる。これにより、回転により生じる遠心力により膜状構造物１０１を展開する。そのため、実施例１に比べて、端部衛星２０９による推力も使用するため、より大きな宇宙構造物についても展開時間が短い宇宙構造物制御システムを提供できる。また、実施例１と同様に、膜状構造物２２０の回転による遠心力と太陽輻射圧のバランスで膜状構造物２２０のパラボラ形状を形成することができる。よって、推進装置１０３と太陽光反射率制御装置１０４により宇宙構造物の軌道及び姿勢の制御も可能であり、重力傾斜や空気外乱などによる影響も修正可能となる。すなわち、宇宙空間で展開される宇宙構造物において、さらなる大型化に際して、より軽量でかつ面形状制御が容易で展開時間が短い宇宙構造物制御システムを提供できる。