A first deployment mechanism (30) deploys a first radiator panel (20) from a state in which the first radiator panel (20) faces the south surface or north surface (10) of a satellite body structure. With the first radiator panel (20) facing the south surface or north surface (10) of the satellite body structure, a second radiator panel (40) faces the south surface or north surface (10) of the satellite body structure in overlapping relation with the first radiator panel (20) and is held between the south surface or north surface (10) of the satellite body structure and the first radiator panel (20). A second deployment mechanism (50) couples the second radiator panel (40) to the south surface or north surface (10) of the satellite body structure, and deploys the second radiator panel (40) in the direction P2 opposite from the deployment direction P1 of the first radiator panel (20) from a state in which the second radiator panel (40) faces the south surface or north surface (10) of the satellite body structure.
La présente invention concerne un premier mécanisme de déploiement (30) déployant un premier panneau de radiateur (20) à partir d'un état dans lequel le premier panneau de radiateur (20) fait face à la surface sud ou à la surface nord (10) d'une structure de corps de satellite. Avec le premier panneau de radiateur (20) faisant face à la surface sud ou à la surface nord (10) de la structure de corps de satellite, un second panneau de radiateur (40) fait face à la surface sud ou à la surface nord (10) de la structure de corps de satellite en relation de chevauchement avec le premier panneau de radiateur (20) et est maintenu entre la surface sud ou la surface nord (10) de la structure de corps de satellite et le premier panneau de radiateur (20). Un second mécanisme de déploiement (50) accouple le second panneau de radiateur (40) à la surface sud ou à la surface nord (10) de la structure de corps de satellite, et déploie le second panneau de radiateur (40) dans la direction P2 opposée à la direction de déploiement P1 du premier panneau de radiateur (20) à partir d'un état dans lequel le second panneau de radiateur (40) fait face à la surface sud ou à la surface nord (10) de la structure de corps de satellite.
第1の展開機構(30)は、第1のラジエーターパネル(20)が衛星構体の南面または北面(10)に対向した状態から、第1のラジエーターパネル(20)を展開する。第2のラジエーターパネル(40)は、第1のラジエーターパネル(20)が衛星構体の南面または北面(10)に対向した状態において、第1のラジエーターパネル(20)と重なって衛星構体の南面または北面(10)に対向しているとともに衛星構体の南面または北面(10)と第1のラジエーターパネル(20)との間に挟まれている。第2の展開機構(50)は、第2のラジエーターパネル(40)を衛星構体の南面または北面(10)に結合し、第2のラジエーターパネル(40)が衛星構体の南面または北面(10)に対向した状態から、第2のラジエーターパネル(40)を第1のラジエーターパネル(20)の展開方向P1と反対方向P2に展開する。
DEPLOYABLE RADIATOR
RADIATEUR DÉPLOYABLE
展開型ラジエーター
28.06.2018
Patent
Elektronische Ressource
Japanisch
IPC: | B64G Raumfahrt , COSMONAUTICS |
NTRS | 1978
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