CN108883841A - 利用热管面板的散热装置 - Google Patents

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Abstract

利用热管面板的散热装置包括至少内置有1根在周向上连接的连接热管(2)的内面板(3)。在周向上连接有多个内置热管(2)的热管面板(6)的内面板(3)的外侧搭载设备(1)，使设备(1)的发热在内面板(3)的周向上扩散。此外，在所述内面板(3)的角部将内置有水平配置的热管(11)且具有散热面(9)的蹼状面板(8)呈放射状配置，并且，对与所述内面板(3)相对的外面板(4)也水平地内置热管(13)，配置散热面(5)，将热管(2、11、13)彼此进行热连接。

Description

利用热管面板的散热装置
技术领域
人工卫星、宇宙飞船根据内部搭载的设备、投入的轨道、姿态等条件来实施热结构设计、设备配置设计等机械系统设计。因而，若设计条件不同，则上述设计也各不相同。本发明涉及人工卫星、宇宙飞船的利用将内置有热管的结构面板相连接的连接热管面板的散热装置，即使搭载设备、轨道姿态条件不同，也可适用同一机械系统设计，可将设计标准化。
背景技术
人工卫星、宇宙飞船中，搭载设备、轨道姿态条件根据各自的任务而不同，因此，需要每次都实施用于搭载各设备的热结构设计、设备配置设计。例如，在卫星的热设计中，根据搭载设备的发热、轨道上的热环境条件，在太阳光等轨道热输入较小的适合散热的卫星结构面板的内表面搭载发热设备，在其相反面的宇宙空间侧设置适当尺寸的散热面，将设备发热向宇宙空间进行散热。因此，若搭载设备、轨道姿态条件变化，使得卫星内部的设备发热、轨道上的热环境条件变化，则需要改变设备配置、散热面的配置、尺寸等设计。
在通信卫星、气象观测卫星等静止卫星的情况下，卫星的南北面的太阳光热输入较小，因此，成为适合将卫星内部的设备发热向宇宙空间进行散热的面(参照图23)。因此，在静止卫星中，以南北面为主散热面的卫星总线在世界的主要卫星制造商中被标准化。此外，赤道上空的静止轨道相对于黄道具有约23.4°的倾斜角，因此，在静止卫星的南北面有与上述倾斜角对应的太阳光入射，接收到太阳光的南面或北面的散热能力下降。作为其对策，以往发明了利用热管将南北面连接以防止上述散热能力下降的南北连接热管面板技术(例如参照专利文献1)。
然而，即使上述标准化的卫星总线技术、南北连接热管面板技术可以应用于向南北面的太阳光热输入较小的静止卫星，也无法适用于轨道姿态条件不同、没有南北面这一概念的低轨道卫星、宇宙飞船。此外，主散热面限于南北面这两个面，因此，发热设备的搭载区域受到南北面板面积的制约。东西面等南北面以外的卫星结构面因太阳光热输入较大而不适合散热，因此，在南北面以外的面搭载设备的情况下，会产生散热的问题。此外，即使尽可能扩大南北面板以扩张设备搭载区域，由于卫星的尺寸需要限制为收缩在发射火箭的整流罩(fairing)内的尺寸，因此，只能在该范围内进行扩张，现状的静止卫星总线存在设备搭载性、散热能力受到南北面板面积的制约的问题。
作为解决上述静止卫星总线所具有的问题的对策，公开有如下展开散热器(radiator)的技术：为了提高南北面的散热能力，将发射时折叠的散热面板在轨道上分别朝南面、北面侧展开来扩张南北面的面积，并提高散热能力(例如参照专利文献2、3)。
然而，展开散热器需要展开机构，还需要具有将热量输送至展开后的散热器的循环热管之类的柔性配管的先进的热输送装置。展开散热器具有在上述展开机构、循环热管发生故障的情况下无法再进行散热的可靠性上的问题。
此外，作为其他对策，还考虑利用热管将静止卫星的东西面连接，在太阳光入射到东(或西)面的情况下，向其相反的西(东)面进行热输送而散热，并在东西面搭载发热设备。然而，已有的静止卫星总线中，将东西面用作为在安装、替换安装设备时接触卫星内部的接触面板，若在东西面板配置设备、连接热管，则无法将其用作为接触面板，存在操作性的问题。
如上所述，现状的静止卫星总线无法适用于低轨道卫星、宇宙飞船，且在静止卫星的设备搭载性、散热能力的提高上也存在问题。
此外，在模拟宇宙的热真空状态的地面环境下进行机体的性能确认、验证的热真空试验中，各机体、机体各面的热设计不同，因此，需要对各机体分别设置用于设定各面的热环境条件的试验用加热器、对上述加热器进行支承的夹具，每一机体需要大量的试验夹具。此外，具有热管的机体需要设定为水平以使得试验中热管进行动作，在南北面板内置配置成栅格状的热管的静止卫星需要设置成将卫星横倒，以使南北面板变得水平。如上述那样，现状就是热真空试验的夹具、设置方法等也因每一卫星而不同。
现有技术文献
专利文献
专利文献1：日本专利特开平6-191500号公报
专利文献2：日本专利特开2002-513364号公报
专利文献3：日本专利特开2002-308199号公报
发明内容
发明所要解决的技术问题
如上所述，在结构面板内侧搭载设备、在该面板相反面的宇宙空间侧的面设置散热面来将设备发热向宇宙空间进行散热的现有方式中，设备发热、轨道热输入条件因搭载设备的每一结构面板而不同，需要按照每一设备、机体各面的每一结构面板设计设备配置、热管、散热面、加热器等。因此，无法实现设计的标准化，存在开发周期较长、成本较高的问题。
本发明为了解决上述问题而完成的，其目的在于提供一种能将机械系统设计标准化，并能削减开发周期、成本的散热结构。
解决技术问题的技术方案
本发明所涉及的散热结构包括内面板，该内面板配置于人工卫星的结构或宇宙飞船的结构的周围，至少内置有1根在周向上连接的热管。
发明效果
根据本发明，在人工卫星、宇宙飞船的设计中，即使搭载设备、投入的轨道姿态条件不同，也可适用同一热结构设计、设备配置设计，可起到将机械系统设计标准化并削减开发周期、成本的效果。特别是在热设计中，即使热输入条件因轨道姿态条件、搭载设备的不同而改变，也可使热管、散热面及加热器的设计相同。此外，搭载设备的内面板利用热管进行热连接，因此，即使某一设备关闭而导致温度下降，也可利用其他设备的发热防止温度过度下降，可将设备发热用作为加热器，从而可削减加热器功率、加热器系统。
附图说明
图1是包含实施方式1中的连接热管面板6的散热装置的结构图。图1(A)是表示将外面板4从散热装置拆除后的状态的立体图，是透视地绘制内部结构的立体图。图1(B)是从图1(A)的A方向进行观察时的散热装置的向视图。
图2是实施方式1中的连接热管面板6的结构图。图2(A)是连接热管面板6的立体图。图2(B)是从图2(A)的B方向进行观察时的连接热管面板6的向视图。
图3是包含实施方式2中的连接热管面板10的散热装置的结构图。图3(A)是表示将外面板4从散热装置拆除后的状态的立体图，是透视地绘制内部结构的立体图。图3(B)是从图3(A)的C方向进行观察时的散热装置的向视图。
图4是实施方式2中的连接热管面板10的结构图。图4(A)是连接热管面板10的立体图。图4(B)是从图4(A)的D方向进行观察时的连接热管面板10的向视图。
图5是包含实施方式3中的连接热管面板14的散热装置的结构图。图5(A)是表示将外面板4从散热装置拆除后的状态的立体图，是透视地绘制内部结构的立体图。图5(B)是从图5(A)的E方向进行观察时的散热装置的向视图。
图6是实施方式3中的连接热管面板14的结构图。图6(A)是连接热管面板14的立体图。图6(B)是从图6(A)的F方向进行观察时的连接热管面板14的向视图。
图7是包含实施方式4中的连接热管面板15的散热装置的结构图。图7(A)是表示将外面板4从散热装置拆除后的状态的立体图，是透视地绘制内部结构的立体图。图7(B)是从图7(A)的G方向进行观察时的散热装置的向视图。
图8是实施方式4中的连接热管面板15的结构图。图8(A)是连接热管面板15的立体图。图8(B)是从图8(A)的H方向进行观察时的连接热管面板14的向视图。
图9是包含实施方式5中的连接热管面板20的散热装置的结构图。图9(A)是表示将外面板18从散热装置拆除后的状态的立体图，是透视地绘制内部结构的立体图。图9(B)是从图9(A)的I方向进行观察时的散热装置的向视图。
图10是实施方式5中的连接热管面板20的结构图。图10(A)是连接热管面板20的立体图。图10(B)是从图10(A)的J方向进行观察时的连接热管面板20的向视图。
图11是包含实施方式6中的连接热管面板24的散热装置的结构图。图11(A)是表示将外面板18从散热装置拆除后的状态的立体图，是透视地绘制内部结构的立体图。图11(B)是从图11(A)的K方向进行观察时的散热装置的向视图。
图12是实施方式6中的连接热管面板24的结构图。图12(A)是连接热管面板24的立体图。图12(B)是从图12(A)的L方向进行观察时的连接热管面板24的向视图。
图13是包含实施方式7中的连接热管面板30的散热装置的结构图。图13(A)是表示将外面板18从散热装置拆除后的状态的立体图，是透视地绘制内部结构的立体图。图13(B)是从图13(A)的M方向进行观察时的散热装置的向视图。
图14是实施方式7中的连接热管面板30的结构图。图14(A)是连接热管面板30的立体图。图14(B)是从图14(A)的N方向进行观察时的连接热管面板30的向视图。
图15是包含实施方式8中的连接热管面板31的散热装置的结构图。图15(A)是表示将外面板18从散热装置拆除后的状态的立体图，是透视地绘制内部结构的立体图。图15(B)是从图15(A)的O方向进行观察时的散热装置的向视图。
图16是实施方式8中的连接热管面板31的结构图。图16(A)是连接热管面板31的立体图。图16(B)是从图16(A)的P方向进行观察时的连接热管面板31的向视图。
图17是实施方式4所涉及的低轨道卫星的轨道上示意图。
图18是实施方式4所涉及的静止卫星的轨道上示意图。
图19是实施方式8所涉及的低轨道卫星的轨道上示意图。
图20是实施方式8所涉及的静止卫星的轨道上示意图。
图21是表示现有的六面体形状的人工卫星的散热装置的图。
图22是表示现有的八面体形状的人工卫星的散热装置的图。
图23是现有的静止卫星的轨道上示意图。
图24是包含实施方式9中的连接热管面板32的散热装置的结构图，是表示拆除外面板4后的状态的散热装置的结构图。
图25是实施方式9中的连接热管面板32的结构图。图25(A)是连接热管面板32的立体图。图25(B)是表示将各内面板3分解后的状态的图。
图26是包含实施方式9中的连接热管面板33的散热装置的结构图，是表示拆除外面板4后的状态的散热装置的结构图。
图27是实施方式9中的连接热管面板33的结构图。图27(A)是连接热管面板33的立体图。图27(B)是表示将各内面板3分解后的状态的图。
图28是包含实施方式10中的连接热管面板34的散热装置的结构图。图28(A)是表示将外面板4从散热装置拆除后的状态的立体图，是透视地绘制内部结构的立体图。图28(B)是连接热管面板34的立体图。图28(C)是图28(B)的对象部分X的放大图。图28(D)是图28(C)的对象部分Y的放大图。
图29是包含实施方式11中的连接热管面板36的散热装置的结构图，是表示拆除外面板4后的状态的散热装置的结构图。
图30是实施方式11中的包含连接热管面板37的散热装置的结构图，是表示拆除外面板4后的状态的散热装置的结构图。
图31是实施方式12中的连接热管面板6的结构图。
图32是实施方式12中的连接热管面板6的结构图。
图33是实施方式12中的连接热管面板10的结构图。
图34是实施方式12中的连接热管面板20的结构图。
图35是实施方式12中的连接热管面板20的结构图。
图36是实施方式12中的连接热管面板24的结构图。
具体实施方式
在人工卫星、宇宙飞船的热结构设计、设备配置设计等的机械系统设计中，以往除了上述问题，还存在以下问题。
作为问题之一，存在如下问题：由于是在结构面板的内侧搭载设备的结构，因此，在安装或替换安装设备、线束时，需要将搭载操作对象的设备的结构面板整体暂时取下，或设置接触面板或接触孔，之后再接触设备等，操作性较差。
此外，在寻求高灵敏性(agility)的卫星中，需要减小卫星惯性力矩(MOI)，但在结构面板的内侧搭载设备并在上述面板相反侧的宇宙空间侧的面设置散热面的已有方式中，变成在与机体的重心位置偏离的位置搭载设备，且在准备设备的替换安装等时需要在卫星内部设置操作空间，因此，无法高密度地安装设备，其结果是，存在无法降低MOI并实现高灵敏化的问题。
此外，呈栅格状地内置有热管的主散热面的南北面板搭载多个发热设备的静止卫星中，无法在南北面以外的面板搭载多个发热设备，或无法在南北面以外的面板增加散热面，从而在设备搭载性、散热能力的提高上存在问题。
此外，在热真空试验中，为了与各机体、机体各面的设计相匹配地设定热输入条件，对每一机体需要试验用加热器等试验夹具，需要较多数量的试验夹具。因此，在每次试验中，需要新夹具的设计/制造、试验准备操作、试验中的设定/调整操作，存在试验无法标准化而导致花费成本的问题。
此外，在静止卫星的热真空试验中，为了将南北面板内部的配置成栅格状的热管水平配置而使其动作，需要将卫星横倒，从而需要将卫星横倒的操作、试验夹具，存在操作性的问题及无法与低轨道卫星等共用试验夹具的问题。
根据本发明实施方式所涉及的散热装置，能起到以下效果。
在进行设备、线束的安装、替换安装的情况下，仅需取下外侧的外面板，就可容易接触操作对象的设备、线束，因此，起到操作性变好的效果。
此外，可将设备高密度地安装在靠近机体重心的内部，因此，起到MOI变小并能实现高灵敏化的效果。
此外，可在面向宇宙空间的结构面板的内表面以外配置设备，且可在静止卫星中对南北面以外的结构面板配置设备、散热面，因此，与现有设计相比，起到可增加设备搭载区域、散热能力的效果。
此外，热量在机体机轴的周向上扩散而平均化，因此，在热真空试验中无需与机体各面的设计相匹配地详细设定热输入。其结果是，可利用热真空试验设备所具备的护罩(壁面)温度调节功能等来设定机体周围的轨道上热环境，无需试验用加热器等夹具。因此，可在没有试验用加热器等夹具的情况下设定各种机体的轨道上热环境，起到可实现热真空试验的标准化、试验操作的省力化、低成本化的效果。
此外，热管相对于机轴(重力)方向配置在正交方向(水平)上，因此，在静止卫星的热真空试验中，无需为了使热管动作而将卫星横倒，起到可实现热真空试验时的操作性提高、卫星设置用夹具的共用化的效果。
以下，按照实施方式1～8对本发明的散热结构进行说明。
实施方式1
作为实施方式1的散热装置，对如下六面体的机体形状的散热装置进行说明：在安装设备的内面板呈筒状且具有四面结构的连接热管面板中，将相对于机体机轴(重力)的方向配置、内置在正交方向(水平)上的多个热管在周向上进行连接而使其等温化，并且从设置于外面板的散热面朝宇宙空间进行散热。
另外，在以下的说明中，利用卫星这一用语进行说明，但卫星这一用语可替换为人工卫星或宇宙飞船。
图1是实施方式1所涉及的包含连接热管面板6的散热装置的结构图。图1中，1为搭载于卫星的电子设备等设备，2为内置于内面板3的热管，3为搭载设备1的内面板，4为卫星外侧的外面板，5为外面板4的散热面。四面的内面板3沿卫星的结构的周围配置。卫星中，在内面板3与外面板4之间的、与外面板4的内侧的面相对的内面板3的外侧的面搭载设备1。
图2是实施方式1所涉及的连接热管面板6的结构图，是从图1的记载中仅图示连接热管面板6的图。
连接热管面板6形成将四面的内面板3和水平嵌入内面板3的内部的热管2在周向上进行热连接而得到的筒状的形状。
另外，图21是表示现有的六面体形状的人工卫星的散热装置的图，利用将热管50内置于各结构面板内的结构面板51的散热面52，将搭载于卫星内部的设备的发热散热到宇宙空间。
接着，参照图1、图2对动作进行说明。
安装于内面板3的多个设备1的发热经由热管2在连接热管面板6的周向上扩散后，通过辐射而传热到外面板4，从设置于外面板4的宇宙空间侧的散热面5散热到宇宙空间。
另外，散热面5的太阳光吸收率较小，具有热放射率较大的表面特性。
外面板4上的散热面5的形状、尺寸、配置并不限于图示的形状、尺寸、配置。
此外，内面板3内置的水平配置的热管2的配置只要是能互相连接的位置关系，则可以是任何位置，个数也可以是任意个。
由此，实施方式1所涉及的连接热管面板6的特征在于，内置于内面板3的水平配置的热管2在多个部位沿周向进行热连接。
据此，即使搭载设备、投入的轨道姿态条件不同，也可适用同一热结构设计、设备配置设计，可将机械系统设计标准化，削减开发周期、成本。
此外，发射时，卫星受到火箭的较大声压而振动，在将设备搭载于结构面板内侧的现有方式下，设备搭载面板直接受到火箭的声压而振动。与此相对，在实施方式1所涉及的散热装置中，外面板4直接受到火箭的声压，因此，搭载设备1的内面板3间接受到声压，发射时的搭载设备1的声环境得到缓和。
实施方式2
实施方式2中，对如下的六面体的机体形状的散热装置进行说明：对于实施方式1追加内置有热管的蹼状面板(webbed panel)，连接热管面板由内面板、蹼状面板、及设置于蹼状面板的散热面构成。
以下，以与实施方式1不同的事项为主来进行说明。省略说明的事项与实施方式1相同。
图3是包含实施方式2所涉及的连接热管面板10的散热装置的结构图。图3中，7为热管，8为蹼状面板，9为散热面。
图4是实施方式2所涉及的连接热管面板10的结构图，是从图3的记载中仅图示连接热管面板10的图。
实施方式2所涉及的连接热管面板10包括蹼状面板8，该蹼状面板8在实施方式1的连接热管面板6的角部配置成放射状，从内面板3朝外部方向延伸。连接热管面板10具有如下结构：蹼状面板8及内置于蹼状面板8且水平配置的热管7与内面板3及内置于内面板3的热管2进行热连接。
接着，参照图3、图4对动作进行说明。
安装于内面板3的多个设备1的发热经由热管2在内面板3的周向上扩散，并传导到蹼状面板8的热管7，从设置于蹼状面板8的散热面9散热到宇宙空间。
内置热管7的蹼状面板8也可搭载发热设备。
内置热管7的蹼状面板8可以为1块到4块内的任意块。此外，蹼状面板8上的散热面9的形状、尺寸、配置只要是包络内置有热管7的区域、且暴露于宇宙空间的区域，则可以是任意形状、尺寸、配置。此外，内置与热管2连接的水平配置的热管7、且具有可配置散热面9的暴露于宇宙空间的区域的蹼状面板8可以是任意形状、尺寸。此外，内面板3及蹼状面板8各自内置的水平配置的热管2及热管7的配置只要是能互相连接的位置关系，则可以是任何位置，个数也可以是任意个。
由此，由实施方式2所涉及的内面板3和蹼状面板8构成的连接热管面板10的特征在于，内置于内面板3且水平配置的热管2、内置于蹼状面板8的热管7在多个部位沿周向热连接，并且与热管2连接的热管7延伸到蹼状面板8上的散热面9为止。
据此，即使搭载设备、投入的轨道姿态条件不同，也可适用具有比实施方式1要大的散热能力的同一热结构设计、设备配置设计，可将机械系统设计标准化，削减开发周期、成本。
实施方式3
实施方式3中，对如下的六面体的机体形状的散热装置进行说明：对于实施方式1追加内置有热管的蹼状面板、外面板，连接热管面板由内面板、蹼状面板、外面板、及设置于外面板的散热面构成。另外，内置有热管的蹼状面板没有散热面这点与实施方式2的蹼状面板不同。
以下，以与实施方式1、2不同的事项为主来进行说明。省略说明的事项与实施方式1、2相同。
图5是包含实施方式3所涉及的连接热管面板14的散热装置的结构图。图5中，12为蹼状面板，11为设置于蹼状面板12的热管，13为设置于外面板4的热管。
图6是实施方式3所涉及的连接热管面板14的结构图，是从图5的记载中仅图示连接热管面板14的图。
实施方式3所涉及的连接热管面板14具有如下结构：在实施方式1所涉及的连接热管面板10的角部呈放射状配置的蹼状面板12和内置于蹼状面板12的水平配置的热管11与内面板3及内置于内面板3的热管2进行热连接，且与具有散热面5的外面板4及内置于外面板4的水平配置的热管13进行热连接。
接着，参照图5、图6对动作进行说明。
安装于内面板3的多个设备1的发热经由热管2、热管11、热管13传导到外面板4，从外面板4的散热面5散热到宇宙空间。
内置热管11的蹼状面板12和外面板4也可搭载发热设备。内置于热管11的蹼状面板12和内置于热管13的外面板4可以分别为1块到4块内的任意块。
将与内置于蹼状面板12的热管11连接的水平配置的热管13内置的外面板4并不限于图示的形状、尺寸。
内面板3、蹼状面板12及外面板4各自内置的水平配置的热管2、热管11及热管13的配置只要是能互相连接的位置关系，则可以是任何位置，个数也可以是任意个。
由此，由实施方式3所涉及的内面板3、蹼状面板12及外面板4构成的连接热管面板14的特征在于，内置于内面板3的水平配置的热管2在多个部位沿周向进行热连接，且热管2与内置于蹼状面板12的热管11进行热连接，并且与热管11进行热连接的内置于外面板4的热管13延伸到外面板4的散热面5为止。
据此，即使搭载设备、投入的轨道姿态条件不同，也可适用具有比实施方式2要大的散热能力的同一热结构设计、设备配置设计，可将机械系统设计标准化，削减开发周期、成本。
实施方式4
实施方式4中，对如下的六面体的机体形状的散热装置进行说明：对于实施方式2追加实施方式3中记载的内置有热管的外面板，连接热管面板由内面板、蹼状面板、外面板、及设置于蹼状面板和外面板这双方的散热面构成。
实施方式4中，内置有热管的蹼状面板具有散热面这点与实施方式3不同。
以下，以与实施方式1、2、3不同的事项为主来进行说明。省略说明的事项与实施方式1、2、3相同。
图7是包含实施方式4所涉及的连接热管面板15的散热装置的结构图。
图8是实施方式4所涉及的连接热管面板15的结构图，是从图7的记载中仅图示连接热管面板15的图。
实施方式4所涉及的连接热管面板15具有如下结构：在实施方式1的连接热管面板10的角部呈放射状配置的具有散热面9的蹼状面板8和内置于蹼状面板8的热管7与内面板3及内置于内面板3的热管2进行热连接，且与具有散热面5的外面板4及内置于外面板4的热管13也进行热连接。
接着，参照图7、图8对动作进行说明。
安装于内面板3的多个设备1的发热经由热管2、热管7、热管13传导到蹼状面板8和外面板4，从蹼状面板8的散热面9和外面板4的散热面5散热到宇宙空间。
由此，由实施方式4所涉及的内面板3、蹼状面板8及外面板4构成的连接热管面板15的特征在于，内置于内面板3的水平配置的热管2在多个部位沿周向进行热连接，且与热管2进行热连接的内置于蹼状面板8的热管7延伸到蹼状面板8的散热面9为止，并且与热管7进行热连接的内置于外面板4的热管13延伸到外面板4的散热面5为止。其他结构与实施方式2、3相同。
据此，内置热管的蹼状面板8和外面板4双方均具有散热面，因此，具有比实施方式3所涉及的连接热管面板14要大的散热能力。
搭载本实施方式所涉及的连接热管面板15的卫星不论是低轨道卫星的情况(参照图17)还是静止卫星的情况(图18)，都可适用同一热结构设计、设备配置设计，起到可将机械系统设计标准化，削减开发周期、成本的效果。
实施方式5
实施方式5所涉及的散热装置是利用安装设备的内面板呈筒状地具有六面结构的连接热管面板而形成的散热装置，对将实施方式1的六面体的机体形状变更为八面体的方式进行说明。
此处，图22是表示现有的八面体形状的人工卫星的散热装置的图，利用将热管53内置于各结构面板内的结构面板54，将搭载于卫星内部的设备的发热经由散热面55散热到宇宙空间。
以下，以与实施方式1不同的事项为主来进行说明。省略说明的事项与实施方式1相同。
图9是包含实施方式5所涉及的连接热管面板20的散热装置的结构图。图9中，16为设置于内面板17的热管，17为搭载设备1的内面板，18为八面体的外面板，19为设置于外面板18的散热面。
图10是实施方式5所涉及的连接热管面板20的结构图，是从图9的记载中仅图示连接热管面板20的图。
实施方式5所涉及的连接热管面板20形成将六面的内面板17和水平嵌入内面板17的内部的热管16在周向上进行热连接而得到的筒状的形状。
实施方式5所涉及的连接热管面板20的动作除了内面板17的面数为六面、机体形状为八面体以外，与实施方式1相同。
由此，根据本实施方式，即使机体形状为八面体，且搭载设备、投入的轨道姿态条件不同，也可适用同一热结构设计、设备配置设计，可将机械系统设计标准化，削减开发周期、成本。
实施方式6
实施方式6所涉及的散热装置为如下散热装置：对于实施方式5追加内置有热管的蹼状面板，连接热管面板由内面板、蹼状面板、及设置于蹼状面板的散热面构成。实施方式6中，对将实施方式2的六面体的机体形状变更为八面体的方式进行说明。
以下，以与实施方式2、实施方式5不同的事项为主来进行说明。省略说明的事项与实施方式2、5相同。
图11是包含实施方式6所涉及的连接热管面板24的散热装置的结构图。图11中，22为蹼状面板，21为设置于蹼状面板22的热管，23为设置于蹼状面板22的散热面。
图12是实施方式6所涉及的连接热管面板24的结构图，是从图11的记载中仅图示连接热管面板24的图。
实施方式6所涉及的连接热管面板24具有如下结构：在实施方式5的连接热管面板20的角部呈放射状配置的蹼状面板22和内置于蹼状面板22的水平配置的热管21与内面板17及内置于内面板17的热管16进行热连接。
内置于热管21的蹼状面板22可以为1块到6块内的任意块。实施方式6所涉及的连接热管面板24除了内面板17的面数为六面、以及机体形状为八面体以外，与实施方式2相同。
由此，根据本实施方式，即使机体形状为八面体，且搭载设备、投入的轨道姿态条件不同，也可适用具有比实施方式5要大的散热能力的同一热结构设计、设备配置设计，可将机械系统设计标准化，削减开发周期、成本。
实施方式7
实施方式7所涉及的散热装置为如下散热装置：对于实施方式5追加内置有热管的蹼状面板、外面板，连接热管面板由内面板、蹼状面板、外面板、及设置于外面板的散热面构成。
此处，对将实施方式3的六面体的机体形状变更为八面体的方式进行说明。
另外，内置有热管的蹼状面板没有散热面这点与实施方式6的蹼状面板不同。
以下，以与实施方式3、5、6不同的事项为主来进行说明。省略说明的事项与实施方式3、5、6相同。
图13是包含实施方式7所涉及的连接热管面板30的散热装置的结构图。图13中，26为蹼状面板，25为设置于蹼状面板26的热管，27为设置于外面板的热管。
图14是实施方式7中的连接热管面板30的结构图，是从图13的记载中仅图示连接热管面板30的图。
实施方式7所涉及的连接热管面板30具有如下结构：在实施方式5的连接热管面板20的角部呈放射状配置的蹼状面板26和内置于蹼状面板26的水平配置的热管25与内面板17及内置于内面板17的热管16进行热连接，且与具有散热面19的外面板18及内置于外面板18的水平配置的热管27也进行热连接。
内置于热管25的蹼状面板26和内置于热管27的外面板18可以分别为1块到6块内的任意块。
实施方式7所涉及的连接热管面板30除了内面板17的面数为六面、以及机体形状为八面体以外，与实施方式3相同。
由此，根据本实施方式，即使机体形状为八面体，且搭载设备、投入的轨道姿态条件不同，也可适用具有比实施方式6要大的散热能力的同一热结构设计、设备配置设计，可将机械系统设计标准化，削减开发周期、成本。
实施方式8
实施方式8所涉及的散热结构为如下散热装置：对于实施方式6追加实施方式7中记载的内置有热管的外面板，连接热管面板由内面板、蹼状面板、外面板、及设置于蹼状面板和外面板这双方的散热面构成。
此处，对将实施方式4的六面体的机体形状变更为八面体的方式进行说明。
另外，内置有热管的蹼状面板具有散热面这点与实施方式7不同。以下，以与实施方式4、6、7不同的事项为主来进行说明。省略说明的事项与实施方式4、实施方式6、实施方式7相同。
图15是包含实施方式8所涉及的连接热管面板31的散热装置的结构图。
图16是实施方式8所涉及的连接热管面板31的结构图，是从图15的记载中仅图示连接热管面板31的图。
实施方式8所涉及的连接热管面板31具有如下结构：在实施方式5的连接热管面板20的角部呈放射状配置的具有散热面23的蹼状面板8和内置于蹼状面板22的热管22与内面板17及内置于内面板17的热管16进行热连接，且与具有散热面19的外面板18及内置于外面板18的热管27也进行热连接。
接着，参照图15、图16对动作进行说明。
安装于内面板17的多个设备1的发热经由热管16、热管21、热管27传导到蹼状面板22和外面板18，从蹼状面板22的散热面23和外面板18的散热面19散热到宇宙空间。
由实施方式8所涉及的内面板17、蹼状面板22及外面板18构成的连接热管面板31的特征在于，内置于内面板17的水平配置的热管16在多个部位沿周向热连接，且与热管16进行热连接的内置于蹼状面板22的热管21延伸到蹼状面板22的散热面23为止，并且与热管21进行热连接的内置于外面板18的热管27延伸到外面板18的散热面19为止。其它情况与实施方式4、6、7相同。
实施方式8所涉及的连接热管面板31中，内置热管的蹼状面板22和外面板18双方均具有散热面，因此，起到具有比实施方式7要大的散热能力的效果。
搭载本实施方式所涉及的连接热管面板31的卫星不论是低轨道卫星的情况(参照图19)还是静止卫星的情况(图20)，都可适用同一热结构设计、设备配置设计，起到可将机械系统设计标准化，削减开发周期、成本的效果。
实施方式9
实施方式9中，将沿周向连接的多个热管2间连接的连接用热管内置于内面板3这点与实施方式1～8不同。
以下，实施方式9中，说明与实施方式1～8不同的点。省略说明的事项与实施方式1～8相同。实施方式9中，作为一个示例，说明对实施方式1的结构追加了连接用热管的结构。然而，并不限于实施方式1的结构，也可对其他实施方式的结构追加连接用热管。
图24是包含实施方式9所涉及的连接热管面板32的散热装置的结构图。图24中，28为将多个热管2间连接的连接用热管。
图25是实施方式9所涉及的连接热管面板32的结构图，是从图24的记载中仅图示连接热管面板32的图。
实施方式9所涉及的连接热管面板32中，将实施方式1的沿周向连接的多个热管2间连接的连接用热管28内置于内面板3。由此，热管面板32具有利用连接用热管28将各热管2进行热连接的结构。
连接热管面板32中，利用直线状的热管28将各热管2间沿垂直方向连接。
参照图24、图25对动作进行说明。
安装于内面板3的多个设备1的发热经由热管2在内面板3的周向上扩散，且经由连接用热管28在内面板3的垂直方向上扩散。之后，通过辐射而传热到外面板4，从设置于外面板4的宇宙空间侧的散热面5散热到宇宙空间。
图26是包含实施方式9所涉及的连接热管面板33的散热装置的结构图。图26中，29为将多个热管2间连接的连接用热管。
图27是实施方式9所涉及的连接热管面板33的结构图，是从图26的记载中仅图示连接热管面板33的图。
连接热管面板33中，利用呈U字型弯曲的热管29将相邻的热管2间沿垂直方向连接。
在如连接热管面板32那样，利用直线状的热管28将各热管2间在一直线上沿垂直方向连接的情况下，封入热管28内的氨气之类的工作介质在地面上因重力而下落。因此，在地面上实施的试验中，基于热管28的热输送不起作用。另外，在轨道上不受到重力的影响，因此，基于热管28的热输送将起作用。
与此相对，在如连接热管面板33那样，利用U字型的热管29将相邻的热管2间沿垂直方向连接的情况下，封入热管29的工作介质只会因重力而在下侧的热管2附近下落。因此，即使是在地面上实施的试验，从下侧的热管2向上侧的热管2的热输送也会起作用。即，只要是底部加热模式，即使是在地面上实施的试验，也能使基于热管28的热输送起作用。
另外，连接用热管28、29的个数可以是任意个。
由此，实施方式9所涉及的连接热管面板32、33的特征在于，利用热管28或热管29将内置于内面板3的水平配置的多个热管2沿垂直方向连接。
由此，可减小在水平配置的多个热管2间产生的温度差，能有效地进行散热。
实施方式10
实施方式10中，散热装置使散热面的热放射率根据温度而变化这点与实施方式1～9不同。
以下，实施方式10中，说明与实施方式1～9不同的点。省略说明的事项与实施方式1～9相同。实施方式10中，作为一个示例，说明使实施方式2的散热面9的热放射率根据温度而变化的结构。然而，并不限于实施方式2的散热面9，也可使其他实施方式的散热面的热放射率根据温度而变化。
实施方式10中，散热装置具有使散热面9的热放射率根据温度而变化的功能。具体而言，温度越低，越降低散热面9的热放射率，提高隔热性能，温度越高，越提高散热面9的热放射率，提高散热性能。
作为实现该功能的方法，有在放热面9粘贴热放射率根据温度而变化的放射率可变元件的方法，以及如图28(C)所示那样，在连接热管面板34的散热面9安装热控百叶窗35之类的设备，根据温度来改变将散热面9暴露于外部的面积的方法。也可将这两个方法双方均采用。
如图28所示，热控百叶窗35中，多个叶片351分别由双金属片352固定于轴而构成。双金属片352在温度变高时输出旋转力，使叶片351旋转，来增大将位于叶片351的背面的散热面9暴露于外部的面积。通过将热控百叶窗35的叶片351形成为MLI(Multi LayerInsulation：多层绝缘)结构，可提高关闭叶片351时的隔热性能。由此，可增大叶片开闭导致的放射率变化，易于进行基于散热面9的自动温度调整功能的设计。
由此，实施方式10所涉及的散热装置的特征在于，具有使散热面9的热放射率根据温度而变化的功能。
虽然会有设备1的发热量按照每一卫星不同、因设备1的开关导致发热量变动的情况，但据此，可将热设计标准化，从而无论何种卫星中都可利用。
实施方式11
实施方式11中，散热装置具有从内面板的热管向散热面进行热输送的功能这点与实施方式1～10不同。
以下，实施方式11中，说明与实施方式1～10不同的点。省略说明的事项与实施方式1～10相同。实施方式11中，作为一个示例，说明对实施方式2或实施方式3的结构追加了热输送的功能的结构。然而，并不限于实施方式2或实施方式3的结构，也可对其他实施方式的结构追加热输送的功能。
图29及图30是实施方式11所涉及的连接热管面板36、37的结构图。图29及图30中，29为将多个热管2间连接的连接用热管，38为作为起到热输送的功能的循环热管。
图29示出对实施方式2的结构追加循环热管38后的连接热管面板36的结构。图30示出对实施方式3的结构追加循环热管38后的连接热管面板37的结构。
实施方式11所涉及的连接热管面板36、37中，实施方式9中所说明的连接用热管29内置于内面板3。即，连接热管面板36、37中，将实施方式2的沿周向连接的多个热管2间连接的连接用热管29内置于内面板3。另外，也可利用实施方式9中所说明的热管28来代替热管29。
此外，连接热管面板36在蹼状面板8中内置有通过散热面9的背面侧的环状的循环热管38。此外，连接热管面板37在外面板4中内置有通过散热面5的背面侧的环状的循环热管38。循环热管38具备蒸发器381。蒸发器381连接到热管2。
参照图29、图30对动作进行说明。
连接热管面板36、37所具备的蒸发器381在经由热管2加热时，产生毛细管力，使循环热管38的管382内的工作介质沿一定方向循环。由此，从热管2传导的热量经由工作介质传输到散热面5、9并散热。另一方面，蒸发器381若未经由热管2加热，则不会产生毛细管力，因而工作介质不会循环。因此，不向散热面5、9进行热输送，可抑制从散热面5、9的散热。
由此，实施方式11所涉及的散热装置的特征在于，具有从内面板的热管向散热面进行热输送的功能。
虽然会有设备1的发热量按照每一卫星不同、因设备1的开关导致发热量变动的情况，但据此，可将热设计标准化，从而无论何种卫星中都可利用。
实施方式12
实施方式12中，对热管的连接方法进行说明。
图31和图32是详细示出图2(B)所示的连接热管面板6的结构的图。
内面板3的厚度W1为热管2的厚度W2的2倍以上。因此，内面板3可在内面板3的厚度方向上叠加并内置2根热管2。
热管2将多个管21接合而构成。图31中，弯曲的管21的两端与内置于相同内面板3的其他管21接合。通过将管21彼此接合，将管21彼此进行热连接。另外，管21彼此在接合部分形成凸缘，利用螺栓等进行接合。因此，工作介质并非在接合的管21间进行流通。
例如，图31中，管21A弯曲且内置于内面板3A。然后，管21A的一端与内置于内面板3A的管21B进行接合，并且另一端与内置于内面板3B的管21C进行接合。此外，管21B弯曲且与内置于内面板3C的管21D进行接合。同样地，管21D与管21E进行接合，管21E与管21F进行接合，管21F与管21C进行接合。由此，热管2形成在周向上热连接后的状态。
图32以比图31要少的热管根数和接合部位来构成热管2。根据该结构，可使内面板的四个面的温度差比图31要小，且可实现轻量化。
这样将多个管21接合来构成热管2是由于在热管2的结构上，若在多个部位进行弯曲，则难以高精度地进行加工。热管2中，内壁形成为毛细管结构，从而工作介质因毛细管力而移动。因此，弯曲加工较难，难以利用1根管21来高精度地构成在周向上连接的热管2。
图33是详细示出图4(B)所示的连接热管面板10的结构的图。
内置于蹼状面板8的热管7的一端与内置于内面板3的热管2进行接合，热管2与热管7进行热连接。图33中，例如，热管7从内面板3的外部利用螺栓固定于热管2。此时，构成内面板3的蜂窝状面板的表皮被切除，热管7与热管2的连接面、内面板3的表面没有阶差而形成平坦的状态，在此基础上，利用螺栓将热管7和热管2固定。另外，也可不将蜂窝状面板的表皮切除，而利用螺栓将热管7和热管2固定。然而，在此情况下，虽然将热管7和热管2热连接的工序得到简化，但成为具有热阻的状态。
与内置于外面板4的热管13进行热连接的方法也与将内置于内面板3的热管2和内置于蹼状面板8的热管7进行热连接的方法相同。
图34及图35是详细示出图10(B)所示的六面的连接热管面板20的结构的图，与将四面的热管面板连接得到的图31及图32分别为相同的连接方式。
图36是详细示出图12(B)所示的连接热管面板24的结构的图，内置于蹼状面板22的热管21与内置于内面板22的热管21的连接方式与图33相同。
与内置于外面板18的热管27进行热连接的方法也与将内置于内面板17的热管16和内置于蹼状面板22的热管21进行热连接的方法相同。
另外，关于实施方式11中说明的管382，工作介质因由蒸发器381产生的毛细管力而移动，因此，管382与热管2不同，无需被称为灯芯(wick)的毛细管结构。因此，作为管382，可使用容易处理的管。
此外，实施方式1等所涉及的散热装置中，设备1安装于内面板3。因此，可将外面板4用作为用于保护设备1不受太空垃圾(debris)影响的屏蔽物。即，通过根据假定的太空垃圾来设计外面板4的厚度或强度，能保护设备1不受太空垃圾的影响。这并不限于实施方式1，在其他实施方式中也相同。
标号说明
1设备、2热管、3内面板、4外面板、5散热面、6连接热管面板、7热管、8蹼状面板、9散热面、10连接热管面板、11热管、12蹼状面板、13热管、14连接热管面板、15连接热管面板、16热管、17内面板、18外面板、19散热面、20连接热管面板、21热管、22蹼状面板、23散热面、24连接热管面板、27热管、28热管、29热管、30连接热管面板、31连接热管面板、32连接热管面板、33连接热管面板、34连接热管面板、35热控百叶窗、341叶片、342双金属片、36连接热管面板、37连接热管面板、38循环热管、381蒸发器、382管、40太阳能电池面板、50热管、51结构面板、52散热面、53热管、54结构面板、55散热面。

Claims (10)

1.一种利用热管面板的散热装置，其特征在于，
包括内面板，该内面板配置于人工卫星的结构或宇宙飞船的结构的周围，至少内置有1根在周向上连接的热管。
2.如权利要求1所述的利用热管面板的散热装置，其特征在于，
所述利用热管面板的散热装置还包括外面板，该外面板覆盖所述内面板的周围，在面内具有散热面，
在所述人工卫星或所述宇宙飞船中，在所述内面板与所述外面板之间的、与所述外面板的内侧的面相对的所述内面板的外侧的面搭载设备。
3.如权利要求1或2所述的利用热管面板的散热装置，其特征在于，
所述利用热管面板的散热装置还包括蹼状面板，该蹼状面板内置有与内置于所述内面板的所述热管进行热连接的热管，且从所述内面板朝外部方向延伸。
4.如权利要求3所述的利用热管面板的散热装置，其特征在于，
所述蹼状面板具备将从热连接的所述热管传导来的热量进行散热的散热面。
5.如权利要求3或4所述的利用热管面板的散热装置，其特征在于，
所述外面板内置有与内置于所述蹼状面板的热管进行热连接的热管。
6.如权利要求1至5中任一项所述的利用热管面板的散热装置，其特征在于，
所述内面板将四面或六面的面板组合而构成。
7.如权利要求1至6中任一项所述的利用热管面板的散热装置，其特征在于，
所述内面板内置有多个在周向上连接的所述热管，
所述内面板内置有将在周向上连接的各热管间进行连接的连接用热管。
8.如权利要求7所述的利用热管面板的散热装置，其特征在于，
将在周向上连接的2个热管间进行连接的连接用热管弯曲成U字型。
9.如权利要求2或4所述的利用热管面板的散热装置，其特征在于，
所述散热面的热放射率根据温度而变化。
10.如权利要求1至9中任一项所述的利用热管面板的散热装置，其特征在于，
所述热管中的至少一部分热管是在温度变高时使内部的工作介质流动的循环热管。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109649694A (zh) * 2018-12-20 2019-04-19 深圳航天东方红海特卫星有限公司 一种电致变色热控机构
CN109878764A (zh) * 2019-02-28 2019-06-14 上海微小卫星工程中心 一种机电热一体化卫星结构板

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107914890A (zh) * 2016-10-09 2018-04-17 海口未来技术研究院 临近空间飞行器用吊舱
JP7039387B2 (ja) * 2018-05-18 2022-03-22 株式会社東芝 密閉容器の放熱機構
JP7154048B2 (ja) * 2018-07-02 2022-10-17 三菱電機株式会社 宇宙機構体
US11794927B2 (en) 2019-08-28 2023-10-24 The Boeing Company Additively manufactured spacecraft panel
FR3105178B1 (fr) * 2019-12-24 2024-03-15 Airbus Defence & Space Sas Structure porteuse pour véhicule spatial et procédé de montage d’une structure porteuse pour véhicule spatial
US11542041B2 (en) 2020-05-18 2023-01-03 The Boeing Company Additively manufactured satellite panel with damping
US11802606B2 (en) 2020-05-18 2023-10-31 The Boeing Company Planate dynamic isolator
US11827389B2 (en) * 2020-05-18 2023-11-28 The Boeing Company Additively manufactured satellite
US11909110B2 (en) 2020-09-30 2024-02-20 The Boeing Company Additively manufactured mesh horn antenna
CN112229253B (zh) * 2020-10-30 2022-07-08 上海卫星装备研究所 热管支路连接装置与热管系统
AU2021273575A1 (en) 2020-12-17 2022-07-07 The Boeing Company Satellite thermal enclosure

Family Cites Families (31)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3384324A (en) * 1966-03-28 1968-05-21 William J. O'sullivan Jr. Thermal control wall panel
JPS582593A (ja) 1981-06-26 1983-01-08 Hitachi Ltd 熱交換装置
JPS62261598A (ja) 1986-05-09 1987-11-13 日本電信電話株式会社 高排熱衛星
JPH01212698A (ja) 1988-02-19 1989-08-25 Toshiba Corp 人工衛星の熱制御装置
JPH01144671U (zh) 1988-03-24 1989-10-04
JPH01148998U (zh) 1988-04-06 1989-10-16
US4880050A (en) * 1988-06-20 1989-11-14 The Boeing Company Thermal management system
JP2791118B2 (ja) 1989-07-31 1998-08-27 株式会社東芝 パネル結合装置
JP2561637Y2 (ja) 1991-04-19 1998-02-04 株式会社フジクラ ヒートパイプ式道路融雪装置
US5372183A (en) * 1991-08-22 1994-12-13 Strickberger; Harold P. Thermal control arrangements for a geosynchronous spacecraft
US5351746A (en) 1992-09-21 1994-10-04 General Electric Co. Spacecraft thermal panels & make-break thermal joints
US5506032A (en) * 1994-04-08 1996-04-09 Martin Marietta Corporation Structural panel having integral heat pipe network
US6378809B1 (en) 1997-10-10 2002-04-30 Space Systems AFT deployable thermal radiators for spacecraft
US6206327B1 (en) * 1999-03-31 2001-03-27 Lockheed Martin Corporation Modular spacecraft bus
US6591899B1 (en) * 2000-11-21 2003-07-15 Space Systems/Loral, Inc. Spacecraft multi-directional loop heat pipe thermal systems
US6478258B1 (en) * 2000-11-21 2002-11-12 Space Systems/Loral, Inc. Spacecraft multiple loop heat pipe thermal system for internal equipment panel applications
FR2823182B1 (fr) 2001-04-05 2004-06-04 Cit Alcatel Radiateur deployable pour engin spatial
FR2829746B1 (fr) * 2001-09-18 2003-12-19 Cit Alcatel Dispositif de transfert de chaleur
JP2003137199A (ja) 2001-10-31 2003-05-14 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 太陽電池パネル及び太陽電池パネルを有する宇宙機
JP2003291900A (ja) * 2002-04-05 2003-10-15 Mitsubishi Electric Corp 人工衛星熱制御装置
US6778389B1 (en) * 2003-07-03 2004-08-17 Visteon Global Technologies, Inc. Microelectronic package with tubular housing
US7513462B1 (en) * 2005-06-08 2009-04-07 Lockheed Martin Corporation Satellite equipment mounting panel
FR2905933B1 (fr) * 2006-09-15 2008-12-26 Astrium Sas Soc Par Actions Si Dispositif de gestion des flux thermiques dans un engin spatial et engin spatial equipe d'un tel dispositif
WO2010037872A1 (es) * 2008-10-02 2010-04-08 Ibérica Del Espacio, S.A. Plataforma térmica modular de nave espacial
FR2942774B1 (fr) * 2009-03-06 2011-05-06 Thales Sa Dispositif de controle thermique pour un engin spatial
EP2411283A1 (en) * 2009-03-24 2012-02-01 Lockheed Martin Corporation Spacecraft heat dissipation system
US9487311B2 (en) 2012-01-03 2016-11-08 The Boeing Company Apparatus and methods to provide a surface having a tunable emissivity
US8960608B2 (en) * 2012-02-07 2015-02-24 Lockheed Martin Corporation Deployable radiator having an increased view factor
EP2660155B1 (en) 2012-04-30 2015-12-09 Airbus Defence and Space Limited Apparatus and method for mounting heat pipes to panels
JP2013233906A (ja) 2012-05-11 2013-11-21 Mitsubishi Electric Corp 宇宙機
US9889951B1 (en) * 2013-02-12 2018-02-13 Lockheed Martin Corporation Spacecraft east-west radiator assembly

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109649694A (zh) * 2018-12-20 2019-04-19 深圳航天东方红海特卫星有限公司 一种电致变色热控机构
CN109878764A (zh) * 2019-02-28 2019-06-14 上海微小卫星工程中心 一种机电热一体化卫星结构板

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