【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、熱制御方法及びその装置に係わり、特に、人工衛星や宇宙船等の宇宙機の搭載機器の熱制御に適した熱制御方法及びその装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】字宙空間を飛翔する宇宙機の温度は宇宙機内部の発熱及び太陽光の入射と宇宙機自身から宇宙空間に熱放射される量で決まる。従来の宇宙機熱制御技術にサーマルルーバや展開ラジエータがある。サーマルルーバは機器の温度に応じてブレードを開閉することにより機器の温度を適切に保つことができる。展開ラジエータは打上げ時は放熱面を収納し，軌道上で展開することで実効放熱面積を増やすことが可能で，内部発熱の大きい場合の放熱に用いられている。
【０００３】サーマルルーバは放熱面積を宇宙機構造体よりも大きくすることができないため放熱量に限界がある。展開ラジエータは展開が一方向的で，温度に応じて実効放熱面積を調整することができない。また，両者とも低温時にはヒータによる熱制御が必要となるため電力リソースが必要である。また装置重量も構造的に重い等の欠点がある。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】本発明機器はラジエータ面を可逆的に展開・収納することにより高発熱・低発熱の両方に対応できる。また，太陽光吸熱機能を有しているため，機器の温度が低い場合はヒータ用の電力リソースを用いることなく機器を温めることができる。従って、上記した従来の熱制御機器の欠点を改良し、特に、高温・低温の厳しい環境下でも対応して動作し、しかも、構造が単純で製造が容易である宇宙機の搭載機器に好適な熱制御装置を提供するものである。本発明の他の目的は、軽量、フレキシブルで電力を必要としないため、信頼性の高い熱制御装置を提供するものである。
【０００５】
【課題を解決するための手段】本発明は上記した目的を達成するため、基本的には、以下に記載されたような技術構成を採用するものである。即ち、本発明に係わる熱制御装置の第１態様は、搭載機器の温度に応じて放熱フィンの開閉により、吸・放熱し、熱制御するものであり、又、第２の態様は、軽量でフレキシブル、かつ高熱伝導性という３つの性質をもつ材料であることを特徴とするものであり、又、第３態様は、フィンの表面は放射率が高く、太陽光吸収率の低い材料を、裏面には放射率が低く、太陽光吸収率の高い材料とするもので、又、第４の態様は、放熱フィンを開閉する回転アクチュエータは形状記憶合金と捩りコイルバネを組合せて構成され、軽量で電力を必要としない受動型であり、又、第５の態様は、前記対象物は人工衛星や宇宙船等の宇宙機であることを特徴とするものである。
【０００６】
【発明の効果】本発明は上術のように構成したので、展開ラジエータやサーマルルーバ及び、ヒータ制御の機能を兼ね添えた一の熱制御装置であるため、小電力化、小型、軽量である。又、機械的な可動部分も制御用電子機器を持たないことから電力量の削減と軽量となり、信頼性が高く、寿命が長い。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施形態を示す
【符号の説明】
１ 放熱フィン
２ 放熱フィン表面
３ 放熱フィン裏面
４ 回転アクチュエータ[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a thermal control method and apparatus, and more particularly to a thermal control method and apparatus suitable for thermal control of equipment mounted on a spacecraft such as an artificial satellite or a spacecraft.
[0002]
2. Description of the Related Art The temperature of a spacecraft flying in a space is determined by the heat generated inside the spacecraft, the incidence of sunlight, and the amount of heat radiated from the spacecraft itself into space. Conventional spacecraft thermal control technologies include thermal louvers and deployment radiators. The thermal louver can appropriately maintain the temperature of the device by opening and closing the blade according to the temperature of the device. The deployable radiator accommodates the heat radiation surface during launch and can be deployed on orbit to increase the effective heat radiation area, and is used for heat radiation when internal heat generation is large.
[0003] The thermal louver cannot limit the heat radiation area to that of the spacecraft structure, so that the heat radiation amount is limited. The deployment radiator is unidirectional in deployment and cannot adjust the effective heat radiation area according to the temperature. In addition, both require heat control by a heater at a low temperature, which requires power resources. Further, there is a disadvantage that the weight of the apparatus is structurally heavy.
[0004]
The device of the present invention can cope with both high heat generation and low heat generation by reversibly expanding and storing the radiator surface. In addition, since the device has a solar heat absorbing function, when the temperature of the device is low, the device can be warmed without using power resources for the heater. Therefore, it is possible to improve the above-mentioned disadvantages of the conventional thermal control device, and particularly to operate in a severe environment of high temperature and low temperature, and to be suitable for a spacecraft mounted device having a simple structure and easy manufacture. A heat control device is provided. Another object of the present invention is to provide a highly reliable thermal control device because it is lightweight, flexible and does not require power.
[0005]
SUMMARY OF THE INVENTION The present invention basically employs the following technical configuration in order to achieve the above object. That is, the first mode of the heat control device according to the present invention is to control heat absorption and heat release by opening and closing a radiation fin in accordance with the temperature of the mounted device, and the second mode is light in weight. The third aspect is characterized in that the fin has a high emissivity and a low solar absorptivity on the back surface. In the fourth aspect, a rotary actuator that opens and closes a radiation fin is configured by combining a shape memory alloy and a torsion coil spring, and is lightweight and has a low power consumption. In a fifth mode, the object is a spacecraft such as an artificial satellite or a spacecraft.
[0006]
Since the present invention is constructed as described above, it is a thermal control device that also has functions of a deployable radiator, a thermal louver, and a heater control. Therefore, power consumption, size, and weight are reduced. . Further, since the mechanically movable parts do not have control electronic devices, the amount of power is reduced and the weight is reduced, the reliability is high, and the life is long.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 shows an embodiment of the present invention.
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Heat radiation fin 2 Heat radiation fin surface 3 Heat radiation fin back surface 4 Rotary actuator
