JP2009107391A - 宇宙用機器筐体 - Google Patents

Abstract

【課題】機器の温度変化に応じた温度制御を行うことができるとともに、機器が発生する熱を効率良く放散することができ、また複数の機器間での温度の不均衡の発生を少なくすることができる宇宙用機器筐体を得る。
【解決手段】宇宙用機器筐体１は、電子機器を収容する筐体本体３、筐体本体３に設けられ、温度変化に応じて変形する取付部材４、及び取付部材４に設けられ、取付部材４の変形に応じて筐体本体３に対して変位される放熱板を有している。取付部材４は、炭素繊維を含む低熱膨張部材と、低熱膨張部材よりも熱膨張率の高い高熱膨張部材とが互いに貼り合わされることにより構成されている。放熱板５からの熱の放射方向は、放熱板５の筐体本体３に対する変位により変化する。
【選択図】図１

Description

この発明は、例えば人工衛星や宇宙機等に搭載される機器を収容する宇宙用機器筐体に関するものである。

従来、人工衛星搭載機器の温度制御を行うために、人工衛星搭載機器を囲繞する筒状の熱制御フードを有する人工衛星搭載機器の受動型温度制御装置が提案されている。熱制御フードは、人工衛星打ち上げ段階では折りたたまれているが、衛星軌道投入後に筒状に展開される（例えば、特許文献１参照）。

特開平１１−１７１１００号公報

しかし、熱制御フードが展開された後には、人工衛星搭載機器の温度が変化しても、熱制御フードの形状が筒状のまま維持されるので、人工衛星搭載機器の温度変化に応じた温度制御を行うことができなくなってしまう。

また、人工衛星搭載機器を囲繞する熱制御フードの形状が筒状とされるので、熱を放射するための面積の拡大を図ることができず、人工衛星搭載機器が発生する熱を外部へ効率良く放散することができなくなってしまう。

さらに、複数の人工衛星搭載機器が高密度で実装される場合には、熱制御フードからの熱の放射により各熱制御フード間で熱が授受されるが、熱制御フードの形状が筒状のまま維持されるので、各熱制御フード間で授受される熱量が人工衛星搭載機器の温度変化に応じて変化するわけではない。従って、各人工衛星搭載機器間での温度の不均衡が生じやすくなってしまう。

この発明は、上記のような問題点を解決することを課題としてなされたものであり、機器の温度変化に応じた温度制御を行うことができるとともに、機器が発生する熱を効率良く放散することができ、また複数の機器間での温度の不均衡の発生を少なくすることができる宇宙用機器筐体を得ることを目的とする。

この発明に係る宇宙用機器筐体は、機器を収容する筐体本体、筐体本体に設けられ、温度変化に応じて変形する取付部材、及び取付部材に設けられ、取付部材の変形に応じて筐体本体に対して変位される放熱板を備えている。

この発明に係る宇宙用機器筐体では、温度変化に応じて変形する取付部材を介して放熱板が筐体本体に設けられており、放熱板は、取付部材の温度変化による変形に応じて筐体本体に対して変位されるようになっているので、筐体本体からだけでなく放熱板からも宇宙用機器筐体の熱を排出することができる。従って、筐体本体内に収容された機器が発生する熱を効率良く放散することができる。また、放射板からの熱の放射方向を取付部材の温度に応じて変化させることができる。従って、電子機器の温度変化に応じた温度制御を行うことができる。さらに、複数の宇宙用機器筐体が並べられた場合に、宇宙用機器筐体ごとに放熱板を温度変化に応じて変位させることができる。従って、各宇宙用機器筐体間での熱の授受を各宇宙用機器筐体の温度変化に応じて行うことができ、機器間での温度の不均衡の発生を少なくすることができる。

以下、この発明の好適な実施の形態について図面を参照して説明する。
実施の形態１．
図１は、この発明の実施の形態１による宇宙用機器筐体を示す斜視図である。また、図２は、図１の放熱板が上方へ変位されたときの宇宙用機器筐体を示す斜視図である。図において、宇宙用機器筐体１は、人工衛星の構造体のパネル（衛星構体パネル）２に実装されている。また、宇宙用機器筐体１は、衛星構体パネル２に固定される筐体本体３と、筐体本体３に設けられ、温度変化に応じて変形する取付部材４と、取付部材４に設けられ、取付部材４の変形に応じて筐体本体３に対して変位される放熱板５とを有している。

衛星構体パネル２には、筐体本体３の底部が接触している。筐体本体３内には、人工衛星に搭載される電子機器（図示せず）が収容されている。電子機器で発生した熱は、伝導及び放射により、筐体本体３に伝わる。筐体本体３が受けた熱は、伝導により、衛星構体パネル２に伝わるとともに、取付部材４を介して放熱板５に伝わる。この例では、筐体本体３の形状は直方体とされている。

取付部材４は、筐体本体３の衛星構体パネル２から離れた部分に取り付けられている。この例では、取付部材４は筐体本体３の上端部の側面に取り付けられている。また、取付部材４の形状は、帯状とされている。取付部材４は、帯状の幅方向が筐体本体３から突出する方向となるように、筐体本体３に取り付けられている。また、取付部材４は、帯状の長さ方向が筐体本体３の外面に沿った所定の方向となるように配置されている。この例では、帯状の長さ方向は、衛星構体パネル２に対して平行な平面と筐体本体３の外面との交線に沿った方向とされている。なお、この例では、取付部材４は、筐体本体３の４つの側面のそれぞれに設けられている。

取付部材４の変形は、帯状の長さ方向に垂直な断面上で取付部材４が曲がることにより行われる。帯状の長さ方向については、取付部材４が曲がらないように保たれる。

放熱板５は、取付部材４の幅方向端部（側部）に取り付けられている。また、放熱板５は、衛星構体パネル２から離して取付部材４により支持されている。さらに、放熱板５は、取付部材４の長さ方向に沿って配置されている。

放熱板５は、取付部材４の温度変化による変形に応じて筐体本体３に対して変位される。これにより、放熱板５の筐体本体３に対する取付角度θ（図２）が変化する。取付角度θは、取付部材４の長さ方向に沿った所定の基準面と放熱板５とがなす角度である。

この例では、所定の基準面は、筐体本体３の側面に垂直でかつ取付部材４の長さ方向に沿った平面とされている。また、放熱板５は、取付部材４の温度があらかじめ設定された基準温度であるときに取付角度θが０°となるように、取付部材４に取り付けられている（図１）。取付角度θは、取付部材４の温度が上昇すると大きくなり（図２）、取付部材４の温度が低下すると小さくなる。従って、取付部材４の温度が基準温度よりも高くなると取付角度θが正となり、取付部材４の温度が基準温度よりも低くなると取付角度θが負となる。

放熱板５の表裏両面は、それぞれ熱放射面とされている。放熱板５が受けた熱は、各熱放射面から外部空間へ放射される。宇宙用機器筐体１からの熱の排出は、筐体本体３から衛星構体パネル２への熱伝導と、筐体本体３及び放熱板５のそれぞれから外部空間への熱放射とにより行われる。

熱放射面に垂直な方向へ放熱板５から投影されたときの熱放射面の領域（以下、「熱放射面の投影領域」という）は、放熱板５の筐体本体３に対する変位により移動する。取付角度θが０°又は正であるときには、熱放射面の投影領域が当該筐体本体３から外れる。従って、放熱板５から放射された熱の大部分は、筐体本体３に戻らず、当該筐体本体３を外れて通過する。

これに対して、取付角度θが負の値であるときには、熱放射面の投影領域が当該筐体本体３の一部に重なる。また、熱放射面の投影領域と筐体本体３とが重なる部分の面積（放熱板５及び筐体本体３間の相互視野面積）は、取付角度θの負の値が大きくなるに従って大きくなる。即ち、放熱板５及び筐体本体３間の相互視野面積は、取付部材４の温度が基準温度から低下するに従って大きくなる。従って、放熱板５から放射された後に当該筐体本体３に戻る熱量は、取付部材４の温度が基準温度から低下するほど多くなる。

図３は、図２の取付部材４を示す斜視図である。図において、取付部材４は、板状の低熱膨張部材６と、低熱膨張部材６よりも熱膨張率の高い板状の高熱膨張部材７とを互いに貼り合わせることにより構成されている。

低熱膨張部材６は、複数の炭素繊維８を含んでいる。この例では、低熱膨張部材６の材料は、炭素繊維８及び樹脂を混合した炭素繊維複合材料とされている。また、各炭素繊維８は、筐体本体３と放熱板５とを結ぶ方向に沿って配置されている。この例では、各炭素繊維８は、取付部材４の幅方向に沿って配置され、かつ取付部材４の長さ方向へ並べられている。

高熱膨張部材７は、金属板とされている。また、高熱膨張部材７は、低熱膨張部材６の衛星構体パネル２に近い側の面に貼られている。即ち、高熱膨張部材７は、低熱膨張部材６の下面に貼られている。これにより、取付部材４の温度が上昇すると、放熱板５が上方へ変位される方向へ取付部材４が曲がり、取付部材４の温度が低下すると、放熱板５が下方へ変位される方向へ取付部材４が曲がる。取付角度θは、取付部材４の曲がりの大きさに応じて変化する。

図４は、図１の衛星構体パネル２上に並べられた複数の宇宙用機器筐体１のうち、特定の宇宙用機器筐体１における取付部材４の温度のみが基準温度よりも高くなっているときの状態を示す側面図である。図において、衛星構体パネル２上には、複数の宇宙用機器筐体１が互いに間隔を置いて並べられている。各筐体本体３内には、電子機器が収容されている。各筐体本体３が電子機器から受けた熱は、筐体本体３から伝導により衛星構体パネル２へ排出され、筐体本体３及び放熱板５から放射により外部空間へ排出される。

特定の宇宙用機器筐体１における筐体本体３の温度のみが上昇し、取付部材４の温度が基準温度よりも高くなった場合には、特定の宇宙用機器筐体１において放熱板５が取付部材４の変形により上方へ変位され、取付角度θが正の値となる。これにより、特定の宇宙用機器筐体１における放熱板５からの熱放射面の投影領域と、特定の宇宙用機器筐体１に隣り合う別の宇宙用機器筐体１の一部とが重なる。これにより、特定の宇宙用機器筐体１における放熱板５から放射された熱の一部が別の宇宙用機器筐体１へ伝わる。この結果、特定の宇宙用機器筐体１の温度が低下し、別の宇宙用機器筐体１の温度が上昇することとなる。なお、図４の矢印は、特定の宇宙用機器筐体１から排出される熱の移動方向を示している。

図５は、図４の特定の宇宙用機器筐体１における取付部材４の温度が基準温度よりも低くなっているときの状態を示す側面図である。図において、特定の宇宙用機器筐体１における筐体本体３の温度のみが低下し、取付部材４の温度が基準温度よりも低くなった場合には、特定の宇宙用機器筐体１において放熱板５が取付部材４の変形により下方へ変位され、取付角度θが負の値となる。これにより、特定の宇宙用機器筐体１における放熱板５からの熱放射面の投影領域と、特定の宇宙用機器筐体１自身における筐体本体３の一部とが重なる。これにより、特定の宇宙用機器筐体１における放熱板５から放射された熱の一部が特定の宇宙用機器筐体１自身の筐体本体３に戻る。この結果、特定の宇宙用機器筐体１の温度の低下が抑制される。なお、図５の矢印は、特定の宇宙用機器筐体１から排出される熱の移動方向を示している。

このようにして、各宇宙用機器筐体１の温度が均一になるように各宇宙用機器筐体１間で熱の授受が行われる。

このような宇宙用機器筐体１では、温度変化に応じて変形する取付部材４を介して放熱板５が筐体本体３に取り付けられており、放熱板５は、取付部材４の温度変化による変形に応じて筐体本体３に対して変位されるようになっているので、筐体本体３からだけでなく放熱板５からも宇宙用機器筐体１の熱を排出することができる。従って、筐体本体３内に収容された電子機器が発生する熱を効率良く放散することができる。

また、放熱板５からの熱の放射方向を取付部材４の温度に応じて変化させることができる。これにより、宇宙用機器筐体１の温度が低いときには、放熱板５から放射される熱を宇宙用機器筐体１自身に戻す方向へ放熱板５を変位させ、宇宙用機器筐体１の温度が高いときには、放熱板５から放射される熱を外部空間へ放散する方向へ放熱板５を変位させることができる。従って、電子機器の温度変化に応じた温度制御を行うことができる。

さらに、複数の宇宙用機器筐体１が衛星構体パネル２上に並べられた場合に、宇宙用機器筐体１ごとに放熱板５を温度変化に応じて変位させることができるので、各宇宙用機器筐体１間での熱の授受を各宇宙用機器筐体１の温度変化に応じて行うことができる。従って、各宇宙用機器筐体１内に収容された電子機器間での温度の不均衡の発生を少なくすることができる。

また、取付部材４は、炭素繊維８を含む低熱膨張部材６と、低熱膨張部材６よりも熱膨張率の高い高熱膨張部材７とを互いに貼り合わせることにより構成されているので、温度変化に応じて変形する取付部材４を容易に作製することができる。また、低熱膨張部材６に軽量な炭素繊維８が含まれていることから、一般的なインバー合金等を低熱膨張部材に用いたバイメタルに比べて、取付部材４の軽量化を図ることができる。さらに、炭素繊維８の熱膨張率が非常に小さいので、低熱膨張部材６及び高熱膨張部材７の各熱膨張率の差を大きくすることができ、取付部材４をより大きく変形させることができる。さらにまた、炭素繊維８の熱伝導係数が大きいので、筐体本体３から放熱板５への熱伝導を効率良く行うことができる。これにより、宇宙用機器筐体１からの排熱の効率の向上を図ることができる。

また、炭素繊維８は、筐体本体３と放熱板５とを結ぶ方向に沿って配置されているので、筐体本体３から放熱板５への熱を炭素繊維８に沿って伝導させることができる。従って、筐体本体３から放熱板５への熱伝導をさらに効率良く行うことができる。

また、複数の炭素繊維８が筐体本体３の外面に沿った方向へ並べられているので、筐体本体３の外面に沿った方向について取付部材４が曲がることを抑制することができる。即ち、取付部材４は、炭素繊維８の長さ方向について曲がりやすい性質を持っている。従って、各炭素繊維８を筐体本体３の外面に沿った方向へ並べることにより、炭素繊維８の長さ方向と筐体本体３の外面に沿った方向とが互いに異なるようにすることができ、筐体本体３の外面に沿った方向について取付部材４を曲がりにくくすることができる。これにより、取付部材４の変形による筐体本体３での応力の発生を抑制することができるとともに、取付部材４を所望の方向へ容易に変形させることができる。

なお、上記の例では、炭素繊維８が筐体本体３と放熱板５とを結ぶ方向に沿って配置されているが、これに限定されず、炭素繊維８の長さ方向はどのような方向であってもよい。例えば炭素繊維８が筐体本体３及び放熱板５の少なくともいずれかと平行に配置されていてもよい。

この発明の実施の形態１による宇宙用機器筐体を示す斜視図である。 図１の放熱板が上方へ変位されたときの宇宙用機器筐体を示す斜視図である。 図２の取付部材を示す斜視図である。 図１の衛星構体パネル上に並べられた複数の宇宙用機器筐体のうち、特定の宇宙用機器筐体における取付部材の温度のみが基準温度よりも高くなっているときの状態を示す側面図である。 図４の特定の宇宙用機器筐体における取付部材の温度が基準温度よりも低くなっているときの状態を示す側面図である。

符号の説明

１ 宇宙用機器筐体、３ 筐体本体、４ 取付部材、５ 放熱板、６ 低熱膨張部材、７ 高熱膨張部材、８ 炭素繊維。

Claims (2)

1. 機器を収容する筐体本体、
   上記筐体本体に設けられ、温度変化に応じて変形する取付部材、及び
   上記取付部材に設けられ、上記取付部材の変形に応じて上記筐体本体に対して変位される放熱板
   を備えていることを特徴とする宇宙用機器筐体。
2. 上記取付部材は、炭素繊維を含む低熱膨張部材と、上記低熱膨張部材よりも熱膨張率の高い高熱膨張部材とが互いに貼り合わせられることにより構成されていることを特徴とする請求項１に記載の宇宙用機器筐体。

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