JP2009190539A

JP2009190539A - 熱制御システム

Info

Publication number: JP2009190539A
Application number: JP2008032694A
Authority: JP
Inventors: Hosei Nagano; 方星長野; Hiroyuki Ogawa; 博之小川; Akira Onishi; 晃大西
Original assignee: Japan Aerospace Exploration Agency JAXA
Current assignee: Japan Aerospace Exploration Agency JAXA
Priority date: 2008-02-14
Filing date: 2008-02-14
Publication date: 2009-08-27

Abstract

【課題】安全性が高くエネルギ消費も少なくて済む、高温度差環境における熱制御システム及び発電システムを提供する。
【解決手段】着陸機１には、循環型熱輸送流体ループとしての毛細菅駆動型二相流体ループ２０が含まれている。蒸発器２１は、熱制御の対象となる各種機器３０の側に設けられ、蒸発器２２は、一定温度環境となる地下数十センチメートルの深さに設置されている。蒸発器２１、２２は、多孔質ウイック材料を用いたもので、それぞれ、液溜め２１ａ、２２ａを伴っている。多孔質ウイック材料を用いた蒸発器２１、２２は、凝縮器ともしても動作し、蒸気となった流体を凝縮させて熱を放出するよう作用する。
【選択図】図１

Description

本発明は、地球上の砂漠や、月面、火星等の地球外天体の表面のように、昼夜で温度差が大きく変化する環境下において各種機器の熱的な制御を行う熱制御システムに関する。

アメリカ、中国などの月・火星有人探査計画や、日本の月面着陸ミッション「かぐや」の打ち上げ成功に続く SELEN-2 ミッションなど、国内・国外で月・惑星着陸ミッションが盛んに計画されている。

NASA/JPL の火星ミッションであるMars science Laboratory では、ラジオアイソトープ崩壊熱を利用した熱電発電システムによる熱・電気エネルギリソースの確保を行うことが予定されている（非特許文献１）。しかしながら、有人ミッションにおいてはクリーンなエネルギが要求される。

一方、原子力技術を用いない日本の宇宙工学においては、重さ数十キロの相変化蓄熱材の使用や、保温パラソルによる夜間保温、あるいはローバー全体を地下に潜らせるという提案や燃料電池の電気・熱エネルギを利用する方法が検討されている（非特許文献１、２）。

P. Bhandari et al., SAE Technical Paper No. 2005-01-2828. S. Hikida et al., Proceedngs of the 18th ISAS Space energy Symposium, (1999) pp.30-32 四宮他、第４８回宇宙科学技術連合会講演会予稿集、（２００４）pp. 1337-1341

しかし、これまで検討されてきた前述の提案は、人間に対する安全性、重量、エネルギの消費量などの面から、長期滞在のための有効な解決策にはなっていない。
本発明は、このような観点からなされたものであり、安全性が高くエネルギ消費も少なくて済む、高温度差環境における熱制御システムを提供することを目的とする。
また、併せて、同じような環境下で、上記熱制御システムの構成を利用した発電システムを提供することを目的とする。

上記の目的を達成するために、本発明は、地中の温度がほぼ一定温度に保たれるとともに、地表の温度が前記一定温度の前後に変化する環境下に設置される設備に含まれる一又は二以上の熱制御対象を、熱伝導流体を用いて一定温度範囲内に制御する熱制御システムであって、一又は二以上の放熱パネルと、前記放熱パネルに取り付けられ、前記熱伝導流体を凝縮させる凝縮器と、前記熱制御対象に取り付けられ、前記熱伝導流体の蒸発及び凝縮を行う第１の蒸発器と、地中に設置され、前記熱伝導流体の蒸発及び凝縮を行う第２の蒸発器と、前記凝縮器と、前記第１の蒸発器と、前記第２の蒸発器の間に接続され、これらの間で前記熱伝導流体を循環させる循環型熱輸送流体ループとを備え、地表の温度が前記一定温度よりも高いときは、前記熱制御対象が発した熱を第１の蒸発器が吸熱して蒸気となった熱伝導流体を、前記循環型熱輸送流体ループを介して前記凝縮器及び前記第２の蒸発器へ伝達して凝縮させることにより、前記放熱パネル及び第２の蒸発器から放熱し、地表の温度が前記一定温度よりも低いときは、前記第２の蒸発器が前記一定温度により蒸発させた熱伝導流体を、前記循環型熱輸送流体ループを介して前記第１の蒸発器へ伝達しここで凝縮させることにより、前記熱制御対象を保温することを特徴とする。

前記放熱パネルには、放熱時には展開して放熱を促進するとともに、保温時には収納して放熱を抑える展開・収納可能なフィンが備えることができる。

前記第１及び第２の蒸発器を多孔質ウイック材料から構され、前記循環型熱輸送流体ループを、毛細管駆動型二相流体ループとすることができる。

前記設備は、例えば地球以外の昼夜の温度差が大きい天体に着陸又は建設された宇宙機であり、前記熱制御対象は、当該宇宙機に搭載された機器あるいは機器に取り付けられた熱制御素子とすることができる。なお、熱制御素子としては、例えばヒートパイプ、熱流体ループ、ペルチェ素子や高熱伝導材などが考えられる。

上記の目的を達成するために、本発明は、地中の温度がほぼ一定温度に保たれるとともに、地表の温度が前記一定温度の前後に変化する環境下に設置される設備において、熱伝導流体を用いて発電を行う発電システムであって、前記設備内に設けられ、前記熱伝導流体の蒸発及び凝縮を行う第１の蒸発器と、地中に設置され、前記熱伝導流体の蒸発及び凝縮を行う第２の蒸発器と、前記第１及び第２の蒸発器の間に接続され、これらの間で前記熱伝導流体を循環させる循環型熱輸送流体ループと、前記凝縮器と地表との間に設けられ、前記第１の蒸発器と地表との温度差により発電する熱電発電手段とを備えることを特徴とする。

前記第１及び第２の蒸発器は、多孔質ウイック材料から構成され、前記循環型熱輸送流体ループは毛細管駆動型二相流体ループである。

前記設備は、例えば地球以外の昼夜の温度差が大きい天体に着陸又は建設された宇宙機とすることができる。

熱制御については、例えば地下数十センチメートルに存在する一定温度環境を有効に利用し、昼間は宇宙空間との輻射熱交換と地下低温熱源との伝導熱交換により排熱を行い、一方、夜間は宇宙空間との熱交換をシャットオフし、地下高温熱源との伝導熱交換により宇宙機内部を温めることで電力を用いることなく「昼間の排熱」と「夜間の保温」を同時に達成することができる。

一方、発電については、上記と同じく地下数十センチメートルの等温度場と、地表面の温度との差を利用した熱電式発電を行い電力リソースとして有効利用する。つまり、昼間は高温地表面（例えば＋１２０°Ｃ）と地中から汲み出した温度（例えば−２０°Ｃ）との温度差を利用した熱電発電を行い、夜間は低温地表面（例えば−１８０°Ｃ）と地中から汲み出した温度（例えば−２０°Ｃ）との温度差を利用した熱電発電を行うことができる。

本発明の熱制御装置によれば、昼夜で温度差が大きく変化する環境下において、電力リソースを必要とせずに、そのような環境に設置された機器や宇宙機内の機器の熱制御を行うことができるとともに、かかる装置を用いて発電を行うこともでき、各種リソースや活動が著しく制限される月面、火星等の地球外天体や地球上の砂漠といった環境下においても、各種機器の保守や、動作の維持に大きく貢献することができる。

以下に、図面を参照しながら本発明の実施の形態について説明する。図１は、一例として、月面における着陸機の熱制御システムを説明するための図であり、（ａ）は昼間、（ｂ）は夜間の場合をそれぞれ示している。

着陸機１には、放熱パネル１０ａ、１０ｂ及び可逆に展開・収納が可能なフィン１１ａ、１１ｂ、１１ｃ、１１ｄが搭載されている。これらのフィンが展開しているときは、放熱パネルからは熱が放出され、フィンが収納されているときは、放熱パネルからの放熱を抑えることができる。これらのフィンは、一部のみを展開し、残りを収納しておくこともできる。例えば月の昼間の場合に、太陽の位置によって太陽光がいずれかの放熱パネルに当たる場合には、その放熱パネルに対応するフィンを収納して、放熱パネルが高温になることを防ぐとともに、太陽光が入射しない放熱パネルから積極的に排熱を行うようにすることができる。

なお、放熱パネル１０ａ、１０ｂ及びフィン１１ａ、１１ｂ、１１ｃ、１１ｄとしては、本願出願人が平成１９年４月２０日に特許出願した特願２００７−１１１１４４において提案した熱制御装置の「ベースプレート」及び「パドル」を適用することが可能である。

また、着陸機１には、循環型熱輸送流体ループとしての毛細菅駆動型二相流体ループ２０が含まれている。ループ２０には、本実施形態の場合には二つの蒸発器２１、２２が含まれている。このうち蒸発器２１は、熱制御の対象となる各種機器３０の側に設けられ、蒸発器２２は、一定温度環境となる地下数十センチメートルの深さに設置されている。本実施形態の蒸発器２１、２２は、多孔質ウイック材料を用いたもので、それぞれ、液溜め２１ａ、２２ａを伴っている。多孔質ウイック材料を用いた蒸発器２１、２２は、凝縮器ともしても動作し、蒸気となった流体を凝縮させて熱を放出するよう作用する。

さらに、放熱パネル１０ａ、１０ｂの裏側には、凝縮器２５ａ、２５ｂが設けられている。図１（ａ）に示した昼間の場合には、フィン１１ａ〜１１ｄは展開され、放熱パネル１０は熱を放出する。機器３０が熱を発すると、この熱エネルギは蒸発器２１によって吸収され、ループ２０を介して放熱パネル１０ａ、１０ｂの裏側に取り付けられた凝縮器２５ａ、２５ｂ及び蒸発器２２に伝達され、放熱パネル１０ａ、１０ｂから放出される。なお、このとき蒸発器２２は、凝縮器として動作する。

一方、図１（ｂ）に示した夜間の場合には、フィン１１ａ〜１１ｄは収納され、放熱パネル１０からの熱の放出が防止されている。そして、地下の熱が蒸発器２２によって吸収され、その熱エネルギは、ループ２０を介して放熱パネル１０ａ、１０ｂに取り付けられた凝縮器２５ａ、２５ｂ及び蒸発器２１に伝達され、ここで熱を放出する。このとき蒸発器２１は、凝縮器として動作する。このようにして夜間においては着陸機内部の保温に役立てられる。

フィン１１ａ〜１１ｄは、昼間は展開し、夜間は収納するようにしたことによって、昼間の排熱性能と夜間の保温効率の両者を高めることができる。さらに、夜間にフィン１１ａ、１１ｂを収納することによって、夜間のレゴリスの舞い上がりから放熱面を保護することができる。また、本実施形態のように、フィン１１ａ〜１１ｄを複数設け、一部を選択的に展開又は収納することによって、太陽光熱入力の少ない面からの排熱が促進される。

本実施形態の熱制御装置によれば、例えば月面環境の場合、地下数十センチメートルの部分に存在する温度一定という特性を有効に利用する。すなわち、この地下の一定温度を昼間は低温熱源、夜間は高温熱源として利用し、昼間はフィンを展開することにより宇宙空間との輻射熱交換と低温熱源との伝導熱交換により排熱を行い、夜間はフィンを収納することによって宇宙空間との熱交換をシャットオフし、地下の高温熱源との伝導熱交換により宇宙機内部を温めることで電力を一切用いることなく、「昼間の排熱」と「夜間の保温」を同時に達成することができる。

なお、図１に示した実施形態において、ループが安定して動作するためには、液溜め２１ａを蒸発器２１よりも低温に保たれる必要がある。そのための方法としてヒートパイプなどを利用することができるが、その他の方法を用いることもできる（これ以降の例についても同様である）。さらに、熱交換の効率を高めることを考えた場合、地表面付近のループ配管を断熱することが有効である。そのために、本発明の実施に当たっては、配管を断熱材で覆う等の措置をすることが望ましい。

図２及び図３は、図１に示した毛細菅駆動型二相流体ループ２０の動作をより詳しく説明するための図である。このループ２０は、例えばループヒートパイプやキャピラリーポンプループなどから構成することができ、多孔質ウイック材料４０を主要構成要素とする蒸発器４１、凝縮器４２、液溜め４１ａ、及びループを構成する配管４４を含んでいる。このうち、凝縮器４２についても、蒸発器４１と同じものを用いることができ、状況に応じて蒸発器として使用することもできる。このような技術の実用化は比較的新しく、キャピラリーポンプループはTERRAに用いられ（１９９９年）、ループヒートパイプはGLASに用いられている（２００３年）。

多孔質ウィック材料４０は直径が通常１〜１０μｍ程度の多孔質体より構成され、従来から使われているヒートパイプよりも数倍以上の熱輸送能力を有する。多孔質ウィック材料４０からなる蒸発器４１は、通常は円筒形とされているが、円盤型のものも知られている。このような毛細菅駆動型二相流体ループには、毛細管力が高い、外部駆動力が不要、長距離輸送が可能、軽量化が可能、設計自由度が大きい、といった特徴がある。

図３（ａ）（ｂ）は、図２に示した毛細菅駆動型二相流体ループのひとつであるマルチ蒸発器・マルチ凝縮器型ループヒートパイプの例を示しており、この例では、二つの蒸発器５０、５１及び二つの液溜め５０ａ、５１ａと二つの凝縮器５４、５５が、配管５６に接続されている。通常のループヒートパイプは蒸発器と凝縮器を各１つずつ有し、機器の熱を蒸発器で吸熱し、蒸発した流体が凝縮器で冷却され、凝縮されて液体の状態で蒸発器に戻る。この流れの方向を順方向とする。マルチ蒸発器・マルチ凝縮器型ループヒートパイプには、蒸発器、凝縮器がそれぞれ複数設けられている。

図３（ａ）に示すように、複数個の蒸発器５０、５１のすべてに熱が供給されている場合は、それぞれの蒸発器において流体が蒸発し、蒸発した流体は複数個の凝縮器５４、５５において冷却され、凝縮されて液体の状態で複数個の蒸発器５０、５１に戻る。このとき全ての蒸発器、凝縮器での流体の流れは順方向流れとなる。各蒸発器に供給される熱量は等しい必要はなく、また、各蒸発器で吸熱される熱量及び各凝縮器で放熱される熱量は、供給熱量、外部熱環境ならびにループ形状（長さ、配管径など）によって異なり、質量保存則、運動量保存則、エネルギー保存則に従って決定される。

図３（ｂ）に示すように、複数個の蒸発器のうち１つ以上の蒸発器において熱が供給されていない場合は、熱が供給されていない蒸発器５１には流体が通常とは逆の方向に流れ、この場合、熱が供給されていない蒸発器５１は凝縮器として機能する。すなわち、凝縮器として機能する蒸発器５１は、熱を放熱し、蒸発している流体を凝縮する。各蒸発器で吸熱される熱量及び各凝縮器で放熱される熱量は、供給熱量、外部熱環境ならびにループ形状（長さ、配管径など）によって異なり、質量保存則、運動量保存則、エネルギー保存則に従って決定される点は、（ａ）の場合と同様である。

次に、本発明に係る熱電制御装置の一部を利用した発電システムについて説明する。図４は、この発電装置の構成を示しており、主として、図１に示した毛細管駆動型二相流体ループ（ループヒートパイプ、キャピラリーポンプループ等）２０、凝縮器２１、蒸発器２２、熱電発電モジュール６０、電力変換器６１、液溜め６２、サーマルマス６３、断熱材６４から構成されている。

前述のように、蒸発器２２は、温度が昼夜でほぼ一定（例えば−２０°Ｃ程度）である地下数十センチメートルの場所に設置されている。一方、月面の表面は夜間の温度が−１８０°Ｃ程度になる。凝縮器２１は、断熱材６４で覆われ、この凝縮器２１（高温）と地表の温度を伝えるサーマルマスの間に熱電発電モジュール６０が設けられている。蒸発器２２に隣接する液溜め６２は、熱的に蒸発器２２より低温になるよう熱伝導素子が取り付けられ、夜間に蒸発器２２から地下の温度と等しくなった流体を地表面に汲み上げ、これにより、熱電発電モジュール６０が地表面と地下温度との温度差で発電を行う。

昼間の場合は、高温の地表面（例えば＋１２０°Ｃ）と地中から汲み出した温度（−２０°Ｃ）との温度差を利用して熱電発電を行うことができる。このようにして得られる電力は、まったくのクリーンなエネルギであり、原子力技術を利用した場合のような放射能による人員の被爆といった問題も生じない。

月面における着陸機の熱制御システムを示した図である。図１に示した毛細菅駆動型二相流体ループの動作をより詳しく説明するための図である。マルチ蒸発器・マルチ凝縮器型ループヒートパイプの動作を説明するための図である。本発明に係る熱電制御装置の一部を利用した発電システムを説明するための図である。

符号の説明

１宇宙機
１０ａ，１０ｂ放熱パネル
１１ａ，１１ｂ，１１ｃ，１１ｄフィン
２０毛細菅駆動型二相流体ループ
２１，２２，４１，５０，５１蒸発器
２１ａ，２２ａ，４１ａ，５０ａ，５１ａ液溜め
２５ａ，２５ｂ，４２，５４凝縮器
４０多孔質ウイック材料

Claims

地中の温度がほぼ一定温度に保たれるとともに、地表の温度が前記一定温度の前後に変化する環境下に設置される設備に含まれる一又は二以上の熱制御対象を、熱伝導流体を用いて一定温度範囲内に制御する熱制御システムであって、
一又は二以上の放熱パネルと、
前記放熱パネルに取り付けられ、前記熱伝導流体を凝縮させる凝縮器と、
前記熱制御対象に取り付けられ、前記熱伝導流体の蒸発及び凝縮を行う第１の蒸発器と、
地中に設置され、前記熱伝導流体の蒸発及び凝縮を行う第２の蒸発器と、
前記凝縮器と、前記第１の蒸発器と、前記第２の蒸発器の間に接続され、これらの間で前記熱伝導流体を循環させる循環型熱輸送流体ループとを備え、
地表の温度が前記一定温度よりも高いときは、前記熱制御対象が発した熱を第１の蒸発器が吸熱して蒸気となった熱伝導流体を、前記循環型熱輸送流体ループを介して前記凝縮器及び前記第２の蒸発器へ伝達して凝縮させることにより、前記放熱パネル及び第２の蒸発器から放熱し、
地表の温度が前記一定温度よりも低いときは、前記第２の蒸発器が前記一定温度により蒸発させた熱伝導流体を、前記循環型熱輸送流体ループを介して前記第１の蒸発器へ伝達しここで凝縮させることにより、前記熱制御対象を保温することを特徴とする熱制御システム。
前記放熱パネルには、放熱時には展開して放熱を促進するとともに、保温時には収納して放熱を抑える展開・収納可能なフィンが備えられていることを特徴とする請求項１に記載の熱制御システム。
前記第１及び第２の蒸発器は多孔質ウイック材料から構成され、前記循環型熱輸送流体ループは毛細管駆動型二相流体ループであることを特徴とする請求項１又は２に記載の熱制御システム。
前記設備は、地球以外の昼夜の温度差が大きい天体に着陸又は建設された宇宙機であり、前記熱制御対象は、当該宇宙機に搭載された機器あるいは機器に取り付けられた熱制御素子であることを特徴とする請求項１乃至３のうちいずれか一項に記載の熱制御システム。
地中の温度がほぼ一定温度に保たれるとともに、地表の温度が前記一定温度の前後に変化する環境下に設置される設備において、熱伝導流体を用いて発電を行う発電システムであって、
前記設備内に設けられ、前記熱伝導流体の蒸発及び凝縮を行う第１の蒸発器と、
地中に設置され、前記熱伝導流体の蒸発及び凝縮を行う第２の蒸発器と、
前記第１及び第２の蒸発器の間に接続され、これらの間で前記熱伝導流体を循環させる循環型熱輸送流体ループと、
前記凝縮器と地表との間に設けられ、前記第１の蒸発器と地表との温度差により発電する熱電発電手段とを備えることを特徴とする発電システム。
前記第１及び第２の蒸発器は、多孔質ウイック材料から構成され、前記循環型熱輸送流体ループは毛細管駆動型二相流体ループであることを特徴とする請求項５に記載の発電システム。
前記設備は、地球以外の昼夜の温度差が大きい天体に着陸又は建設された宇宙機であることを特徴とする請求項５又は６に記載の発電システム。