JP2018008680A - 複合材ヒートパイプ並びに複合材ヒートパイプを有するサンドイッチパネル、ラジエータパネル、及び宇宙機 - Google Patents

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Abstract

【課題】複合材ヒートパイプを有するサンドイッチパネル、サンドイッチパネルを組み立てる方法、ラジエータパネル、ラジエータパネルを組み立てる方法、宇宙機、及び宇宙機を組み立てる方法を提供する。【解決手段】複合材ヒートパイプ１００は、細長い伝導性ケーシング１０２、ウィック構造１０８、作動流体１１０、及び１つ以上の繊維強化複合材層１１２を含む。細長い伝導性ケーシング１０２は、外周領域１０６を有する内部空間１０４を画定する。ウィック構造１０８が、外周領域１０６内に配置され、作動流体１１０が、内部空間１０４の中にある。１つ以上の繊維強化複合材層１１２が、細長い伝導性ケーシング１０２の１つ以上の外部側面１１４に動作的に結合される。【選択図】図１

Description

本開示は、ヒートパイプ及びヒートパイプを含むラジエータパネルに関する。
ヒートパイプは、電子デバイスからヒートシンクへなど、ある場所から別の場所へ熱を伝達するために、作動流体の相転移に依拠する熱伝達デバイスである。ヒートパイプは、ヒートパイプの用途に応じて、様々な材料から作製され得るが、通常、ヒートパイプの本体は、熱伝達特性及び密度のため、アルミニウムなどの金属から作製される。一例として、ヒートパイプは、電子機器が過熱するのを防止するために、電子機器から熱を引き離すために、よく用いられる。幾つかの用途では、極度の温度変化によるヒートパイプの熱膨張及び収縮は、望ましくないことがある。
宇宙機は、電子機器などの、熱を発生させる大量の機器を含む。この熱は放散されねばならず、宇宙には本質的に空気がないので、熱は宇宙空間に放射されなければならない。人工衛星などの宇宙機は、電子機器及び他の機器から宇宙機の外側表面へ熱を取り出すラジエータパネルを通常含む。ラジエータパネルの熱膨張及び収縮は、地球及び／又は宇宙空間における他の宇宙機又は他の物体への宇宙機の通信機器のポインティングの精度に影響を与え得る。幾つかの宇宙機にとって、通信機器の正確なポインティングは、その機能に対して重要である。従来、ラジエータパネルは、熱的不均衡によるラジエータパネルの歪みを最小化し、通信機器のポインティングに対する影響を最小化するために、同様の熱膨張率（ＣＴＥ）を有する材料から作製されて来た。加えて、ラジエータパネルは、ラジエータパネルによって支持されている、通信機器を含む電子機器のためのグランド、又は電源リターンとして、従来用いられて来た。従って、ラジエータパネルは、アルミニウム表面シート間に挟まれたアルミニウムハニカムコア及びコアを通って延びるアルミニウムヒートパイプを用いて、従来作製されて来た。
複合材ヒートパイプ、複合材ヒートパイプを組み立てる方法、１つ以上の複合材ヒートパイプを有するサンドイッチパネル、サンドイッチパネルを組み立てる方法、ラジエータパネル、ラジエータパネルを組み立てる方法、宇宙機、及び宇宙機を組み立てる方法が、本明細書に開示される。
複合材ヒートパイプは、外周領域を有する内部空間を画定する細長い伝導性ケーシング、細長い伝導性ケーシングの内部空間の外周領域内に配置されたウィック構造、外周領域の内部空間内の作動流体、及び細長い伝導性ケーシングの１つ以上の外部側面に動作的に結合された１つ以上の繊維強化複合材層を含む。各繊維強化複合材層は、細長い伝導性ケーシングと長さ方向に整列され、結合剤によって動作的に結合された複数の細長い繊維を含む。複合材ヒートパイプを組み立てる方法は、細長い伝導性ケーシングの１つ以上の外部側面に１つ以上の繊維強化複合材層を動作的に結合することを含む。
サンドイッチパネルは、２つの相隔たった表面シート、２つの相隔たった表面シートの間に配置されたコア、及び１つ以上の複合材ヒートパイプを含む。サンドイッチパネルを組み立てる方法は、第１の表面シートをコアに動作的に結合すること、第２の表面シートを第１の表面シートの反対側でコアに動作的に結合すること、及び第１の表面シートと第２の表面シートの間に１つ以上の複合材ヒートパイプを動作的に配置することを含む。
ラジエータパネルは、繊維強化複合材料から作製されている内側表面シート及び外側表面シートを含む２つの相隔たった表面シート、２つの相隔たった表面シートの間に配置されたハニカムコア、並びにハニカムコアを通って延びる１つ以上のヒートパイプを含む。表面シートの繊維強化複合材料は、２つの異なるタイプの繊維を含む。ラジエータパネルを組み立てる方法は、内側表面シートをハニカムコアに動作的に結合すること、外側表面シートを内側表面シートの反対側でコアにハニカム動作的に結合すること、及び内側表面シートと外側表面シートの間に１つ以上のヒートパイプを動作的に配置することを含む。
宇宙機は、本体と、互いの反対側で本体に動作的に結合された２つのラジエータパネルとを含む。宇宙機を組み立てる方法は、宇宙機の本体にラジエータパネルを動作的に結合することを含む。
本開示による、複合材ヒートパイプを表す概略輪郭図である。 本開示による、複合材ヒートパイプを表す概略側面図である。 本開示による、少なくとも１つの複合材ヒートパイプを有するサンドイッチパネルを表す概略輪郭図である。 本開示による方法を概略的に表すフローチャートである。 本開示による、２つのラジエータパネルを含む例示的な宇宙機の等角図である。 本開示による、ラジエータパネルを表す概略輪郭図である。 本開示による、ラジエータパネルの表面シートの単一のプライを表す概略輪郭図である。 本開示による方法を概略的に表すフローチャートである。
複合材ヒートパイプ、複合材ヒートパイプを組み立てる方法、１つ以上の複合材ヒートパイプを有するサンドイッチパネル、サンドイッチパネルを組み立てる方法、ラジエータパネル、ラジエータパネルを組み立てる方法、宇宙機、及び宇宙機を組み立てる方法が、本明細書に開示される。
図１及び図２は、本開示による複合材ヒートパイプ１００を概略的に示す。複合材ヒートパイプ１００は、細長い伝導性ケーシング１０２、ウィック構造１０８、作動流体１１０、及び１つ以上の繊維強化複合材層１１２を含む。細長い伝導性ケーシング１０２は、外周領域１０６を有する内部空間１０４を画定する。ウィック構造１０８が、外周領域１０６内に配置され、作動流体１１０が、内部空間１０４の中にある。１つ以上の繊維強化複合材層１１２が、細長い伝導性ケーシング１０２の１つ以上の外部側面１１４に動作的に結合される。
細長い伝導性ケーシング１０２は、正方形の輪郭で図１に実線で概略的に表されるが、任意の適当な輪郭形状の細長い伝導性ケーシング１０２が、本開示の範囲内にあり、例えば、円形の輪郭又は、鎖線で図１に概略的に表されるように、本体１２２が、円形の輪郭と、本体１２２の周りに間隔を空けて配置され、本体１２２に沿って長さ方向に延びる４つの平面状の増設部１２４とを有するフランジ付きの構成を含む。細長い伝導性ケーシング１０２は、ある特定の用途にとって望ましい熱伝導特性を有する任意の適当な材料から作製されてもよく、アルミニウム、銅、及び鋼は、例示的で非排他的な例である。幾つかの例において、細長い伝導性ケーシング１０２は、押出成形プロセスによって形成され得る。幾つかのそのような例において、ウィック構造１０８は、細長い伝導性ケーシング１０２と一体的に形成され、モノリシック構造を形成し得る。
複合材ヒートパイプ１００のウィック構造１０８は、複合材ヒートパイプ１００の特定の用途に応じて、焼結金属粉末、スクリーン、及び溝を含む（しかし、限定されない）任意の適当な形を取ってよい。複合材ヒートパイプ１００の概略図は、細長い伝導性ケーシング１０２と一体である溝の形のウィック構造１０８を一般に示すが、複合材ヒートパイプ１００は、そのような例に限定されず、他の形状のウィック構造１０８が、本開示により、複合材ヒートパイプ１００に組み入れられ得る。
複合材ヒートパイプ１００の作動流体１１０は、複合材ヒートパイプ１００の特定の用途に応じて、任意の適当な形を取ってよく、水、冷媒、アンモニア、アルカリ金属、窒素、酸素、ネオン、水素、ヘリウム、メタノール、エタン、及びリチウムが、例示的で非限定的な例である。
すでに述べたように、複合材ヒートパイプ１００は、細長い伝導性ケーシング１０２の１つ以上の外部側面１１４に動作的に結合されている１つ以上の繊維強化複合材層１１２を含む。細長い伝導性ケーシング１０２の側面１１４は、例えば、複合材ヒートパイプ１００の端面１２８と対照的に、細長い伝導性ケーシング１０２の長さ方向軸１２６と平行な外面である。幾つかの例において、側面１１４は、平面状であってよいが、そのような形状は、例えば、円形輪郭の細長い伝導性ケーシング１０２を有する複合材ヒートパイプ１００におけるように、細長い伝導性ケーシング１０２の全ての例において必要とされるわけではない。
図１に概略的に示されるように、各繊維強化複合材層１１２は、細長い伝導性ケーシング１０２と長さ方向に整列され、結合剤１１８によって動作的に結合されている複数の細長い繊維１１６を含む。換言すると、細長い繊維１１６は、細長い伝導性ケーシング１０２の長さ方向軸１２６と概して平行である。幾つかの例において、細長い繊維１１６は、一方向性であると記載され得る。細長く一方向性であることによって、細長い繊維１１６、及び従って１つ以上の繊維強化複合材層１１２は、全体として複合材ヒートパイプ１００に望ましい熱及び強度特性を与え得る。
繊維強化複合材層１１２は、製造可能性、最終的な用途、複合材ヒートパイプ１００が曝される典型的な温度、等に基づいて、任意の適当な仕方で作製され得る。例えば、繊維強化複合材層１１２は、薄膜又は積層体である、及び／又は薄膜又は積層体として記載され得る。幾つかの例において、繊維強化複合材層１１２は、プリプレグから形成されると記載され得る。追加的に又は代替的に、結合剤１１８は、接着テープであってもよく、細長い繊維１１６は、接着テープの表面に付着されてもよく、及び／又は接着テープに埋め込まれてもよい。追加的に又は代替的に、幾つかの例において、細長い繊維１１６は、結合剤１１８のマトリックスの中にあってもよい。結合剤１１８は、複合材ヒートパイプ１００の最終的な用途に応じて、例えば、複合材ヒートパイプ１００が曝される温度範囲に応じて、任意の適当な材料であってよい。結合剤１１８の例示的で非排他的な例は、エポキシ、シアネートエステル、ポリイミド、ビスマレイミド樹脂、及びフェノール樹脂を含む（しかし、限定されない）。
繊維強化複合材層１１２の幾つかの例において、細長い繊維１１６は、繊維強化複合材層１１２内で、０．０５〜０．１０ｌｂｓ／ｉｎ．３の密度を有する。
繊維強化複合材層１１２の幾つかの例において、図１に概略的に表されているように、細長い繊維１１６は、繊維強化複合材層１１２の中で間隔を空けて配置される。
繊維強化複合材層１１２の細長い繊維１１６は、細長い繊維１１６が複合材ヒートパイプ１００の特定の用途にとって望ましい特性を有するような任意の適当な材料及びサイズであってよい。細長い繊維１１６の例示的で非排他的な例は、ボロン繊維及び高強度炭素繊維を含む（しかし、限定されない）。幾つかの例において、細長い繊維１１６は、５０〜２００μｍ，５０〜１５０μｍ，５０〜１００μｍ，１００〜２００μｍ，１００〜１５０μｍ，又は１５０〜２００μｍの範囲の平均直径を有する。
更に、複合材ヒートパイプ１００の幾つかの例において、細長い繊維１１６は、細長い伝導性ケーシング１０２が作製される材料の引張及び圧縮強度と異なる引張及び圧縮強度を有する材料から作製され得る。例えば、細長い繊維１１６の引張及び／又は圧縮強度は、細長い伝導性ケーシング１０２の引張及び／又は圧縮強度の少なくとも１．５倍、少なくとも２倍、少なくとも５倍、又は少なくとも１０倍であってもよい。例示的で非限定的な例として、細長い繊維１１６は、５００〜６００ｋｓｉの範囲の引張強度及び／又は圧縮強度を有し得る。細長い繊維１１６、故に繊維強化複合材層（複数可）１１２が、細長い伝導性ケーシング１０２の引張強度及び／又は圧縮強度と異なる引張強度及び／又は圧縮強度を有する結果として、複合材ヒートパイプ１００は全体として、極度の温度変化を受ける特定の用途において複合材ヒートパイプ１００を用いるために望ましい物理的特性を有し得る。例えば、宇宙機のラジエータパネルなどのラジエータパネルで用いられる複合材ヒートパイプ１００の用途において、極度の温度変化の結果としてのラジエータパネルの変形は、宇宙機の性能に有害であり得、複合材ヒートパイプ１００は、細長い繊維１１６の引張及び／又は圧縮強度の結果として、望ましくない変形を縮小し、さもなければ制限し、又は防止さえし得る。従って、繊維強化複合材層１１２は、ストラップ、抑制ストラップ、及び／又は複合材抑制ストラップと記載され得る。
すなわち、細長い伝導性ケーシング１０２が、細長い繊維１１６及び繊維強化複合材層（複数可）１１２とは異なる引張及び／又は圧縮強度を有する結果として、複合材ヒートパイプの全体的な熱膨張率は、細長い伝導性ケーシング１０２単独の、又は本開示による１つ以上の繊維強化複合材層１１２を含まないヒートパイプの熱膨張率の２５〜７５％，３０〜７０％，４０〜６０％，又は約５０％であり得る。単に例示的な例として、ヒートパイプのケーシングに動作的に結合された１つ以上の繊維強化複合材層１１２のないアルミニウムヒートパイプは、約１２．５ｐｐｍ／°Ｆの熱膨張率を有し得る。対照的に、アルミニウムの細長い伝導性ケーシング１０２及び細長い伝導性ケーシング１０２の側面１１４に動作的に結合された１つ以上の繊維強化複合材層１１２を有する、本開示による複合材ヒートパイプ１００は、５〜７．５ｐｐｍ／°Ｆの範囲の熱膨張率を有し得る。
続けて図１を参照して、実線で概略的に示されるように、複合材ヒートパイプ１００は、細長い伝導性ケーシング１０２の側面１１４に動作的に結合されている少なくとも１つの繊維強化複合材層１１２を含む。図１に破線で概略的に表されているように、複合材ヒートパイプ１００は、細長い伝導性ケーシング１０２の対向する外部側面１１４に動作的に結合されている２つの繊維強化複合材層１１２を含んでもよい。そのような構成は、例えば、温度変化を受けたときにさもなければ生じ得る細長い伝導性ケーシング１０２内部の望ましくない応力を制限するために、好ましいことがある。しかしながら、繊維強化複合材層１１２が、２つより多い外部側面１１４に結合されること、及び任意選択で、細長い伝導性ケーシング１０２の周りに完全に延びる、又は包む繊維強化複合材層１１２さえも、本開示の範囲内にある。
繊維強化複合材層１１２は、破線で図１に概略的に表されているように、側面１１４の幅全体にわたっていてもよい。しかしながら、そのような構成は必要ではなく、追加的又は代替的に、繊維強化複合材層１１２は、実線で図１に概略的に表されているように、側面１１４の幅全体より短くてもよい。同様に、繊維強化複合材層１１２は、側面１１４の長さ全体にわたっていてもよいし、側面１１４の長さ全体より短くてもよい。幾つかの例では、繊維強化複合材層１１２は、側面１１４と同一の広がり、又は実質的に同一の広がりをもっていてもよく、他の例では、繊維強化複合材層１１２は、側面１１４と同一の広がり、又は実質的に同一の広がりをもっていなくてもよい。図１及び図２の概略図は、側面１１４に対する繊維強化複合材層１１２の任意のそのような構成を概略的に表すことを意図している。
すでに述べたように、複合材ヒートパイプ１００において、繊維強化複合材層１１２が、細長い伝導性ケーシング１０２の外部側面１１４に動作的に結合されている。「動作的に結合されている」とは、繊維強化複合材層１１２が、細長い伝導性ケーシング１０２の側面１１４に直接的に係合又は接触していてもよいし、又は繊維強化複合材層１１２が、細長い伝導性ケーシング１０２の側面１１４に間接的に結合されており、直接的に係合又は接触していなくてもよいということを意味する。例えば、繊維強化複合材層１１２の結合剤１１８が、接着テープである場合、接着テープは、細長い伝導性ケーシング１０２の側面１１４に直接的に付着されてもよい。しかしながら、図１に破線で概略的かつ任意選択で示されるように、複合材ヒートパイプ１００は、繊維強化複合材層１１２と細長い伝導性ケーシング１０２の側面１１４との間にある別個の接着層１２０を更に含んでもよい。
存在する場合、接着層１２０は、複合材ヒートパイプ１００の用途及び複合材ヒートパイプ１００が曝され得る温度に応じて、エポキシ接着剤を含む（しかし、限定されない）任意の適当な接着剤で作製され得る。幾つかの用途では、０．００５〜０．０２５インチの厚さを有する接着層１２０などの、望ましい厚さの接着層を利用することが好ましいことがある。例えば、幾つかの用途では、複合材ヒートパイプ１００が温度変化を受けたとき、接着層１２０が、細長い伝導性ケーシング１０２と繊維強化複合材層１１２との間の歪みを吸収することが、望ましいことがある。
次に図３を参照して、複合材ヒートパイプ１００が、サンドイッチパネル１３０の構造部品として用いられ得る。より具体的には、サンドイッチパネル１３０は、２つの相隔たった表面シート１３２、２つの相隔たった表面シートの間に配置されているコア１３４、及びコア１３４を通って延びる１つ以上の複合材ヒートパイプ１００を含み、１つ以上の繊維強化複合材層１１２が、直接的に１つ以上の複合材ヒートパイプ１００と２つの相隔たった表面シート１３２との間に延びていない。サンドイッチパネル１３０は、宇宙機用ラジエータパネル、フェーズドアレイ用ラジエータパネル、及びアンテナ用ベースプレートを含む（しかし、限定されない）任意の適当な用途のために作製及び利用され得る。
表面シート１３２は、サンドイッチパネル１３０の用途及び／又は所望の特性に応じて、任意の適当な材料から作製され得る。例示的で非排他的な例として、表面シート１３２は、アルミニウム又は鋼などのシートメタル、又は強化複合材料などの複合材料から作製され得る。本書で用いられる場合、「強化複合材料」とは、充填剤とともにポリマー又は他の結合剤マトリックスを含む材料を指す。充填剤は、強化複合材料の所望の特性に応じて、繊維、微粒子、又は他の形状の材料であってよい。更に、充填剤は、織った繊維、又は長さ方向に整列された繊維のように、規則正しく並べられていてもよいし、ランダムに並べられているなど、乱雑に並べられていてもよい。充填剤の例は、炭素粒子、炭素繊維、ボロン繊維、ポリアラミド繊維、ガラス繊維、及び／又は他の粒子及び／又は繊維を含む（しかし、限定されない）。充填剤が繊維を含む場合、強化複合材料は、繊維強化複合材料と呼ばれ得る。
コア１３４は、任意の適当な構成を有してよく、サンドイッチパネル１３０の用途及び／又は所望の特性に応じて、任意の適当な材料から作製されてよい。幾つかの用途において、コア１３４は、ハニカムコアであってよい。例えば、ハニカムコアは、所望の圧縮及び重量特性を提供し得る。ハニカムコアは、中空セルを画定する複数の薄い壁セクション、すなわちリガメントによって定められる構造である。全ての例において必要というわけではないが、典型的には、セルは、断面が六角形である。コア１３４が作製され得る材料の例示的で非排他的な例は、金属、プラスチック、及び繊維強化複合材料を含む強化複合材料を含む。
全ての例において必要というわけではないが、サンドイッチパネル１３０は、１つ以上の複合材ヒートパイプ１００をサンドイッチパネル１３０のコア１３４に動作的に結合する泡状接着剤１３６を、追加的に含んでもよい。例えば、図３に概略的に示されているように、泡状接着剤１３６は、存在している場合に、複合材ヒートパイプ１００をコア１３４に動作的に結合するために、複合材ヒートパイプ１００の側面とコア１３４との間に延び得る。幾つかの用途において、適当な泡状接着剤１３６の例示的で非排他的な例は、ＣＹＴＥＣ ＳＯＬＶＡＹ ＧＲＯＵＰ（商標）のＦＭ４１０−１（商標）泡状接着剤を含む。
図４は、本開示による方法の例示的で非排他的な例を表すフローチャートを概略的に提供する。図４において、幾つかのステップが、破線のボックスに示されており、これは、そのようなステップが任意選択であり得る、又は本開示による方法のオプション版に対応し得るということを表す。とは言っても、本開示による全ての方法が、実線ボックスに示されたステップを含むことを要求されるわけではない。図４に示された方法及びステップは、限定的ではなく、本明細書の議論から理解されるように、示されているステップの数より多い又は少ないステップを有する方法を含む、他の方法及びステップが、本開示の範囲内にある。
図４の実線ボックスに概略的に示されているように、複合材ヒートパイプ１００を組み立てる方法１４０は、１４２に示されているように、１つ以上の繊維強化複合材層１１２を細長い伝導性ケーシング１０２の１つ以上の外部側面１１４に動作的に結合させることを含む。例えば、１つ以上の繊維強化複合材層１１２は、本明細書に論じられているように、接着層１２０によって１つ以上の外部側面１１４に動作的に結合されてもよい。
幾つかの方法１４０では、動作的に結合させること１４２は、カ氏５０〜１００°（Ｆ）又は室温の環境で実行される。
同様に図４に概略的に示されているように、サンドイッチパネル１３０を組み立てる方法１４４が、本開示の範囲内にある。実線ボックスに示されているように、方法１４４は、１４６に示されているように、第１の表面シート１３２をコア１３４に動作的に結合させることと、１４８に示されているように、第１の表面シート１３２及びコア１３４に対して１つ以上の複合材ヒートパイプ１００を動作的に配置することと、１５０に示されているように、第２の表面シート１３２を第１の表面シート１３２の反対側でコア１３４に動作的に結合させることと、を含む。
幾つかの方法１４４は、動作的に配置すること１５０の前に、１つ以上の複合材ヒートパイプ１００を組み立てる方法１４０を実行することを、更に含む（しかし、含むことが必要ではない）。
図４の破線ボックスに概略的かつ任意選択的に示されているように、幾つかの方法１４４はまた、動作的に結合させること１４６、動作的に配置すること１４８、及び動作的に結合させること１５０の後に、１５２に示されているように、１５０〜２５０°Ｆの温度などの高められた温度でサンドイッチパネル１３０を硬化させることを含む。カ氏５０〜１００°（Ｆ）又は室温の環境で動作的に結合させること１４２をも含む幾つかのそのような方法１４４において、動作的に結合させること１４２が、全体としてのサンドイッチパネル１３０の要求される硬化温度よりも低い温度で実行されることが、有利なことがある。より具体的には、繊維強化複合材層１１２が、高められていない温度で（例えば室温で）細長い伝導性ケーシング１０２に結合されるとき、結合の結果、結合内の内部応力はゼロ又はゼロに近くなる。その後、サンドイッチパネル１３０が、高められた温度で、２つの相隔たった表面シート１３２の間の複合材ヒートパイプ１００とともに硬化されるとき、複合材ヒートパイプ１００の有効熱膨張率が、高められていない温度で以前に硬化されなかったとした場合よりも低いので、複合材ヒートパイプ１００と相隔たった表面シート１３２の間の歪みが、最小化される。その結果、相隔たった表面シート１３２と複合材ヒートパイプ１００の間の結合の完全性が、硬化中も、その後の使用中の熱サイクルの間も、維持される。例えば、サンドイッチパネル１３０が極低温に曝されたとき、動作的に結合させること１４２もまた、サンドイッチパネル１３０が全体として硬化される高められた温度で実行されたとした場合よりも、１つ以上の繊維強化複合材層１１２と細長い伝導性ケーシング１０２の間の歪みが小さくなり得る。
次に図５を参照すると、本開示による例示的な宇宙機１０が示される。宇宙機１０は、２つのラジエータパネル１４を含む人工衛星１２の形である。しかしながら、他のタイプの宇宙機１０が、本開示の範囲内にあり、ラジエータパネル１４は、図５に示され本明細書に記載された例示的な人口衛星１２は言うまでもなく、人工衛星とともに使用されることに限定されない。更に、ラジエータパネル１４は、本開示によるサンドイッチパネル１３０を含んでもよく、及び／又は本開示によるサンドイッチパネル１３０であってもよい（しかし、必須ではない）。
宇宙機１０及び人工衛星１２は、ラジエータパネル１４及び他の機器が動作的に据え付けられる構造本体１６を含む。人工衛星１２の示された例において、構造本体１６は、円柱状コア１８、上部パネル２０、下部パネル２２、左補強材２４、右補強材２６、上部アンテナブラケット２８、及び下部アンテナブラケット３０を含む。ラジエータパネル１４は、上部パネル２０、左補強材２４、下部パネル２２、上部アンテナブラケット２８、及び下部アンテナブラケット３０に動作的に結合されている左ラジエータパネル１４、並びに上部パネル２０、右補強材２６、下部パネル２２、上部アンテナブラケット２８、及び下部アンテナブラケット３０に動作的に結合されている右ラジエータパネル１４を含む。集合的に、人工衛星１２のラジエータパネル１４及び本体１６は、宇宙機バス３２と記載されることもあり、バス３２は、様々なペイロード３４を宇宙空間に運ぶために用いられる。バス３２の図示され記載された構造は、宇宙機１０及び人工衛星１２の一例に過ぎず、例示目的でのみ提供されており、本開示を示された例に限定するものではない。宇宙機バス３２に適した追加の構造例が、米国特許出願公開第２０１４／０２３９１２４号に開示されており、開示内容は、参照により本明細書に組み入れられる。
宇宙機１０及び人工衛星１２のペイロード３４は、宇宙機１０の最終的な用途に応じて、任意の適当な形状及び構成を取ってよい。例えば、ペイロード３４は、アンテナフィード３８及びアンテナリフレクター４０を含む（しかし、限定されない）様々な通信装置３６を含み得る。少なくとも、人工衛星１２のペイロード３４は、ラジエータパネル１４の内側に動作的に据え付けられている電子機器４２を通常含む。従って、電子機器によって発生した熱は、ラジエータパネル１４に伝えられ、次にラジエータパネル１４が、その熱を宇宙空間に放射する。ペイロード３４は、図５に示されているような太陽電池４４などの（しかし限定されない）、ラジエータパネル１４の外側に据え付けられている構造物を追加的に含んでもよい。
ラジエータパネル１４は、人工衛星１２の構造部品を定めるので、その熱安定性は、通信装置３６が望む通りに機能することを保証するために、重要であり得る。例えば、アンテナフィード３８が向けられるアンテナリフレクター４０などの形状の第２の通信装置の位置に対する、アンテナフィード３８などの形状の第１の通信装置の位置は、通信装置したがって人工衛星１２の有効性にとって重要であり得る。それ故に、ラジエータパネル１４を含むバス３２は、ラジエータパネル１４が著しい熱変化を受けた場合さえも、２つの通信装置３６の間の望ましい位置関係を維持するように構成され得る。望ましい位置関係は、バス３２への通信装置の取り付け点の移動の観点から記述され得る。アンテナの例を用いると、アンテナフィード３８は、第１の取り付け具４６で本体１６に対して結合され、アンテナリフレクター４０は、第２の取り付け具４８で本体１６に対して結合され得る。人工衛星１２のラジエータパネル１４のうちの１つ又は両方が、−５０〜１００°Ｃ，−２０〜１００°Ｃ，−２０〜８０°Ｃ，０〜１００°Ｃ，１０〜１００°Ｃ，２０〜１００°Ｃ，５０〜１００°Ｃ，及び／又は２０〜８０°Ｃのうちの１つ以上の範囲における最低温度と最高温度の間の温度変化に曝されたときに、第１の取り付け具が、第２の取り付け具に対して０．１度未満だけ、０．０８度未満だけ、０．０６度未満だけ、又は０．０４度未満だけ、移動、回転、又は旋回し得る。前述の範囲の任意の組合せが、本開示の範囲内にある。追加的又は代替的に、ラジエータパネル１４のうちの１つ又は両方が、１００〜５０００ワット，１００〜２５００ワット，５００〜５０００ワット，及び／又は５００〜２５００ワットのうちの１つ以上の範囲の速度で熱を放散し始めたとき、すなわち、ゼロワットから列挙された範囲のうちの１つの範囲内に入ったとき、第１の取り付け具は、第２の取り付け具に対して０．１度未満だけ、０．０８度未満だけ、０．０６度未満だけ、又は０．０４度未満だけ、移動、回転、又は旋回し得る。前述の範囲の任意の組合せが、本開示の範囲内にある。例示的で非排他的な例として、ラジエータパネル１４が、１００〜５０００ワットの範囲の速度で熱を放散していて、及び／又は−５０〜１００°Ｃの範囲における最低温度と最高温度の間の温度変化に曝されているとき、第１の取り付け具は、０．１度未満だけ移動、回転、又は旋回し得る。
次に図６を参照すると、ラジエータパネル１４の例が、概略的に表されている。必須ではないが、ラジエータパネル１４は、概して平面状で長方形である。ラジエータパネル１４は、２つの相隔たった表面シート５０、表面シート５０の間に配置されているハニカムコア５２、及び表面シート５０の間でハニカムコア５２を通って延びる１つ以上のヒートパイプ５４を含む。ラジエータパネル１４が、本開示によるサンドイッチパネル１３０である場合、ヒートパイプ５４のうちの１つ以上が、本開示による複合材ヒートパイプ１００であり得る。表面シート５０は、バスの構成要素として取り付けられたときにバス３２の内部に面する内側表面シート５６と、宇宙空間に向かってバスの外部に面する外側表面シート５８とを含む。ハニカムコア５２は、ラジエータパネルの構造上の支持を与える。１つ以上のヒートパイプ５４は、内側表面シート５６に取り付けられた電子機器４２から熱を奪い、その熱を外側表面シート５８に移動させ、熱が宇宙空間に放射される。図６に任意選択的にかつ概略的に示されているように、１つ以上の構造物６０が、外側表面シート５８に取り付けられてもよく、太陽電池４４は一例である。
ラジエータパネル１４のハニカムコア５２は、金属、プラスチック、及び強化複合材料を含む任意の適当な材料から作製され得る。金属の典型的な例は、アルミニウムを含む。
ラジエータパネルの表面シート５０は、少なくとも部分的に、幾つかの例では完全に、繊維強化複合材料で作製される。幾つかの例では、表面シート５０は、材料の複数のプライ６２の積層体として作製され得る。例えば、表面シート５０は、材料の２〜１０，２〜８，２〜６，２〜４，４〜１０，４〜８，４〜６，６〜１０，６〜８，又は８〜１０個のプライ６２を含み得る。しかしながら、列挙した範囲より少ない数、列挙した範囲より多い数、及び列挙した範囲内の数を含む他の数のプライ６２が、表面シート５０に含まれてもよい。追加的又は代替的に、表面シート５０は、アルミニウム箔層などの少なくとも１つの金属箔層を含み得る。幾つかの例では、表面シート５０は、２００〜１０００μｍ，２００〜８００μｍ，２００〜６００μｍ，２００〜４００μｍ，４００〜１０００μｍ，４００〜８００μｍ，４００〜６００μｍ，６００〜１０００μｍ，６００〜８００μｍ，又は８００〜１０００μｍの範囲の厚さを有し得る。しかしながら、他の厚さの表面シート５０もまた、本開示の範囲内にある。前述の範囲の任意の組合せが、本開示の範囲内にある。例えば、表面シート５０は、２００〜１０００μｍの範囲の表面シート５０の厚さをもたらす２〜１０個のプライ６２を含んでよい。
図７は、表面シート５０を作製するために用いられ得る繊維強化複合材料の例示的なプライ６２を概略的に表す。
表面シート５０の幾つかの例では、繊維強化複合材料は、結合剤６８のマトリックス内の１組の繊維６４及び１組の繊維６６を含んでよく、繊維６４は、１つ以上の性質又は特性において繊維６６と異なる。
例えば、表面シート５０の幾つかの例において、繊維６４の平均直径は、繊維６６の平均直径と異なり得る。例として、繊維６６の平均直径は、繊維６４の平均直径の少なくとも２倍，少なくとも４倍，少なくとも６倍，少なくとも８倍，２〜１０倍，２〜８倍，２〜６倍，２〜４倍，４〜１０倍，４〜８倍，４〜６倍，６〜１０倍，６〜８倍，又は８〜１０倍であってよい。追加的又は代替的に、繊維６４の平均直径は、５〜２０μｍ，５〜１５μｍ，５〜１０μｍ，１０〜２０μｍ，１０〜１５μｍ，又は１５〜２０μｍの範囲にあってよく、繊維６６の平均直径は、５０〜２００μｍ，５０〜１５０μｍ，５０〜１００μｍ，１００〜２００μｍ，１００〜１５０μｍ，又は１５０〜２００μｍの範囲にあってよい。他の平均直径、並びに平均直径の比率もまた、本開示の範囲内にある。前述の範囲の任意の組合せが、本開示の範囲内にある。例えば、繊維６６の平均直径は、繊維６４の平均直径の少なくとも２倍であってもよい。
表面シート５０の幾つかの例において、繊維６４は、炭素繊維であってもよい。表面シート５０の幾つかの例において、繊維６６は、ボロン繊維であってもよい。
表面シート５０の幾つかの例において、表面シート５０及び／又はプライ６２の内部における繊維６６の総数に対する繊維６４の総数の比率は、１００〜５００，１００〜４００，１００〜３００，１００〜２００，２００〜５００，２００〜４００，２００〜３００，３００〜５００，３００〜４００，又は４００〜５００の範囲であり得る。しかしながら、列挙した範囲の中、並びに列挙した範囲より下及び上の比率を含む他の比率が、表面シート５０及び／又はそのプライ６２で利用され得る。
表面シート５０の幾つかの例において、単一のプライ６２の内部で、繊維６４は、平均して、０〜３０μｍ，０〜２０μｍ，０〜１０μｍ，１０〜３０μｍ，１０〜２０μｍ，又は２０〜３０μｍの範囲で間隔を空けて配置され得る。表面シート５０の幾つかの例において、単一のプライ６２の内部で、繊維６６は、平均して、５０〜２００μｍ，５０〜１５０μｍ，５０〜１００μｍ，１００〜２００μｍ，１００〜１５０μｍ，又は１５０〜２００μｍの範囲で間隔を空けて配置され得る。繊維６６についての前述の範囲のうちの任意の範囲に対する繊維６４についての前述の範囲のうちの任意の範囲の任意の比率が、本開示の範囲内にある。例えば、単一のプライ６２の内部で、繊維６４が、平均して０〜３０μｍの範囲で間隔を空けて配置され、繊維６６が、平均して５０〜２００μｍの範囲で間隔を空けて配置されてもよい。更に、列挙した範囲の中、並びに列挙した範囲より下及び上を含む、他の間隔が、表面シート５０のプライ６２で利用されてもよい。
表面シート５０の幾つかの例において、繊維６４は、−０．８〜０ｐｐｍ／°Ｆの範囲の熱膨張率を有し得る。表面シート５０の幾つかの例において、繊維６６は、２〜３ｐｐｍ／°Ｆの範囲の熱膨張率を有し得る。繊維６４についての前述の範囲及び繊維６６についての前述の範囲の任意の組合せが用いられ得る。
表面シート５０の幾つかの例において、繊維６４は、７５〜１１００Ｗ／ｍ・Ｋの範囲の熱伝導率を有し得る。表面シート５０の幾つかの例において、繊維６６は、２５〜４００Ｗ／ｍ・Ｋの範囲の熱伝導率を有し得る。繊維６４についての前述の範囲及び繊維６６についての前述の範囲の任意の組合せが用いられ得る。
表面シート５０の幾つかの例において、繊維６４は、４００〜８００ｋｓｉの範囲の引張強度を有し得る。表面シート５０の幾つかの例において、繊維６６は、５００〜６００ｋｓｉの範囲の引張強度を有し得る。繊維６４についての前述の範囲及び繊維６６についての前述の範囲の任意の組合せが用いられ得る。
表面シート５０の幾つかの例において、表面シート５０又はそのプライ６２の繊維強化複合材料の結合剤６８は、エポキシ、シアネートエステル、ポリイミド、ビスマレイミド樹脂、又はフェノール樹脂を含み得る。追加的又は代替的に、結合剤６８は、ミルドカーボンファイバー、カーボンナノチューブ、及びグラファイトナノプレートレットのうちの１つ以上などの、熱伝導率向上剤を含んでもよい。
上記のように、ラジエータパネル１４の表面シート５０、ハニカムコア５２、及びヒートパイプ５４は、ラジエータパネル１４の特定の例に応じて、様々な性質及び特性を有し得る。その結果、全体としてラジエータパネル１４の性質及び特性もまた、様々であり得る。
ラジエータパネル１４の幾つかの例において、全体としてラジエータパネルは、その厚さにおいて０．５〜１３ｐｐｍ／°Ｆの範囲の熱膨張率を有し得る。追加的又は代替的に、全体としてラジエータパネル１４は、表面シート５０と平行な方向に、０．２５〜４ｐｐｍ／°Ｆの範囲の熱膨張率を有し得る。
図８は、本開示による方法の例示的で非排他的な例を表すフローチャートを概略的に提供する。図８において、幾つかのステップが、破線のボックスに示されており、これは、そのようなステップが任意選択であり得る、又は本開示による方法のオプション版に対応し得るということを表す。とは言っても、本開示による全ての方法が、実線ボックスに示されたステップを含むことを要求されるわけではない。図８に示された方法及びステップは、限定的ではなく、本明細書の議論から理解されるように、示されているステップの数より多い又は少ないステップを有する方法を含む、他の方法及びステップが、本開示の範囲内にある。
図８の実線ボックスに概略的に示されるように、宇宙機１０のためにラジエータパネル１４を組み立てる方法８０は、８２に示されるように、内側表面シート５６をハニカムコア５２に動作的に結合することと、８４に示されるように、外側表面シート５８を内側表面シート５６の反対側でハニカムコア５２に動作的に結合することと、８６に示されるように、１つ以上のヒートパイプ５４を内側表面シート５６と外側表面シート５８の間に動作的に配置することと、を含む。図８に示されるように、方法８０は、本開示による方法１１４であってもよい。
宇宙機１０を組み立てる方法９０もまた本開示の範囲内にあり、図８に９２で示されているように、ラジエータパネル１４を宇宙機１０の本体１６に動作的に結合することを少なくとも含むことができる。幾つかの方法９０は、結合すること９２の前に、ラジエータパネル１４を組み立てる方法８０を実行することを含んでもよい。
本開示による発明の主題の例示的で非排他的な例が、以下に列挙したパラグラフに記載される。
Ａ． 外周領域を有する内部空間を画定する細長い伝導性ケーシング、
細長い伝導性ケーシングの内部空間の外周領域内に配置されたウィック構造、
外周領域の内部空間内の作動流体、及び
細長い伝導性ケーシングの１つ以上の外部側面に動作的に結合された１つ以上の繊維強化複合材層であって、各繊維強化複合材層は、細長い伝導性ケーシングと長さ方向に整列され、結合剤によって動作的に結合された複数の細長い繊維を含む、繊維強化複合材層、を含む複合材ヒートパイプ。
Ａ１． 各繊維強化複合材層が薄膜である、パラグラフＡ１に記載の複合材ヒートパイプ。
Ａ２． 結合剤が接着テープを含む、パラグラフＡ又はＡ１に記載の複合材ヒートパイプ。
Ａ２．１． 複数の細長い繊維が、接着テープの表面に付着されている、パラグラフＡ２に記載の複合材ヒートパイプ。
Ａ２．２． 複数の細長い繊維が、接着テープに埋め込まれている、パラグラフＡ２に記載の複合材ヒートパイプ。
Ａ３． 結合剤が、結合剤のマトリックスを含み、複数の細長い繊維が、マトリックスの中にある、パラグラフＡからＡ２．２のいずれか１つに記載の複合材ヒートパイプ。
Ａ４． 結合剤が、エポキシ、シアネートエステル、ポリイミド、ビスマレイミド樹脂、又はフェノール樹脂を含む、任意選択でそれらから本質的に構成される、任意選択でそれらから構成される、パラグラフＡからＡ３のいずれか１つに記載の複合材ヒートパイプ。
Ａ５． 複数の細長い繊維が、各繊維強化複合材層内で、０．０５〜０．１０ｌｂｓ／ｉｎ．３の密度を有する、パラグラフＡからＡ４のいずれか１つに記載の複合材ヒートパイプ。
Ａ６． 複数の細長い繊維が、各繊維強化複合材層の中で間隔を空けて配置される、パラグラフＡからＡ５のいずれか１つに記載の複合材ヒートパイプ。
Ａ７． 複数の細長い繊維が、ボロン繊維を含む、任意選択でボロン繊維から本質的に構成される、任意選択でボロン繊維から構成される、パラグラフＡからＡ６のいずれか１つに記載の複合材ヒートパイプ。
Ａ８． 複数の細長い繊維が、高強度炭素繊維を含む、任意選択で高強度炭素繊維から本質的に構成される、任意選択で高強度炭素繊維から構成される、パラグラフＡからＡ７のいずれか１つに記載の複合材ヒートパイプ。
Ａ９． 細長い伝導性ケーシングが、第１の引張強度及び第１の圧縮強度を有する材料から作製され、複数の細長い繊維が、第１の引張強度より大きい第２の引張強度及び第１の圧縮強度より大きい第２の圧縮強度を有する材料から作製される、パラグラフＡからＡ８のいずれか１つに記載の複合材ヒートパイプ。
Ａ９．１． 第２の引張強度が、第１の引張強度の少なくとも１．５倍、少なくとも２倍、少なくとも５倍、又は少なくとも１０倍である、パラグラフＡ９に記載の複合材ヒートパイプ。
Ａ９．２． 第２の圧縮強度が、第１の圧縮強度の少なくとも１．５倍、少なくとも２倍、少なくとも５倍、又は少なくとも１０倍である、パラグラフＡ９又はＡ９．１に記載の複合材ヒートパイプ。
Ａ１０． 細長い伝導性ケーシングが、アルミニウム、銅、又は鋼から作製される、パラグラフＡからＡ９．２のいずれか１つに記載の複合材ヒートパイプ。
Ａ１１． 複数の細長い繊維の細長い繊維が、一方向性である、パラグラフＡからＡ１０のいずれか１つに記載の複合材ヒートパイプ。
Ａ１２． １つ以上の繊維強化複合材層が、細長い伝導性ケーシングの対向する外部側面に動作的に結合されている２つの繊維強化複合材層を含む、パラグラフＡからＡ１１のいずれか１つに記載の複合材ヒートパイプ。
Ａ１３． １つ以上の繊維強化複合材層と、細長い伝導性ケーシングの１つ以上のそれぞれの外部側面との間の接着層を更に含む、パラグラフＡからＡ１２のいずれか１つに記載の複合材ヒートパイプ。
Ａ１３．１． 接着層が、０．００５〜０．０２５インチの厚さを有する、パラグラフＡ１３に記載の複合材ヒートパイプ。
Ａ１３．２． 接着層が、エポキシ接着剤を含む、任意選択でエポキシ接着剤から本質的に構成される、任意選択でエポキシ接着剤から構成される、パラグラフＡ１３又はＡ１３．１に記載の複合材ヒートパイプ。
Ａ１４． パラグラフＡからＡ１３．２のいずれか１つに記載の複合材ヒートパイプを、サンドイッチパネル、ラジエータパネル、宇宙機用ラジエータパネル、フェーズドアレイ用ラジエータパネル、又はアンテナ用ベースプレートの構造部品として使用すること。
Ｂ． 細長い伝導性ケーシングの１つ以上の外部側面に１つ以上の繊維強化複合材層を動作的に結合することを含む、複合材ヒートパイプを組み立てる方法であって、
１つ以上の繊維強化複合材層及び／又は細長い伝導性ケーシングは、パラグラフＡからＡ１３．３のいずれか１つに記載の主題を含む、方法。
Ｂ１． 動作的に結合することは、５０〜１００°Ｆにおける環境で、任意選択で室温における環境で実施される、パラグラフＢに記載の方法。
Ｃ． ２つの相隔たった表面シート、
２つの相隔たった表面シートの間に配置されているコア、及び
コアを通って延びる、パラグラフＡからＡ１３．３のいずれか１つに記載の１つ以上の複合材ヒートパイプであって、１つ以上の繊維強化複合材層が、直接に１つ以上の複合材ヒートパイプと２つの相隔たった表面シートの間に延びていない、１つ以上の複合材ヒートパイプ、を含むサンドイッチパネル。
Ｃ１． コアが、ハニカムコアを含む、任意選択でハニカムコアから本質的に構成される、任意選択でハニカムコアから構成される、パラグラフＣに記載のサンドイッチパネル。
Ｃ２． コアが、金属から作製される、任意選択でアルミニウムから作製される、パラグラフＣ又はＣ１に記載のサンドイッチパネル。
Ｃ３． ２つの相隔たった表面シートが、繊維強化複合材料から作製される、パラグラフＣからＣ２のいずれか１つに記載のサンドイッチパネル。
Ｃ４． １つ以上の複合材ヒートパイプをコアに動作的に結合する泡状接着剤を更に含む、パラグラフＣからＣ３のいずれか１つに記載のサンドイッチパネル。
Ｃ５． １つ以上の複合材ヒートパイプの１つ以上の繊維強化複合材層が、１つ以上の複合材ヒートパイプが高められた温度で２つの相隔たった表面シートに結合される前に室温で硬化される複合材積層体から作製される、パラグラフＣからＣ４のいずれか１つに記載のサンドイッチパネル。
Ｃ６． サンドイッチパネルが、ラジエータパネル、宇宙機用ラジエータパネル、フェーズドアレイ用ラジエータパネル、及びアンテナ用ベースプレートのうちの１つを含む、パラグラフＣからＣ５のいずれか１つに記載のサンドイッチパネル。
Ｃ７． パラグラフＣからＣ６のいずれか１つに記載のサンドイッチパネルを、ラジエータパネル、宇宙機用ラジエータパネル、フェーズドアレイ用ラジエータパネル、又はアンテナ用ベースプレートとして使用すること。
Ｄ． サンドイッチパネルを組み立てる方法であって、
第１の表面シートをコアに動作的に結合させることと、
第２の表面シートを第１の表面シートの反対側でコアに動作的に結合させることと、
第１の表面シートと第２の表面シートの間に１つ以上の複合材ヒートパイプを動作的に配置することと、を含み、
第１の表面シート、第２の表面シート、コア、及び／又は１つ以上の複合材ヒートパイプが、パラグラフＣからＣ６のいずれか１つに記載の主題を含む、方法。
Ｄ１． 動作的に配置することの前に、パラグラフＢ又はＢ１に記載の方法により、１つ以上の複合材ヒートパイプを組み立てることを更に含む、パラグラフＤに記載の方法。
Ｄ２． 第１の表面シートを動作的に結合させること、第２の表面シートを動作的に結合させること、及び動作的に配置することの後に、高められた温度で、任意選択で１５０〜２５０°Ｆの温度でサンドイッチパネルを硬化させることを更に含む、パラグラフＤ又はＤ１に記載の方法。
Ｅ． 内側表面シート及び外側表面シートを含み、繊維強化複合材料から作製されている２つの相隔たった表面シート、
２つの相隔たった表面シートの間に配置されたハニカムコア、並びに
ハニカムコアを通って延びる１つ以上のヒートパイプ、を含むラジエータパネル。
Ｅ１． ハニカムコアが、金属から作製される、任意選択でアルミニウムから作製される、パラグラフＥに記載のラジエータパネル。
Ｅ２． １つ以上のヒートパイプが、金属から作製される、任意選択でアルミニウムから作製される、パラグラフＥ又はＥ１に記載のラジエータパネル。
Ｅ３． 繊維強化複合材料が、第１の組の繊維と第２の組の繊維を含み、第１の組の繊維が、少なくとも１つの特性において第２の組の繊維と異なる、パラグラフＥからＥ２のいずれか１つに記載のラジエータパネル。
Ｅ３．１． 第１の組の繊維が、第１の平均直径を有する繊維を含み、第２の組の繊維が、第１の平均直径と異なる第２の平均直径を有する繊維を含む、パラグラフＥ３に記載のラジエータパネル。
Ｅ３．１．１． 第２の平均直径が、第１の平均直径の少なくとも２倍，少なくとも４倍，少なくとも６倍，少なくとも８倍，２〜１０倍，２〜８倍，２〜６倍，２〜４倍，４〜１０倍，４〜８倍，４〜６倍，６〜１０倍，６〜８倍，又は８〜１０倍である、パラグラフＥ３．１に記載のラジエータパネル。
Ｅ３．１．２． 第１の平均直径が、５〜２０μｍ，５〜１５μｍ，５〜１０μｍ，１０〜２０μｍ，１０〜１５μｍ，又は１５〜２０μｍの範囲にある、パラグラフＥ３．１又はＥ３．１．１に記載のラジエータパネル。
Ｅ３．１．３． 第２の平均直径が、５０〜２００μｍ，５０〜１５０μｍ，５０〜１００μｍ，１００〜２００μｍ，１００〜１５０μｍ，又は１５０〜２００μｍの範囲にある、パラグラフＥ３．１からＥ３．１．２のいずれか１つに記載のラジエータパネル。
Ｅ３．２． 第１の組の繊維が、炭素繊維を含み、任意選択で炭素繊維から本質的に構成され、任意選択で炭素繊維から構成され、第２の組の繊維が、炭素繊維を含まない、パラグラフＥ３からＥ３．１．３のいずれか１つに記載のラジエータパネル。
Ｅ３．３． 第２の組の繊維が、ボロン繊維を含み、任意選択でボロン繊維から本質的に構成され、任意選択でボロン繊維から構成され、第１の組の繊維が、ボロン繊維を含まない、パラグラフＥ３からＥ３．２のいずれか１つに記載のラジエータパネル。
Ｅ３．４． 第２の組の繊維の総数に対する第１の組の繊維の総数の比率が、１００〜５００，１００〜４００，１００〜３００，１００〜２００，２００〜５００，２００〜４００，２００〜３００，３００〜５００，３００〜４００，又は４００〜５００の範囲にある、パラグラフＥ３からＥ３．３のいずれか１つに記載のラジエータパネル。
Ｅ３．５． 繊維強化複合材料の単一のプライの内部で、第１の組の繊維の繊維が、平均して、０〜３０μｍ，０〜２０μｍ，０〜１０μｍ，１０〜３０μｍ，１０〜２０μｍ，又は２０〜３０μｍの範囲で間隔を空けて配置されている、パラグラフＥ３からＥ３．４のいずれか１つに記載のラジエータパネル。
Ｅ３．６． 繊維強化複合材料の単一のプライの内部で、第２の組の繊維の繊維が、平均して、５０〜２００μｍ，５０〜１５０μｍ，５０〜１００μｍ，１００〜２００μｍ，１００〜１５０μｍ，又は１５０〜２００μｍの範囲で間隔を空けて配置されている、パラグラフＥ３からＥ３．５のいずれか１つに記載のラジエータパネル。
Ｅ３．７． 第１の組の繊維が、−０．８〜０ｐｐｍ／°Ｆの範囲の熱膨張率を有する繊維を含む、パラグラフＥ３からＥ３．６のいずれか１つに記載のラジエータパネル。
Ｅ３．８． 第２の組の繊維が、２〜３ｐｐｍ／°Ｆの範囲の熱膨張率を有する繊維を含む、パラグラフＥ３からＥ３．７のいずれか１つに記載のラジエータパネル。
Ｅ３．９． 第１の組の繊維が、７５〜１１００Ｗ／ｍ・Ｋの範囲の熱伝導率を有する繊維を含む、パラグラフＥ３からＥ３．８のいずれか１つに記載のラジエータパネル。
Ｅ３．１０． 第２の組の繊維が、２５〜４００Ｗ／ｍ・Ｋの範囲の熱伝導率を有する繊維を含む、パラグラフＥ３からＥ３．９のいずれか１つに記載のラジエータパネル。
Ｅ３．１１． 第１の組の繊維が、４００〜８００ｋｓｉの範囲の引張強度を有する繊維を含む、パラグラフＥ３からＥ３．１０のいずれか１つに記載のラジエータパネル。
Ｅ３．１２． 第２の組の繊維が、５００〜６００ｋｓｉの範囲の引張強度を有する繊維を含む、パラグラフＥ３からＥ３．１１のいずれか１つに記載のラジエータパネル。
Ｅ４． 内側表面シートが、繊維強化複合材料の２〜１０，２〜８，２〜６，２〜４，４〜１０，４〜８，４〜６，６〜１０，６〜８，又は８〜１０個のプライを含む、任意選択で前記プライから本質的に構成される、任意選択で前記プライから構成される、パラグラフＥからＥ３．１２のいずれか１つに記載のラジエータパネル。
Ｅ４．１． 内側表面シートが、少なくとも１つの金属箔層、任意選択でアルミニウム箔層を更に含む、パラグラフＥ４に記載のラジエータパネル。
Ｅ５． 外側表面シートが、繊維強化複合材料の２〜１０，２〜８，２〜６，２〜４，４〜１０，４〜８，４〜６，６〜１０，６〜８，又は８〜１０個のプライを含む、任意選択で前記プライから本質的に構成される、任意選択で前記プライから構成される、パラグラフＥからＥ４．１のいずれか１つに記載のラジエータパネル。
Ｅ５．１． 外側表面シートが、少なくとも１つの金属箔層、任意選択でアルミニウム箔層を更に含む、パラグラフＥ５に記載のラジエータパネル。
Ｅ６． 内側表面シートが、２００〜１０００μｍ，２００〜８００μｍ，２００〜６００μｍ，２００〜４００μｍ，４００〜１０００μｍ，４００〜８００μｍ，４００〜６００μｍ，６００〜１０００μｍ，６００〜８００μｍ，又は８００〜１０００μｍの範囲の厚さを有する、パラグラフＥからＥ５．１のいずれか１つに記載のラジエータパネル。
Ｅ７． 外側表面シートが、２００〜１０００μｍ，２００〜８００μｍ，２００〜６００μｍ，２００〜４００μｍ，４００〜１０００μｍ，４００〜８００μｍ，４００〜６００μｍ，６００〜１０００μｍ，６００〜８００μｍ，又は８００〜１０００μｍの範囲の厚さを有する、パラグラフＥからＥ６のいずれか１つに記載のラジエータパネル。
Ｅ８． 繊維強化複合材料が、エポキシ、シアネートエステル、ポリイミド、ビスマレイミド樹脂、又はフェノール樹脂を含む、任意選択でそれらから本質的に構成される、任意選択でそれらから構成される、結合剤を含む、パラグラフＥからＥ７のいずれか１つに記載のラジエータパネル。
Ｅ８．１． 結合剤が、熱伝導率向上剤、任意選択で、ミルドカーボンファイバー、カーボンナノチューブ、及びグラファイトナノプレートレットのうちの１つ以上、を更に含む、パラグラフＥ８に記載のラジエータパネル。
Ｅ９． ラジエータパネルが、全体として、ラジエータパネルの厚さにわたって、０．５〜１３ｐｐｍ／°Ｆの範囲の熱膨張率を有する、パラグラフＥからＥ８．１のいずれか１つに記載のラジエータパネル。
Ｅ１０． ラジエータパネルが、全体として、内側表面シート及び外側表面シートと平行な方向に、０．２５〜４ｐｐｍ／°Ｆの範囲の熱膨張率を有する、パラグラフＥからＥ９のいずれか１つに記載のラジエータパネル。
Ｅ１１． ラジエータパネルが、概して平面状である、パラグラフＥからＥ１０のいずれか１つに記載のラジエータパネル。
Ｅ１２． ラジエータパネルが、概して長方形である、パラグラフＥからＥ１１のいずれか１つに記載のラジエータパネル。
Ｅ１３． １つ以上のヒートパイプが、パラグラフＡからＡ１３．３のいずれか１つに記載の複合材ヒートパイプのうちの１つ以上を含む、パラグラフＥからＥ１２のいずれか１つに記載のラジエータパネル。
Ｅ１４． パラグラフＥからＥ１３のいずれか１つに記載のラジエータパネルを、宇宙機の構造部品として使用すること。
Ｅ１５． パラグラフＥからＥ１３のいずれか１つに記載のラジエータパネルを、宇宙機の通信装置の精度を改善するために使用すること。
Ｅ１６． パラグラフＥからＥ１３のいずれか１つに記載のラジエータパネルを、宇宙機用ラジエータパネル、フェーズドアレイ用ラジエータパネル、又はアンテナ用ベースプレートのうちの１つ以上として使用すること。
Ｆ． 本体、及び
互いの反対側で本体に動作的に結合された、パラグラフＥからＥ１３のいずれか１つに記載の２つのラジエータパネルを備える宇宙機。
Ｆ１． 第１の取り付け具によって本体に対して動作的に結合された第１の通信装置、及び
第２の取り付け具によって本体に対して動作的に結合された第２の通信装置、を更に備える、パラグラフＦに記載の宇宙機。
Ｆ１．１． 第１の通信装置及び第２の通信装置が、２つのラジエータパネルに電気的に接地されている、パラグラフＦ１に記載の宇宙機。
Ｆ１．２． ２つのラジエータパネルのうちの１つ又は両方が、−５０〜１００°Ｃ，−２０〜１００°Ｃ，−２０〜８０°Ｃ，０〜１００°Ｃ，１０〜１００°Ｃ，２０〜１００°Ｃ，５０〜１００°Ｃ，又は２０〜８０°Ｃの範囲における最低温度と最高温度の間の温度変化に曝されたときに、第１の取り付け具が、第２の取り付け具に対して０．１度未満だけ、０．０８度未満だけ、０．０６度未満だけ、又は０．０４度未満だけ、移動、回転、又は旋回する、パラグラフＦ１又はＦ１．１に記載の宇宙機。
Ｆ１．３． ラジエータパネルのうちの１つ又は両方が、１００〜５０００ワット，１００〜２５００ワット，５００〜５０００ワット，又は５００〜２５００ワットの範囲の速度で熱を放散し始めたとき、第１の取り付け具は、第２の取り付け具に対して０．１度未満だけ、０．０８度未満だけ、０．０６度未満だけ、又は０．０４度未満だけ、移動、回転、又は旋回する、パラグラフＦ１からＦ１．２のいずれか１つに記載の宇宙機。
Ｆ２． 第１の通信装置が、アンテナフィードを含み、第２の通信装置が、アンテナリフレクターを含み、アンテナフィードが、アンテナリフレクターに向けられている、パラグラフＦからＦ１．３のいずれか１つに記載の宇宙機。
Ｆ３． 宇宙機に、スタートラッカー取り付け具、スタンドアロン型アンテナ取り付け具、及びセンサ一式オプティカルベンチ取り付け具のうちの１つ以上がない、パラグラフＦからＦ２のいずれか１つに記載の宇宙機。
Ｆ４． パラグラフＦからＦ３のいずれか１つに記載の宇宙機の使用であり、任意選択で通信衛星としての使用。
Ｇ． ラジエータパネルを組み立てる方法であって、
内側表面シートをハニカムコアに動作的に結合することと、
外側表面シートを内側表面シートの反対側でハニカムコアに動作的に結合することと、
１つ以上のヒートパイプを内側表面シートと外側表面シートの間に動作的に配置することと、を含み、
内側表面シート、外側表面シート、ハニカムコア、及び／又は１つ以上のヒートパイプが、パラグラフＥからＥ１３のいずれか１つに記載の主題を含む、方法。
Ｈ． 宇宙機を組み立てる方法であって、
宇宙機の本体にラジエータパネルを動作的に結合することを含み、ラジエータパネルは、パラグラフＥからＥ１３のいずれか１つに記載の主題を含み、宇宙機は、パラグラフＦからＦ３のいずれか１つに記載の主題を含む、方法。
本明細書に開示された種々の装置要素及び方法ステップが、本開示による全ての装置及び方法に必要とされるわけでなく、また、本開示は、本明細書に開示された種々の要素及びステップの全ての新規及び非自明なコンビネーション及びサブコンビネーションを含む。更に、本明細書に開示された種々の要素及びステップの１つ以上が、開示された装置又は方法の全体とは異なる別個の独立した発明の主題を定め得る。従って、そのような発明の主題は、本明細書に明示的に開示されている特定の装置及び方法と関連付けられる必要はなく、また、そのような発明の主題は、本明細書に明示的に開示されていない装置及び／又は方法に効用を見出すこともある。

Claims (13)

  1. 外周領域を有する内部空間を画定する細長い伝導性ケーシング、
    前記細長い伝導性ケーシングの前記内部空間の前記外周領域内に配置されたウィック構造、
    前記外周領域の前記内部空間内の作動流体、及び
    前記細長い伝導性ケーシングの１つ以上の外部側面に動作的に結合された１つ以上の繊維強化複合材層であって、各繊維強化複合材層が、前記細長い伝導性ケーシングと長さ方向に整列され、結合剤によって動作的に結合された複数の細長い繊維を含む、１つ以上の繊維強化複合材層
    を含む複合材ヒートパイプ。
  2. 前記結合剤が接着テープを含む、請求項１に記載の複合材ヒートパイプ。
  3. 前記複数の細長い繊維が、前記接着テープの表面に付着している、請求項２に記載の複合材ヒートパイプ。
  4. 前記複数の細長い繊維が、前記接着テープに埋め込まれている、請求項２に記載の複合材ヒートパイプ。
  5. 前記結合剤が、前記結合剤のマトリックスを含み、前記複数の細長い繊維が、前記マトリックスの中にある、請求項１に記載の複合材ヒートパイプ。
  6. 前記複数の細長い繊維が、各繊維強化複合材層内で、０．０５〜０．１０ｌｂｓ／ｉｎ．３の密度を有する、請求項１に記載の複合材ヒートパイプ。
  7. 前記複数の細長い繊維が、各繊維強化複合材層内で間隔を空けて配置される、請求項１に記載の複合材ヒートパイプ。
  8. 前記複数の細長い繊維が、ボロン繊維又は高強度炭素繊維を含む、請求項１に記載の複合材ヒートパイプ。
  9. 前記細長い伝導性ケーシングが、第１の引張強度及び第１の圧縮強度を有する材料から作製され、前記複数の細長い繊維が、第２の引張強度及び第２の圧縮強度を有する材料から作製され、前記第２の引張強度が、前記第１の引張強度の少なくとも２倍であり、前記第２の圧縮強度が、前記第１の圧縮強度の少なくとも２倍である、請求項１に記載の複合材ヒートパイプ。
  10. 前記複数の細長い繊維の細長い繊維が、一方向性である、請求項１に記載の複合材ヒートパイプ。
  11. 前記１つ以上の繊維強化複合材層が、前記細長い伝導性ケーシングの対向する外部側面に動作的に結合された２つの繊維強化複合材層を含む、請求項１に記載の複合材ヒートパイプ。
  12. 前記１つ以上の繊維強化複合材層と、前記細長い伝導性ケーシングの前記１つ以上の外部側面のそれぞれとの間の接着層を更に含み、前記接着層は、０．００５〜０．０２５インチの厚さを有し、エポキシ接着剤を含む、請求項１に記載の複合材ヒートパイプ。
  13. サンドイッチパネルを組み立てる方法であって、
    ５０〜１００°Ｆの環境で、１つ以上の繊維強化複合材層を、細長い伝導性ケーシングの１つ以上の外部側面に動作的に結合させることと、
    ２つの相隔たった表面シートの第１の表面シートをコアに動作的に結合させることと、
    前記２つの相隔たった表面シートの第２の表面シートを前記第１の表面シートの反対側で前記コアに動作的に結合させることと、
    前記第１の表面シートと前記第２の表面シートの間に１つ以上の複合材ヒートパイプを動作的に配置することと、
    前記１つ以上の繊維強化複合材層を動作的に結合させること、前記第１の表面シートを動作的に結合させること、前記第２の表面シートを動作的に結合させること、及び前記動作的に配置することの後に、１５０〜２５０°Ｆの温度で前記サンドイッチパネルを硬化させることと
    を含む、方法。
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Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106785218A (zh) * 2017-01-19 2017-05-31 清华大学深圳研究生院 热管理结构及使用该热管理结构的无人机
CN215864819U (zh) 2019-11-06 2022-02-18 古河电气工业株式会社 均热板
JP6877513B2 (ja) * 2019-11-06 2021-05-26 古河電気工業株式会社 ベーパーチャンバ
US11769600B2 (en) 2020-09-03 2023-09-26 Uchicago Argonne, Llc Heat transfer module
CN116021838A (zh) * 2022-12-08 2023-04-28 上海复合材料科技有限公司 内埋热管柔性连接结构及其制备方法

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0181481U (ja) * 1987-11-12 1989-05-31
JPH01106777U (ja) * 1988-01-11 1989-07-18
DE4130976A1 (de) * 1991-09-18 1993-03-25 Sippel Rudolf Heat-pipe
JP2000129857A (ja) * 1998-10-26 2000-05-09 Mitsubishi Electric Corp 炭素繊維表皮ヒートパイプパネル
JP2003336977A (ja) * 2002-05-22 2003-11-28 Mitsubishi Electric Corp ヒートパイプおよびヒートパイプアダプタ
DE102006025733A1 (de) * 2006-05-31 2007-12-06 Orbitale Hochtechnologie Bremen-System Ag Reduktion des thermischen Ausdehnungskoeffizienten bei metallischen Wärmerohren
JP2013007545A (ja) * 2011-06-27 2013-01-10 Stanley Electric Co Ltd ヒートパイプ及びその製造方法並びそれを製造するプラズマエッチング装置

Family Cites Families (31)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0263130A1 (en) 1986-04-14 1988-04-13 Hughes Aircraft Company Structural film adhesive member curable at ambient temperature and method for its use
US6378809B1 (en) 1997-10-10 2002-04-30 Space Systems AFT deployable thermal radiators for spacecraft
JPH11148787A (ja) 1997-11-17 1999-06-02 Mitsubishi Electric Corp ヒートパイプ入りサンドイッチパネル
US6833118B2 (en) * 2000-12-20 2004-12-21 Texaco Ovonic Hydrogen Systems Llc Hydrogen storage bed system including an integrated thermal management system
FR2823182B1 (fr) 2001-04-05 2004-06-04 Cit Alcatel Radiateur deployable pour engin spatial
US7028953B2 (en) 2001-11-11 2006-04-18 Space Systems/Loral Two-sided deployable thermal radiator system and method
FR2834274B1 (fr) 2002-01-02 2004-04-02 Astrium Sas Vehicule spatial a radiateurs deployables
JP2004019990A (ja) 2002-06-13 2004-01-22 Mitsubishi Electric Corp ヒートパイプ付きサンドイッチパネル
US8584738B2 (en) * 2002-06-14 2013-11-19 Lockheed Martin Corporation Apparatus and method for extracting heat from a device
FR2845351B1 (fr) 2002-10-03 2005-07-22 Cit Alcatel Architecture modulaire pour le controle thermique d'un vehicule spatial
US6810944B2 (en) 2003-01-30 2004-11-02 Northrop Grumman Corporation Soldering of saddles to low expansion alloy heat pipes
FR2853883B1 (fr) 2003-04-15 2006-01-27 Cit Alcatel Satellite comportant des moyens de transfert thermique d'une etagere supportant des equipements vers des panneaux radiateurs
DE10340092B4 (de) 2003-08-30 2005-09-01 Ohb Orbitale Hochtechnologie Bremen--System Ag Sandwich Struktur mit kohlenfaserverstärkten Deckschichten und integrierten metallischen Kondensierrohren
WO2005080198A1 (en) 2004-02-19 2005-09-01 Eads Astrium Limited Payload module
DE102005039783B3 (de) 2005-08-22 2007-03-22 Orbitale Hochtechnologie Bremen-System Ag Kohlenstofffaser-Sandwichstruktur mit integrierten metallischen Rohren
CN100464411C (zh) * 2005-10-20 2009-02-25 富准精密工业(深圳)有限公司 发光二极管封装结构及封装方法
US7874520B2 (en) 2006-03-21 2011-01-25 Lockheed Martin Corporation Satellite with deployable, articulatable thermal radiators
CN100561108C (zh) * 2006-04-14 2009-11-18 富准精密工业(深圳)有限公司 热管
US7905275B2 (en) * 2006-04-20 2011-03-15 The Boeing Company Ceramic foam cold plate
CA2641492C (en) * 2007-10-23 2016-07-05 Fiberspar Corporation Heated pipe and methods of transporting viscous fluid
US8820684B2 (en) 2009-03-24 2014-09-02 Lockheed Martin Corporation Spacecraft heat dissipation system
CN102009501B (zh) * 2009-09-08 2013-11-27 上海卫星工程研究所 增强型蜂窝夹层结构板及其制造方法
FR2960218B1 (fr) 2010-05-21 2012-08-03 Thales Sa Dispositif de dissipation thermique pour equipement spatial, notamment pour satellite
TW201309996A (zh) * 2011-08-17 2013-03-01 Chaun Choung Technology Corp 輕量化熱管之製造方法及其成品
US20130048250A1 (en) * 2011-08-26 2013-02-28 Himanshu Pokharna Heat pipe made of composite material and method of manufacturing the same
WO2014102603A1 (en) 2012-12-27 2014-07-03 Toray Industries, Inc. Fiber reinforced polymer composite with a hard interphase
US9296493B2 (en) 2013-02-28 2016-03-29 The Boeing Company Spacecraft with open sides
GB201323007D0 (en) 2013-12-24 2014-02-12 Hexcel Composites Ltd Improvements in or relating to laminates
WO2015153717A1 (en) 2014-04-01 2015-10-08 Ubiquiti Networks, Inc. Antenna assembly
GB201417769D0 (en) 2014-10-08 2014-11-19 Rolls Royce Plc Composite article
DE102014224304B4 (de) 2014-11-27 2020-10-29 Aktiebolaget Skf Bauteil, umfassend wenigstens eine Gleitschicht

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0181481U (ja) * 1987-11-12 1989-05-31
JPH01106777U (ja) * 1988-01-11 1989-07-18
DE4130976A1 (de) * 1991-09-18 1993-03-25 Sippel Rudolf Heat-pipe
JP2000129857A (ja) * 1998-10-26 2000-05-09 Mitsubishi Electric Corp 炭素繊維表皮ヒートパイプパネル
JP2003336977A (ja) * 2002-05-22 2003-11-28 Mitsubishi Electric Corp ヒートパイプおよびヒートパイプアダプタ
DE102006025733A1 (de) * 2006-05-31 2007-12-06 Orbitale Hochtechnologie Bremen-System Ag Reduktion des thermischen Ausdehnungskoeffizienten bei metallischen Wärmerohren
JP2013007545A (ja) * 2011-06-27 2013-01-10 Stanley Electric Co Ltd ヒートパイプ及びその製造方法並びそれを製造するプラズマエッチング装置

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