JP5895877B2 - 宇宙航行体の温度制御システム - Google Patents

Description

この発明は、人工衛星や宇宙機などの宇宙航行体において、これに搭載し各部の温度を制御するために、温度センサとヒータとヒータ制御器を温度制御の処理単位として、バス型ネットワークで行なう分散処理システムに関するものである。

宇宙空間での宇宙航行体では日照日陰での熱入力の差が大きく、地上のような大気による保温効果を期待できない。よって、宇宙航行体自身の機能、性能を維持するためには宇宙航行体の各部の温度を適切な範囲内に制御することが必要である。
従来の宇宙航行体における温度制御は、ヒータ制御器（温度制御装置ともいう）へ宇宙航行体内にある全ての温度センサとヒータを接続し、温度センサで検出した温度制御点の温度に基づき、ヒータ制御器がヒータへの通電及び非通電の切り替えを実施する、いわゆる集中処理システムで実施されている（例えば、特許文献１参照）。

特開２００１−９７２９５号公報

特許文献１に示された従来技術では、集中処理システムによりヒータ制御器（温度制御装置）が１対１で接続された全温度センサの情報に基づき、ヒータ制御器と１対１で接続された全ヒータを(グループ毎に)制御している。
ヒータ制御器に宇宙航行体内にある全ての温度センサ及びヒータがハーネスにより接続されるため、ヒータ制御器から各温度センサ及び各ヒータまでのハーネス長が必要となる。
このように、従来、宇宙航行体にある全ての温度センサとヒータは１台のヒータ制御器に１対１で接続されているため、ヒータ制御器への配線を温度センサとヒータの搭載数分だけ用いる必要があった。このため温度制御に関するハーネスが多くなり、結果として宇宙航行体の質量が増加となる課題があった。
特に近年では宇宙航行体が大型化しており、温度センサ及びヒータ数が増大する傾向にある。当該ハーネスの質量が増加することにより宇宙航行体の質量への影響が大きくなっており、ハーネスの質量を減少することが重要な課題となっている。

この発明は係る課題を解決するためになされたものであり、温度センサ用ハーネスとヒータ用ハーネスの総ハーネス長を減らすことにより、宇宙航行体の質量を軽減可能な宇宙航行体の温度制御システムを提供することを目的とする。

この発明に係る宇宙航行体の温度制御システムは、宇宙航行体に搭載される宇宙航行体の温度制御システムであって、システム用電源ラインと接続され、子ヒータ制御器に電力を供給するヒータ用電源バスを通電及び非通電にする親ＯＮ/ＯＦＦスイッチと、システム用信号ラインを経由して受信した、前記親ＯＮ/ＯＦＦスイッチの切換えを指示する切換え信号に基づき、前記親ＯＮ/ＯＦＦスイッチの切替え指示を前記親ＯＮ/ＯＦＦスイッチに対し出力する親ヒータ演算部と、を有する親ヒータ制御器と、
宇宙航行体の複数の温度制御点ごとに設けられたヒータと、前記ヒータと関連付けされた温度センサと、前記ヒータ用電源バスに接続され、前記ヒータに対して電力供給のＯＮ/ＯＦＦを切替える子ＯＮ/ＯＦＦスイッチと、前記温度制御点ごとに前記温度制御点の温度範囲が関連付けられたテーブルを備え、前記温度制御点に設けられた温度センサが出力するセンサ値を取得し、前記センサ値が前記温度制御点に関連付けされた温度範囲内であるか否かを判断し、前記判断結果に基づき前記子ＯＮ/ＯＦＦスイッチに対して、前記ヒータの通電/非通電を切換えるＯＮ/ＯＦＦ指示を出力する子ヒータ演算部と、を有する複数の子ヒータ制御器と、を備える。

この発明に係る宇宙航行体の温度制御システムでは、従来のヒータ制御器が有する機能を、１台の親ヒータ制御器と複数の子ヒータ制御器に分散し、これらをバス型ネットワークで接続し、子ヒータ制御器は周囲の温度センサ及びヒータを用いて温度制御を行うようにした。これにより、温度センサ及びヒータのハーネスを、子ヒータ制御器までの長さに低減することができる。
また、複数の子ヒータ制御器をヒータ用データバス及びヒータ用電源バスを介して親ヒータ制御器とバス接続することで、ハーネスを大幅に削減できる。結果として、宇宙航行体の質量を軽減することが可能である。
さらに、分散処理システムを採用することで、宇宙航行体における温度制御点が変更もしくは追加となった場合に、バスハーネス上に子ヒータ制御器を接続することで、容易に対応することが可能である。

この発明の実施の形態１に係る宇宙航行体の温度制御システムの構成を示す図である。 この発明の実施の形態１に係る宇宙航行体の温度制御システムにおける子ヒータ制御器を説明する図である。 この発明の実施の形態１に係る宇宙航行体の温度制御システムにおける親ヒータ制御器を説明する図である。

実施の形態１．
以下、図を用いて実施の形態１に係る宇宙航行体の温度制御システムについて説明する。
図１は、実施の形態１に係る宇宙航行体の温度制御システムの構成を示す図である。図に記載する宇宙航行体１には、各種の装置が搭載させているが、ここではこの発明の要旨とする部分のみを説明する。

この発明の温度制御システムは、宇宙航行体１、子ヒータ制御器に対して電力を供給し子ヒータ制御器とデータ通信を行なう親ヒータ制御器２、複数の温度センサと複数のヒータが接続可能な子ヒータ制御器３−１、３−２、宇宙航行体の各温度制御点に設置し温度検出を行なう温度センサ４−１、４−２、４−３、宇宙航行体の各温度制御点に設置し流れる電流によって熱を発生させるヒータ５−１、５−２、５−３、親ヒータ制御器２に電力を供給するシステム用電源ライン６、親ヒータ制御器２と通信するシステム用信号ライン７、親ヒータ制御器２から子ヒータ制御器３に電力を供給するヒータ用電源バス８、親ヒータ制御器２と子ヒータ制御器３間が通信を行うためのヒータ用データバス９から構成される。

温度制御点に設置された温度センサ４−１、４−２、４−３で検出した温度検出値を子ヒータ制御器３−１、３−２が取得する。
子ヒータ制御器３−１、３−２は、取得した温度検出値が基準温度値未満であればヒータ用電源バス８を介して供給される電力をヒータ５−１、５−２、５−３に配電開始し、電流を流すことで温度制御点の温度を上昇させる。
逆に温度検出値が基準温度値以上であれば該当するヒータ５−１、５−２、５−３に電流は流さない。

親ヒータ制御器２は、子ヒータ制御器３−１、３−２が取得した温度センサ４−１、４−２、４−３からの温度検出値を、ヒータ用データバス９を介して収集する。
子ヒータ制御器３−１、３−２が使用する電力はシステム用電源ライン６を介して親ヒータ制御器２から配電後に供給される。

親ヒータ制御器２は、システム用信号ライン７から任意のヒータの基準温度値を変更する制御信号（ＣＭＤ）を受信すると、任意のヒータが属する子ヒータ制御器３−１、３−２にＣＭＤを送信する。
ＣＭＤを受信した子ヒータ制御器３−１、３−２は対応するヒータの基準温度値を変更して温度制御を実施する。

この実施の形態では、簡単のため子ヒータ制御器３は２台、温度センサ４は３台、ヒータ５は３台、ヒータ用電源バス８は１本、ヒータデータバス９は１本としているが変更してもかまわない。つまり、親ヒータ制御器２は一台につき複数のヒータ用電源バス８とヒータ用データバス９を接続可能である。また一本のヒータ用電源バス８とヒータ用データバス９に複数の子ヒータ制御器３が接続可能である。さらに一台の子ヒータ制御器３につき複数の温度センサ４とヒータ５が接続可能である。このようにこの発明の温度制御システムは宇宙航行体の要求や仕様に応じた柔軟な構成とすることが可能である。

図２は子ヒータ制御器３−１、３−２の構成を示す図である。子ヒータ制御器３は、温度センサ４−１、４−２、ヒータ５−１、５−２、ヒータ用電源バス８、ヒータ５−１、５−２に電流を流すスイッチを持つ子ＯＮ／ＯＦＦスイッチ１２−１、１２−２、ヒータ用データバス９、ヒータ用データバスを用いて親ヒータ制御器２と通信する子データバスインタフェース部１３、温度センサの温度を取得する温度モニタ部１１、子ヒータ演算部１０から構成される。
子ヒータ演算部１０は、温度モニタ部からの取得温度値と内部に保持する基準温度値を比較し、ＯＮ／ＯＦＦスイッチのＯＮ・ＯＦＦを判定し、子ＯＮ／ＯＦＦスイッチ１２−１、１２−２にスイッチ切替のＣＭＤを送信し、温度取得値を子データバスインタフェース部１３に送信する。

温度制御点に設置された温度センサ４−１、４−２の温度値は温度モニタ部１１により検出され、子ヒータ演算部１０に送られる。子ヒータ演算部１０が検出した温度値と、子ヒータ演算部１０自身の内部に保存している基準温度値を比較して、基準温度値を下回れば、子ＯＮ／ＯＦＦスイッチ１２−１、１２−２に対してスイッチＯＮのＣＭＤを出す。逆に上回れば子ＯＮ／ＯＦＦスイッチ１２−１、１２−２に対してスイッチＯＦＦのＣＭＤを出す。

子ヒータ演算部１０は温度モニタ部１１が検出した温度値や子ＯＮ／ＯＦＦスイッチステータス等の情報をテレメトリ（ＴＬＭ）として生成し、子データバスインタフェース部１３に送信する。子データバスインタフェース部１３はこのＴＬＭを親ヒータ制御器２にヒータ用データバス９を介して送信する。
また、子データバスインタフェース部１３は親ヒータ制御器２からのＣＭＤをヒータ用データバス９を介して受信し、子ヒータ演算部１０に伝送する。子ヒータ演算部１０は受信したＣＭＤを基づき、子ＯＮ／ＯＦＦスイッチ１２−１、１２−２のＯＮ／ＯＦＦを判断するための基準温度値を変更する。

図３は親ヒータ制御器２の内部構成を示す。
親ヒータ制御器２は、システム用電源ライン６、システム用信号ライン７、子ヒータ制御器に電力を供給するヒータ用電源バス８−１、８−２、９−１、９−２は子ヒータ制御器との通信を行うヒータ用データバス９−１、９−２、ヒータ用データバスを用いて子ヒータ制御器３との通信を行う親データバスインタフェース部１７、親ヒータ演算部１４、システム用電源ライン６とヒータ用電源バス８−１、８−２を通電及び非通電にする親ＯＮ／ＯＦＦスイッチ１５、システム用信号ライン７を介して宇宙航行体と通信するシステム用信号ラインインタフェース部１６から構成される。
ここで、親ヒータ演算部１４は、親ＯＮ／ＯＦＦスイッチ１５に切替え指示のＣＭＤを送信し、親データバスインタフェース１７で受信した子ヒータ制御器３からのＴＬＭを受信し、システム用信号ラインインタフェース部１６にＴＬＭを送信する。

親ヒータ演算部１４はシステム用信号ライン７を介し、システム用信号ラインインタフェース部１６を経由してＣＭＤを受信する。
また、親ヒータ演算部１４は受信したＣＭＤを判断し、例えば親ＯＮ／ＯＦＦスイッチ１５をＯＮ・ＯＦＦする。もしくはＣＭＤを親データバスインタフェース部１７に伝送する。また親ヒータ演算部１４は子ヒータ制御器３から送信されたＴＬＭを収集し、システム用信号ラインインタフェース部１６に送信する。システム用信号ラインインタフェース部１６は受信したＴＬＭをシステム用信号ライン７に送信する。
システム用電源ライン６から配電された電力は親ＯＮ／ＯＦＦスイッチ１５を経由して子ヒータ制御器３にヒータ用電源バス８−１、８−２を介して供給する。

本発明は人工衛星や宇宙機を含む、いわゆる宇宙航行体の温度を制御する処理システムに関するものである。

１ 宇宙航行体、２ 親ヒータ制御器、３ 子ヒータ制御器、４ 温度センサ、５ ヒータ、６ システム用電源ライン、７ システム用信号ライン、８ ヒータ用電源バス、９ ヒータ用データバス、１０ 子ヒータ演算部、１１ 温度モニタ部、１２ 子ＯＮ／ＯＦＦスイッチ、１３ 子データバスインタフェース部、１４ 親ヒータ演算部、１５ 親ＯＮ／ＯＦＦスイッチ、１６ システム用信号ラインインタフェース部、１７ 親データバスインタフェース部

Claims (2)

1. 宇宙航行体に搭載される宇宙航行体の温度制御システムであって、
   システム用電源ラインと接続され、子ヒータ制御器に電力を供給するヒータ用電源バスを通電及び非通電にする親ＯＮ/ＯＦＦスイッチと、
   システム用信号ラインを経由して受信した、前記親ＯＮ/ＯＦＦスイッチの切換えを指示する切換え信号に基づき、前記親ＯＮ/ＯＦＦスイッチの切替え指示を前記親ＯＮ/ＯＦＦスイッチに対し出力する親ヒータ演算部と、
   を有する親ヒータ制御器と、
   宇宙航行体の複数の温度制御点ごとに設けられたヒータと、
   前記ヒータと関連付けされた温度センサと、
   前記ヒータ用電源バスに接続され、前記ヒータに対して電力供給のＯＮ/ＯＦＦを切替える子ＯＮ/ＯＦＦスイッチと、
   前記温度制御点ごとに前記温度制御点の温度範囲が関連付けられたテーブルを備え、前記温度制御点に設けられた温度センサが出力するセンサ値を取得し、前記センサ値が前記温度制御点に関連付けされた温度範囲内であるか否かを判断し、前記判断結果に基づき前記子ＯＮ/ＯＦＦスイッチに対して、前記ヒータの通電/非通電を切換えるＯＮ/ＯＦＦ指示を出力する子ヒータ演算部と、
   を有する複数の子ヒータ制御器と、
   を備えることを特徴とする宇宙航行体の温度制御システム。
2. 前記親ヒータ制御器は、前記システム用信号ラインを経由して、前記温度制御点の温度範囲を受信すると、前記複数の子ヒータ制御器と前記親ヒータ制御器との間で通信を行うヒータ用データバスを経由して、前記テーブルの当該温度制御点に対応する温度範囲を、前記受信した温度範囲に書き換えることを特徴とする請求項１記載の宇宙航行体の温度制御システム。

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