JP6698874B2

JP6698874B2 - 展開型ラジエーター

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Publication number: JP6698874B2
Application number: JP2018557515A
Authority: JP
Inventors: 俊一川村
Original assignee: Mitsubishi Electric Corp
Current assignee: Mitsubishi Electric Corp
Priority date: 2016-12-19
Filing date: 2017-03-09
Publication date: 2020-05-27
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Description

本発明は、衛星に搭載される展開型ラジエーターに関する。

近年、人工衛星の大電力化に伴い、衛星からの排熱量は増加の一途である。従来の衛星構体面からのみの排熱では排熱面積が不足し、必要な排熱量が確保できなくなりつつある。この必要な排熱面積を確保する目的で、展開型ラジエーターが適用されている。

展開型ラジエーターは、打上げ時にはラジエーターパネルを衛星構体面に保持解放機構により固定している。保持解放機構は、衛星が軌道に到達すると、ラジエーターパネルを解放する。解放後、展開機構によりラジエーターパネルを展開して排熱面積を増大させる。ラジエーターパネル内には凝縮管が具備されており、衛星構体内には蒸気管が具備されている。これらの凝縮管と蒸気管とは熱輸送媒体が通過する可撓性チューブによって連結されている。衛星構体内で生じた熱量は蒸気管内の熱輸送媒体によって、可撓性チューブを経由してラジエーターパネル内の凝縮管に輸送され、ラジエーターパネルの排熱面から排熱される。なお、ラジエーターパネルの排熱面には、太陽光反射板（ＯｐｔｉｃａｌＳｏｌａｒＲｅｆｌｅｃｔｏｒ）が貼付されている。

特許文献１は、ループ型ヒートパイプの熱輸送能力を向上させた展開型ラジエーターに関する。また、複数枚のラジエーターパネルを衛星に搭載する構成が開示されている。
特許文献２は、オービットレイジング中、すなわちトランスファー軌道の間の宇宙器における熱損失を防止するためのシステムおよび装置に関する。オービットレイジング中に熱遮蔽パネルで排熱面を覆って排熱量を抑制し、静止軌道上で展開して排熱量を増大させる技術が開示されている。
特許文献３は、展開型ラジエーターを４枚搭載する衛星において、衛星の東西面にそれぞれ２枚のラジエーターパネルを重ねて収納する技術が開示されている。

特開２００３−３１２６００号公報特表２０１６−５２１２２５号公報米国公開特許公報ＵＳ２０１３／２００２２１Ａ１

衛星の大型化による排熱量の増大にともない、ラジエーターパネルの必要面積も増大するが、製造性の観点からラジエーターパネルは複数枚に分割して製造される傾向にある。
特許文献１および特許文献２では、複数枚のラジエーターパネルが重ならないように１枚ずつ独立に衛星構体に保持されているので、保持解放機構がラジエーターパネルの枚数分だけ必要となる。よって、衛星の質量が増大するという課題がある。また、収納時の占有面積が大きいため、衛星の機器配置の自由度が狭くなるという課題がある。
特許文献３では、東西面にラジエーターパネルを重ねて保持しているため、ラジエーターパネル展開前でも、排熱面である衛星構体の南北面が宇宙空間に露出している。よって、排熱量が大きいため、オービットレイジング中の宇宙器の熱損失を防止できない。なお、衛星構体の南北面は、通常は排熱面として利用し、東西面は排熱面とはしない。

本発明は、衛星の質量の増加を抑制するとともに、衛星の機器配置の自由度を向上させることができる展開型ラジエーターを提供することを目的とする。また、オービットレイジング中の宇宙器における熱損失を抑えるとともに静止軌道到達後の排熱量をより向上させることを目的とする。

本発明に係る展開型ラジエーターは、衛星構体に搭載された展開型ラジエーターにおいて、
第１のラジエーターパネルと、
前記第１のラジエーターパネルを前記衛星構体に結合する第１の展開機構であって、前記第１のラジエーターパネルが前記衛星構体の南面または北面に対向した状態から、前記第１のラジエーターパネルを展開する第１の展開機構と、
前記第１のラジエーターパネルが前記衛星構体の南面または北面に対向した状態において、前記第１のラジエーターパネルと重なって前記衛星構体の南面または北面に対向しているとともに前記衛星構体の南面または北面と前記第１のラジエーターパネルとの間に挟まれた第２のラジエーターパネルと、
前記第２のラジエーターパネルを前記衛星構体に結合する第２の展開機構であって、前記第２のラジエーターパネルが前記衛星構体の南面または北面に対向した状態から、前記第２のラジエーターパネルを前記第１のラジエーターパネルの展開方向と反対方向に展開する第２の展開機構とを備えた。

本発明に係る展開型ラジエーターでは、第１のラジエーターパネルは、第１の展開機構により衛星構体に結合される。第１の展開機構は、第１のラジエーターパネルが衛星構体の南面または北面に対向した状態から、第１のラジエーターパネルを展開する。また、第２のラジエーターパネルは、第１のラジエーターパネルが衛星構体の南面または北面に対向した状態において、第１のラジエーターパネルと重なって衛星構体の南面または北面に対向しているとともに衛星構体と第１のラジエーターパネルとの間に挟まれている。第２の展開機構は、第２のラジエーターパネルを衛星構体に結合し、第２のラジエーターパネルが衛星構体の南面または北面に対向した状態から、第２のラジエーターパネルを第１のラジエーターパネルの展開方向と反対方向に展開する。よって、本発明に係る展開型ラジエーターによれば、衛星構体の南面または北面におけるラジエーターパネルの保持面積を小さくできるので、衛星の質量の増加を抑制するとともに、衛星の機器配置の自由度を向上させることができる。また、展開型ラジエーターは、衛星構体の南面または北面に収納されているため、オービットレイジング中の宇宙器における熱損失を抑えるとともに静止軌道到達後の排熱量をより向上させることが可能となる。

実施の形態１に係る展開型ラジエーター１００の構成図。実施の形態１に係る展開型ラジエーター１００と比較するための比較例の展開型ラジエーター１００ｘの構成図。実施の形態２に係る展開型ラジエーター１００ａの構成図。実施の形態３に係る展開型ラジエーター１００ｂの構成図。実施の形態４に係る展開型ラジエーター１００ｃの構成図。実施の形態４に係る展開遅延機構１４０の状態遷移を表した図。実施の形態５に係る展開型ラジエーター１００ｄの構成図。実施の形態５に係る展開型ラジエーター１００ｅの構成図。

以下、本発明の実施の形態について、図を用いて説明する。なお、各図中、同一または相当する部分には、同一符号を付している。実施の形態の説明において、同一または相当する部分については、説明を適宜省略または簡略化する。

実施の形態１．
＊＊＊構成の説明＊＊＊
図１を用いて、本実施の形態に係る展開型ラジエーター１００の構成について説明する。図１では、展開型ラジエーター１００の収納状態と展開状態とを示している。
展開型ラジエーター１００は、衛星構体の南面または北面１０に搭載される。
展開型ラジエーター１００は、第１のラジエーターパネル２０と、第１の展開機構３０と、第２のラジエーターパネル４０と、第２の展開機構５０と、保持解放機構６０とを備える。
なお、以下において、衛星構体内の蒸気管とラジエーターパネル内の凝縮管とを結ぶ可撓性チューブの図示は省略する。

第１のラジエーターパネル２０は、第１の展開機構３０により衛星構体の南面または北面１０に展開可能に結合される。
第１の展開機構３０は、第１のラジエーターパネル２０を衛星構体の南面または北面１０に結合する。また、第１の展開機構３０は、第１のラジエーターパネル２０が衛星構体の南面または北面１０に対向した状態から、第１のラジエーターパネル２０を展開する。図１の収納状態に示す第１のラジエーターパネル２０の状態が、第１のラジエーターパネル２０が衛星構体の南面または北面１０に対向した状態である。

第２のラジエーターパネル４０は、第２の展開機構５０により衛星構体の南面または北面１０に展開可能に結合される。第２のラジエーターパネル４０は、第１のラジエーターパネル２０が衛星構体の南面または北面１０に対向した状態において、第１のラジエーターパネル２０と重なって衛星構体の南面または北面１０に対向しているとともに衛星構体の南面または北面１０と第１のラジエーターパネル２０との間に挟まれている。すなわち、第２のラジエーターパネル４０は、図１の収納状態において、衛星構体の南面または北面１０と第１のラジエーターパネル２０との間に挟まれており、かつ、第１のラジエーターパネル２０と重なっている。

第２の展開機構５０は、第２のラジエーターパネル４０を衛星構体の南面または北面１０に結合する。また、第２の展開機構５０は、第２のラジエーターパネル４０が衛星構体の南面または北面１０に対向した状態から、第２のラジエーターパネル４０を第１のラジエーターパネルの展開方向Ｐ１と反対方向Ｐ２に展開する。

保持解放機構６０は、例えば、パネルを固定するボルト、ボルトと係合するセパレーションナット、それらを取り付けるブラケットから構成される。セパレーションナットとは、電気信号によって内部のナットが分裂し、ボルトとの係合を解除するデバイスである。保持解放機構６０は、第１のラジエーターパネル２０と第２のラジエーターパネル４０とが重なって衛星構体の南面または北面１０に対向している状態において、第１のラジエーターパネル２０と第２のラジエーターパネル４０とを重ねて保持する。すなわち、保持解放機構６０は、図１の収納状態において、第１のラジエーターパネル２０と第２のラジエーターパネル４０とを重ねて保持する。また、保持解放機構６０は、第１のラジエーターパネル２０と第２のラジエーターパネル４０とを保持した状態から、前記第１のラジエーターパネルと前記第２のラジエーターパネルとを解放する。
図１の収納状態が、保持解放機構６０が、第１のラジエーターパネル２０と第２のラジエーターパネル４０とを重ねて保持した状態である。また、図１の展開状態が、保持解放機構６０が、第１のラジエーターパネル２０と第２のラジエーターパネル４０とを解放した状態である。

展開型ラジエーター１００では、第２のラジエーターパネル４０を先に衛星構体の南面または北面１０と対向するように収納し、収納された第２のラジエーターパネル４０の外側から第１のラジエーターパネル２０を重ねて衛星構体の南面または北面１０と対向するように収納する。そして、保持解放機構６０が重なった２枚のラジエーターパネルを固定する。
第１のラジエーターパネル２０において、衛星構体の南面または北面１０と対向する面を第１対向面２１とし、第１対向面２１の反対面を外層面２２とする。また、第２のラジエーターパネル４０において、衛星構体の南面または北面１０と対向する面を第２対向面４１とし、第２対向面４１の反対面を第２外側面４２とする。図１に示すように、第１のラジエーターパネル２０の外層面２２は、収納状態において、宇宙空間に露出する最外層面となる。

第１の展開機構３０および第２の展開機構５０は、例えば、軸受、シャフトおよびブラケットから成るヒンジである。第１の展開機構３０および第２の展開機構５０は、駆動源により駆動されパネル展開力を得る。
第１の展開機構３０と第２の展開機構５０とは、ばねの弾性エネルギーにより駆動されている。あるいは、第１の展開機構３０と第２の展開機構５０とは、モータにより駆動されていてもよい。あるいは、第１の展開機構３０と第２の展開機構５０とは、ばねの弾性エネルギーとモータとを組み合わせて駆動されていてもよい。

＊＊＊本実施の形態の効果の説明＊＊＊
図２は、本実施の形態に係る展開型ラジエーター１００と比較するための比較例の展開型ラジエーター１００ｘである。
図２に示すように、比較例の展開型ラジエーター１００ｘでは、収納状態において、２枚のラジエーターパネルが重ならないように１枚ずつ独立に衛星構体の南面または北面１０に保持されている。
このように、比較例の展開型ラジエーター１００ｘでは、ラジエーターパネルをそれぞれ独立に衛星構体の南面または北面１０に固定するため、保持解放機構６０がパネル枚数分だけ必要となる。例えば、保持解放機構６０がラジエーターパネル１枚当たり８点必要である場合、ラジエーターパネル２枚であれば１６点必要となる。よって、衛星の質量が増加するとともに製造コストも増加する。
また、比較例の展開型ラジエーター１００ｘでは、ラジエーターパネルをそれぞれ独立に衛星構体の南面または北面１０に固定するため、収納状態でラジエーターパネルが占有する面積も２倍となる。このように、収納状態のラジエーターパネルによる衛星構体の南面または北面１０の占有面積が大きいため、衛星の機器配置の自由度が狭くなる。例えば、収納状態のラジエーターパネルが太陽電池パドルと干渉するといった機器配置の不具合が生じる可能性がある。

一方、本実施の形態に係る展開型ラジエーター１００では、収納状態において、２枚のラジエーターパネルを重ねて保持する。よって、ラジエーターパネルを重ねて同じ保持解放機構６０で衛星構体の南面または北面１０に固定することができ、保持解放機構６０がパネル１枚分でよい。例えば、保持解放機構６０がラジエーターパネル１枚当たり８点必要である場合、ラジエーターパネル２枚であっても８点あればよい。よって、本実施の形態に係る展開型ラジエーター１００によれば、衛星の質量の増加を抑制することができる。
また、本実施の形態に係る展開型ラジエーター１００によれば、収納状態のラジエーターパネルによる衛星構体の南面または北面１０の占有面積が比較例の展開型ラジエーター１００ｘと比較して小さい。具体的には、図１の展開型ラジエーター１００では、比較例の展開型ラジエーター１００ｘの１／２の占有面積である。よって、本実施の形態に係る展開型ラジエーター１００によれば、衛星の機器配置の自由度が広くなる。例えば、収納状態のラジエーターパネルと太陽電池パドルとを並べて設置できるというように、衛星の機器配置の自由度が広くなる。

また、本実施の形態に係る展開型ラジエーター１００では、ラジエーターパネルの展開機構が、ばねの弾性エネルギーで駆動することができる。よって、本実施の形態に係る展開型ラジエーター１００によれば、モータあるいはモータ駆動電源といった複雑な部品を使用しないで展開機構を実現することができる。

一方、本実施の形態に係る展開型ラジエーター１００では、ラジエーターパネルの展開機構が、モータで駆動されてもよい。本実施の形態に係る展開型ラジエーター１００によれば、モータで駆動することにより、モータを制御してパネル同士が干渉しないように、展開させることができる。また、ばねより大きなトルクを発生させることが可能ため、大型のラジエーターパネルに対応できる。また、衛星の運用に応じて、軌道上で任意のタイミングにおいて最適な角度にラジエーターパネルを指向させることができる。また、衛星の運用に応じて、軌道上でラジエーターパネルを任意のタイミング、例えば異常姿勢時といったタイミングで指向させ、その後収納状態に戻して衛星の温度制御のための消費電力を削減することができる。

実施の形態２．
本実施の形態では、主に、実施の形態１との差異について説明する。
本実施の形態において、実施の形態１で説明した構成と同様の構成については同一の符号を付し、その説明を省略する場合がある。
本実施の形態では、オービットレイジング中の宇宙器における熱損失を最小に抑えつつ、静止軌道到達後の排熱量を実施の形態１よりさらに最大化でき、かつ、衛星の質量を最小限にできる展開型ラジエーター１００ａについて説明する。

＊＊＊構成の説明＊＊＊
図３を用いて、本実施の形態に係る展開型ラジエーター１００ａの構成について説明する。
図３に示すように、第１のラジエーターパネル２０の外層面２２は、収納状態において、最外層面となる。よって、オービットレイジング中の宇宙器における熱損失を最小に抑えるためには、最外層面となる第１のラジエーターパネル２０の外層面２２を断熱する必要がある。つまり、最外層面となる第１のラジエーターパネル２０の外層面２２から熱を逃がさないようにする必要がある。

第１のラジエーターパネル２０は、衛星構体の南面または北面１０と対向する第１対向面２１の反対面である外層面２２の少なくとも一部が断熱されている。例えば、第１のラジエーターパネルは、外層面２２の少なくとも一部を断熱面７１とする。断熱面７１は、具体的には、外層面２２に断熱材を取り付けることにより生成される。より具体的には、断熱面７１は、外層面２２にポリイミドフィルムなどによる宇宙用断熱材（ＭｕｌｔｉｌａｙｅｒＩｎｓｕｌａｔｉｏｎ）を取り付けることにより生成される。この宇宙用断熱材を取り付けた断熱面７１の排熱量はほぼゼロとなる。
なお、第１のラジエーターパネル２０の第１対向面２１と、第２のラジエーターパネル４０の第２対向面４１と、第２のラジエーターパネル４０の第２外側面４２とは、排熱する排熱面７２である。第２外側面４２は、第２中間面ともいう。第１のラジエーターパネル２０の第１対向面２１と第２のラジエーターパネル４０の両面とは、展開状態において排熱する必要がある。

ここで、本実施の形態に係る展開型ラジエーター１００ａについて、図１および図２の展開型ラジエーターにおいてラジエーターパネルの全ての面が排熱面７２である場合と比較しながら説明する。
一般的に展開型ラジエーターは下記の特徴を備える。
（１）展開型ラジエーターは、展開状態と収納状態との排熱面積が大きく異なる。このため、展開型ラジエーターは、静止軌道到達時には排熱量を最大限に確保しつつ、オービットレイジング時には排熱量をできるだけ抑制して衛星の温度維持のための必要電力を抑制することが可能となる。
（２）展開状態のラジエーターパネルからの排熱量を最大にするため、通常はラジエーターパネルの両面が排熱面である。
（３）ラジエーターパネルの温度は、衛星構体面の南面または北面の温度より低いため、排熱効率はラジエーターパネルの方が衛星構体面より低い。その差は、衛星構体面の排熱量が１平方メートル当たり２００Ｗに対し、ラジエーターパネルの排熱量は１平方メートル当たり１４０Ｗ程度である。すなわち、ラジエーターパネルの排熱量は、衛星構体面の排熱量の約７０％である。
（４）ラジエーターの排熱効率は、可撓性チューブの長さが短い程効率が高いため、使用する可撓性チューブの長さは最短にする必要がある。よって、太陽電池パドルのように、屏風状にラジエーターパネルを連結させることは実用的ではない。このため展開型ラジエーターは、ラジエーターパネル１枚が衛星と直接連結される形態となっている。

図２に示す比較例の展開型ラジエーター１００ｘにおいて、ラジエーターパネルの全ての面が排熱面７２である場合を第１の例として説明する。第１の例の場合、収納状態においてラジエーターパネル２枚分の面積で衛星構体の南面または北面１０を覆うため、収納状態の排熱量を小さく抑えることができる。これは、上述したように、ラジエーターパネルの排熱効率が、衛星構体面の排熱効率より小さいためである。
以下に一例を試算する。ラジエーターパネル１枚の面積（片面）を１平方メートルとし、衛星構体面の南面または北面の排熱量を１平方メートル当たり２００Ｗ、ラジエーターパネルからの排熱量を１平方メートル当たり１４０Ｗとする。
収納状態では、ラジエーターパネル２枚表分の面積２平方メートルから宇宙空間へ排熱するため、２×１４０＝２８０Ｗの排熱量である。
展開状態では、衛星構体面２平方メートル、ラジエーターパネル２枚表裏で４平方メートルであるため、２×２００＋４×１４０＝９６０Ｗの排熱量である。
ここで、９６０／２８０≒３．４となり、展開状態の排熱量は収納状態の排熱量の３．４倍である。展開状態における排熱量が一定の場合、展開状態の排熱量と収納状態の排熱量の比率が大きいほど、収納状態の排熱量が少なく、衛星はオービットレイジング時に衛星の温度維持に使用する電力を削減できる。

次に、図１に示す展開型ラジエーター１００において、ラジエーターパネルの全ての面が排熱面７２である場合を第２の例として説明する。第２の例の場合、収納状態ではラジエーターパネル１枚分の面積で衛星構体の南面または北面１０を覆うため、図２に示す比較例の展開型ラジエーター１００ｘより、収納状態時の排熱量が大きくなる。
以下に一例を試算する。ラジエーターパネル１枚の面積を１平方メートルとし、衛星構体面の南面または北面の排熱量を１平方メートル当たり２００Ｗ、ラジエーターパネルからの排熱量を１平方メートル当たり１４０Ｗとする。
収納状態では、衛星構体面１平方メートル、ラジエーターパネル１枚表分の面積１平方メートルから宇宙空間へ排熱するため、１×２００＋１×１４０＝３４０Ｗの排熱量である。
展開状態では、衛星構体面２平方メートル、ラジエーターパネル２枚の各々の表裏で４平方メートルであるため、２×２００＋４×１４０＝９６０Ｗの排熱量である。
ここで、９６０／３４０≒２．８となり、展開状態の排熱量は収納状態の排熱量の２．８倍である。３４０／２８０≒１２０％となり、第２の例では、オービットレイジング時に衛星の温度維持に使用する電力が第１の例より２０％増大してしまう。

次に、図３に示す展開型ラジエーター１００ａについて説明する。
本実施の形態に係る展開型ラジエーター１００ａでは、収納状態時に重ね合せたラジエーターパネルにおいて、衛星構体の南面または北面１０と反対側のラジエーターパネルの最外層面に宇宙用断熱材を取り付けられ、排熱量がほぼゼロとなっている。
以下に一例を試算する。ラジエーターパネル１枚の面積を１平方メートルとし、衛星構体面の南面または北面の排熱量を１平方メートル当たり２００Ｗ、ラジエーターパネルからの排熱量を１平方メートル当たり１４０Ｗとする。
収納状態では、ラジエーターパネルの最外層面は断熱されているので、衛星構体面１平方メートルのみから宇宙空間へ排熱するため、１×２００＝２００Ｗの排熱量である。
展開状態では、衛星構体面２平方メートル、ラジエーターパネル２枚の各々の表裏の合計で４平方メートルのうち、１面は断熱面であるため、２×２００＋３×１４０＝８２０Ｗの排熱量である。
ここで、８２０／２００＝４．１となり、展開状態の排熱量は収納状態の排熱量の４．１倍である。この比率は、第１の例の場合より大きい。
なお、展開状態の排熱量絶対量は、第１の例の場合の９６０Ｗより小さい。しかし、ラジエーターパネルのサイズを拡張して展開状態の排熱量を９６０Ｗに統一した場合、展開型ラジエーター１００ａでは収納状態の排熱量は９６０／４．１＝２３４Ｗとなり、第１の例の収納状態の排熱量２８０Ｗより小さく抑えられている。

＊＊＊本実施の形態に係る効果の説明＊＊＊
本実施の形態に係る展開型ラジエーター１００ａでは、収納状態において最外層面となる、第１のラジエーターパネルの外層面の少なくとも一部に、断熱領域を有している。そして、展開型ラジエーター１００ａでは、その他の第１のラジエーターパネルの面および第２のラジエーターパネルの両面は排熱面である。よって、本実施の形態に係る展開型ラジエーター１００ａによれば、衛星構体の南面または北面に収納されているため、オービットレイジング中の宇宙器における熱損失を最小に抑えつつ、静止軌道到達後の排熱量が最大化でき、かつ、衛星の質量といった使用する衛星リソースを最小限にできる。

実施の形態３．
本実施の形態では、主に、実施の形態１および２との差異について説明する。
本実施の形態において、実施の形態１および２で説明した構成と同様の構成については同一の符号を付し、その説明を省略する場合がある。

＊＊＊構成の説明＊＊＊
図４を用いて、本実施の形態に係る展開型ラジエーター１００ｂの構成について説明する。
本実施の形態では、第１のラジエーターパネル２０の両面と第２のラジエーターパネル４０の両面とは、排熱面７２であるものとする。
図４に示すように、第１のラジエーターパネル２０は、第１のラジエーターパネル２０が衛星構体の南面または北面１０に対向した状態において、外層面２２の少なくとも一部を覆う断熱パネル１１０を備えた。断熱パネル１１０は、熱遮蔽パネルともいい、例えば太陽電池パネルのように、ＣＦＲＰ（ＣａｒｂｏｎＦｉｂｅｒＲｅｉｎｆｏｒｃｅｄＰｌａｓｔｉｃｓ）とアルミハニカムコアで構成されたサンドイッチ板の表面を宇宙用断熱材で覆ったものである。第１のラジエーターパネル２０は、展開方向Ｐ１に展開した際の先端部に展開可能に結合された断熱パネル１１０を備える。
断熱パネル１１０において、収納状態において第１のラジエーターパネル２０に対向する面、すなわち衛星構体の南面または北面１０に対向する面を第３対向面１１１とする。また、断熱パネル１１０において、収納状態において最外層面となる面、すなわち第３対向面１１１の反対面を第３外側面１１２とする。断熱パネル１１０において、第３外側面１１２の少なくとも一部は断熱面であるものとする。あるいは、断熱パネル１１０全体が断熱素材で形成されていてもよい。

また、展開型ラジエーター１００ｂは、断熱パネル１１０を第１のラジエーターパネル２０に展開可能に結合する第３の展開機構１２０を備える。第３の展開機構１２０は、第１の展開機構３０による第１のラジエーターパネル２０の展開方向Ｐ１への展開が開始された後に、断熱パネル１１０を展開方向Ｐ３へ展開する。第３の展開機構１２０は、バネにより駆動されてもよいし、モータにより駆動されてもよい。

保持解放機構６０は、収納状態において、第１のラジエーターパネル２０と第２のラジエーターパネル４０と断熱パネル１１０とを重ねて保持する。
なお、図４では、第１の展開機構３０の回転軸と第３の展開機構１２０の回転軸が平行であるが、第３の展開機構１２０の回転軸を９０度回転させてもよい。つまり、断熱パネル１１０を、第１のラジエーターパネル２０の上端または下端に、展開可能に結合し、断熱パネル１１０が、第１のラジエーターパネル２０から、図４の上側あるいは下側に展開するように構成してもよい。

＊＊＊本実施の形態の効果の説明＊＊＊
本実施の形態に係る展開型ラジエーター１００ｂによれば、第１のラジエーターパネル２０の両面と第２のラジエーターパネル４０の両面とを排熱面とした場合でも、収納状態において最外層面を断熱することができる。よって、本実施の形態に係る展開型ラジエーター１００ｂによれば、オービットレイジング中の宇宙器における熱損失を最小に抑えつつ、静止軌道到達後の排熱量をより大きくすることができる。

実施の形態４．
本実施の形態では、主に、実施の形態１から３との差異について説明する。
本実施の形態において、実施の形態１から３で説明した構成と同様の構成については同一の符号を付し、その説明を省略する場合がある。

＊＊＊構成の説明＊＊＊
図５を用いて、本実施の形態に係る展開型ラジエーター１００ｃの構成について説明する。
本実施の形態に係る展開型ラジエーター１００ｃは、第１のラジエーターパネル２０が９０度以上展開してから第２のラジエーターパネル４０の展開を開始させる展開遅延機構１４０を備えている。展開遅延機構１４０は、第１のラジエーターパネル２０の根本に設けられたカム１４２と、第２のラジエーターパネル４０の先端に設けられたローラ１４１とを備える。

図６は、本実施の形態に係る展開遅延機構１４０の状態遷移を表した図である。
図５および図６を用いて、展開遅延機構１４０の構成について説明する。
図５に示すように、展開遅延機構１４０は、第１のラジエーターパネル２０の根本にカム１４２を、第２のラジエーターパネル４０の先端にローラ１４１を設ける。第１の展開機構３０は、上下一対の２台が離れた位置にあり、ローラ１４１は、その中央に位置しているが、第１の展開機構３０の回転中心とローラ１４１の回転中心は同一直線状にあり、一致している。

図５では、収納状態と第１展開状態と第２展開状態と展開状態とを示している。また、図６では、収納状態におけるローラ１４１とカム１４２、第１展開状態におけるローラ１４１とカム１４２、および第２展開状態におけるローラ１４１とカム１４２の状態を示している。

収納状態は、第１のラジエーターパネル２０と第２のラジエーターパネル４０とが衛星構体の南面または北面１０に対向して、収納されている状態である。
第１の展開状態は、第１のラジエーターパネル２０が９０度以下まで展開した状態である。
収納状態から第１の展開状態までは、ローラ１４１がカム１４２に拘束されているので、第２のラジエーターパネル４０は展開方向Ｐ２に展開することができない。具体的には、第１のラジエーターパネル２０の展開角度が９０度以下までの状態でローラ１４１がカム１４２に拘束される。例えば、８６度、８７度あるいは８９度までローラ１４１がカム１４２に拘束され、それ以上の展開角度でカム１４２によるローラ１４１の拘束が解除されるとしてもよい。なお、以下の説明では、展開角度が９０度でカム１４２によるローラ１４１の拘束が解除されるものとして説明する。
第１展開状態では、第１のラジエーターパネル２０が９０度展開してカム１４２による拘束がローラ１４１から外れ、第２のラジエーターパネル４０が展開方向Ｐ２に展開可能となる。
第２展開状態では、第１のラジエーターパネル２０が９０度以上展開しており、第２のラジエーターパネル４０が展開方向Ｐ２に展開し、第１のラジエーターパネル２０が展開を完了する。
展開状態は、第１のラジエーターパネル２０と第２のラジエーターパネル４０がともに展開を完了した状態である。すなわち、全展開状態である。

展開遅延機構１４０の動作は、収納状態から第１のラジエーターパネルが約９０度まで展開する第１展開状態までの間は、カム１４２がローラ１４１を拘束するため、第２のラジエーターパネル４０は収納されている状態を維持する。第１のラジエーターパネル２０の展開が約９０度を越えると、カム１４２の拘束が外れ、ローラ１４１が自由になるため、第２のラジエーターパネル４０が展開を開始する。この展開遅延により、２枚のラジエーターパネルが展開途中で干渉することが無くなる。

なお、他の方式としてローラを、カムの代わりに電磁アクチュエータで拘束し、電気信号によって解放してもよい。上述した展開遅延機構の機能を実現することができれば、他のどのような方式を採用しても構わない。

＊＊＊本実施の形態の効果の説明＊＊＊
本実施の形態に係る展開型ラジエーター１００ｃは、第１のラジエーターパネルが約９０度以上展開してから、第２のラジエーターパネルが展開を開始するための展開遅延機構を具備している。よって、本実施の形態に係る展開型ラジエーター１００ｃによれば、２枚のラジエーターパネル同士が展開途中でぶつからないため、ラジエーターパネルを傷つけることなく展開することができる。また、本実施の形態に係る展開型ラジエーター１００ｃによれば、ラジエーターパネル同士の干渉あるいは固着による展開不良を防ぐことで展開信頼性を向上させることができる。

実施の形態５．
本実施の形態では、主に、実施の形態１から４との差異について説明する。
本実施の形態において、実施の形態１から４で説明した構成と同様の構成については同一の符号を付し、その説明を省略する場合がある。
本実施の形態では、実施の形態１の図２で説明した展開型ラジエーター１００ｘのバリエーションについて説明する。

図７を用いて、本実施の形態に係る展開型ラジエーター１００ｄについて説明する。
展開型ラジエーター１００ｄは、図２で説明したように、収納状態において、２枚のラジエーターパネルが重ならないように１枚ずつ独立に衛星構体の南面または北面１０に保持されている。よって、収納状態において、第１のラジエーターパネル２０の外層面２２が最外層面となるとともに、第２のラジエーターパネル４０の第２外側面４２も最外層面となる。

外層面２２と第２外側面４２との各々は、少なくとも一部が断熱面７１となっている。断熱面７１は、具体的には、外層面２２と第２外側面４２との各々に断熱材を取り付けることにより生成される。より具体的には、断熱面７１は、外層面２２と第２外側面４２との各々に、宇宙用断熱材を取り付けることにより生成される。この宇宙用断熱材を取り付けた断熱面７１の排熱量はほぼゼロとなる。

図７の展開型ラジエーター１００ｄでは、収納状態において最外層面となる、外層面２２と第２外側面４２との各々の少なくとも一部を断熱領域としている。よって、本実施の形態に係る展開型ラジエーター１００ｄによれば、オービットレイジング中の宇宙器における熱損失を抑えることができる。

図８を用いて、本実施の形態に係る展開型ラジエーター１００ｅについて説明する。
図８に示すように、外層面２２と第２外側面４２との各々は、第１のラジエーターパネル２０と第２のラジエーターパネル４０との各々の先端に展開可能に結合された断熱パネル１１０を備える。この断熱パネル１１０は、実施の形態３で説明した断熱パネル１１０と同様である。
展開型ラジエーター１００ｅでは、外層面２２と第２外側面４２との各々は、収納状態において断熱パネル１１０により断熱される。このとき、第１のラジエーターパネル２０と第２のラジエーターパネル４０との各々と各断熱パネル１１０とは、実施の形態３で説明した第３の展開機構１２０により結合される。
展開型ラジエーター１００ｅでは、第１のラジエーターパネル２０の両面と第２のラジエーターパネル４０の両面とは、排熱面７２であるものとする。

図８の展開型ラジエーター１００ｅでは、収納状態において最外層面となる、外層面２２と第２外側面４２との各々の少なくとも一部を断熱パネルにより断熱している。また、第１のラジエーターパネル２０の両面と第２のラジエーターパネル４０の両面とは、排熱面７２である。よって、本実施の形態に係る展開型ラジエーター１００ｅによれば、オービットレイジング中の宇宙器における熱損失を抑えるとともに、静止軌道到達後の排熱量をより大きくすることができる。

実施の形態１から５について説明したが、これらの実施の形態のうち、複数の実施の形態を組み合わせて実施してもよい。また、これらの実施の形態のうち、複数の部分を組み合わせて実施してもよい。あるいは、これらの実施の形態のうち、１つの部分を実施しても構わない。その他、これらの実施の形態の内容を、全体として、あるいは部分的に、どのように組合せて実施しても構わない。すなわち、発明の範囲内において、各実施の形態の自由な組み合わせ、各実施の形態の任意の構成要素の変形、または各実施の形態の任意の構成要素の省略が可能である。
上述した実施の形態は、本質的に好ましい例示であり、本発明、その適用物あるいは用途の範囲を制限することを意図するものではなく、必要に応じて種々の変更が可能である。上述した実施の形態は、本手法の理解を助けるためのものであって、発明を限定するためのものではない。

１００，１００ａ，１００ｂ，１００ｃ，１００ｄ，１００ｅ，１００ｘ展開型ラジエーター、１０衛星構体の南面または北面、２０第１のラジエーターパネル、２１第１対向面、２２外層面、３０第１の展開機構、４０第２のラジエーターパネル、４１第２対向面、４２第２外側面、５０第２の展開機構、６０保持解放機構、７１断熱面、７２排熱面、１１０断熱パネル、１１１第３対向面、１１２第３外側面、１２０第３の展開機構、１４０展開遅延機構、１４１ローラ、１４２カム。

Claims

衛星の衛星構体に搭載された展開型ラジエーターにおいて、
第１のラジエーターパネルと、
前記第１のラジエーターパネルを前記衛星構体に結合する第１の展開機構であって、前記第１のラジエーターパネルが前記衛星構体の南面または北面に対向した状態から、前記第１のラジエーターパネルを展開する第１の展開機構と、
前記第１のラジエーターパネルが前記衛星構体に対向した状態において、前記第１のラジエーターパネルと重なって前記衛星構体の南面または北面に対向しているとともに前記衛星構体と前記第１のラジエーターパネルとの間に挟まれた第２のラジエーターパネルと、
前記第２のラジエーターパネルを前記衛星構体に結合する第２の展開機構であって、前記第２のラジエーターパネルが前記衛星構体の南面または北面に対向した状態から、前記第２のラジエーターパネルを前記第１のラジエーターパネルの展開方向と反対方向に展開する第２の展開機構と、
前記第１のラジエーターパネルが９０度以上展開してから前記第２のラジエーターパネルの展開を開始させる展開遅延機構と、
前記衛星のオービットレージング中では、前記第１のラジエーターパネルと前記第２のラジエーターパネルとが重なって前記衛星構体の南面または北面に対向している収納状態において、前記第１のラジエーターパネルと前記第２のラジエーターパネルとを重ねて保持し、前記衛星の静止軌道到達時では、前記第１のラジエーターパネルと前記第２のラジエーターパネルとを保持した状態から、前記第１のラジエーターパネルと前記第２のラジエーターパネルとを解放する保持解放機構と、
を備え、
前記第１のラジエーターパネルは、
前記衛星構体の南面または北面と対向する第１対向面の反対面である外層面が断熱材で覆われた断熱面であるとともに、前記第１対向面が排熱面であり、
前記第２のラジエーターパネルは、
前記衛星構体の南面または北面と対向する第２対向面と、前記第２対向面の反対面とが排熱面である展開型ラジエーター。
前記展開遅延機構は、
前記第１のラジエーターパネルの根本に設けられたカムと、前記第２のラジエーターパネルの先端に設けられたローラとを備えた請求項１記載の展開型ラジエーター。
衛星の衛星構体に搭載された展開型ラジエーターにおいて、
第１のラジエーターパネルと、
前記第１のラジエーターパネルを前記衛星構体に結合する第１の展開機構であって、前記第１のラジエーターパネルが前記衛星構体の南面または北面に対向した状態から、前記第１のラジエーターパネルを展開する第１の展開機構と、
前記第１のラジエーターパネルが前記衛星構体に対向した状態において、前記第１のラジエーターパネルと重なって前記衛星構体の南面または北面に対向しているとともに前記衛星構体と前記第１のラジエーターパネルとの間に挟まれた第２のラジエーターパネルと、
前記第２のラジエーターパネルを前記衛星構体に結合する第２の展開機構であって、前記第２のラジエーターパネルが前記衛星構体の南面または北面に対向した状態から、前記第２のラジエーターパネルを前記第１のラジエーターパネルの展開方向と反対方向に展開する第２の展開機構と、
前記第１のラジエーターパネルに展開可能に結合する断熱パネルと、
前記断熱パネルを展開する第３の展開機構と、
前記断熱パネルが９０度以上展開してから前記第１のラジエーターパネルを展開し、前記第１のラジエーターパネルが９０度以上展開してから前記第２のラジエーターパネルの展開を開始させる展開遅延機構と、
前記衛星のオービットレージング中では、前記断熱パネルと前記第１のラジエーターパネルと前記第２のラジエーターパネルとが重なって前記衛星構体の南面または北面に対向している収納状態において、前記断熱パネルと前記第１のラジエーターパネルと前記第２のラジエーターパネルとを重ねて保持し、前記衛星の静止軌道到達時では、前記断熱パネルと前記第１のラジエーターパネルと前記第２のラジエーターパネルとを保持した状態から、前記断熱パネルと前記第１のラジエーターパネルと前記第２のラジエーターパネルとを解放する保持解放機構と
を備え、
前記第１のラジエーターパネルは、
前記衛星構体の南面または北面と対向する第１対向面と、前記第１対向面の反対面とが排熱面であり、
前記第２のラジエーターパネルは、
前記衛星構体の南面または北面と対向する第２対向面と、前記第２対向面の反対面とが排熱面である展開型ラジエーター。