JPH01212699A - 人工衛星の熱制御装置 - Google Patents
人工衛星の熱制御装置Info
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- JPH01212699A JPH01212699A JP63035931A JP3593188A JPH01212699A JP H01212699 A JPH01212699 A JP H01212699A JP 63035931 A JP63035931 A JP 63035931A JP 3593188 A JP3593188 A JP 3593188A JP H01212699 A JPH01212699 A JP H01212699A
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- Japan
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- heat
- heat sink
- control device
- temperature
- transition temperature
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Landscapes
- Control Of Temperature (AREA)
- Cooling Or The Like Of Electrical Apparatus (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
本発明は人工衛星の熱制御装置に関する。
人工衛星に搭載される機器は太陽熱や筐体内の搭載機器
からの発熱による高温状態あるいは宇宙空間の極低温状
態などに晒される。機器類には許容温度範囲が設けられ
ており、これら機器類はこの温度範囲より高温または低
温の温度領域では正常に作動しないかまたは破損するこ
とがある。そこで人工衛星には熱制御装置を装備して搭
載機器の温度制御を行う。
からの発熱による高温状態あるいは宇宙空間の極低温状
態などに晒される。機器類には許容温度範囲が設けられ
ており、これら機器類はこの温度範囲より高温または低
温の温度領域では正常に作動しないかまたは破損するこ
とがある。そこで人工衛星には熱制御装置を装備して搭
載機器の温度制御を行う。
人工衛星の熱制御装置としては放熱パネルなどのヒート
シンクがよく用いられる。宇宙空間では高真空のため空
気の対流による冷却は行えないから、ヒートシンクと搭
載機器とはふく射または伝導により熱的に結合される。
シンクがよく用いられる。宇宙空間では高真空のため空
気の対流による冷却は行えないから、ヒートシンクと搭
載機器とはふく射または伝導により熱的に結合される。
ふく射を熱結合手段とした場合、搭載機器で発生した熱
が宇宙空間への放熱により冷却されていて温度の低いヒ
ートシンク（例えば外被パネル）に移動することにより
冷却される。この時の搭載機器からヒートシンクに移動
する熱量Ｑは次式で表わされる。
が宇宙空間への放熱により冷却されていて温度の低いヒ
ートシンク（例えば外被パネル）に移動することにより
冷却される。この時の搭載機器からヒートシンクに移動
する熱量Ｑは次式で表わされる。
Ｑ＝ａＦ （Ｔｃ’ −Ｔｈ’ ） （１）
（１）式において、Ｔｃ、Ｔｈはそれぞれ搭載機器およ
びヒートシンクの温度、σはステファン・ボルツマン定
数、Ｆは搭載機器とヒートシンクとの間のふく射結合係
数である。簡単のために搭載機器とヒートシンクとが平
行に向きあった場合を仮定すると、ふく射結合係数Ｆは
次式で表わされ（２）式において、Ａは対向部分の面積
、Ｅｃ。
（１）式において、Ｔｃ、Ｔｈはそれぞれ搭載機器およ
びヒートシンクの温度、σはステファン・ボルツマン定
数、Ｆは搭載機器とヒートシンクとの間のふく射結合係
数である。簡単のために搭載機器とヒートシンクとが平
行に向きあった場合を仮定すると、ふく射結合係数Ｆは
次式で表わされ（２）式において、Ａは対向部分の面積
、Ｅｃ。
Ｅｈはそれぞれ搭載機器、ヒートシンクの表面の赤外ふ
く対重である。限られた対向面積Ａにおいて搭載機器か
らヒートシンクへの熱移動量Ｑを大きくするには、（１
） 、 （２）式より明らかなように赤外ふく対重Ｅｃ
およびＥｈを大きくするのが・有効である。このため、
人工衛星内部では黒色塗料などの赤外ふく対重が大きな
表面処理が用いられる。また、逆にヒートシンクと搭載
機器との間の熱移動量を抑えるには、赤外ふく対重Ｅｃ
およびＥｈが小さな金メツキ、アルミ合金素地などの表
面処理が用いられる。
く対重である。限られた対向面積Ａにおいて搭載機器か
らヒートシンクへの熱移動量Ｑを大きくするには、（１
） 、 （２）式より明らかなように赤外ふく対重Ｅｃ
およびＥｈを大きくするのが・有効である。このため、
人工衛星内部では黒色塗料などの赤外ふく対重が大きな
表面処理が用いられる。また、逆にヒートシンクと搭載
機器との間の熱移動量を抑えるには、赤外ふく対重Ｅｃ
およびＥｈが小さな金メツキ、アルミ合金素地などの表
面処理が用いられる。
ところが、（１）式より明らかなように、熱が搭載機器
からヒートシンクに移動するためにはＴｈ＜Ｔｃでなけ
ればならないが、ヒートシンクとなっている外被パネル
に太陽光等の外部熱入力があると温度が上昇してＴｈ＞
Ｔｃとなり、熱がヒートシンクから搭載機器に移動し、
搭載機器が加熱され許容温度を超える可能性がある。こ
のため、ヒートシンクとなる外被パネルは太陽光入力な
どの外部熱入力が少ない特別な位置に配置する必要があ
り、搭載機器の配置や放熱面積の確保の点で人工衛星の
設計上大きな制約となっていた。
からヒートシンクに移動するためにはＴｈ＜Ｔｃでなけ
ればならないが、ヒートシンクとなっている外被パネル
に太陽光等の外部熱入力があると温度が上昇してＴｈ＞
Ｔｃとなり、熱がヒートシンクから搭載機器に移動し、
搭載機器が加熱され許容温度を超える可能性がある。こ
のため、ヒートシンクとなる外被パネルは太陽光入力な
どの外部熱入力が少ない特別な位置に配置する必要があ
り、搭載機器の配置や放熱面積の確保の点で人工衛星の
設計上大きな制約となっていた。
本発明は、ヒートシンクとなる外被パネルに太陽光等の
外部熱入力が生じ搭載機器より高温となった場合でも搭
載機器への熱の逆流が少なく、ヒートシンクの配置の制
約が少ない人工衛星の熱制御装置を提供することを目的
とする。
外部熱入力が生じ搭載機器より高温となった場合でも搭
載機器への熱の逆流が少なく、ヒートシンクの配置の制
約が少ない人工衛星の熱制御装置を提供することを目的
とする。
本発明の人工衛星の熱制御装置は、相転移を起こす遷移
温度より高い温度範囲では赤外ふく対重が低く前記遷移
温度より低い温度範囲では赤外ふく対重が高い相転移物
質を搭載機器とふく射熱交換するヒートシンクの表面に
配置して構成される。
温度より高い温度範囲では赤外ふく対重が低く前記遷移
温度より低い温度範囲では赤外ふく対重が高い相転移物
質を搭載機器とふく射熱交換するヒートシンクの表面に
配置して構成される。
次に、本発明について図面を参照して説明する。
第１図は本発明の第１の実施例の断面図である。
本実施例では相転移物質として二酸化バナジウムを用い
、これを薄膜状に成形して熱制御装置１としている。二
酸化バナジウムは遷移温度で相転移を起こし、遷移温度
より高音域では金属的性質を示してふく対重が低くなり
、遷移温度より低音域では絶縁体的性質を示しふく対重
が高くなる。
、これを薄膜状に成形して熱制御装置１としている。二
酸化バナジウムは遷移温度で相転移を起こし、遷移温度
より高音域では金属的性質を示してふく対重が低くなり
、遷移温度より低音域では絶縁体的性質を示しふく対重
が高くなる。
熱制御装置１は、ヒートシンク２に密着して、搭載機器
３に対向して取付けられる。ヒートシンク２への太陽光
入射がなく熱制御装置１の温度が二酸化バナジウムの遷
移温度より低い時は、熱制御装置の表面の赤外ふく対重
が高いから、（１）式および（２）式より、ふく射結合
係数Ｆが大きくなり、搭載機器３からの発熱は高い効率
でヒートシンク２に導かれ（熱移動４）、宇宙空間５に
放熱される。
３に対向して取付けられる。ヒートシンク２への太陽光
入射がなく熱制御装置１の温度が二酸化バナジウムの遷
移温度より低い時は、熱制御装置の表面の赤外ふく対重
が高いから、（１）式および（２）式より、ふく射結合
係数Ｆが大きくなり、搭載機器３からの発熱は高い効率
でヒートシンク２に導かれ（熱移動４）、宇宙空間５に
放熱される。
一方、ヒートシン多２へ太陽光入射があり、その加熱に
より熱制御装置１の温度が二酸化バナジウムの遷移温度
より高い時は、熱制御装置１の表面の赤外ふく対重が低
いから、（１）式および（２）式より、ふく射結合係数
Ｆが小さくなり、ヒートシンク２から搭載機器３への熱
移動が抑制され、搭載機器３の加熱が防止される。
より熱制御装置１の温度が二酸化バナジウムの遷移温度
より高い時は、熱制御装置１の表面の赤外ふく対重が低
いから、（１）式および（２）式より、ふく射結合係数
Ｆが小さくなり、ヒートシンク２から搭載機器３への熱
移動が抑制され、搭載機器３の加熱が防止される。
搭載機器温度Ｔｃが一定とした時のヒートシンク温度Ｔ
ｈと熱移動量Ｑとの関係を第２図に示す。
ｈと熱移動量Ｑとの関係を第２図に示す。
Ｔｏは遷移温度、破線はヒートシンクのみによる従来の
熱制御方式の場合を示す。
熱制御方式の場合を示す。
また、第３図（ａ）、（ｂ）に示す本発明の第２の実施
例のように、衛星外被の各面をヒートシンク６とし、そ
の内表面全面に熱制御装置７を取付け、その内部に搭載
機器８を、その全表面が熱制御装置７と対向するように
配置すると、太陽９側のヒートシンク６からや熱の流入
は抑制され、１８０度反対側の日陰側のヒートシンク６
への放熱を効率良く行うことができる。このような使用
法は、太陽光の入射方向が一定でない衛星において、常
に太陽光による加熱を避け、かつ、放熱径路を確保でき
るため、非常に有効である。
例のように、衛星外被の各面をヒートシンク６とし、そ
の内表面全面に熱制御装置７を取付け、その内部に搭載
機器８を、その全表面が熱制御装置７と対向するように
配置すると、太陽９側のヒートシンク６からや熱の流入
は抑制され、１８０度反対側の日陰側のヒートシンク６
への放熱を効率良く行うことができる。このような使用
法は、太陽光の入射方向が一定でない衛星において、常
に太陽光による加熱を避け、かつ、放熱径路を確保でき
るため、非常に有効である。
本発明に使用する相転移物質は厚さ数１００ミクロンの
薄膜でよいため、本発明の人工衛星の熱制御装置は占有
体積が小さく軽量である。また、物質その−ものの物理
的性質を利用しており可動部分を持たないため、耐震動
、潤滑の問題もなく信頼性が優れている。
薄膜でよいため、本発明の人工衛星の熱制御装置は占有
体積が小さく軽量である。また、物質その−ものの物理
的性質を利用しており可動部分を持たないため、耐震動
、潤滑の問題もなく信頼性が優れている。
以上説明したように本発明による人工衛星の熱制御装置
は、太陽光等がヒートシンクに入射するときは搭載機器
への熱の流入を防止し、太陽光等がヒートシンクに入射
しないときは搭載機器から効率良く放熱を行わせるので
、ヒートシンクや搭載機器の配置に太陽光入射方向によ
る制約が少なくなり、人工衛星の合理的設計が可能にな
る効果があり、また、占有体積が小さく、軽量であり、
信頼性が高いという効果がある。
は、太陽光等がヒートシンクに入射するときは搭載機器
への熱の流入を防止し、太陽光等がヒートシンクに入射
しないときは搭載機器から効率良く放熱を行わせるので
、ヒートシンクや搭載機器の配置に太陽光入射方向によ
る制約が少なくなり、人工衛星の合理的設計が可能にな
る効果があり、また、占有体積が小さく、軽量であり、
信頼性が高いという効果がある。
第１図は本発明の第１の実施例の断面図、第２図は第１
図に示す実施例における搭載機器温度ＴＣを一定とした
時のヒートシンク２及び搭載機器３の間の熱移動量Ｑと
ヒートシンク温度Ｔｈとの関係を示すグラフ、第３図＜
ａ）、（ｂ）は本発明の第２の実施例の断面図である。 １．７・・・熱制御装置、２，６・・・ヒートシンク、
３．８・・・搭載機器。
図に示す実施例における搭載機器温度ＴＣを一定とした
時のヒートシンク２及び搭載機器３の間の熱移動量Ｑと
ヒートシンク温度Ｔｈとの関係を示すグラフ、第３図＜
ａ）、（ｂ）は本発明の第２の実施例の断面図である。 １．７・・・熱制御装置、２，６・・・ヒートシンク、
３．８・・・搭載機器。
Claims (1)
- 相転移を起こす遷移温度より高い温度範囲では赤外ふく
射率が低く前記遷移温度より低い温度範囲では赤外ふく
射率が高い相転移物質を搭載機器とふく射熱交換するヒ
ートシンクの表面に配置したこと特徴とする人工衛星の
熱制御装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP63035931A JP2625821B2 (ja) | 1988-02-17 | 1988-02-17 | 人工衛星の熱制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP63035931A JP2625821B2 (ja) | 1988-02-17 | 1988-02-17 | 人工衛星の熱制御装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH01212699A true JPH01212699A (ja) | 1989-08-25 |
| JP2625821B2 JP2625821B2 (ja) | 1997-07-02 |
Family
ID=12455774
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP63035931A Expired - Lifetime JP2625821B2 (ja) | 1988-02-17 | 1988-02-17 | 人工衛星の熱制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2625821B2 (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1170208A3 (en) * | 2000-07-07 | 2003-11-12 | Nec Corporation | Thermal control method and device |
| US7981532B2 (en) | 2005-09-28 | 2011-07-19 | Nec Corporation | Phase-change substance, thermal control device and methods of use thereof |
| JP2018083743A (ja) * | 2016-11-25 | 2018-05-31 | 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 | 赤外線放射率制御デバイス、赤外線放射率制御装置および宇宙機 |
-
1988
- 1988-02-17 JP JP63035931A patent/JP2625821B2/ja not_active Expired - Lifetime
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1170208A3 (en) * | 2000-07-07 | 2003-11-12 | Nec Corporation | Thermal control method and device |
| US7981532B2 (en) | 2005-09-28 | 2011-07-19 | Nec Corporation | Phase-change substance, thermal control device and methods of use thereof |
| JP2018083743A (ja) * | 2016-11-25 | 2018-05-31 | 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 | 赤外線放射率制御デバイス、赤外線放射率制御装置および宇宙機 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2625821B2 (ja) | 1997-07-02 |
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