JPH11217100A

JPH11217100A - 宇宙機の電力回収構造

Info

Publication number: JPH11217100A
Application number: JP10021861A
Authority: JP
Inventors: Nobuaki Ebihara; 伸明海老原
Original assignee: NEC Corp
Current assignee: NEC Corp
Priority date: 1998-02-03
Filing date: 1998-02-03
Publication date: 1999-08-10
Anticipated expiration: 2018-02-03
Also published as: JP2973996B2

Abstract

(57)【要約】【課題】宇宙機の発熱部に熱電変換素子を配設し、宇
宙機から放出される熱を電力に変換，回収して廃熱の有
効利用を図ることにより、太陽電池構造及び宇宙機全体
の小型軽量化を実現するとともに、搭載機器の消費電力
規格の緩和により製造原価の低減も達成する。【解決手段】宇宙機１の放熱面１ａに接着剤１０ａを
介して配設される熱電変換素子１０と、熱電変換素子１
０に接続された電力回収手段とを備え、宇宙機１の放熱
面１ａから放出される熱が、熱電変換素子１０により電
力に変換され、電力回収手段によって、宇宙機１内の各
種搭載機器に電力として回収，供給される構成としてあ
る。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、人工衛星等の宇宙
機における電力回収構造に関し、特に、宇宙機の各発熱
部に熱電変換素子を配設し、宇宙機から放出される熱を
電力に変換，回収して廃熱の有効利用を図ることによ
り、太陽電池構造及び宇宙機全体の小型軽量化を実現す
るとともに、搭載機器の消費電力規格の緩和により製造
原価の低減も達成する宇宙機の電力回収構造に関する。

【０００２】

【従来の技術】一般に、人工衛星等の宇宙機では、宇宙
機の本体外表面に太陽電池が配設され、この太陽電池に
おいて太陽光を受光し、電力に変換して、宇宙機内部に
備えられた各種搭載機器に供給するようにしている。こ
の種の太陽電池の配設構造としては、宇宙機本体の外表
面に展開する太陽電池パドル系が採用されている。

【０００３】そして、太陽電池から供給された電力は、
各機器において消費された後、熱となって各搭載機器か
ら宇宙機本体へ熱伝導，熱輻射の形で伝導され、宇宙機
本体の外表面に設けられた放熱面から宇宙空間へ廃熱と
して放出されるようになっている。

【０００４】ところで、人工衛星等の宇宙機では、衛星
打ち上げ用のロケットのペイロードを十分に確保すると
ともに、衛星の長寿命化を図り、多様なミッションを達
成するため、可能な限り推進薬を搭載すると同時に、高
性能なミッション装置を搭載することがきわめて重要と
なる。従って、宇宙機のその他の部分については、充分
な小型，軽量化を図ることが要請され、太陽電池パドル
系も小型化，軽量化が要求される。

【０００５】

【発明が解決しようとする課題】しかしながら、近年の
宇宙機の大型化及び宇宙搭載機器の実装の高密度化，性
能の集積化の進展により、宇宙機内での消費電力は増加
傾向にある。特に、各搭載機器の機能の高集積化によ
り、従来の供給電力では十分でなく、各搭載機器に供給
される消費電力規格も厳しいものとなってきている。

【０００６】このため、従来の宇宙機における電力供給
方法では、宇宙機での消費電力を発生するための太陽電
池パドル系も大型化せざるを得ず、却って宇宙機の大型
化，重量の増大化がますます促進される結果となってい
た。

【０００７】その一方、高密度，高集積化した各種搭載
機器から発生する熱は、すべて宇宙機本体から宇宙空間
に廃熱として放出されており、この廃熱の有効利用が図
られていなかった。

【０００８】ここで、特開平６−８８９６号公報には、
宇宙機に照射される太陽光の熱を熱電変換器を用いて電
力に変換し、これを搭載機器のエネルギとして供給する
ようにした「宇宙総合エネルギ変換システム」が提案さ
れている。しかし、この技術は、宇宙機の反射鏡等に照
射される太陽光の熱を利用するというものであって、宇
宙機の各搭載機器から発生する熱を活用するといった思
想はなく、宇宙機内で発生した熱については、上述した
従来の場合と同様、すべて宇宙空間に放出されており、
廃熱が有効利用されることはなかった。

【０００９】本発明は、このような従来の技術が有する
問題を解決するために提案されたものであり、宇宙機の
各発熱部に熱電変換素子を配設し、宇宙機から放出され
る熱を電力に変換，回収して廃熱の有効利用を図ること
により、太陽電池構造及び宇宙機全体の小型軽量化を実
現するとともに、搭載機器の消費電力規格の緩和により
製造原価の低減も達成する宇宙機の電力回収構造の提供
を目的とする。

【００１０】

【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
本発明の請求項１記載の宇宙機の電力回収構造は、一又
は二以上の発熱部を有する宇宙機と、この宇宙機の発熱
部に配設される熱電変換素子と、この熱電変換素子に接
続された電力回収手段と、を備え、前記宇宙機の発熱部
から発せられる熱が、前記熱電変換素子により電力に変
換され、前記電力回収手段によって、当該宇宙機内に電
力として回収，供給される構成としてあり、請求項２で
は、前記熱電変換素子が配設される少なくとも一の発熱
部を、前記宇宙機の放熱面とし構成としてある。

【００１１】このような構成からなる本発明の宇宙機の
電力回収構造によれば、太陽電池により太陽光から変換
され、宇宙機の各搭載機器に分配された電力が、各搭載
機器の動作により消費されて熱に変換され、この熱が宇
宙機本体を熱伝導又は熱輻射の形で伝熱され、放熱面へ
到達する。

【００１２】そして、放熱面に到達した熱は、宇宙機外
の宇宙空間との間で、熱電変換素子の表裏に温度差をも
たらし、その温度差により電力を発生し、この熱電変換
素子において発生した電力が、再度、電力制御器，蓄電
池に供給される。また、熱電変換素子に到達した熱は、
放熱面から宇宙空間に放熱される。

【００１３】これにより、従来宇宙機から放出されてい
た廃熱を有効活用することが可能となり、太陽電池系の
小型化と、それに伴う宇宙機の小型軽量化を図ることが
できる。また、従来からの太陽電池による電力に加え
て、熱電変換素子においても電力が変換，供給されるの
で、宇宙機の搭載機器に充分な電力を供給することがで
き、各搭載機器の消費電力の規格を緩和することも可能
となり、宇宙機全体の製造原価の低減を図ることもでき
る。

【００１４】なお、本明細書中「発熱部」とは、宇宙機
の放熱面の他、宇宙機の各搭載機器の取付面，高発熱面
等、広く宇宙機において熱を発する部分を指す。

【００１５】具体的には、請求項３記載の宇宙機の電力
回収構造では、前記熱電変換素子が配設される少なくと
も一の発熱部を、前記宇宙機の搭載機器取付面としてあ
り、特に、請求項４では、この熱電変換素子が配設され
る少なくとも一の発熱部を、前記宇宙機の搭載機器の発
熱面とした構成としてある。

【００１６】このような構成からなる本発明の宇宙機の
電力回収構造によれば、宇宙機本体の放熱面だけでな
く、各搭載機器の取付面や高発熱面における発熱から電
力を回収することができ、より効率よく、有効に宇宙機
の廃熱を電力として再利用することが可能となる。

【００１７】さらに、請求項５記載の宇宙機の電力回収
構造では、前記熱電変換素子の表面に温度制御手段を配
設した構成としてある。具体的には、請求項６では、こ
の温度制御手段を光学系太陽反射器により構成してあ
り、また、請求項７では、この温度制御手段を熱制御塗
料により構成してあり、さらに、請求項８では、この温
度制御手段をサーマルルーバにより構成してある。

【００１８】このような構成からなる本発明の宇宙機の
電力回収構造によれば、放熱面に光学系太陽反射器や熱
制御用塗料，サーマルルーバを配設することで、熱電変
換素子の宇宙空間側の熱制御が可能となり、熱電変換素
子の表裏の温度差を調整して、変換効率及び発生電力量
を自由に制御することができ、各宇宙器に最適な量の電
力供給を実現することができる。

【００１９】

【発明の実施の形態】以下、本発明の宇宙機の電力回収
構造の実施の形態について、図面を参照して説明する。［第一実施形態］まず、本発明の宇宙機の電力回収構造
の第一の実施形態について図１及び図２を参照して説明
する。図１は、本発明の第一実施形態に係る宇宙機の電
力回収構造を示す要部拡大断面図である。また、図２
は、本発明の第一実施形態に係る宇宙機の電力回収構造
における電力供給経路を示す電気回路図である。

【００２０】これらの図において、まず図１に示すよう
に、本実施形態に係る宇宙機の電力回収構造は、人工衛
星等の宇宙機１の放熱面１ａに熱電変換素子１０を配設
したものである。

【００２１】宇宙機１は、図示しない各種の搭載機器が
実装，搭載されており、本体の外表面が放熱面１ａとな
っている。この放熱面１ａには、宇宙機１内の各搭載機
器が動作することにより発生した熱が、宇宙機１の本体
を熱伝導又は熱輻射することにより伝熱され、放熱面１
ａを介して宇宙空間に放熱されるようになっている。

【００２２】また、この宇宙機１には、図２に示すよう
に、太陽電池２（２ａ，２ｂ，２ｃ，２ｄ）が備えられ
るとともに、この太陽電池２に電力制御器３，蓄電池
４，電力分配器５，シャントデシペータ６が接続されて
いる。

【００２３】これにより、太陽電池２で太陽光が受光さ
れると、その太陽光が電力に変換され、電力制御器３，
蓄電池４，電力分配器５を介して、図示しない宇宙機１
の各搭載機器に電力が供給されるようになっている。ま
た、シャントデシペータ６によって、過剰な電力が各搭
載機器に供給されることがないよう、供給電力が制御さ
れる。

【００２４】そして、本実施形態では、このような構成
からなる宇宙機１の放熱面１ａの外表面に、熱電変換素
子１０を配設してある。この熱電変換素子１０は、放熱
面１ａ側と宇宙空間側との温度差により一定の起電力を
生ずるようになっており、放熱面１ａの外表面に接着剤
１０ａを介して接着されるとともに、電力制御器３，蓄
電池４，電力分配器５，シャントデシペータ６に電気的
に接続され、熱電変換素子１０で変換された電力の回収
手段となっている。

【００２５】このように、放熱面１ａに熱電変換素子１
０を配設することにより、宇宙機１の搭載機器から発し
た熱が放熱面１ａに伝導，到達することにより、宇宙機
１外の宇宙空間との間で、熱電変換素子１０の表裏に温
度差をもたらし、この温度差により電力が発生する。そ
して、この熱電変換素子１０において発生した電力が、
再度、電力制御器３，蓄電池４に供給され、宇宙機１の
各搭載機器に電力として分配，供給される。

【００２６】なお、図１に示した熱電変換素子１０は、
宇宙機１の一の放熱面１ａに一つの熱電変換素子１０が
配設してあるが、これに限定されるものではなく、二以
上の放熱面１ａに対して、二以上の熱電変換素子１０を
配設することも勿論可能である。

【００２７】また、熱電変換素子１０は、宇宙機１の放
熱面１ａに配設する場合だけでなく、宇宙機１において
熱を発する他の部分にも配設することができる。例え
ば、宇宙機１の図示しない搭載機器の取付面に熱電変換
素子１０を配設し、搭載機器と宇宙器１の本体パネルと
の間に位置させるようにすることもでき、また、搭載機
器の高発熱面に直接熱電変換素子１０を配設するように
してもよい。

【００２８】このようにすると、宇宙機１の放熱面１ａ
だけでなく、各搭載機器の取付面や高発熱面における発
熱からも電力を回収することができ、より効率よく、有
効に宇宙機の廃熱を電力として再利用することが可能と
なる。

【００２９】また、熱電変換素子１０における変換後の
電力は、図１に示した電力制御器３や蓄電池４に供給す
る場合だけでなく、各搭載機器に直接供給するようにし
てもよい。さらに、図示しないが、熱電変換素子１０で
発生した電力専用の蓄電池等の機器を設けて、この専用
の蓄電池に電力を供給，蓄積することもできる。

【００３０】次に、このような構成からなる本実施形態
の宇宙機の電力回収構造の動作について説明する。ま
ず、宇宙機１に必要とされる電力は、宇宙機１に実装さ
れた太陽電池２（２ａ，２ｂ，２ｃ，２ｄ）において、
太陽光が電力に変換される。そして、この太陽電池２で
変換された電力は、図２に示すように、電力制御器３，
蓄電池４等に供給され、電力分配器５から各搭載機器に
分配される。

【００３１】各搭載機器に分配された電力は、各搭載機
器の動作により消費され、熱に変換される。そして、こ
の各搭載機器により発せられた熱は、宇宙機１の本体を
経由して熱伝導又は熱輻射の形で伝熱され、放熱面１ａ
に到達する。放熱面１ａに到達した熱は、宇宙空間との
間で、熱電変換素子１０の表裏に温度差をもたらし、こ
の温度差によって熱電変換素子１０に電力を発生する。

【００３２】この熱電変換素子１０において発生した電
力が、再度、電力制御器３，蓄電池４等に供給され、宇
宙機１の各搭載機器に電力として分配，供給される。な
お、熱電変換素子１０において電力に変換されなかった
余剰熱については、放熱面１ａを介して宇宙空間に放熱
されることになる。

【００３３】このように本実施形態の宇宙機の電力回収
構造によれば、宇宙樹１の各搭載機器の動作によって発
生した熱が放熱面へ到達することにより、放熱面に到達
した熱は、宇宙機外の宇宙空間との間で、熱電変換素子
の表裏に温度差をもたらし、その温度差により熱電変換
素子１０に起電力を発生させる。そして、この熱電変換
素子１０において発生した電力を、再度、電力制御器
３，蓄電池４等を介して、宇宙機１の各搭載機器に供給
することができる。

【００３４】これにより、従来宇宙機１から宇宙空間に
放出されていた廃熱を有効活用することが可能となり、
太陽電池２等の小型化が可能となると同時に、これに伴
い宇宙機１の全体の小型軽量化を図ることができる。

【００３５】また、従来からの太陽電池による電力に加
えて、熱電変換素子１０においても電力が変換，供給さ
れるので、宇宙機１の搭載機器に充分な電力を供給する
ことができ、各搭載機器の消費電力の規格を緩和するこ
とも可能となり、宇宙機１全体の製造原価の低減を図る
こともできる。

【００３６】［第二実施形態］次に、本発明の宇宙機の
電力回収構造の第二の実施形態について図を参照して説
明する。図３は、本発明の第二実施形態に係る宇宙機の
電力回収構造を示す要部拡大断面図である。

【００３７】同図に示すように、本実施形態では、宇宙
機１の放熱面１ａに配設された熱電変換素子１０の表面
に温度制御手段を配設してあり、この温度制御手段とし
て、本実施形態では、光学系太陽反射器２０を採用して
ある。この光学系太陽反射器２０は、図３に示すよう
に、熱電変換素子１０とほぼ同形に形成したものを、接
着剤２０ａを介して、熱電変換素子１０の表面に密着配
設してある。

【００３８】ここで、光学系太陽反射器２０としては、
宇宙機１に照射される太陽光を反射するものであればど
のようなものでもよく、一般には、鏡面体などを用いて
構成される。

【００３９】このように、熱電変換素子１０を備えた宇
宙機１の放熱面１ａに光学系太陽反射器２０を配設する
ことによって、宇宙機１に照射される太陽光の熱によっ
て熱電変換素子１０が加熱されず所定の温度に熱制御す
ることができ、素子表裏面の温度差を電力変換に最適な
値に保つことができる。

【００４０】これによって、熱電変換素子１０における
変換効率や発生電力量を自由に制御することが可能とな
り、熱電変換素子１０における電力変換がより効率よく
行えるようになる。従って、この光学系太陽反射器２０
の太陽光の反射率を各宇宙機１ごとに、調整，変更する
ことによって、各宇宙機１に対応した最適な電力変換効
率や発生電力量を得ることができる。

【００４１】［第三実施形態］次に、本発明の宇宙機の
電力回収構造の第三の実施形態について図を参照して説
明する。図４は、本発明の第三実施形態に係る宇宙機の
電力回収構造を示す要部拡大断面図である。

【００４２】同図に示すように、本実施形態では、上述
した第二実施形態における温度制御手段として、光学系
太陽反射器２０に代えて、熱制御塗料３０を採用してあ
る。すなわち、本実施形態の熱電変換素子１０は、その
表面の全体にわたって熱制御塗料３０が塗布等の手段で
配設してある。

【００４３】ここで、熱制御塗料３０としては、宇宙機
１に照射される太陽光を反射する塗料であり、その反射
率により種々の塗料を使用することができる。例えば、
熱電変換素子１０の表裏の温度差を大きくしたい場合に
は、太陽光の反射率が高い白色系の熱制御塗料を使用
し、逆に、熱電変換素子１０の表裏の温度差を比較的小
さくする場合には、太陽光を吸収しやすい黒色系の熱制
御塗料を使用する。

【００４４】このような構成からなる本実施形態によっ
ても、上述した第二実施形態の場合と同様、宇宙器１の
放熱面１ａに配設した熱電変換素子光１０の表面に熱制
御用塗料３０を配設することで、熱電変換素子１０の熱
制御が可能となり、電力の変換効率や発生電力量を自由
に制御することが可能となる。

【００４５】なお、このような熱制御手段としては、上
述した第二及び第三実施形態におけるものに限定される
ものではなく、熱電変換素子１０の温度制御手段として
有効に機能するものであればどのような手段であっても
よい。例えば、熱電変換素子１０の表面側にサーマルル
ーバ（屋根窓型熱制御装置）４０を配設することもでき
る。

【００４６】このように、サーマルルーバ４０を配設す
ることによって、サーマルルーバ４０を開閉駆動させる
ことで、熱電変換素子１０への太陽光の照射を自由に制
御することができ、同一の宇宙機１において、熱電変換
素子１０における電力の変換効率や発生電力量を自由に
変更，調節することが可能となる。これにより、上述し
た光学系太陽反射器２０や熱制御用塗料３０を設ける場
合と比較して、さらに熱電変換を効率よく行うことがで
きる。

【００４７】

【発明の効果】以上説明したように本発明の宇宙機の電
力回収構造によれば、宇宙機の各発熱部に熱電変換素子
を配設し、宇宙機が発する熱を電力に変換，回収して廃
熱の有効利用を図ることにより、太陽電池構造及び宇宙
機全体の小型軽量化を実現するとともに、搭載機器の消
費電力規格の緩和により製造原価の低減も達成すること
ができる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の第一実施形態に係る宇宙機の電力回収
構造を示す要部拡大断面図である。

【図２】本発明の第一実施形態に係る宇宙機の電力回収
構造における電力供給経路を示す電気回路図である。

【図３】本発明の第二実施形態に係る宇宙機の電力回収
構造を示す要部拡大断面図であ

【図４】本発明の第三実施形態に係る宇宙機の電力回収
構造を示す要部拡大断面図である。

【図５】本発明の第三実施形態に係る宇宙機の電力回収
構造の変形実施形態を示す要部拡大断面図である。

【符号の説明】

１宇宙機１ａ放熱面２太陽電池３電力制御器４蓄電池５電力分配器１０熱電変換素子２０光学系太陽反射器３０熱制御用塗料４０サーマルルーバ

─────────────────────────────────────────────────────

【手続補正書】

【提出日】平成１１年２月１８日

【手続補正１】

【補正対象書類名】明細書

【補正対象項目名】特許請求の範囲

【補正方法】変更

【補正内容】

【特許請求の範囲】

【手続補正２】

【補正対象書類名】明細書

【補正対象項目名】００１０

【補正方法】変更

【補正内容】

【００１０】

【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
本発明の請求項１記載の宇宙機の電力回収構造は、内部
に搭載機器が実装，搭載され、この搭載機器の動作によ
り消費された電力が熱に変換されることにより発熱する
一又は二以上の発熱部を有する宇宙機と、この宇宙機の
発熱部に配設される熱電変換素子と、この熱電変換素子
に接続された電力回収手段と、を備え、前記宇宙機の発
熱部から発せられる熱が、前記熱電変換素子により電力
に変換され、前記電力回収手段によって、当該宇宙機内
に電力として回収，供給されることにより、前記宇宙機
から発せられる廃熱を前記搭載機器の電力として利用す
る構成としてあり、請求項２では、前記熱電変換素子が
配設される少なくとも一の発熱部を、前記宇宙機の放熱
面とし構成としてある。

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】一又は二以上の発熱部を有する宇宙機
と、この宇宙機の発熱部に配設される熱電変換素子と、この熱電変換素子に接続された電力回収手段と、を備
え、前記宇宙機の発熱部から発せられる熱が、前記熱電変換
素子により電力に変換され、前記電力回収手段によっ
て、当該宇宙機内に電力として回収，供給されることを
特徴とする宇宙機の電力回収構造。
【請求項２】前記熱電変換素子が配設される少なくと
も一の発熱部が、前記宇宙機の放熱面である請求項１記
載の宇宙機の電力回収構造。
【請求項３】前記熱電変換素子が配設される少なくと
も一の発熱部が、前記宇宙機の搭載機器取付面である請
求項１又は２記載の宇宙機の電力回収構造。
【請求項４】前記熱電変換素子が配設される少なくと
も一の発熱部が、前記宇宙機の搭載機器の発熱面である
請求項１，２又は３記載の宇宙機の電力回収構造。
【請求項５】前記熱電変換素子の表面に温度制御手段
を配設した請求項１，２，３又は４記載の宇宙機の電力
回収構造。
【請求項６】前記温度制御手段が光学系太陽反射器で
ある請求項５記載の宇宙器の電力回収構造。
【請求項７】前記温度制御手段が熱制御塗料である請
求項５記載の宇宙機の電力回収構造。
【請求項８】前記温度制御手段がサーマルルーバであ
る請求項５記載の宇宙機の電力回収構造。