JPS63145020A - 宇宙飛翔体熱移動・熱制御積層複合材料 - Google Patents

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。

Description

【発明の詳細な説明】 ［産業上の利用分野］ 本発明は、人工衛星等の宇宙飛翔体の表面に配設し、該
宇宙飛翔体と宇宙空間との間における熱移動・熱制御に
供する熱制御材料に関するものである。

［従来の技術］ 宇宙飛翔体は、軌道上で一り５０℃〜＋１５０℃程度の
熱真空環境に曝され、その移動に伴って真空中にて高温
状態と低温状態とが繰り返えされるヒートサイクルが印
加される苛酷な環境条件下で飛翔体内部の搭載機器類を
許容動作温度域内に保持するために該飛翔体表面に熱移
動・熱制御材料が配設される。

これらの熱移動・熱制御材料のうち熱反射層は、太陽光
とともに印加される外部輻射熱を反射し飛翔体内部の温
度が異常に高くなることを防止し、又、熱放射層は、該
飛翔体内部の機器にエネルギーを供給するための電源等
から発生する熱を赤外線として該飛翔体外部の宇宙空間
に放射する機能を有している。

以上説明した宇宙飛翔体において、第１図は、一般的な
熱移動・熱制御材料の構成を示す図であり、図において
、（１）は透明高分子フィルム等からなる熱放射層、（
２）は熱放射層（１）の裏面に金属蒸着された熱反射層
、（３）は熱反射層（２）の地上での酸化を防止するた
めの保護層、（４）は熱移動・熱制御材料本体、（５）
は人工衛星などの宇宙飛翔体の構体パネル、（δ）は熱
制御材料本体（４）を構体パネル（５）に貼り付けるた
めの接着剤である。

このような熱移動・熱制御材料本体（４）の材質として
は、従来熱放射層（１）としてテフロン（フルオロエチ
レンプロピレン共重合体）、熱放射層（１）の裏面に配
する熱反射層（２）として銀の層を蒸着させ、又上記保
護層としてインコネル合金層を配した「銀蒸着テフロン
」積層複合材料があった。

又、「アルミ蒸着カプトン」積層複合材料として熱放射
層（１）としてカプトンを使用し上記熱反射層（２）と
してアルミニウムを蒸着させ保護層（３）を配しない２
層型材料も考えられる。

さらに、溶融石英を熱放射層（１）として配し、熱反射
層（２）は銀蒸着層で構成し、インコネル合金バルクに
よる保護層（３）を形成する「銀蒸着石英」型積層複合
材料も考えられる。

このような構成を有する従来の積層複合材料は、熱反射
層（４）及び保護層（３）は、構体パネル（５）に電気
的に接地されて成るものであった。

次に従来例の作用について説明する。

宇宙飛翔体は、上述のように軌道上で一り５０℃〜＋１
５０℃程度のヒートサイクル印加の真空環境という苛酷
な環境条件においても太陽光とともに印加される外部輻
射熱を反射し、該宇宙飛翔体内部の温度が異常昇温する
のを防止する作用とともに該飛翔体内部発生の熱を該飛
翔体外部の宇宙空間に放射する作用を有するものである
。

従って、これらの人工衛星構体表層に配される熱移動・
熱制御材料の特性は太陽光をどの程度吸収するかを示す
太陽光吸収率α　と人工衛星内部から発生する熱をどの
程度放射するかを示す熱放射率の作用により宇宙飛翔体
内部に搭載した各種機器の宇宙における熱真空環境に対
する保護機能を生むものである。

［発明が解決しようとする問題点］ 宇宙飛翔体に配される熱制御材料は、熱真空環境のみな
らず、放射線やプラズマといった宇宙空間のきびしい環
境条件に曝される。

このような苛酷な環境において、従来例に関する銀蒸着
テフロン複合材料は、放射線により劣化しやすく、テフ
ロンバルクの抵抗率が大きいために、プラズマ中の電子
により帯電し、その結果、宇宙飛翔体の表層電位が高ま
ることにより、逆にこの大きな電位差を要因として放電
しやすいといった問題点があった。第４図には、膜厚２
５μ０の銀蒸着テフロンの電子線照射による帯電及び放
電特性を示しである。

又、銀蒸着テフロンや銀蒸着石英は反射層である銀蒸着
層か地上で酸化し易く、酸化防止のために保護層として
インコネル合金を蒸着しなければならず製造工程が複雑
になり、又銀蒸着石英は、飛翔体への貼り付けなどの作
業において割れたりクラックが発生する問題点もあった
。

更に、アルミ蒸告カプトンは、カプトンフィルム自身が
黄褐色であるため、太陽光吸収率α　か大きいという問
題点があった。

本発明は、上記のような問題点を解するためになされた
もので、放射線による劣化やプラズマ中の電子による帯
電や放電が生じに＜＜、製造工程が単純で作業性もよく
、しかも、特性も良好な熱制御材料を得ることを目的と
している。

［問題点を解決するための手段］ 本発明に関する宇宙飛翔体熱移動・熱ル制御材料はポリ
エーテルエーテルケトン（Ｐ　Ｅ　Ｅ　Ｋ）フィルムの
裏側にアルミニウム蒸着層を設けて成るものである。

［作用］ 本発明における宇宙飛翔体熱移動・熱制御材料は、対外
からの放射線印加に対して劣化しにくく、又帯電現象か
や放電現象が生じにくい作用かある。

また、独立した保護層を表層に設ける必要もない。

さらに、ポリエーテルエーテルケトン（ＰＥＥＫ）は、
無色透明の高分子フィルムであるので特性のみならず加
工作業性も良好である。

［実施例］ 以下本発明に関する一実施例を図を参照して説明する。

熱制御材料の基本的構成を示す第１図において、熱放射
層（１）としてポリエーテルエーテルケトンフィルム（
ＰＥＥＫフィルム）を配し、該ポリエーテルエーテルフ
ィルムの表層を充分に洗浄した後乾燥させ１０　”−’
Ｔ　ｏｒｒ以上の高真空を発生し得るベルジャ内に配し
、蒸発源内に投入しである銀を蒸発させるため、電子ビ
ーム加熱、通電加熱等により蒸発源を加熱させる。この
際１０　　Ｔｏｒｒ　〜１　’０−５Ｔ　ｏｒｒの高真
空を実用的に得るためには、ロータリポンプとメカニカ
ルブースタポンプを直列に配設し、メカニカルブースタ
ポンプの延長配管上にディフュージョンポンプを配設し
、１０　　Ｔｏｒｒ　〜１０−３Ｔｏｒｒ程度の中真空
に到達したら、ロータリポンプ及びメカニカルブースタ
ポンプを運転させつつ、ディフュージョンポンプを作動
させ、蒸着に必要な１Ｏ−４Ｔｏｒｒ程度以上の高真空
を得ると良い。

反射層（２）としてのアルミニウム層を蒸着で得るには
、蒸発源にアルミニウムを投入し、所定のｌ！ｉ度で蒸
着させることになる。その結果本実施例では、アルミニ
ウムの膜厚が５０μｍになるのを時間・膜厚監視装置で
管理し、真空をブレイクして取り出した。

以上のように熱放射層（１）にポリエーテルエーテルフ
ィルムを配し、反射層（２）にアルミニウム層を配する
と保護層（３）は不要でも機能し得るものである。

以下作用を説明すると、ポリエーテルエーテルケトンに
は１０９ｒａｄ程度の耐放射線性機能を有しており、帯
電放電に関しても、第２図に示すように、第４図に示し
た厚さ２５μｍの銀蒸着テフロンよりも厚いにも拘らず
帯電電位が一７ｋＶ程度で飽和し全く放電は生じない。

更に、熱制御材料としての特性は第１表に示すようにア
ルミ蒸着カプトンに比較すると、太陽光吸収率α　が０
．１９であり、宇宙空間に接触する外壁に照射される太
陽エネルギーの低吸収の点て良好であり、同時に熱放射
率の点でも　０．６５となり、かなり良好である。そし
て、耐放射線性、帯電性、放電性にバランス良く優れ作
業性の良い宇宙飛翔体熱制御材料を提供することができ
る。

第１表 なお上記実施例では、熱放射層（１）としてのポリエー
テルエーテルケトンフィルムが宇宙側に露出したものを
示したが、ポリエーテルエーテルケトンフィルムの表面
に酸化インジウム錫や酸化インジウムなどの透明導電性
コーティング層を設け、それを確実に構体パネル（５）
に電気的に設置してもよい。第３図にその熱制御材料本
体（４）の構成を示す。（１１）は透明導電性コーティ
ング層である。この場合、熱放射層（１）のポリエーテ
ルエーテルケトンフィルムの表面は、構体パネル（５）
と同じ電位になるので帯電が全く生じない。

（比較例工） カプトンを洗浄、乾燥し実施例と同様の手段にてアルミ
ニウムを蒸着し、５０μｍとした。その結果、太陽光吸
収率α　は０．４０であり、熱放射率εが０．６５であ
ったが、耐放射線性が本発明実施例に比較し不充分であ
った。

（比較例■） 銀蒸着テフロンを洗浄、乾燥し実施例と同ｔｉの手段に
よりアルミニウムを蒸着した結果、太陽光吸収率α　は
０．０９　、熱放射率εがｏ、６の複合＋７１料を得た
が、耐放射線性が本発明実施例に対し及ばなかった。

（比較例■） 石英に銀を蒸着したフィルムを洗浄、乾燥し実施例と同
様の手段により複合材料を作成すると太陽光吸収率α　
は０．０８　、熱放射率εは０．９てあったか、耐放射
線性が得られなかった。

［発明の効果］ 以上のよに本発明によれば、宇宙飛翔体の熱移動・熱制
御材料をポリエーテルエーテルフィルムの裏面にアルミ
ニウム蒸着層を設けた（１４成にしたので、耐放射線性
、耐帯電放電性に優れ、作業性も良好な熱制御材料を提
供できるので、信頼性の高い宇宙飛翔体システムを構築
できるという効果がある。

【図面の簡単な説明】

第１図は一般的な熱制御材料の構成図、第２図は本発明
の一実施例においてアルミ蒸着ポリエーテルエーテルケ
トンに電子線を照射した時の帯電特性図、第３図はこの
発明の他の実施例の構成図、第４図は従来の銀蒸着テフ
ロンに電子線を照射した時の帯電放電特性を示す図であ
る。 図において、（１）は熱放射層、（２）は反射層、（４
）は熱制御材料本体、（１１）は透明導電性コーティン
グ層である。 なお、図中、同一符号は同一、又は相当部分を示す。 代理人　弁理士　大　岩　増　雄 （他　２名） １　図 １：熱放射層 ２：反射層 ３：保護層 ４：熱制御材料本体 ５：構体パネル ６：接着材 ｊ１２　　図 時　　　　間　　　（分） １１：透明導電性コーティング層 第４図 ｏ２０　　　　　　４０　　−　　　６０時　　　間 手続補正書　゛自発ゝ 昭和　　年　　月　　日 １、事件の表示　　　特願昭　６１−２９３１５３号２
、発明の名称 宇宙飛翔体熱移動・熱制御積層腹合祠料３、補正をする
者 代表者志岐守哉 ４、代理人 ５　補正の対象 門口１ｌ−Ｘｆの発明の詳細な説明及び１２１面。

Claims (2)

【特許請求の範囲】
1. （１）熱真空環境に曝される宇宙飛翔体熱移動・熱制御
   複合材料において、ポリエーテルエーテルケトンフィル
   ムの裏面にアルミニウム蒸着層をコーティングすること
   を特徴とする宇宙飛翔体熱移動・熱制御積層複合材料。
2. （２）熱真空環境に曝される宇宙飛翔体熱移動・熱制御
   複合材料において、ポリエーテルエーテルケトンフィル
   ムの表面に透明導電性コーティング層を配設することを
   特徴とする特許請求の範囲第１項記載の宇宙飛翔体熱移
   動・熱制御積層複合材料。