JPS63207799A - 人工衛星の熱制御装置 - Google Patents
人工衛星の熱制御装置Info
- Publication number
- JPS63207799A JPS63207799A JP3752187A JP3752187A JPS63207799A JP S63207799 A JPS63207799 A JP S63207799A JP 3752187 A JP3752187 A JP 3752187A JP 3752187 A JP3752187 A JP 3752187A JP S63207799 A JPS63207799 A JP S63207799A
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- JP
- Japan
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- temperature
- heat
- equipment
- thermal conductivity
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- Pending
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- 239000012782 phase change material Substances 0.000 claims description 3
- 229910021542 Vanadium(IV) oxide Inorganic materials 0.000 description 8
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- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 4
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- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 1
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Landscapes
- 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搭載機器の熱制御装置に関する。
（従来の技術およびその問題点）
人工衛星に搭載される機器は太陽熱や筐体内の搭＃Ｃ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
状態などに明言れる０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、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。高真空の宇
宙空間では空気の対流による冷却は行えないから、ヒー
トシンクは搭載機器に接触きせて取り付けられる０機器
から発生した熱は接触面を伝ってヒートシンクへ移動し
、宇宙空間へ放散し機器の温度が過度に上昇することが
肪止される。しかし、機器の発熱量が多く高温のときは
もちろん発熱量が少なくて低温であるときも、絶対零度
に近い低温の宇宙空間に晒きれたヒートシンクと搭載機
器との間には大きな温度差がある。従って、搭載機器は
その熱をヒートシンクに絶え間なく奪われて冷却される
。このようにして失われる熱が搭載機器自身の発熱や太
陽熱などで補充される間、搭載機器の温度は許容範囲内
に留るが、熱の補給が絶えると、機器の温度は許容範囲
の下限を下回ることがある。そこで、このような状態の
ときに搭載機器を加熱するためにヒータが装備される。
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
状態などに明言れる０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、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。高真空の宇
宙空間では空気の対流による冷却は行えないから、ヒー
トシンクは搭載機器に接触きせて取り付けられる０機器
から発生した熱は接触面を伝ってヒートシンクへ移動し
、宇宙空間へ放散し機器の温度が過度に上昇することが
肪止される。しかし、機器の発熱量が多く高温のときは
もちろん発熱量が少なくて低温であるときも、絶対零度
に近い低温の宇宙空間に晒きれたヒートシンクと搭載機
器との間には大きな温度差がある。従って、搭載機器は
その熱をヒートシンクに絶え間なく奪われて冷却される
。このようにして失われる熱が搭載機器自身の発熱や太
陽熱などで補充される間、搭載機器の温度は許容範囲内
に留るが、熱の補給が絶えると、機器の温度は許容範囲
の下限を下回ることがある。そこで、このような状態の
ときに搭載機器を加熱するためにヒータが装備される。
ヒータにはサーモスタットのような付属部品が必要であ
る。ヒータの消費電力は大きく、その上ヒータとその付
属部品を装備しただけＭ頼性が低下する。これらのこと
は、消費電力や信頼性の面で厳しい制約を受ける人工衛
星とその搭載機器の設計上の大きな障害になっている。
る。ヒータの消費電力は大きく、その上ヒータとその付
属部品を装備しただけＭ頼性が低下する。これらのこと
は、消費電力や信頼性の面で厳しい制約を受ける人工衛
星とその搭載機器の設計上の大きな障害になっている。
本発明の目的は、ヒータで熱量を補わなくても搭載機器
が過冷却されることのない、人工衛星の熱制御装置を提
供することにある。
が過冷却されることのない、人工衛星の熱制御装置を提
供することにある。
（問題点を解決するための手段）
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熱伝導率が高く、前記温度よ
り低い温度範囲では熱伝導率の低い相転移物質からなり
、人工衛星の搭載機器とヒートシンクとの間にそれらと
接触して配置したことを特徴とする。
温度より高い温度範囲では熱伝導率が高く、前記温度よ
り低い温度範囲では熱伝導率の低い相転移物質からなり
、人工衛星の搭載機器とヒートシンクとの間にそれらと
接触して配置したことを特徴とする。
（実施例）
第１図に本発明の一実施例を示す。
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
、これを層状に成形して熱制御装置１とした。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
温域では金属的性質を示して熱伝導率が高くなり、遷移
温度より低温域では絶縁体に近い性質を示して熱伝導率
が低くなる。
、これを層状に成形して熱制御装置１とした。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
温域では金属的性質を示して熱伝導率が高くなり、遷移
温度より低温域では絶縁体に近い性質を示して熱伝導率
が低くなる。
搭載機器３の発熱量が多い間は、その熱によって温めら
れて、熱制御装置１の二酸化バナジウム層は遷移温度よ
り高温に保たれる。この温度域では二酸化バナジウムの
熱伝導率は高いから搭載機器３からの発熱は高い効率で
ヒートシンク２に導かれ宇宙空間に放散きれて、搭載機
器３の温度は過度に上昇することなく許容温度範囲内に
保たれる。搭載機器３が例えば休止状態または間歇的な
作動状態に移り発熱量が減ると、搭載機器３かもの熱の
補給が不充分になるからヒートシンク２に冷却されて熱
制御装置１の温度は下降する。遷移温度まで下降すると
二酸化バナジウムは相転移を起こして、その熱伝導率は
低くなる。上に記したようにこの時搭載機器３とヒート
シンク２との間にはまだ大きな温度差があるが、熱伝導
率の低くなった熱制御装置１が熱の移動を遮断するから
搭載機器３は過冷却されることなく、許容温度範囲内に
保たれる。
れて、熱制御装置１の二酸化バナジウム層は遷移温度よ
り高温に保たれる。この温度域では二酸化バナジウムの
熱伝導率は高いから搭載機器３からの発熱は高い効率で
ヒートシンク２に導かれ宇宙空間に放散きれて、搭載機
器３の温度は過度に上昇することなく許容温度範囲内に
保たれる。搭載機器３が例えば休止状態または間歇的な
作動状態に移り発熱量が減ると、搭載機器３かもの熱の
補給が不充分になるからヒートシンク２に冷却されて熱
制御装置１の温度は下降する。遷移温度まで下降すると
二酸化バナジウムは相転移を起こして、その熱伝導率は
低くなる。上に記したようにこの時搭載機器３とヒート
シンク２との間にはまだ大きな温度差があるが、熱伝導
率の低くなった熱制御装置１が熱の移動を遮断するから
搭載機器３は過冷却されることなく、許容温度範囲内に
保たれる。
第１図に示した実施例および搭載機器３とヒートシンク
２とを接触して配置する従来例における、搭載機器の発
熱量Ｑと温度Ｔのグラフを第２図に示す、このグラフに
おいて、Ｔｏはヒートシンクの温度、Ｔｅは二酸化バナ
ジウムが相転移を起こす遷移温度、またＴｍａｘｅＴａ
ｌｓはそれぞれ搭載機器３の許容温度範囲の上限と下限
であり、Ｑ ｇａｍｅ Ｑ＋ｍ１ｍは搭載機器３の発熱
量のそれぞれ上限と下限である。２物体間の熱の移動量
はそれら物体の温度差および２物体間の熱伝導率に比例
する。
２とを接触して配置する従来例における、搭載機器の発
熱量Ｑと温度Ｔのグラフを第２図に示す、このグラフに
おいて、Ｔｏはヒートシンクの温度、Ｔｅは二酸化バナ
ジウムが相転移を起こす遷移温度、またＴｍａｘｅＴａ
ｌｓはそれぞれ搭載機器３の許容温度範囲の上限と下限
であり、Ｑ ｇａｍｅ Ｑ＋ｍ１ｍは搭載機器３の発熱
量のそれぞれ上限と下限である。２物体間の熱の移動量
はそれら物体の温度差および２物体間の熱伝導率に比例
する。
従って、従来例の場合搭載機器３とヒートシンク２の間
の熱伝導率をＫとすると、 Ｑ−Ｋ（’ｒ−’ｒｅ） （１）
となる。（１）式を変形すると Ｔ■１／に−Ｑ＋ＴＩ （２）
となり、破線のようなグラフになる。このグラフが示す
ように、従来例では搭載機器３の温度Ｔは発熱量に比例
して変化するから、発熱！ＬＱ、以下では許容温度範囲
の下限Ｔ Ｍ ｌ ｍより低くなる。
の熱伝導率をＫとすると、 Ｑ−Ｋ（’ｒ−’ｒｅ） （１）
となる。（１）式を変形すると Ｔ■１／に−Ｑ＋ＴＩ （２）
となり、破線のようなグラフになる。このグラフが示す
ように、従来例では搭載機器３の温度Ｔは発熱量に比例
して変化するから、発熱！ＬＱ、以下では許容温度範囲
の下限Ｔ Ｍ ｌ ｍより低くなる。
従って、搭載機器３を加熱して許容温度範囲内に保つた
めのヒータが必要になる。
めのヒータが必要になる。
次に、本実施例の場合、Ｋ１１．ＫＬを二酸化バナジウ
ムの遷移温度Ｔｃよりそれぞれ高温域と低温域での熱伝
導率とすると、（２）式は ’ｒ＞’ｒｅのときは、Ｔ−１／ＫＫ−Ｑ＋’ｒ＊（３
）となり、 ’ｒ＜’ｒｃのときは、Ｔ −１／ Ｋ Ｌ−Ｑ ＋
Ｔ 。
ムの遷移温度Ｔｃよりそれぞれ高温域と低温域での熱伝
導率とすると、（２）式は ’ｒ＞’ｒｅのときは、Ｔ−１／ＫＫ−Ｑ＋’ｒ＊（３
）となり、 ’ｒ＜’ｒｃのときは、Ｔ −１／ Ｋ Ｌ−Ｑ ＋
Ｔ 。
（４）となる。
ＫＩＩは充分大きいから、搭載機器３とヒートシンク２
の間の熱の移動を妨げない、従ってＴ＞ＴＣの範囲では
、搭載機器３とヒートシンク２の間の熱伝導率は、二酸
化バナジウムの層が介在しない場合の熱伝導率Ｋに実質
的に等しいと考えてよい。よって、Ａで示した（３）式
のグラフは破線のグラフと一致し、搭載機器３は従来例
と同様に、効果的に冷却される。また、’ｒ＜’ｒｅの
範囲において、ＫＬは小さく従ってグラフの勾配は（２
）式より大きく、Ｙ軸との交点はＴ６であるから（４）
式はＢで示した実線のグラフになる。
の間の熱の移動を妨げない、従ってＴ＞ＴＣの範囲では
、搭載機器３とヒートシンク２の間の熱伝導率は、二酸
化バナジウムの層が介在しない場合の熱伝導率Ｋに実質
的に等しいと考えてよい。よって、Ａで示した（３）式
のグラフは破線のグラフと一致し、搭載機器３は従来例
と同様に、効果的に冷却される。また、’ｒ＜’ｒｅの
範囲において、ＫＬは小さく従ってグラフの勾配は（２
）式より大きく、Ｙ軸との交点はＴ６であるから（４）
式はＢで示した実線のグラフになる。
このグラフが示すように、発熱量がＱ ａ ｌ ｍのと
きの搭載機器３の温度は、破線で示した従来例ではＴ
ａ Ｉ ｍより低いＴ１となるのに対して、許容範囲内
のＴ、である、このように、搭載機器３の温度はＴ、よ
り低くならず、従ってヒータは不要である。
きの搭載機器３の温度は、破線で示した従来例ではＴ
ａ Ｉ ｍより低いＴ１となるのに対して、許容範囲内
のＴ、である、このように、搭載機器３の温度はＴ、よ
り低くならず、従ってヒータは不要である。
（発明の効果）
このように、本発明の熱制御装置は人工衛星の搭載機器
を、それが高温のときは冷却し、それが低温のときは保
温して、許容温度範囲内に保つ。
を、それが高温のときは冷却し、それが低温のときは保
温して、許容温度範囲内に保つ。
従ってヒータは不要であり、電力の大きな節約と信頼性
の向上に寄与する。
の向上に寄与する。
第１図は本発明の一使用例の断面図である。第２図は第
１図に示した実施例および従来例における搭載機器の発
熱量と温度の関係を示したグラフである。 １・・・熱制御装置、２・・・ヒートシンク、３・・・
搭載機器。
１図に示した実施例および従来例における搭載機器の発
熱量と温度の関係を示したグラフである。 １・・・熱制御装置、２・・・ヒートシンク、３・・・
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熱伝導
率が高く、前記温度より低い温度範囲では熱伝導率の低
い相転移物質からなり、人工衛星の搭載機器とヒートシ
ンクとの間にそれらと接触して配置したことを特徴とす
る人工衛星の熱制御装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3752187A JPS63207799A (ja) | 1987-02-20 | 1987-02-20 | 人工衛星の熱制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3752187A JPS63207799A (ja) | 1987-02-20 | 1987-02-20 | 人工衛星の熱制御装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS63207799A true JPS63207799A (ja) | 1988-08-29 |
Family
ID=12499849
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP3752187A Pending JPS63207799A (ja) | 1987-02-20 | 1987-02-20 | 人工衛星の熱制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS63207799A (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1170208A2 (en) | 2000-07-07 | 2002-01-09 | Nec Corporation | Thermal control method and device |
| JP2008045207A (ja) * | 2006-08-10 | 2008-02-28 | Boeing Co:The | 熱制御コーティング、コンポーネントの温度を制御する方法、および熱制御コーティングを含む宇宙船のコンポーネント |
| JP2014210835A (ja) * | 2013-04-17 | 2014-11-13 | 独立行政法人理化学研究所 | 蓄熱材 |
| JP2015071795A (ja) * | 2015-01-21 | 2015-04-16 | 独立行政法人理化学研究所 | 蓄熱材 |
| WO2015104874A1 (ja) * | 2014-01-07 | 2015-07-16 | 株式会社村田製作所 | 電子機器 |
-
1987
- 1987-02-20 JP JP3752187A patent/JPS63207799A/ja active Pending
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1170208A2 (en) | 2000-07-07 | 2002-01-09 | Nec Corporation | Thermal control method and device |
| US7267866B2 (en) | 2000-07-07 | 2007-09-11 | Nec Corporation | Heat control method and heat controller |
| JP2008045207A (ja) * | 2006-08-10 | 2008-02-28 | Boeing Co:The | 熱制御コーティング、コンポーネントの温度を制御する方法、および熱制御コーティングを含む宇宙船のコンポーネント |
| JP2014210835A (ja) * | 2013-04-17 | 2014-11-13 | 独立行政法人理化学研究所 | 蓄熱材 |
| US9884983B2 (en) | 2013-04-17 | 2018-02-06 | Riken | Heat storage material |
| WO2015104874A1 (ja) * | 2014-01-07 | 2015-07-16 | 株式会社村田製作所 | 電子機器 |
| JP2015071795A (ja) * | 2015-01-21 | 2015-04-16 | 独立行政法人理化学研究所 | 蓄熱材 |
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