JPWO2017169080A1 - ヒートパイプパネルを用いた放熱装置 - Google Patents

Abstract

周方向に連結した連結ヒートパイプ（２）を少なくとも１つ内蔵するインナーパネル（３）を備えるようにした。ヒートパイプ（２）を内蔵するヒートパイプパネル（６）を周方向に複数連結したインナーパネル（３）の外側に機器（１）を搭載し、機器（１）の発熱をインナーパネル（３）の周方向に拡散するようにした。また、前記インナーパネル（３）の隅部に、水平に配置されたヒートパイプ（１１）を内蔵し放熱面（９）を有するウェブパネル（８）を放射状に配置するとともに、前記インナーパネル（３）と対向するアウターパネル（４）にも水平にヒートパイプ（１３）を内蔵して放熱面（５）を配置し、ヒートパイプ（２，１１，１３）同士を熱的に連結するようにした。

Description

人工衛星や宇宙機は、内部に搭載される機器や投入される軌道、姿勢等の条件に合わせて熱構造設計や機器配置設計等の機械システム設計を実施する。従って、設計条件が異なると前記設計も各々異なる。本発明は、人工衛星や宇宙機のヒートパイプを内蔵した構体パネルを連結した連結ヒートパイプパネルを用いた放熱装置に関するもので、搭載機器や軌道姿勢条件が異なっても同一の機械システム設計が適用できるようになり、設計を標準化することができるものである。

人工衛星や宇宙機は、各々のミッションに応じて搭載機器や軌道姿勢条件が異なるので、各機器を搭載するための熱構造設計や機器配置設計をその都度実施する必要がある。例えば、衛星の熱設計では、搭載機器の発熱や軌道上の熱環境条件に合わせて、太陽光等の軌道熱入力の小さい放熱に適した衛星構体パネルの内面に発熱機器を搭載し、その反対面の宇宙空間側に適切なサイズの放熱面を設けて機器発熱を宇宙空間に放熱する。そのため搭載機器や軌道姿勢条件が変わって衛星内部の機器発熱や軌道上の熱環境条件が変わると、機器配置や放熱面の配置、サイズ等の設計を変える必要がある。

通信衛星や気象観測衛星等の静止衛星の場合、衛星の南北面は太陽光熱入力が小さいため、衛星内部の機器発熱を宇宙空間へ放熱するのに適した面になる（図２３参照）。そのため、静止衛星においては南北面を主放熱面とした衛星バスが世界の主要衛星メーカにおいて標準化されている。また、赤道上空の静止軌道は黄道に対して約２３．４°の傾斜角を有するため、静止衛星の南北面には前記傾斜角に応じた太陽光が入射し、太陽光を受けた南面又は北面は放熱能力が低下する。その対策として、従来、南北面をヒートパイプで連結して前記の放熱能力低下を防止する南北連結ヒートパイプパネル技術が、発明されている（例えば、特許文献１参照）。
しかしながら、前記の標準化された衛星バス技術や南北連結ヒートパイプパネル技術は南北面への太陽光熱入力が小さい静止衛星には適用できても、軌道姿勢条件が異なり南北面という概念のない低軌道衛星や宇宙機には適用できない。また、主放熱面が南北面の２面に限られるため、発熱機器の搭載領域が南北パネル面積の制約を受ける。東西面等の南北面以外の衛星構体面は太陽光熱入力が大きく放熱に適していないため、南北面以外に機器を搭載する場合には放熱の問題が生じる。また、南北パネルをできるだけ大きくして機器搭載領域を拡張するにしても、衛星のサイズは打上げロケットのフェアリング内に収まる寸法に抑える必要があるため、その範囲内でしか拡張できず、現状の静止衛星バスは、機器搭載性や放熱能力が南北パネル面積の制約を受けるという問題を抱えている。

前述の静止衛星バスが抱える問題を解決する方策として、南北面の放熱能力を向上するために、打上げ時は折り畳んだ放熱パネルを軌道上で各々南面、北面側に展開して南北面の面積を拡張して放熱能力を高める展開ラジエータという技術が開示されている（例えば、特許文献２、３参照）。
しかしながら、展開ラジエータには展開機構が必要であり、展開後のラジエータまで熱を輸送するループヒートパイプというフレキシブルな配管を有する先進の熱輸送装置も必要である。展開ラジエータは、前記の展開機構やループヒートパイプが故障した場合には放熱できなくなるという信頼性上の課題を有している。

また、その他の方策として、静止衛星の東西面をヒートパイプで連結して、東（或いは西）面に太陽光が入射した場合には、その反対の西（東）面に熱輸送して放熱し、東西面に発熱機器を搭載する考え方もある。しかしながら、既存の静止衛星バスは、東西面を機器の実装や換装時に衛星内部にアクセスするアクセスパネルとして使用しており、東西パネルに機器や連結ヒートパイプを配置するとアクセスパネルとして使用できなくなり作業性の問題が発生する。

以上のように、現状の静止衛星バスは低軌道衛星や宇宙機には適用できず、また静止衛星の機器搭載性や放熱能力の向上にも課題がある。

更に、宇宙の熱真空状態を模擬した地上の環境で機体の性能確認や検証を行う熱真空試験では、各機体や機体各面の熱設計が異なるため、各々の機体に対して各面の熱環境条件を設定するための試験用ヒータや前記ヒータを支持する治具が個別に必要になり、機体毎に数多くの試験治具が必要になる。また、ヒートパイプを有する機体は、試験中ヒートパイプが動作するように水平に設定する必要があり、南北パネルに格子状に配置されたヒートパイプを内蔵する静止衛星は、衛星を横倒しして南北パネルが水平になるように設置する必要がある。以上の通り、熱真空試験の治具や設置方法等も衛星毎に異なるのが現状である。

特開平６−１９１５００号公報

特開２００２−５１３３６４号公報

特開２００２−３０８１９９号公報

前述の通り、構体パネル内側に機器を搭載し、同パネル反対面の宇宙空間側の面に放熱面を設けて機器発熱を宇宙空間に放熱する既存の方式では、機器が搭載される構体パネル毎に、機器発熱や軌道熱入力条件が異なり、機体毎や機体各面の構体パネル毎に機器配置やヒートパイプ、放熱面、ヒータ等を設計する必要がある。そのため、設計の標準化ができず開発期間やコストがかかるという課題があった。

この発明は係る課題を解決するためになされたものであり、機械システム設計を標準化して開発期間やコストが削減可能な放熱構造を提供することを目的とする。

この発明に係る放熱構造は、人工衛星の構体あるいは宇宙機の構体の周囲に配置されるインナーパネルであって、周方向に連結されたヒートパイプが少なくとも１本内蔵されたインナーパネルを備えるようにした。

この発明によれば、人工衛星や宇宙機の設計において、搭載機器や投入される軌道姿勢条件が異なっても同一の熱構造設計や機器配置設計が適用できるようになり、機械システム設計を標準化して開発期間やコストが削減できるという効果を奏する。特に、熱設計においては、軌道姿勢条件や搭載機器の違いにより熱入力条件が変わっても、ヒートパイプや放熱面、及び、ヒータの設計を同一にできる。また、機器が搭載されるインナーパネルがヒートパイプにより熱的に連結されるので、ある機器がオフして温度が低下しても別の機器の発熱で過度な温度低下を防止することが可能となり、機器発熱をヒータとして利用できるので、ヒータ電力やヒータ系統の削減が可能となる。

実施の形態１における連結ヒートパイプパネル６を含む放熱装置の構成図である。図１の（Ａ）は、放熱装置からアウターパネル４を外した状態を示す斜視図であり、内部構成が透かして描かれた斜視図である。図１の（Ｂ）は、図１の（Ａ）のＡ方向から見た場合の放熱装置の矢視図である。 実施の形態１における連結ヒートパイプパネル６の構成図である。図２の（Ａ）は、連結ヒートパイプパネル６の斜視図である。図２の（Ｂ）は、図２の（Ａ）のＢ方向から見た場合の連結ヒートパイプパネル６の矢視図である。 実施の形態２における連結ヒートパイプパネル１０を含む放熱装置の構成図である。図３の（Ａ）は、放熱装置からアウターパネル４を外した状態を示す斜視図であり、内部構成が透かして描かれた斜視図である。図３の（Ｂ）は、図３の（Ａ）のＣ方向から見た場合の放熱装置の矢視図である。 実施の形態２における連結ヒートパイプパネル１０の構成図である。図４の（Ａ）は、連結ヒートパイプパネル１０の斜視図である。図４の（Ｂ）は、図４の（Ａ）のＤ方向から見た場合の連結ヒートパイプパネル１０の矢視図である。 実施の形態３における連結ヒートパイプパネル１４を含む放熱装置の構成図である。図５の（Ａ）は、放熱装置からアウターパネル４を外した状態を示す斜視図であり、内部構成が透かして描かれた斜視図である。図５の（Ｂ）は、図５の（Ａ）のＥ方向から見た場合の放熱装置の矢視図である。 実施の形態３における連結ヒートパイプパネル１４の構成図である。図６の（Ａ）は、連結ヒートパイプパネル１４の斜視図である。図６の（Ｂ）は、図６の（Ａ）のＦ方向から見た場合の連結ヒートパイプパネル１４の矢視図である。 実施の形態４における連結ヒートパイプパネル１５を含む放熱装置の構成図である。図７の（Ａ）は、放熱装置からアウターパネル４を外した状態を示す斜視図であり、内部構成が透かして描かれた斜視図である。図７の（Ｂ）は、図７の（Ａ）のＧ方向から見た場合の放熱装置の矢視図である。 実施の形態４における連結ヒートパイプパネル１５の構成図である。図８の（Ａ）は、連結ヒートパイプパネル１５の斜視図である。図８の（Ｂ）は、図８の（Ａ）のＨ方向から見た場合の連結ヒートパイプパネル１４の矢視図である。 実施の形態５における連結ヒートパイプパネル２０を含む放熱装置の構成図である。図９の（Ａ）は、放熱装置からアウターパネル１８を外した状態を示す斜視図であり、内部構成が透かして描かれた斜視図である。図９の（Ｂ）は、図９の（Ａ）のＩ方向から見た場合の放熱装置の矢視図である。 実施の形態５における連結ヒートパイプパネル２０の構成図である。図１０の（Ａ）は、連結ヒートパイプパネル２０の斜視図である。図１０の（Ｂ）は、図１０の（Ａ）のＪ方向から見た場合の連結ヒートパイプパネル２０の矢視図である。 実施の形態６における連結ヒートパイプパネル２４を含む放熱装置の構成図である。図１１の（Ａ）は、放熱装置からアウターパネル１８を外した状態を示す斜視図であり、内部構成が透かして描かれた斜視図である。図１１の（Ｂ）は、図１１の（Ａ）のＫ方向から見た場合の放熱装置の矢視図である。 実施の形態６における連結ヒートパイプパネル２４の構成図である。図１２の（Ａ）は、連結ヒートパイプパネル２４の斜視図である。図１２の（Ｂ）は、図１２の（Ａ）のＬ方向から見た場合の連結ヒートパイプパネル２４の矢視図である。 実施の形態７における連結ヒートパイプパネル３０を含む放熱装置の構成図である。図１３の（Ａ）は、放熱装置からアウターパネル１８を外した状態を示す斜視図であり、内部構成が透かして描かれた斜視図である。図１３の（Ｂ）は、図１３の（Ａ）のＭ方向から見た場合の放熱装置の矢視図である。 実施の形態７における連結ヒートパイプパネル３０の構成図である。図１４の（Ａ）は、連結ヒートパイプパネル３０の斜視図である。図１４の（Ｂ）は、図１４の（Ａ）のＮ方向から見た場合の連結ヒートパイプパネル３０の矢視図である。 実施の形態８における連結ヒートパイプパネル３１を含む放熱装置の構成図である。図１５の（Ａ）は、放熱装置からアウターパネル１８を外した状態を示す斜視図であり、内部構成が透かして描かれた斜視図である。図１５の（Ｂ）は、図１５の（Ａ）のＯ方向から見た場合の放熱装置の矢視図である。 実施の形態８における連結ヒートパイプパネル３１の構成図である。図１６の（Ａ）は、連結ヒートパイプパネル３１の斜視図である。図１６の（Ｂ）は、図１６の（Ａ）のＰ方向から見た場合の連結ヒートパイプパネル３１の矢視図である。 実施の形態４による低軌道衛星の軌道上概念図である。 実施の形態４による静止衛星の軌道上概念図である。 実施の形態８による低軌道衛星の軌道上概念図である。 実施の形態８による静止衛星の軌道上概念図である。 従来の６面体形状の人工衛星の放熱装置を示す図である。 従来の８面体形状の人工衛星の放熱装置を示す図である。 従来の静止衛星の軌道上概念図である。 実施の形態９における連結ヒートパイプパネル３２を含む放熱装置の構成図であり、アウターパネル４を外した状態を示す放熱装置の構成図である。 実施の形態９における連結ヒートパイプパネル３２の構成図である。図２５の（Ａ）は、連結ヒートパイプパネル３２の斜視図である。図２５の（Ｂ）は、各インナーパネル３を分解した状態を示す図である。 実施の形態９における連結ヒートパイプパネル３３を含む放熱装置の構成図であり、アウターパネル４を外した状態を示す放熱装置の構成図である。 実施の形態９における連結ヒートパイプパネル３３の構成図である。図２７の（Ａ）は、連結ヒートパイプパネル３３の斜視図である。図２７の（Ｂ）は、各インナーパネル３を分解した状態を示す図である。 実施の形態１０における連結ヒートパイプパネル３４を含む放熱装置の構成図である。図２８の（Ａ）は、放熱装置からアウターパネル４を外した状態を示す斜視図であり、内部構成が透かして描かれた斜視図である。図２８の（Ｂ）は、連結ヒートパイプパネル３４の斜視図である。図２８の（Ｃ）は、図２８の（Ｂ）の対象部分Ｘの拡大図である。図２８の（Ｄ）は、図２８の（Ｃ）の対象部分Ｙの拡大図である。 実施の形態１１における連結ヒートパイプパネル３６を含む放熱装置の構成図であり、アウターパネル４を外した状態を示す放熱装置の構成図である。 実施の形態１１における連結ヒートパイプパネル３７を含む放熱装置の構成図であり、アウターパネル４を外した状態を示す放熱装置の構成図である。 実施の形態１２における連結ヒートパイプパネル６の構成図である。 実施の形態１２における連結ヒートパイプパネル６の構成図である。 実施の形態１２における連結ヒートパイプパネル１０の構成図である。 実施の形態１２における連結ヒートパイプパネル２０の構成図である。 実施の形態１２における連結ヒートパイプパネル２０の構成図である。 実施の形態１２における連結ヒートパイプパネル２４の構成図である。

人工衛星や宇宙機の熱構造設計や機器配置設計等の機械システム設計には、従来、上述の課題のほか、以下のような課題もあった。

課題の１つとして、構体パネルの内側に機器を搭載する構成のため、機器やハーネスの実装や換装をする際に、作業対象の機器が搭載される構体パネル全体を一旦取り外すか、アクセスパネルやアクセスホールを設け、その後、機器等にアクセスする必要があり作業性が悪いという課題があった。

また、高い機敏性（アジリティ）が求められる衛星では、衛星慣性モーメント（ＭＯＩ）を小さくする必要があるが、構体パネルの内側に機器を搭載して前記パネル反対側の宇宙空間側の面に放熱面を設ける既存の方式では、機体の重心位置から離れた位置に機器が搭載されることになり、かつ機器の換装等に備えて衛星内部に作業空間を設ける必要があるため、機器を高密度に実装できず、その結果、ＭＯＩを低減して高アジリティ化することができないという課題があった。

また、格子状にヒートパイプを内蔵した主放熱面の南北パネルに多くの発熱機器を搭載する静止衛星は、南北面以外のパネルに多数の発熱機器を搭載したり、放熱面を南北面以外のパネルに増やしたりできず、機器搭載性や放熱能力の向上に課題があった。

また、熱真空試験では、各機体や機体各面の設計に合わせて熱入力条件を設定するため、試験用ヒータ等の試験治具が機体毎に必要になり、数多くの試験治具が必要になる。そのため試験毎に新たな治具の設計／製造、試験準備作業、試験中の設定／調整作業が必要になり、試験が標準化できずコストがかかるという課題があった。

また、静止衛星の熱真空試験では、南北パネル内部の格子状に配置されたヒートパイプを水平に設置して動作させるために衛星を横倒しする必要があり、そのための作業や試験治具が必要になり、作業性の問題や低軌道衛星等と試験治具が共通化できないという課題があった。

この発明の実施の形態に係る放熱装置によれば、以下の効果も奏することができる。

機器やハーネスの実装や換装をする場合、外側のアウターパネルだけを取り外せば作業対象の機器やハーネスに容易にアクセスできるので作業性が良くなるという効果を奏する。

また、機器をより機体重心に近い内部に高密度実装することができるので、ＭＯＩが小さくなり高アジリティ化ができるようになるという効果を奏する。

また、宇宙空間に面した構体パネルの内面以外に機器が配置でき、また静止衛星においては南北面以外の構体パネルに機器や放熱面が配置できるので、従来の設計に比べて機器搭載領域や放熱能力を増やすことができるという効果を奏する。

また、機体機軸の周方向に熱が拡散して平均化されるので、熱真空試験において機体各面の設計に合わせて熱入力を細かく設定する必要がない。その結果、熱真空試験設備が具備するシュラウド（壁面）温調機能等を利用して機体周囲の軌道上熱環境が設定可能となり、試験用ヒータ等の治具が不要になる。従って、様々な機体の軌道上熱環境が試験用ヒータ等の治具無しで設定でき、熱真空試験の標準化、試験作業の省力化、低コスト化ができるという効果を奏する。

また、機軸（重力）方向に対してヒートパイプが直交方向（水平）に配置されるので、静止衛星の熱真空試験ではヒートパイプを動作させるために衛星を横倒しする必要がなくなり、熱真空試験時の作業性向上や衛星設置用治具の共通化ができるという効果を奏する。

以下、実施の形態１〜８に従い、本発明に係る放熱構造を説明する。

実施の形態１．
実施の形態１に係る放熱装置として、機器を取り付けるインナーパネルが筒状に４面の構造を有する連結ヒートパイプパネルにおいて、機体機軸（重力）の方向に対して直交方向（水平）に配置、内蔵された複数のヒートパイプを周方向に連結して等温化するとともに、アウターパネルに設けた放熱面から宇宙空間に放熱する６面体の機体形状の放熱装置について説明する。
なお、以下の説明では衛星という用語を用いて説明するが、この衛星という用語は、人工衛星又は宇宙機と読み替え可能である。

図１は、実施の形態１に係る連結ヒートパイプパネル６を含む放熱装置の構成図である。図１において、１は衛星に搭載される電子機器等の機器、２はインナーパネル３に内蔵されたヒートパイプ、３は機器１を搭載するインナーパネル、４は衛星外側のアウターパネル、５はアウターパネル４の放熱面である。４面のインナーパネル３は、衛星の構体の周囲に沿って配置される。衛星には、インナーパネル３とアウターパネル４との間における、アウターパネル４の内側の面と対向するインナーパネル３の外側の面に機器１が搭載される。
図２は実施の形態１に係る連結ヒートパイプパネル６の構成図であり、図１の記載から連結ヒートパイプパネル６のみを図示したものである。
連結ヒートパイプパネル６は、４面のインナーパネル３とインナーパネル３の内部に水平に埋め込まれたヒートパイプ２を周方向に熱的に連結した筒状の形状を成す。

なお、図２１は従来の６面体形状の人工衛星の放熱装置を示す図であり、ヒートパイプ５０を各々の構体パネル内に内蔵した構体パネル５１の放熱面５２を用いて、衛星内部に搭載した機器の発熱を宇宙空間に放熱している。

次に、図１、図２を参照して動作について説明する。
インナーパネル３に取付けられた複数の機器１の発熱は、ヒートパイプ２を介して連結ヒートパイプパネル６の周方向に拡散した後、輻射によりアウターパネル４に熱伝達して、アウターパネル４の宇宙空間側に設けた放熱面５から宇宙空間に放熱される。
なお、放熱面５は太陽光吸収率が小さく、熱放射率が大きい表面特性を有する。
アウターパネル４上の放熱面５の形状、サイズ、配置は図示した形状、サイズ、配置に限られない。
また、インナーパネル３内蔵の水平に配置されたヒートパイプ２の配置は、相互に連結できる位置関係であればどこでもよく、本数は何本であっても構わない。

このように、実施の形態１に係る連結ヒートパイプパネル６は、インナーパネル３に内蔵された水平に配置されたヒートパイプ２が、複数箇所で周方向に熱的に連結されていることを特徴とする。
これによれば、搭載機器や投入される軌道姿勢条件が異なっても同一の熱構造設計や機器配置設計が適用できるようになり、機械システム設計を標準化して開発期間やコストが削減できる。

また、打ち上げ時、衛星はロケットの大きな音圧を受けて振動するが、構体パネル内側に機器を搭載する従来の方式では、機器搭載パネルがロケットの音圧を直接受けて振動してしまう。これに対して、実施の形態１に係る放熱装置では、アウターパネル４がロケットの音圧を直接受けるので、機器１を搭載するインナーパネル３は間接的に音圧を受けることになり、打ち上げ時の搭載機器１の音響環境が緩和される。

実施の形態２．
実施の形態２では、実施の形態１に対し、ヒートパイプを内蔵したウェブパネルを追加し、連結ヒートパイプパネルがインナーパネル、ウェブパネル、及びウェブパネルに設けた放熱面から構成される６面体の機体形状の放熱装置について説明する。
以下、実施の形態１と異なる事項について主に説明する。説明を省略した事項については、実施の形態１と同様である。

図３は、実施の形態２に係る連結ヒートパイプパネル１０を含む放熱装置の構成図である。図３において、７はヒートパイプ、８はウェブパネル、９は放熱面である。
図４は実施の形態２に係る連結ヒートパイプパネル１０の構成図であり、図３の記載から連結ヒートパイプパネル１０のみを図示したものである。

実施の形態２に係る連結ヒートパイプパネル１０は、実施の形態１の連結ヒートパイプパネル６の隅部に放射状に配置され、インナーパネル３から外方向に伸延するウェブパネル８を備える。連結ヒートパイプパネル１０は、ウェブパネル８及びウェブパネル８に内蔵され水平に配置されたヒートパイプ７が、インナーパネル３及びインナーパネル３に内蔵されたヒートパイプ２と熱的に連結した構造を有する。

次に、図３、図４を参照して動作について説明する。
インナーパネル３に取付けられた複数の機器１の発熱はヒートパイプ２を介してインナーパネル３の周方向に拡散するとともに、ウェブパネル８のヒートパイプ７に伝わり、ウェブパネル８に設けた放熱面９から宇宙空間に放熱される。
ヒートパイプ７を内蔵するウェブパネル８は発熱機器を搭載してもよい。
ヒートパイプ７内蔵のウェブパネル８は１枚から４枚までいくつでも構わない。また、ウェブパネル８上の放熱面９の形状、サイズ、配置は、ヒートパイプ７が内蔵される領域を包絡し、かつ宇宙空間に暴露される領域であれば、どのような形状、サイズ、配置でも構わない。また、ヒートパイプ２と連結される水平に配置されたヒートパイプ７を内蔵し、かつ放熱面９を配置できる宇宙空間に暴露される領域を有するウェブパネル８は、どのような形状、サイズでも構わない。更に、インナーパネル３とウェブパネル８が各々内蔵する水平に配置されたヒートパイプ２とヒートパイプ７の配置は相互に連結できる位置関係であればどこでもよく、また本数は何本でも構わない。

このように、実施の形態２に係るインナーパネル３とウェブパネル８から構成される連結ヒートパイプパネル１０は、インナーパネル３に内蔵され水平に配置されたヒートパイプ２と、ウェブパネル８に内蔵されたヒートパイプ７とが複数箇所で周方向に熱的に連結され、かつヒートパイプ２と連結されたヒートパイプ７がウェブパネル８上の放熱面９まで延伸していることを特徴とする。
これによれば、搭載機器や投入される軌道姿勢条件が異なっても、実施の形態１よりも大きな放熱能力を有する同一の熱構造設計や機器配置設計が適用できるようになり、機械システム設計を標準化して開発期間やコストが削減できる。

実施の形態３．
実施の形態３では、実施の形態１に対し、ヒートパイプを内蔵したウェブパネル、アウターパネルを追加し、連結ヒートパイプパネルがインナーパネル、ウェブパネル、アウターパネル、及びアウターパネルに設けた放熱面から構成される６面体の機体形状の放熱装置について説明する。なお、ヒートパイプを内蔵したウェブパネルに放熱面がない点が、実施の形態２のウェブパネルと異なる。
以下では、実施の形態１、２と異なる事項について主に説明する。説明を省略した事項については、実施の形態１、２と同様である。

図５は、実施の形態３における連結ヒートパイプパネル１４を含む放熱装置の構成図である。図５において、１２はウェブパネル、１１はウェブパネル１２に設けられたヒートパイプ、１３はアウターパネル４に設けられたヒートパイプである。
図６は実施の形態３に係る連結ヒートパイプパネル１４の構成図であり、図５の記載から連結ヒートパイプパネル１４のみを図示したものである。
実施の形態３に係る連結ヒートパイプパネル１４では、実施の形態１に係る連結ヒートパイプパネル１０の隅部に放射状に配置されたウェブパネル１２とウェブパネル１２に内蔵の水平に配置されたヒートパイプ１１は、インナーパネル３及びインナーパネル３に内蔵のヒートパイプ２と熱的に連結し、かつ、放熱面５を有するアウターパネル４及びアウターパネル４に内蔵の水平に配置されたヒートパイプ１３と熱的に連結した構造を有する。

次に、図５、図６を参照して動作について説明する。
インナーパネル３に取付けられた複数の機器１の発熱はヒートパイプ２、ヒートパイプ１１、ヒートパイプ１３を介してアウターパネル４に伝わり、アウターパネル４の放熱面５から宇宙空間に放熱される。
ヒートパイプ１１を内蔵するウェブパネル１２とアウターパネル４は発熱機器を搭載してもよい。ヒートパイプ１１に内蔵のウェブパネル１２とヒートパイプ１３に内蔵のアウターパネル４は各々１枚から４枚までのいくつでも構わない。
ウェブパネル１２に内蔵のヒートパイプ１１と連結される水平に配置されたヒートパイプ１３を内蔵するアウターパネル４は、図示した形状、サイズに限定されない。
インナーパネル３とウェブパネル１２、アウターパネル４が各々内蔵する水平に配置されたヒートパイプ２、ヒートパイプ１１、ヒートパイプ１３の配置は相互に連結できる位置関係であればどこでもよく、また本数は何本であっても構わない。

このように実施の形態３に係るインナーパネル３、ウェブパネル１２、アウターパネル４から構成される連結ヒートパイプパネル１４は、インナーパネル３に内蔵の水平に配置されたヒートパイプ２が複数箇所で周方向に熱的に連結され、かつヒートパイプ２とウェブパネル１２に内蔵のヒートパイプ１１が熱的に連結され、さらにヒートパイプ１１と熱的に連結されたアウターパネル４に内蔵のヒートパイプ１３が、アウターパネル４の放熱面５まで延伸していることを特徴とする。

これにより、搭載機器や投入される軌道姿勢条件が異なっても、実施の形態２よりも大きな放熱能力を有する同一の熱構造設計や機器配置設計が適用できるようになり、機械システム設計を標準化して開発期間やコストが削減できる。

実施の形態４．
実施の形態４では、実施の形態２に対し、実施の形態３で記載のヒートパイプを内蔵したアウターパネルを追加し、連結ヒートパイプパネルがインナーパネル、ウェブパネル、アウターパネル、及びウェブパネルとアウターパネルの両方に設けた放熱面から構成される６面体の機体形状の放熱装置について説明する。
実施の形態４では、ヒートパイプを内蔵したウェブパネルに放熱面がある点が実施の形態３と異なる。
以下、実施の形態１、２、３と異なる事項について主に説明する。説明を省略した事項については、実施の形態１、２、３と同様である。

図７は、実施の形態４に係る連結ヒートパイプパネル１５を含む放熱装置の構成図である。
図８は、実施の形態４に係る連結ヒートパイプパネル１５の構成図であり、図７の記載から連結ヒートパイプパネル１５のみを図示したものである。
実施の形態４に係る連結ヒートパイプパネル１５は、実施の形態１の連結ヒートパイプパネル１０の隅部に放射状に配置された放熱面９を有するウェブパネル８と、ウェブパネル８に内蔵されたヒートパイプ７は、インナーパネル３及びインナーパネル３に内蔵のヒートパイプ２と熱的に連結し、かつ、放熱面５を有するアウターパネル４とアウターパネル４に内蔵されたヒートパイプ１３とも熱的に連結した構造を有する。

次に、図７、図８を参照して動作について説明する。
インナーパネル３に取付けられた複数の機器１の発熱は、ヒートパイプ２、ヒートパイプ７、ヒートパイプ１３を介してウェブパネル８とアウターパネル４に伝わり、ウェブパネル８の放熱面９とアウターパネル４の放熱面５から宇宙空間に放熱される。

このように、実施の形態４に係るインナーパネル３、ウェブパネル８、アウターパネル４から構成される連結ヒートパイプパネル１５は、インナーパネル３に内蔵の水平に配置されたヒートパイプ２が複数箇所で周方向に熱的に連結され、かつ、ヒートパイプ２と熱的に連結されたウェブパネル８に内蔵のヒートパイプ７がウェブパネル８の放熱面９まで延伸し、さらにヒートパイプ７と熱的に連結されたアウターパネル４に内蔵のヒートパイプ１３が、アウターパネル４の放熱面５まで延伸していることを特徴とする。その他の構成は実施の形態２、３と同様である。
これによれば、ヒートパイプを内蔵するウェブパネル８とアウターパネル４の両方に放熱面を有するため、実施の形態３に係る連結ヒートパイプパネル１４よりも大きな放熱能力を有する。
本実施の形態による連結ヒートパイプパネル１５を搭載する衛星が、低軌道衛星の場合（図１７参照）、あるいは静止衛星の場合（図１８）であっても、同一の熱構造設計や機器配置設計が適用できるようになり、機械システム設計を標準化して開発期間やコストが削減できるという効果を奏する。

実施の形態５．
実施の形態５に係る放熱装置は、機器を取り付けるインナーパネルが筒状に６面の構造を有する連結ヒートパイプパネルによる放熱装置であり、実施の形態１の６面体の機体形状を８面体に変えた形態について説明する。

ここで図２２は、従来の８面体形状の人工衛星の放熱装置を示す図であり、ヒートパイプ５３を各々の構体パネル内に内蔵した構体パネル５４を用いて、衛星内部に搭載した機器の発熱を、放熱面５５を介して宇宙空間に放熱している。

以下では、実施の形態１と異なる事項について主に説明する。説明を省略した事項については、実施の形態１と同様である。

図９は、実施の形態５に係る連結ヒートパイプパネル２０を含む放熱装置の構成図である。図９において、１６はインナーパネル１７に設けられたヒートパイプ、１７は機器１を搭載するインナーパネル、１８は８面体のアウターパネル、１９はアウターパネル１８に設けられた放熱面である。
図１０は実施の形態５に係る連結ヒートパイプパネル２０の構成図であり、図９の記載から連結ヒートパイプパネル２０のみを図示したものである。

実施の形態５に係る連結ヒートパイプパネル２０は、６面のインナーパネル１７とインナーパネル１７の内部に水平に埋め込まれたヒートパイプ１６を周方向に熱的に連結した筒状の形状を成す。
実施の形態５に係る連結ヒートパイプパネル２０の動作は、インナーパネル１７の面数が６面であること、機体形状が８面体であること以外は、実施の形態１と同様である。
このように、本実施の形態によれば、機体形状が８面体であっても、搭載機器や投入される軌道姿勢条件が異なっても同一の熱構造設計や機器配置設計が適用できるようになり、機械システム設計を標準化して開発期間やコストが削減できる。

実施の形態６．
実施の形態６に係る放熱装置は、実施の形態５に対してヒートパイプを内蔵したウェブパネルを追加し、連結ヒートパイプパネルがインナーパネルとウェブパネル、及び、ウェブパネルに設けた放熱面から構成される放熱装置である。実施の形態６では、実施の形態２の６面体の機体形状を８面体に変えた形態について説明する。
以下では、実施の形態２、実施の形態５と異なる事項について主に説明する。説明を省略した事項については、実施の形態２、５と同様である。

図１１は、実施の形態６における連結ヒートパイプパネル２４を含む放熱装置の構成図である。図１１において、２２はウェブパネル、２１はウェブパネル２２に設けられたヒートパイプ、２３はウェブパネル２２に設けられる放熱面である。
図１２は実施の形態６に係る連結ヒートパイプパネル２４の構成図であり、図１１の記載から連結ヒートパイプパネル２４のみを図示したものである。

実施の形態６に係る連結ヒートパイプパネル２４は、実施の形態５の連結ヒートパイプパネル２０の隅部に放射状に配置されたウェブパネル２２とウェブパネル２２に内蔵の水平に配置されたヒートパイプ２１がインナーパネル１７及びインナーパネル１７に内蔵のヒートパイプ１６と熱的に連結した構造を有する。
ヒートパイプ２１に内蔵のウェブパネル２２は１枚から６枚までのいくつでも構わない。実施の形態６に係る連結ヒートパイプパネル２４は、インナーパネル１７の面数が６面であること、及び、機体の形状が８面体であること以外は実施の形態２と同様である。

このように本実施の形態によれば、機体形状が８面体であっても、搭載機器や投入される軌道姿勢条件が異なっても、実施の形態５よりも大きな放熱能力を有する同一の熱構造設計や機器配置設計が適用できるようになり、機械システム設計を標準化して開発期間やコストが削減できる。

実施の形態７．
実施の形態７に係る放熱装置は、実施の形態５に対し、ヒートパイプを内蔵したウェブパネル、アウターパネルを追加し、連結ヒートパイプパネルがインナーパネル、ウェブパネル、アウターパネル、及びアウターパネルに設けた放熱面から構成される放熱装置である。
ここでは実施の形態３の６面体の機体形状を、８面体に変えた形態について説明する。
なお、ヒートパイプを内蔵したウェブパネルに放熱面がない点が実施の形態６のウェブパネルと異なる。
以下では、実施の形態３、５、６と異なる事項について主に説明する。説明を省略した事項については、実施の形態３、５、６と同様である。

図１３は、実施の形態７における連結ヒートパイプパネル３０を含む放熱装置の構成図である。図１３において、２６はウェブパネル、２５はウェブパネル２６に設けられたヒートパイプ、２７はアウターパネルに設けられたヒートパイプである。
図１４は、実施の形態７における連結ヒートパイプパネル３０の構成図であり、図１３の記載から連結ヒートパイプパネル３０のみを図示したものである。
実施の形態７に係る連結ヒートパイプパネル３０は、実施の形態５の連結ヒートパイプパネル２０の隅部に放射状に配置されたウェブパネル２６とウェブパネル２６に内蔵の水平に配置されたヒートパイプ２５が、インナーパネル１７及びインナーパネル１７に内蔵のヒートパイプ１６と熱的に連結し、かつ、放熱面１９を有するアウターパネル１８とアウターパネル１８に内蔵の水平に配置されたヒートパイプ２７とも熱的に連結した構造を有する。
ヒートパイプ２５に内蔵のウェブパネル２６とヒートパイプ２７に内蔵のアウターパネル１８は１枚から６枚までいくつであっても構わない。
実施の形態７に係る連結ヒートパイプパネル３０は、インナーパネル１７の面数が６面であること、及び、機体の形状が８面体であること以外は実施の形態３と同様である。

このように本実施の形態によれば、機体形状が８面体であっても、搭載機器や投入される軌道姿勢条件が異なっても、実施の形態６よりも大きな放熱能力を有する同一の熱構造設計や機器配置設計が適用できるようになり、機械システム設計を標準化して開発期間やコストが削減できる。

実施の形態８．
実施の形態８に係る放熱構造は、実施の形態６に対して実施の形態７に記載のヒートパイプを内蔵したアウターパネルを追加し、連結ヒートパイプパネルがインナーパネル、ウェブパネル、アウターパネル、及びウェブパネルとアウターパネルの両方に設けた放熱面から構成される放熱装置である。
ここでは実施の形態４の６面体の機体形状を８面体に変えた形態について説明する。
なお、ヒートパイプを内蔵したウェブパネルに放熱面がある点が実施の形態７と異なる。以下では実施の形態４、６、７と異なる事項について主に説明する。説明を省略した事項については、実施の形態４、実施の形態６、実施の形態７と同様である。

図１５は、実施の形態８に係る連結ヒートパイプパネル３１を含む放熱装置の構成図である。
図１６は実施の形態８に係る連結ヒートパイプパネル３１の構成図であり、図１５の記載から連結ヒートパイプパネル３１のみを図示したものである。
実施の形態８に係る連結ヒートパイプパネル３１は、実施の形態５の連結ヒートパイプパネル２０の隅部に放射状に配置された放熱面２３を有するウェブパネル２２とウェブパネル２２に内蔵のヒートパイプ２１が、インナーパネル１７及びインナーパネル１７に内蔵のヒートパイプ１６と熱的に連結し、かつ、放熱面１９を有するアウターパネル１８とアウターパネル１８に内蔵のヒートパイプ２７とも熱的に連結した構造を有する。

次に図１５、図１６を参照して動作について説明する。
インナーパネル１７に取付けられた複数の機器１の発熱は、ヒートパイプ１６、ヒートパイプ２１、ヒートパイプ２７を介してウェブパネル２２とアウターパネル１８に伝わり、ウェブパネル２２の放熱面２３とアウターパネル１８の放熱面１９から宇宙空間に放熱される。
実施の形態８に係るインナーパネル１７、ウェブパネル２２、アウターパネル１８から構成される連結ヒートパイプパネル３１は、インナーパネル１７に内蔵の水平に配置されたヒートパイプ１６が複数箇所で周方向に熱的に連結され、かつ、ヒートパイプ１６と熱的に連結されたウェブパネル２２に内蔵のヒートパイプ２１がウェブパネル２２の放熱面２３まで延伸し、さらにヒートパイプ２１と熱的に連結されたアウターパネル１８に内蔵のヒートパイプ２７が、アウターパネル１８の放熱面１９まで延伸していることを特徴とする。その他は実施の形態４、６、７と同様である。
実施の形態８に係る連結ヒートパイプパネル３１は、ヒートパイプを内蔵するウェブパネル２２とアウターパネル１８の両方に放熱面を有するため、実施の形態７よりも大きな放熱能力を有するという効果を奏する。
本実施の形態による連結ヒートパイプパネル３１を搭載する衛星が、低軌道衛星の場合（図１９参照）、あるいは静止衛星の場合（図２０）であっても、同一の熱構造設計や機器配置設計が適用できるようになり、機械システム設計を標準化して開発期間やコストが削減できるという効果を奏する。

実施の形態９．
実施の形態９では、周方向に連結された複数のヒートパイプ２間を接続する接続用のヒートパイプがインナーパネル３に内蔵された点が、実施の形態１〜８と異なる。
以下、実施の形態９では、実施の形態１〜８と異なる点を説明する。説明を省略した事項については、実施の形態１〜８と同様である。実施の形態９では、一例として、実施の形態１の構成に、接続用のヒートパイプを追加した構成を説明する。しかし、実施の形態１の構成に限らず、他の実施の形態の構成に、接続用のヒートパイプを追加することも可能である。

図２４は、実施の形態９に係る連結ヒートパイプパネル３２を含む放熱装置の構成図である。図２４において、２８は、複数のヒートパイプ２間を接続する接続用のヒートパイプである。
図２５は、実施の形態９に係る連結ヒートパイプパネル３２の構成図であり、図２４の記載から連結ヒートパイプパネル３２のみを図示したものである。

実施の形態９に係る連結ヒートパイプパネル３２は、実施の形態１の周方向に連結された複数のヒートパイプ２間を接続する接続用のヒートパイプ２８がインナーパネル３に内蔵されている。これにより、ヒートパイプパネル３２は、各ヒートパイプ２が接続用のヒートパイプ２８によって熱的に連結した構造を有する。
連結ヒートパイプパネル３２は、各ヒートパイプ２間が直線状のヒートパイプ２８によって鉛直方向に接続されている。

図２４、図２５を参照して動作について説明する。
インナーパネル３に取付けられた複数の機器１の発熱はヒートパイプ２を介してインナーパネル３の周方向に拡散するとともに、接続用のヒートパイプ２８を介してインナーパネル３の鉛直方向に拡散する。その後、輻射によりアウターパネル４に熱伝達して、アウターパネル４の宇宙空間側に設けた放熱面５から宇宙空間に放熱される。

図２６は、実施の形態９に係る連結ヒートパイプパネル３３を含む放熱装置の構成図である。図２６において、２９は、複数のヒートパイプ２間を接続する接続用のヒートパイプである。
図２７は、実施の形態９に係る連結ヒートパイプパネル３３の構成図であり、図２６の記載から連結ヒートパイプパネル３３のみを図示したものである。

連結ヒートパイプパネル３３は、隣合うヒートパイプ２間がＵ字型に曲げられたヒートパイプ２９によって鉛直方向に接続されている。
連結ヒートパイプパネル３２のように、各ヒートパイプ２間が直線状のヒートパイプ２８によって一直線に鉛直方向に接続されている場合、ヒートパイプ２８内に封入されたアンモニアといった作動媒体が地上では重力により下に落ちてしまう。そのため、地上で実施される試験では、ヒートパイプ２８による熱輸送が機能しない。なお、軌道上では重力の影響を受けないのでヒートパイプ２８による熱輸送は機能する。
これに対して、連結ヒートパイプパネル３３のように、隣合うヒートパイプ２間がＵ字型のヒートパイプ２９によって鉛直方向に接続されている場合、ヒートパイプ２９に封入された作動媒体は、下側のヒートパイプ２付近までしか重力により落ちることがない。そのため、地上で実施される試験でも、下側のヒートパイプ２から上側のヒートパイプ２への熱輸送は機能する。つまり、ボトムヒートモードであれば、地上で実施される試験でも、ヒートパイプ２８による熱輸送を機能させることができる。

なお、接続用のヒートパイプ２８，２９の本数は何本であっても構わない。

このように、実施の形態９に係る連結ヒートパイプパネル３２，３３は、インナーパネル３に内蔵された水平に配置された複数のヒートパイプ２が、ヒートパイプ２８又はヒートパイプ２９によって鉛直方向に接続されていることを特徴とする。
これによれば、水平に配置された複数のヒートパイプ２間に生じる温度差を小さくでき、効率的に放熱することが可能になる。

実施の形態１０．
実施の形態１０では、放熱装置が放熱面の熱放射率を温度によって変化させる点が、実施の形態１〜９と異なる。
以下、実施の形態１０では、実施の形態１〜９と異なる点を説明する。説明を省略した事項については、実施の形態１〜９と同様である。実施の形態１０では、一例として、実施の形態２の放熱面９の熱放射率を温度によって変化させる構成を説明する。しかし、実施の形態２の放熱面９に限らず、他の実施の形態の放熱面の熱放射率を温度によって変化させることも可能である。

実施の形態１０では、放熱装置が放熱面９の熱放射率を温度によって変化させる機能を有する。具体的には、温度が低いほど放熱面９の熱放射率を低くして、断熱性能を高くし、温度が高いほど放熱面９の熱放射率を高くして、放熱性能を高くする。
この機能を実現する方法としては、放熱面９に熱放射率が温度によって変化する放射率可変素子を貼り付ける方法と、図２８の（Ｃ）に示すように、連結ヒートパイプパネル３４の放熱面９にサーマルルーバ３５といった機器を取り付けて、温度によって放熱面９を外部に晒す面積を変える方法とがある。これら２つの方法を両方採用してもよい。
図２８に示すように、サーマルルーバ３５は、複数のブレード３５１それぞれが、バイメタル３５２によって軸に固定され、構成される。バイメタル３５２は、温度が高くなると回転力を出して、ブレード３５１を回転させ、ブレード３５１の背面に位置する放熱面９を外部に晒す面積を大きくする。サーマルルーバ３５のブレード３５１をＭＬＩ（Ｍｕｌｔｉ Ｌａｙｅｒ Ｉｎｓｕｌａｔｉｏｎ）構成とすることにより、ブレード３５１を閉じたときの断熱性能を高めることができる。これにより、ブレード開閉による放射率変化を大きくでき、放熱面９による自動温度調整機能の設計をし易くなる。

このように、実施の形態１０に係る放熱装置は、放熱面９の熱放射率を温度によって変化させる機能を有することを特徴とする。
衛星毎に機器１の発熱量が異なる、機器１のオンオフにより発熱量が変動するといったことがあるが、これによれば、熱設計を標準化してどのような衛星にも利用することが可能になる。

実施の形態１１．
実施の形態１１では、放熱装置がインナーパネルのヒートパイプから放熱面へ熱輸送する機能を有する点が、実施の形態１〜１０と異なる。
以下、実施の形態１１では、実施の形態１〜１０と異なる点を説明する。説明を省略した事項については、実施の形態１〜１０と同様である。実施の形態１１では、一例として、実施の形態２又は実施の形態３の構成に、熱輸送する機能を追加した構成を説明する。しかし、実施の形態２又は実施の形態３の構成に限らず、他の実施の形態の構成に、熱輸送する機能を追加することも可能である。

図２９及び図３０は、実施の形態１１に係る連結ヒートパイプパネル３６，３７の構成図である。図２９及び図３０において、２９は、複数のヒートパイプ２間を接続する接続用のヒートパイプであり、３８は、熱輸送する機能であるループヒートパイプである。
図２９は、実施の形態２の構成に、ループヒートパイプ３８を追加した連結ヒートパイプパネル３６の構成を示す。図３０は、実施の形態３の構成に、ループヒートパイプ３８を追加した連結ヒートパイプパネル３７の構成を示す。

実施の形態１１に係る連結ヒートパイプパネル３６，３７は、実施の形態９で説明した接続用のヒートパイプ２９がインナーパネル３に内蔵されている。つまり、連結ヒートパイプパネル３６，３７は、実施の形態２の周方向に連結された複数のヒートパイプ２間を接続する接続用のヒートパイプ２９がインナーパネル３に内蔵されている。なお、ヒートパイプ２９に代えて、実施の形態９で説明したヒートパイプ２８が用いられてもよい。
また、連結ヒートパイプパネル３６は、ウェブパネル８に放熱面９の裏側を通った環状のループヒートパイプ３８が内蔵されている。また、連結ヒートパイプパネル３７は、アウターパネル４に放熱面５の裏側を通った環状のループヒートパイプ３８が内蔵されている。ループヒートパイプ３８は、エバポレータ３８１を備えている。エバポレータ３８１は、ヒートパイプ２に接続されている。

図２９、図３０を参照して、動作を説明する。
連結ヒートパイプパネル３６，３７が備えるエバポレータ３８１は、ヒートパイプ２を介して加熱されると、毛細管力を発生して、ループヒートパイプ３８の管３８２内の作動媒体を一定方向に循環させる。これにより、ヒートパイプ２から伝達された熱が作動媒体を介して放熱面５，９へ運ばれ、放熱される。一方、エバポレータ３８１は、ヒートパイプ２を介して加熱されなければ、毛細管力を発生しないため、作動媒体は循環しない。そのため、放熱面５，９への熱輸送が行われず、放熱面５，９からの放熱を抑えることができる。

このように、実施の形態１１に係る放熱装置は、インナーパネルのヒートパイプから放熱面へ熱輸送する機能を有することを特徴とする。
衛星毎に機器１の発熱量が異なる、機器１のオンオフにより発熱量が変動するといったことがあるが、これによれば、熱設計を標準化してどのような衛星にも利用することが可能になる。

実施の形態１２．
実施の形態１２では、ヒートパイプの連結方法について説明する。

図３１と図３２は、図２の（Ｂ）に示す連結ヒートパイプパネル６の構成を詳細に示した図である。
インナーパネル３の厚さＷ１は、ヒートパイプ２の厚さＷ２の２倍以上である。そのため、インナーパネル３は、インナーパネル３の厚さ方向に２本のヒートパイプ２を重ねて内蔵することが可能である。
ヒートパイプ２は、複数のパイプ２１が接合されて構成される。図３１では、折り曲げられたパイプ２１の両端が、同じインナーパネル３に内蔵された他のパイプ２１と接合される。パイプ２１同士が接合されることにより、パイプ２１同士が熱的に接続される。なお、パイプ２１同士は、接合部分にフランジが形成され、ボルト等で接合される。そのため、接合されたパイプ２１間で作動媒体が流通するようになるわけではない。
例えば、図３１において、パイプ２１Ａは、折り曲げられ、インナーパネル３Ａに内蔵されている。そして、パイプ２１Ａは、一端がインナーパネル３Ａに内蔵されたパイプ２１Ｂと接合されるとともに、他端がインナーパネル３Ｂに内蔵されたパイプ２１Ｃと接合されている。また、パイプ２１Ｂは、折り曲げられ、インナーパネル３Ｃに内蔵されたパイプ２１Ｄと接合されている。同様に、パイプ２１Ｄは、パイプ２１Ｅと接合され、パイプ２１Ｅはパイプ２１Ｆと接合され、パイプ２１Ｆはパイプ２１Ｃと接合されている。これにより、ヒートパイプ２は、周方向に熱的に連結した状態になっている。
図３２は、図３１よりも少ないヒートパイプ本数と接合箇所でヒートパイプ２が構成されている。この構成により、インナーパネル４面の温度差を図３１よりも小さくすることができ、かつ軽量化することができる。

このように、複数のパイプ２１を接合してヒートパイプ２を構成するのは、ヒートパイプ２の構造上、複数個所曲げると精度よく加工することが難しいためである。ヒートパイプ２は、作動媒体が毛細管力により移動するように、内壁が毛細管構造になっている。そのため、曲げ加工が難しく、１本のパイプ２１で周方向に繋がったヒートパイプ２を精度よく構成することは難しい。

図３３は、図４の（Ｂ）に示す連結ヒートパイプパネル１０の構成を詳細に示した図である。
ウェブパネル８に内蔵されたヒートパイプ７は、一端がインナーパネル３に内蔵されたヒートパイプ２と接合され、ヒートパイプ２とヒートパイプ７とは熱的に連結している。図３３では、例えば、ヒートパイプ７は、インナーパネル３の外から、ヒートパイプ２にボルトで固定されている。この際、インナーパネル３を構成するハニカムパネルの表皮が切欠かれて、ヒートパイプ７とヒートパイプ２との連結面とインナーパネル３の表面とが段差なく平らな状態にされた上で、ヒートパイプ７とヒートパイプ２とがボルトで固定される。なお、ハニカムパネルの表皮が切欠かれず、ヒートパイプ７とヒートパイプ２とがボルトで固定されてもよい。但し、この場合、ヒートパイプ７とヒートパイプ２とを熱的に連結する工程は簡略化されるものの、熱抵抗がある状態になってしまう。

アウターパネル４に内蔵されたヒートパイプ１３と熱的に連結する方法も、インナーパネル３に内蔵されているヒートパイプ２とウェブパネル８に内蔵されたヒートパイプ７とを熱的に連結する方法と同様である。

図３４及び図３５は、図１０の（Ｂ）に示す６面の連結ヒートパイプパネル２０の構成を詳細に示した図であり、４面のヒートパイプパネルを連結した図３１及び図３２とそれぞれ同じ連結方式である。

図３６は、図１２の（Ｂ）に示す連結ヒートパイプパネル２４の構成を詳細に示した図であり、ウェブパネル２２に内蔵したヒートパイプ２１とインナーパネル２２に内蔵したヒートパイプ２１との連結方式は図３３と同じである。

アウターパネル１８に内蔵されたヒートパイプ２７と熱的に連結する方法も、インナーパネル１７に内蔵されているヒートパイプ１６とウェブパネル２２に内蔵されたヒートパイプ２１とを熱的に連結する方法と同様である。

なお、実施の形態１１で説明した管３８２は、エバポレータ３８１によって発生する毛細管力によって作動媒体が移動するため、管３８２にはヒートパイプ２と異なりウィックと呼ばれる毛細管構造は必要ない。そのため、管３８２として、取り回しが容易なものを用いることが可能である。

また、実施の形態１等に係る放熱装置は、インナーパネル３に機器１が取り付けられる。そのため、アウターパネル４をデブリから機器１を守るためのシールドとして用いることができる。つまり、想定されるデブリに応じてアウターパネル４の厚み又は強度を設計することで、デブリから機器１を守ることが可能になる。実施の形態１に限らず、他の実施の形態においても同様である。

１ 機器、２ ヒートパイプ、３ インナーパネル、４ アウターパネル、５ 放熱面、６ 連結ヒートパイプパネル、７ ヒートパイプ、８ ウェブパネル、９ 放熱面、１０ 連結ヒートパイプパネル、１１ ヒートパイプ、１２ ウェブパネル、１３ ヒートパイプ、１４ 連結ヒートパイプパネル、１５ 連結ヒートパイプパネル、１６ ヒートパイプ、１７ インナーパネル、１８ アウターパネル、１９ 放熱面、２０ 連結ヒートパイプパネル、２１ ヒートパイプ、２２ ウェブパネル、２３ 放熱面、２４ 連結ヒートパイプパネル、２７ ヒートパイプ、２８ ヒートパイプ、２９ ヒートパイプ、３０ 連結ヒートパイプパネル、３１ 連結ヒートパイプパネル、３２ 連結ヒートパイプパネル、３３ 連結ヒートパイプパネル、３４ 連結ヒートパイプパネル、３５ サーマルルーバ、３４１ ブレード、３４２ バイメタル、３６ 連結ヒートパイプパネル、３７ 連結ヒートパイプパネル、３８ ループヒートパイプ、３８１ エバポレータ、３８２ 管、４０ 太陽電池パドル、５０ ヒートパイプ、５１ 構体パネル、５２ 放熱面、５３ ヒートパイプ、５４ 構体パネル、５５ 放熱面。

Claims (10)

1. 人工衛星の構体あるいは宇宙機の構体の周囲に配置されるインナーパネルであって、周方向に連結されたヒートパイプが少なくとも１本内蔵されたインナーパネル
   を備えることを特徴とするヒートパイプパネルを用いた放熱装置。
2. 前記ヒートパイプパネルを用いた放熱装置は、さらに、
   前記インナーパネルの周囲を覆い、面内に放熱面を有するアウターパネルを備え、
   前記人工衛星あるいは前記宇宙機には、前記インナーパネルと前記アウターパネルの間における、前記アウターパネルの内側の面と対向する前記インナーパネルの外側の面に機器が搭載される
   ことを特徴とする請求項１に記載のヒートパイプパネルを用いた放熱装置。
3. 前記ヒートパイプパネルを用いた放熱装置は、さらに、
   前記インナーパネルに内蔵された前記ヒートパイプと熱的に接続されたヒートパイプが内蔵され、前記インナーパネルから外方向に伸延されたウェブパネル
   を備えることを特徴とする請求項１又は２に記載のヒートパイプパネルを用いた放熱装置。
4. 前記ウェブパネルは、熱的に接続された前記ヒートパイプから伝わった熱を放熱する放熱面
   を備えることを特徴とする請求項３に記載のヒートパイプパネルを用いた放熱装置。
5. 前記アウターパネルは、前記ウェブパネルに内蔵されたヒートパイプと熱的に接続されたヒートパイプが内蔵された
   ことを特徴とする請求項３又は４に記載のヒートパイプパネルを用いた放熱装置。
6. 前記インナーパネルは４面あるいは６面のパネルを組み合わせて構成された
   ことを特徴とする請求項１から５までのいずれか１項に記載のヒートパイプパネルを用いた放熱装置。
7. 前記インナーパネルは、周方向に連結された前記ヒートパイプが複数内蔵されており、
   前記インナーパネルは、周方向に連結された各ヒートパイプ間を接続する接続用のヒートパイプが内蔵された
   ことを特徴とする請求項１から６までのいずれか１項に記載のヒートパイプパネルを用いた放熱装置。
8. 周方向に連結された２つのヒートパイプ間を接続する接続用のヒートパイプは、Ｕ字型に曲げられた
   ことを特徴とする請求項７に記載のヒートパイプパネルを用いた放熱装置。
9. 前記放熱面は、温度に応じて熱放射率が変化する
   ことを特徴とする請求項２又は４に記載のヒートパイプパネルを用いた放熱装置。
10. 前記ヒートパイプのうち少なくとも一部のヒートパイプは、温度が高くなると内部の作動媒体を流すループヒートパイプである
    ことを特徴とする請求項１から９までのいずれか１項に記載のヒートパイプパネルを用いた放熱装置。

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