WO2017169080A1 - ヒートパイプパネルを用いた放熱装置 - Google Patents

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WO2017169080A1
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heat
heat pipe
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web
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浩樹 伊豆
祐一 小倉
武秀 野村
林　謙吾
山下　慎太郎
詞郎 坂田
北川　哲也
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三菱電機株式会社
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Definitions

  • the present invention relates to a heat dissipation device using a connected heat pipe panel in which a structure panel incorporating a heat pipe of an artificial satellite or spacecraft is connected, and the same mechanical system design can be applied even if the installed equipment and orbital attitude conditions are different. It becomes possible to standardize the design.
  • thermal structure design and equipment layout design for each equipment.
  • a heating device is mounted on the inner surface of a satellite structure panel that is suitable for heat dissipation with low orbital heat input such as sunlight according to the heat generation of the mounted device and the thermal environmental conditions in orbit, and vice versa.
  • An appropriate size heat radiation surface is provided on the outer space side of the surface to dissipate the heat generated from the equipment to outer space. For this reason, if the onboard equipment and orbit attitude conditions change and the heat generation inside the satellite or the thermal environment conditions on the orbit change, it is necessary to change the design of the equipment arrangement, the arrangement of the heat radiation surface, and the size.
  • the north-south surface of the satellite has a small solar heat input, so that it becomes a suitable surface for dissipating the heat generated by the equipment inside the satellite to space (see FIG. 23).
  • satellite buses that use the north-south surface as the main heat dissipation surface are standardized by major satellite manufacturers around the world. Since the geostationary orbit above the equator has an inclination angle of about 23.4 ° with respect to the ecliptic, sunlight corresponding to the inclination angle is incident on the north-south surface of the geostationary satellite, The north side has a reduced heat dissipation capacity.
  • a north-south connection heat pipe panel technology has been invented in the past in which the north-south surfaces are connected by a heat pipe to prevent the above-described decrease in heat dissipation capability (see, for example, Patent Document 1).
  • the standardized satellite bus technology and the north-south connection heat pipe panel technology can be applied to geostationary satellites with low solar heat input to the north-south surface, low-orbit satellites with different orbit attitude conditions and no concept of the north-south surface And cannot be applied to spacecraft.
  • the main heat radiating surface is limited to the two north-south surfaces, the heating device mounting area is limited by the north-south panel area.
  • Satellite structure surfaces other than the north-south surface such as the east-west surface have large solar heat input and are not suitable for heat dissipation. Also, even if the north-south panel is enlarged as much as possible to expand the equipment mounting area, the size of the satellite must be kept within the launching rocket fairing, so it can only be expanded within that range.
  • the geosynchronous satellite bus has a problem that the device mounting ability and the heat radiation capacity are restricted by the north-south panel area.
  • a deployment radiator that expands to increase heat dissipation capability is disclosed (for example, see Patent Documents 2 and 3).
  • a deployment radiator requires a deployment mechanism, and an advanced heat transport device having a flexible pipe called a loop heat pipe that transports heat to the radiator after deployment is also necessary.
  • the deployment radiator has a reliability problem that heat cannot be released when the deployment mechanism or the loop heat pipe fails.
  • the east-west surface of a geostationary satellite is connected with a heat pipe, and when sunlight is incident on the east (or west) surface, heat is transported to the opposite west (east) surface for heat dissipation.
  • east and west sides there is also a way of thinking that heat generating equipment is installed on the east and west sides.
  • the existing geostationary satellite bus uses the east and west side as an access panel to access the inside of the satellite when equipment is installed or replaced, and if equipment or connected heat pipes are placed on the east and west panel, it cannot be used as an access panel. Problems occur.
  • the current geostationary satellite bus cannot be applied to low-orbit satellites and spacecrafts, and there are also problems in improving the equipment mountability and heat dissipation capability of geostationary satellites.
  • the thermal vacuum test which confirms and verifies the performance of the aircraft in a ground environment that simulates the thermal vacuum state of the universe
  • the thermal design of each aircraft and each surface of the aircraft is different.
  • Test heaters for setting environmental conditions and jigs for supporting the heaters are individually required, and many test jigs are required for each machine.
  • Airframes with heat pipes must be set horizontally so that the heat pipes can be operated during the test.
  • a geostationary satellite with built-in heat pipes arranged in a grid pattern on the north-south panel lays down the satellite sideways. It is necessary to install so that the panel is horizontal.
  • the thermal vacuum test jig and installation method are different for each satellite.
  • each structure panel on which the equipment is mounted In addition, equipment heat generation and orbital heat input conditions are different, and it is necessary to design equipment arrangement, heat pipes, heat radiation surfaces, heaters, etc. for each machine body and each structure panel on each side of the machine body. For this reason, there has been a problem that the design cannot be standardized and the development period and cost are high.
  • the present invention has been made to solve such problems, and an object thereof is to provide a heat dissipation structure that can reduce the development period and cost by standardizing the mechanical system design.
  • the heat dissipating structure according to the present invention includes an inner panel disposed around a structure of an artificial satellite or a structure of a spacecraft, and includes an inner panel in which at least one heat pipe connected in the circumferential direction is incorporated. did.
  • the same thermal structure design and equipment layout design can be applied even if the onboard equipment and the orbit posture conditions to be introduced are different, and the mechanical system design is standardized. As a result, the development period and cost can be reduced.
  • the design of the heat pipe, the heat radiating surface, and the heater can be made the same even if the heat input condition changes due to the difference in the track attitude condition and the mounted equipment.
  • the inner panel on which the device is mounted is thermally connected by a heat pipe, even if one device turns off and the temperature drops, it becomes possible to prevent an excessive temperature drop due to the heat generated by another device. Since the device heat can be used as a heater, it is possible to reduce heater power and heater system.
  • FIG. 3 is a configuration diagram of a heat dissipation device including a connected heat pipe panel 6 in Embodiment 1.
  • FIG. 1A is a perspective view showing a state in which the outer panel 4 is removed from the heat radiating device, and is a perspective view in which the internal configuration is drawn through.
  • FIG. 1B is an arrow view of the heat dissipation device when viewed from the A direction of FIG. 2 is a configuration diagram of a connected heat pipe panel 6 in Embodiment 1.
  • FIG. FIG. 2A is a perspective view of the connection heat pipe panel 6.
  • FIG. 2B is an arrow view of the connected heat pipe panel 6 when viewed from the B direction of FIG. It is a block diagram of the thermal radiation apparatus containing the connection heat pipe panel 10 in Embodiment 2.
  • FIG. 3A is a perspective view showing a state in which the outer panel 4 is removed from the heat radiating device, and is a perspective view in which the internal configuration is drawn through.
  • FIG. 3B is an arrow view of the heat dissipation device when viewed from the direction C in FIG. It is a block diagram of the connection heat pipe panel 10 in Embodiment 2.
  • FIG. 4A is a perspective view of the connected heat pipe panel 10.
  • FIG. 4B is an arrow view of the connected heat pipe panel 10 when viewed from the direction D of FIG.
  • FIG. 6 is a configuration diagram of a heat dissipation device including a connected heat pipe panel 14 in a third embodiment.
  • FIG. 5A is a perspective view showing a state in which the outer panel 4 is removed from the heat radiating device, and is a perspective view in which the internal configuration is drawn through.
  • FIG. 5B is an arrow view of the heat dissipation device when viewed from the E direction in FIG.
  • FIG. 6 is a configuration diagram of a connected heat pipe panel 14 in a third embodiment.
  • FIG. 6A is a perspective view of the connection heat pipe panel 14.
  • FIG. 6B is an arrow view of the connected heat pipe panel 14 when viewed from the direction F of FIG.
  • FIG. 10 is a configuration diagram of a heat dissipation device including a connected heat pipe panel 15 in a fourth embodiment.
  • FIG. 7A is a perspective view showing a state in which the outer panel 4 is removed from the heat radiating device, and is a perspective view in which the internal configuration is drawn through.
  • FIG. 7B is an arrow view of the heat dissipation device when viewed from the G direction in FIG. It is a block diagram of the connection heat pipe panel 15 in Embodiment 4.
  • FIG. 8A is a perspective view of the connection heat pipe panel 15.
  • FIG. 8B is an arrow view of the connected heat pipe panel 14 when viewed from the H direction in FIG. It is a block diagram of the thermal radiation apparatus containing the connection heat pipe panel 20 in Embodiment 5.
  • FIG. 9A is a perspective view showing a state in which the outer panel 18 is removed from the heat radiating device, and is a perspective view in which the internal configuration is drawn through.
  • FIG. 9B is an arrow view of the heat dissipation device when viewed from the I direction in FIG. It is a block diagram of the connection heat pipe panel 20 in Embodiment 5.
  • FIG. 10A is a perspective view of the connected heat pipe panel 20.
  • FIG. 10B is an arrow view of the connected heat pipe panel 20 when viewed from the J direction in FIG. It is a block diagram of the thermal radiation apparatus containing the connection heat pipe panel 24 in Embodiment 6.
  • FIG. 11A is a perspective view showing a state in which the outer panel 18 is removed from the heat radiating device, and is a perspective view in which the internal configuration is drawn through.
  • FIG. 11B is an arrow view of the heat dissipation device when viewed from the K direction in FIG. It is a block diagram of the connection heat pipe panel 24 in Embodiment 6.
  • FIG. 12A is a perspective view of the connection heat pipe panel 24.
  • FIG. 12B is an arrow view of the connected heat pipe panel 24 when viewed from the L direction in FIG.
  • It is a block diagram of the thermal radiation apparatus containing the connection heat pipe panel 30 in Embodiment 7.
  • FIG. 13A is a perspective view showing a state in which the outer panel 18 is removed from the heat radiating device, and is a perspective view in which the internal configuration is drawn through.
  • FIG. 13B is an arrow view of the heat dissipation device when viewed from the M direction in FIG. It is a block diagram of the connection heat pipe panel 30 in Embodiment 7.
  • FIG. 14A is a perspective view of the connection heat pipe panel 30.
  • FIG. 14B is an arrow view of the connected heat pipe panel 30 when viewed from the N direction of FIG.
  • FIG. 12 is a configuration diagram of a heat dissipation device including a connected heat pipe panel 31 in an eighth embodiment.
  • FIG. 15A is a perspective view showing a state in which the outer panel 18 is removed from the heat radiating device, and is a perspective view in which the internal configuration is drawn through.
  • FIG. 15B is an arrow view of the heat dissipation device when viewed from the O direction of FIG.
  • FIG. 10 is a configuration diagram of a connected heat pipe panel 31 in an eighth embodiment.
  • FIG. 16A is a perspective view of the connection heat pipe panel 31.
  • FIG. 16B is an arrow view of the connected heat pipe panel 31 when viewed from the P direction of FIG.
  • FIG. 9 is a conceptual diagram on a orbit of a low orbit satellite according to a fourth embodiment.
  • FIG. 10 is a conceptual diagram on the orbit of a geostationary satellite according to a fourth embodiment.
  • FIG. 10 is a conceptual diagram on a orbit of a low orbit satellite according to an eighth embodiment.
  • FIG. 10 is a conceptual diagram on the orbit of a geostationary satellite according to an eighth embodiment. It is a figure which shows the heat radiating device of the conventional hexahedral satellite. It is a figure which shows the heat radiating device of the conventional octahedral-shaped artificial satellite. It is a conceptual diagram on the orbit of the conventional geostationary satellite. It is a block diagram of the heat radiating device containing the connection heat pipe panel 32 in Embodiment 9, and is a block diagram of the heat radiating device which shows the state which removed the outer panel 4. FIG. It is a block diagram of the connection heat pipe panel 32 in Embodiment 9. FIG. FIG. FIG.
  • FIG. 25A is a perspective view of the connection heat pipe panel 32.
  • FIG. 25B is a diagram illustrating a state in which each inner panel 3 is disassembled. It is a block diagram of the thermal radiation apparatus containing the connection heat pipe panel 33 in Embodiment 9, and is a block diagram of the thermal radiation apparatus which shows the state which removed the outer panel 4.
  • FIG. FIG. 20 is a configuration diagram of a connected heat pipe panel 33 in a ninth embodiment.
  • FIG. 27A is a perspective view of the connection heat pipe panel 33.
  • FIG. 27B is a diagram showing a state in which each inner panel 3 is disassembled. It is a block diagram of the thermal radiation apparatus containing the connection heat pipe panel 34 in Embodiment 10.
  • FIG. 28A is a perspective view showing a state in which the outer panel 4 is removed from the heat radiating device, and is a perspective view in which the internal configuration is drawn through.
  • FIG. 28B is a perspective view of the connection heat pipe panel 34.
  • FIG. 28C is an enlarged view of the target portion X in FIG.
  • FIG. 28D is an enlarged view of the target portion Y in FIG.
  • It is a block diagram of the heat radiating device containing the connection heat pipe panel 36 in Embodiment 11, and is a block diagram of the heat radiating device which shows the state which removed the outer panel 4.
  • FIG. It is a block diagram of the thermal radiation apparatus containing the connection heat pipe panel 37 in Embodiment 11, and is a block diagram of the thermal radiation apparatus which shows the state which removed the outer panel 4.
  • FIG. 22 is a configuration diagram of a connected heat pipe panel 6 in a twelfth embodiment.
  • FIG. 22 is a configuration diagram of a connected heat pipe panel 6 in a twelfth embodiment. It is a block diagram of the connection heat pipe panel 10 in Embodiment 12.
  • FIG. It is a block diagram of the connection heat pipe panel 20 in Embodiment 12.
  • FIG. It is a block diagram of the connection heat pipe panel 20 in Embodiment 12.
  • FIG. FIG. 22 is a configuration diagram of a connected heat pipe panel 24 in a twelfth embodiment.
  • One of the issues is that the device is mounted inside the structure panel. Therefore, when mounting or replacing the device or harness, the entire structure panel on which the work target device is mounted is temporarily removed, or the access panel or An access hole was provided, and then there was a problem that it was necessary to access equipment and the workability was poor.
  • geostationary satellites equipped with many heat generating devices on the north and south panels of the main heat dissipating surface with built-in heat pipes in a grid form can mount many heat generating devices on panels other than the north and south surfaces, It was not possible to increase the number of panels, and there were problems in improving equipment mounting and heat dissipation capacity.
  • test jigs such as test heaters are required for each machine, and many test jigs are required. Become. Therefore, a new jig design / manufacture, test preparation work, and setting / adjustment work during the test are required for each test, and there is a problem that the test cannot be standardized and costly.
  • the equipment can be mounted at a high density in the interior closer to the center of gravity of the aircraft, the MOI can be reduced and high agility can be achieved.
  • equipment can be placed on the structure panel other than the inner surface of the structure panel facing the outer space
  • equipment and heat radiation surfaces can be placed on structure panels other than the north-south surface for geostationary satellites. There is an effect that the ability can be increased.
  • the heat pipe is arranged in a direction perpendicular to the axis (gravity) direction (horizontal), it is not necessary to lay the satellite on its side to operate the heat pipe in the thermal vacuum test of a geostationary satellite. It is possible to improve the workability and to share the jig for satellite installation.
  • Embodiment 1 As a heat radiating device according to the first embodiment, a connected heat pipe panel in which an inner panel to which equipment is attached has a four-sided structure in a cylindrical shape, arranged in a direction (horizontal) orthogonal to the direction of the fuselage axis (gravity), and built-in
  • a six-sided body-shaped heat dissipation device that connects the plurality of heat pipes in the circumferential direction to achieve isothermal temperature and radiates heat to the outer space from the heat dissipation surface provided on the outer panel will be described.
  • the term satellite is used for explanation, but the term satellite can be read as an artificial satellite or a spacecraft.
  • FIG. 1 is a configuration diagram of a heat dissipation device including a connected heat pipe panel 6 according to the first embodiment.
  • 1 is a device such as an electronic device mounted on a satellite
  • 2 is a heat pipe built in the inner panel 3
  • 3 is an inner panel on which the device 1 is mounted
  • 4 is an outer panel outside the satellite
  • 5 is an outer panel. It is a heat radiating surface of the panel 4.
  • the four inner panels 3 are arranged along the periphery of the satellite structure.
  • the device 1 is mounted on the outer surface of the inner panel 3 facing the inner surface of the outer panel 4 between the inner panel 3 and the outer panel 4.
  • FIG. 1 is a device such as an electronic device mounted on a satellite
  • 2 is a heat pipe built in the inner panel 3
  • 3 is an inner panel on which the device 1 is mounted
  • 4 is an outer panel outside the satellite
  • 5 is an outer panel. It is a heat radiating surface of the panel 4.
  • the four inner panels 3 are arranged along the perip
  • connection heat pipe panel 6 is a configuration diagram of the connected heat pipe panel 6 according to Embodiment 1, and only the connected heat pipe panel 6 is illustrated from the description of FIG.
  • the connection heat pipe panel 6 has a cylindrical shape in which the four inner panels 3 and the heat pipe 2 horizontally embedded in the inner panel 3 are thermally connected in the circumferential direction.
  • FIG. 21 is a diagram showing a conventional hexahedron-shaped artificial satellite heat dissipating device, in which the heat pipe 50 is mounted inside the satellite using the heat dissipating surface 52 of the structure panel 51 in which each structure panel is built. The heat generated by the equipment is dissipated to outer space.
  • the heat generated by the plurality of devices 1 attached to the inner panel 3 is diffused in the circumferential direction of the connected heat pipe panel 6 through the heat pipe 2 and then transferred to the outer panel 4 by radiation, and the outer panel 4 space Heat is radiated from the heat radiation surface 5 provided on the space side to outer space.
  • the heat radiating surface 5 has a surface characteristic with a small solar absorptivity and a large thermal emissivity.
  • the shape, size, and arrangement of the heat dissipation surface 5 on the outer panel 4 are not limited to the illustrated shape, size, and arrangement.
  • positioned horizontally with the inner panel 3 built-in may be anywhere as long as it is a positional relationship that can be connected to each other, and the number may be any number.
  • the connected heat pipe panel 6 according to Embodiment 1 is characterized in that the horizontally disposed heat pipes 2 built in the inner panel 3 are thermally connected in the circumferential direction at a plurality of locations. And According to this, the same thermal structure design and equipment layout design can be applied even if the installed equipment and the input orbit attitude conditions are different, and the mechanical system design can be standardized to reduce the development period and cost.
  • the satellite vibrates due to the large sound pressure of the rocket, but in the conventional method in which equipment is mounted inside the structure panel, the equipment mounting panel directly vibrates due to the sound pressure of the rocket.
  • the equipment mounting panel directly vibrates due to the sound pressure of the rocket.
  • the heat dissipation device since the outer panel 4 directly receives the sound pressure of the rocket, the inner panel 3 on which the device 1 is mounted receives the sound pressure indirectly, and at the time of launch The acoustic environment of the mounted device 1 is relaxed.
  • Embodiment 2 a web panel incorporating a heat pipe is added to the first embodiment, and the connected heat pipe panel is a hexahedron composed of an inner panel, a web panel, and a heat dissipation surface provided on the web panel.
  • the airframe-shaped heat dissipation device will be described.
  • items different from the first embodiment will be mainly described. The matters whose explanation is omitted are the same as in the first embodiment.
  • FIG. 3 is a configuration diagram of a heat dissipation device including the connected heat pipe panel 10 according to the second embodiment.
  • 7 is a heat pipe
  • 8 is a web panel
  • 9 is a heat dissipation surface.
  • FIG. 4 is a configuration diagram of the connected heat pipe panel 10 according to the second embodiment, and only the connected heat pipe panel 10 is illustrated from the description of FIG. 3.
  • the connected heat pipe panel 10 according to the second embodiment includes web panels 8 that are radially arranged at the corners of the connected heat pipe panel 6 according to the first embodiment and extend outward from the inner panel 3.
  • the connected heat pipe panel 10 has a structure in which the web panel 8 and the heat pipe 7 built in the web panel 8 and arranged horizontally are thermally connected to the inner panel 3 and the heat pipe 2 built in the inner panel 3. .
  • the heat generated by the plurality of devices 1 attached to the inner panel 3 diffuses in the circumferential direction of the inner panel 3 through the heat pipe 2 and is transmitted to the heat pipe 7 of the web panel 8, and the heat radiating surface 9 provided on the web panel 8. Heat is released into space.
  • the web panel 8 incorporating the heat pipe 7 may be equipped with a heat generating device. Any number of web panels 8 with built-in heat pipes 7 may be used.
  • the shape, size, and arrangement of the heat radiating surface 9 on the web panel 8 may be any shape, size, and arrangement as long as they envelop the area in which the heat pipe 7 is built and are exposed to outer space. It doesn't matter.
  • the web panel 8 having a horizontally exposed heat pipe 7 connected to the heat pipe 2 and having a region exposed to outer space in which the heat radiating surface 9 can be disposed may have any shape and size. Absent. Furthermore, the arrangement of the heat pipe 2 and the heat pipe 7 arranged horizontally, which are housed in the inner panel 3 and the web panel 8, respectively, may be anywhere as long as they can be connected to each other, and the number may be any number.
  • the connected heat pipe panel 10 including the inner panel 3 and the web panel 8 according to the second embodiment is built in the heat pipe 2 and the web panel 8 that are built in the inner panel 3 and arranged horizontally.
  • the heat pipe 7 is thermally connected in a circumferential direction at a plurality of locations, and the heat pipe 7 connected to the heat pipe 2 extends to the heat radiation surface 9 on the web panel 8.
  • Embodiment 3 In the third embodiment, a web panel and an outer panel with a built-in heat pipe are added to the first embodiment, and the connected heat pipe panel is provided from the heat radiation surface provided on the inner panel, the web panel, the outer panel, and the outer panel.
  • the hexahedron-shaped heat dissipation device configured will be described.
  • the point which does not have a heat radiating surface in the web panel which incorporated the heat pipe differs from the web panel of Embodiment 2.
  • items different from the first and second embodiments will be mainly described. The matters whose explanation is omitted are the same as in the first and second embodiments.
  • FIG. 5 is a configuration diagram of a heat dissipation device including the connection heat pipe panel 14 according to the third embodiment.
  • 12 is a web panel
  • 11 is a heat pipe provided on the web panel 12
  • 13 is a heat pipe provided on the outer panel 4.
  • FIG. 6 is a configuration diagram of the connected heat pipe panel 14 according to the third embodiment, and only the connected heat pipe panel 14 is illustrated from the description of FIG. 5.
  • the web panel 12 radially arranged at the corners of the connected heat pipe panel 10 according to the first embodiment and the heat pipe arranged horizontally in the web panel 12.
  • 11 is thermally connected to the inner panel 3 and the heat pipe 2 built in the inner panel 3, and the outer panel 4 having the heat radiating surface 5 and the horizontally disposed heat pipe 13 built in the outer panel 4 and the heat.
  • the structure is connected.
  • Heat generated by the plurality of devices 1 attached to the inner panel 3 is transmitted to the outer panel 4 through the heat pipe 2, the heat pipe 11, and the heat pipe 13, and is radiated from the heat radiation surface 5 of the outer panel 4 to outer space.
  • the web panel 12 and the outer panel 4 incorporating the heat pipe 11 may be mounted with a heat generating device.
  • the web panel 12 built in the heat pipe 11 and the outer panel 4 built in the heat pipe 13 may each be any number from one to four.
  • the outer panel 4 incorporating the horizontally disposed heat pipe 13 connected to the built-in heat pipe 11 in the web panel 12 is not limited to the illustrated shape and size.
  • the arrangement of the heat pipe 2, the heat pipe 11, and the heat pipe 13 that are horizontally arranged in the inner panel 3, the web panel 12, and the outer panel 4 may be anywhere as long as they can be connected to each other. It may be a book.
  • the connected heat pipe panel 14 including the inner panel 3, the web panel 12, and the outer panel 4 according to the third embodiment has the horizontally disposed heat pipe 2 built in the inner panel 3 at a plurality of locations.
  • the heat pipe 11 that is thermally connected in the direction and is thermally connected to the heat pipe 2 and the web panel 12 is further connected to the outer panel 4 that is thermally connected to the heat pipe 11.
  • the outer panel 4 extends to the heat radiating surface 5.
  • Embodiment 4 an outer panel incorporating the heat pipe described in the third embodiment is added to the second embodiment, and the connected heat pipe panel is an inner panel, a web panel, an outer panel, and a web panel and an outer panel.
  • a hexahedron body-shaped heat dissipation device composed of heat dissipation surfaces provided on both panels will be described.
  • the fourth embodiment is different from the third embodiment in that a web panel with a built-in heat pipe has a heat dissipation surface.
  • items different from the first, second, and third embodiments will be mainly described. The matters whose description is omitted are the same as in the first, second, and third embodiments.
  • FIG. 7 is a configuration diagram of a heat dissipation device including a connected heat pipe panel 15 according to the fourth embodiment.
  • FIG. 8 is a configuration diagram of the connected heat pipe panel 15 according to the fourth embodiment, and only the connected heat pipe panel 15 is illustrated from the description of FIG. 7.
  • the connected heat pipe panel 15 according to the fourth embodiment includes a web panel 8 having a heat radiating surface 9 arranged radially at the corners of the connected heat pipe panel 10 according to the first embodiment, and a heat built in the web panel 8.
  • the pipe 7 is thermally connected to the inner panel 3 and the heat pipe 2 built in the inner panel 3, and is also thermally connected to the outer panel 4 having the heat radiating surface 5 and the heat pipe 13 built in the outer panel 4. Has the structure.
  • Heat generated by the plurality of devices 1 attached to the inner panel 3 is transmitted to the web panel 8 and the outer panel 4 through the heat pipe 2, the heat pipe 7, and the heat pipe 13, and the heat radiating surface 9 and the outer panel 4 of the web panel 8. Radiated from the heat radiation surface 5 to the outer space.
  • connection heat pipe panel 15 including the inner panel 3, the web panel 8, and the outer panel 4 has the heat pipe 2 that is built in the inner panel 3 and arranged horizontally at a plurality of locations.
  • a heat pipe 7 built in the web panel 8 that is thermally connected in the circumferential direction and thermally connected to the heat pipe 2 extends to the heat radiating surface 9 of the web panel 8, and is further thermally connected to the heat pipe 7.
  • the heat pipe 13 built in the connected outer panel 4 extends to the heat radiation surface 5 of the outer panel 4.
  • Other configurations are the same as those in the second and third embodiments.
  • the heat radiating capacity is greater than that of the connected heat pipe panel 14 according to the third embodiment.
  • the satellite carrying the connected heat pipe panel 15 according to the present embodiment is a low orbit satellite (see FIG. 17) or a geostationary satellite (FIG. 18)
  • the same thermal structure design and equipment layout design Can be applied, and the mechanical system design can be standardized to reduce the development period and cost.
  • Embodiment 5 The heat dissipating device according to the fifth embodiment is a heat dissipating device using a connected heat pipe panel in which the inner panel to which the device is attached has a six-sided structure, and the body shape of the hexahedron of the first embodiment is changed to an octahedron The form will be described.
  • FIG. 22 is a diagram showing a conventional octahedron-shaped artificial satellite heat dissipating device, and using the structure panel 54 in which the heat pipe 53 is built in each structure panel, the heat generated by the equipment mounted inside the satellite. Is radiated to the outer space through the heat radiating surface 55.
  • FIG. 9 is a configuration diagram of a heat dissipation device including a connected heat pipe panel 20 according to the fifth embodiment.
  • 16 is a heat pipe provided on the inner panel 17
  • 17 is an inner panel on which the device 1 is mounted
  • 18 is an octahedral outer panel
  • 19 is a heat radiating surface provided on the outer panel 18.
  • FIG. 10 is a configuration diagram of the connected heat pipe panel 20 according to the fifth embodiment, and only the connected heat pipe panel 20 is illustrated from the description of FIG.
  • the connected heat pipe panel 20 according to the fifth embodiment has a cylindrical shape in which the six inner panels 17 and the heat pipe 16 horizontally embedded in the inner panel 17 are thermally connected in the circumferential direction.
  • the operation of the coupled heat pipe panel 20 according to the fifth embodiment is the same as that of the first embodiment except that the number of surfaces of the inner panel 17 is six and the body shape is an octahedron.
  • the shape of the airframe is an octahedron
  • the same thermal structure design and equipment layout design can be applied even if the mounted equipment and the orbital attitude condition to be input are different. Standardize mechanical system design and reduce development time and costs.
  • Embodiment 6 The heat dissipating device according to the sixth embodiment adds a web panel with a built-in heat pipe to the fifth embodiment, and the connected heat pipe panel includes an inner panel, a web panel, and a heat dissipating surface provided on the web panel. It is a heat dissipation device.
  • the sixth embodiment a configuration in which the hexahedron body shape of the second embodiment is changed to an octahedron will be described.
  • items different from the second embodiment and the fifth embodiment will be mainly described. The matters whose explanation is omitted are the same as in the second and fifth embodiments.
  • FIG. 11 is a configuration diagram of a heat dissipation device including the connected heat pipe panel 24 in the sixth embodiment.
  • 22 is a web panel
  • 21 is a heat pipe provided on the web panel 22
  • 23 is a heat radiating surface provided on the web panel 22.
  • FIG. 12 is a configuration diagram of the connection heat pipe panel 24 according to the sixth embodiment, and only the connection heat pipe panel 24 is illustrated from the description of FIG. 11.
  • the connected heat pipe panel 24 according to the sixth embodiment includes a web panel 22 arranged radially at the corner of the connected heat pipe panel 20 according to the fifth embodiment, and a heat pipe 21 arranged horizontally in the web panel 22.
  • the number of web panels 22 built in the heat pipe 21 may be any number from 1 to 6.
  • the connected heat pipe panel 24 according to the sixth embodiment is the same as the second embodiment except that the number of surfaces of the inner panel 17 is six and the shape of the fuselage is an octahedron.
  • the present embodiment even if the body shape is an octahedron, the same thermal structure having a larger heat dissipation capability than that of the fifth embodiment, regardless of the mounted equipment and the orbital attitude conditions to be introduced. Design and equipment layout design can be applied, and mechanical system design can be standardized to reduce development time and cost.
  • Embodiment 7 FIG.
  • the heat dissipating device according to the seventh embodiment adds a web panel and an outer panel with a built-in heat pipe to the fifth embodiment, and the connected heat pipe panel is provided on the inner panel, the web panel, the outer panel, and the outer panel. It is the heat radiating device comprised from the heat radiating surface.
  • the form which changed the hexahedron body shape of Embodiment 3 into the octahedron is demonstrated.
  • the point which does not have a heat radiating surface in the web panel which incorporated the heat pipe differs from the web panel of Embodiment 6.
  • items different from the third, fifth, and sixth embodiments will be mainly described. The matters whose description is omitted are the same as in the third, fifth, and sixth embodiments.
  • FIG. 13 is a configuration diagram of a heat dissipation device including the connection heat pipe panel 30 according to the seventh embodiment.
  • 26 is a web panel
  • 25 is a heat pipe provided on the web panel 26
  • 27 is a heat pipe provided on the outer panel.
  • FIG. 14 is a configuration diagram of the coupled heat pipe panel 30 in the seventh embodiment, and illustrates only the coupled heat pipe panel 30 from the description of FIG. 13.
  • the connected heat pipe panel 30 according to the seventh embodiment includes a web panel 26 that is radially arranged at a corner of the connected heat pipe panel 20 according to the fifth embodiment, and a heat pipe 25 that is horizontally arranged in the web panel 26.
  • the inner panel 17 and the heat pipe 16 built in the inner panel 17 are thermally connected to the outer panel 18 having the heat dissipating surface 19 and the heat pipe 27 arranged horizontally in the outer panel 18 is also thermally connected. It has the structure connected to.
  • the number of web panels 26 built in the heat pipe 25 and the number of outer panels 18 built in the heat pipe 27 may be any number from 1 to 6.
  • the connected heat pipe panel 30 according to the seventh embodiment is the same as the third embodiment except that the number of surfaces of the inner panel 17 is six and the shape of the fuselage is an octahedron.
  • the present embodiment even if the body shape is an octahedron, the same thermal structure having a larger heat dissipation capability than that of the sixth embodiment, regardless of the mounted equipment and the orbital attitude conditions to be introduced. Design and equipment layout design can be applied, and mechanical system design can be standardized to reduce development time and cost.
  • Embodiment 8 In the heat dissipation structure according to the eighth embodiment, an outer panel incorporating the heat pipe described in the seventh embodiment is added to the sixth embodiment, and the connected heat pipe panel includes an inner panel, a web panel, an outer panel, and It is a heat radiating device comprised from the heat radiating surface provided in both the web panel and the outer panel.
  • the hexahedron body shape of the fourth embodiment is changed to an octahedron
  • the point which has a heat radiating surface in the web panel which incorporated the heat pipe differs from Embodiment 7.
  • FIG. In the following, items different from the fourth, sixth and seventh embodiments will be mainly described. The matters whose description is omitted are the same as in the fourth embodiment, the sixth embodiment, and the seventh embodiment.
  • FIG. 15 is a configuration diagram of a heat dissipation device including a connection heat pipe panel 31 according to the eighth embodiment.
  • FIG. 16 is a configuration diagram of the connection heat pipe panel 31 according to the eighth embodiment, and only the connection heat pipe panel 31 is illustrated from the description of FIG. 15.
  • the connected heat pipe panel 31 according to the eighth embodiment includes a web panel 22 having a heat radiating surface 23 arranged radially at the corners of the connected heat pipe panel 20 of the fifth embodiment, and a heat pipe 21 built in the web panel 22.
  • the inner panel 17 and the heat pipe 16 built in the inner panel 17 are thermally connected to each other, and the outer panel 18 having the heat radiation surface 19 and the heat pipe 27 built in the outer panel 18 are also thermally connected. Have.
  • the heat generated by the plurality of devices 1 attached to the inner panel 17 is transmitted to the web panel 22 and the outer panel 18 through the heat pipe 16, the heat pipe 21, and the heat pipe 27, and the heat radiating surface 23 and the outer panel 18 of the web panel 22. Radiated from the heat radiation surface 19 to the outer space.
  • the connected heat pipe panel 31 composed of the inner panel 17, the web panel 22, and the outer panel 18 according to the eighth embodiment has a heat pipe 16 that is built in the inner panel 17 and arranged horizontally in a circumferential direction.
  • the heat pipe 21 built in the web panel 22 thermally connected to the heat pipe 16 extends to the heat radiating surface 23 of the web panel 22 and is further thermally connected to the heat pipe 21.
  • a heat pipe 27 built in the panel 18 extends to the heat radiation surface 19 of the outer panel 18.
  • Others are the same as in the fourth, sixth, and seventh embodiments.
  • the connected heat pipe panel 31 according to the eighth embodiment has a heat radiating surface in both the web panel 22 and the outer panel 18 incorporating the heat pipe, it has an effect of having a larger heat radiating capacity than that in the seventh embodiment.
  • the satellite carrying the connected heat pipe panel 31 according to the present embodiment is a low orbit satellite (see FIG. 19) or a geostationary satellite (FIG. 20), the same thermal structure design and equipment layout design Can be applied, and the mechanical system design can be standardized to reduce the development period and cost.
  • Embodiment 9 FIG.
  • the ninth embodiment is different from the first to eighth embodiments in that a connecting heat pipe for connecting a plurality of heat pipes 2 connected in the circumferential direction is built in the inner panel 3.
  • the ninth embodiment will be described with respect to differences from the first to eighth embodiments. Matters whose description is omitted are the same as in the first to eighth embodiments.
  • a configuration in which a connection heat pipe is added to the configuration of the first embodiment will be described. However, not only the configuration of the first embodiment but also a connection heat pipe can be added to the configuration of the other embodiments.
  • FIG. 24 is a configuration diagram of a heat dissipation device including a connected heat pipe panel 32 according to the ninth embodiment.
  • reference numeral 28 denotes a connection heat pipe for connecting a plurality of heat pipes 2.
  • FIG. 25 is a configuration diagram of the connected heat pipe panel 32 according to the ninth embodiment, and only the connected heat pipe panel 32 is illustrated from the description of FIG. 24.
  • connection heat pipe panel 32 In the connection heat pipe panel 32 according to the ninth embodiment, a connection heat pipe 28 for connecting the plurality of heat pipes 2 connected in the circumferential direction of the first embodiment is built in the inner panel 3.
  • the heat pipe panel 32 has a structure in which each heat pipe 2 is thermally connected by the connection heat pipe 28.
  • the connected heat pipe panels 32 are connected in the vertical direction between the heat pipes 2 by straight heat pipes 28.
  • the operation will be described with reference to FIGS.
  • the heat generated by the plurality of devices 1 attached to the inner panel 3 diffuses in the circumferential direction of the inner panel 3 via the heat pipe 2 and diffuses in the vertical direction of the inner panel 3 via the heat pipe 28 for connection. Thereafter, heat is transmitted to the outer panel 4 by radiation, and the heat is radiated to the outer space from the heat radiation surface 5 provided on the outer space side of the outer panel 4.
  • FIG. 26 is a configuration diagram of a heat dissipation device including the connection heat pipe panel 33 according to the ninth embodiment.
  • reference numeral 29 denotes a connection heat pipe for connecting a plurality of heat pipes 2.
  • FIG. 27 is a configuration diagram of the connected heat pipe panel 33 according to the ninth embodiment, and only the connected heat pipe panel 33 is illustrated from the description of FIG.
  • the connected heat pipe panel 33 is connected in the vertical direction by a heat pipe 29 in which the adjacent heat pipes 2 are bent in a U shape.
  • the working medium such as ammonia enclosed in the heat pipe 28 is caused by gravity on the ground. It falls down. Therefore, in the test carried out on the ground, heat transport by the heat pipe 28 does not function. Note that heat transport by the heat pipe 28 functions because it is not affected by gravity on the orbit.
  • the number of the heat pipes 28 and 29 for connection may be any number.
  • connection heat pipe panels 32 and 33 the plurality of horizontally arranged heat pipes 2 built in the inner panel 3 are connected in the vertical direction by the heat pipe 28 or the heat pipe 29. It is characterized by being. According to this, the temperature difference produced between the several heat pipes 2 arrange
  • Embodiment 10 FIG.
  • the tenth embodiment is different from the first to ninth embodiments in that the heat dissipation device changes the thermal emissivity of the heat dissipation surface according to the temperature.
  • the tenth embodiment will be described with respect to differences from the first to ninth embodiments. Matters whose description is omitted are the same as in the first to ninth embodiments.
  • a configuration in which the thermal emissivity of the heat radiation surface 9 of the second embodiment is changed depending on the temperature will be described.
  • the heat emissivity of the heat dissipation surface of other embodiments can be changed depending on the temperature.
  • the heat dissipation device has a function of changing the heat emissivity of the heat dissipation surface 9 according to the temperature. Specifically, the lower the temperature, the lower the heat emissivity of the heat radiating surface 9 to increase the heat insulation performance, and the higher the temperature, the higher the heat emissivity of the heat radiating surface 9 to increase the heat radiating performance.
  • a method for realizing this function there is a method of attaching an emissivity variable element whose thermal emissivity varies with temperature to the heat radiating surface 9, and a heat radiating surface of the connected heat pipe panel 34 as shown in FIG.
  • the thermal louver 35 is configured such that each of a plurality of blades 351 is fixed to a shaft by a bimetal 352.
  • the bimetal 352 generates a rotational force when the temperature rises, rotates the blade 351, and increases the area where the heat radiation surface 9 located on the back surface of the blade 351 is exposed to the outside.
  • MLI Multi Layer Insulation
  • the heat dissipation device has a function of changing the thermal emissivity of the heat dissipation surface 9 according to temperature.
  • the amount of heat generated by the device 1 varies from satellite to satellite, and the amount of heat generated varies depending on whether the device 1 is turned on or off. According to this, the thermal design can be standardized and used for any satellite. Become.
  • Embodiment 11 differs from the first to tenth embodiments in that the heat dissipation device has a function of transporting heat from the heat pipe of the inner panel to the heat dissipation surface.
  • the eleventh embodiment will be described while referring to differences from the first to tenth embodiments. Matters whose description is omitted are the same as in the first to tenth embodiments.
  • a configuration in which a function of heat transport is added to the configuration of the second or third embodiment will be described. However, not only the configuration of the second embodiment or the third embodiment but also the function of heat transport can be added to the configuration of the other embodiments.
  • 29 and 30 are configuration diagrams of the connected heat pipe panels 36 and 37 according to the eleventh embodiment.
  • 29 and 30, 29 is a heat pipe for connection that connects a plurality of heat pipes 2, and 38 is a loop heat pipe that has a function of transporting heat.
  • FIG. 29 shows a configuration of a connected heat pipe panel 36 in which a loop heat pipe 38 is added to the configuration of the second embodiment.
  • FIG. 30 shows a configuration of a connected heat pipe panel 37 in which a loop heat pipe 38 is added to the configuration of the third embodiment.
  • connection heat pipe 29 described in the ninth embodiment is built in the inner panel 3.
  • the connection heat pipe panels 36 and 37 have the connection heat pipe 29 for connecting the plurality of heat pipes 2 connected in the circumferential direction of the second embodiment built in the inner panel 3.
  • the heat pipe 28 described in the ninth embodiment may be used.
  • the connection heat pipe panel 36 includes an annular loop heat pipe 38 that passes through the back side of the heat radiating surface 9 in the web panel 8.
  • the connected heat pipe panel 37 includes an annular loop heat pipe 38 that passes through the back side of the heat radiating surface 5 in the outer panel 4.
  • the loop heat pipe 38 includes an evaporator 381.
  • the evaporator 381 is connected to the heat pipe 2.
  • the heat dissipation device has a function of transporting heat from the heat pipe of the inner panel to the heat dissipation surface.
  • the amount of heat generated by the device 1 varies from satellite to satellite, and the amount of heat generated varies depending on whether the device 1 is turned on or off. According to this, the thermal design can be standardized and used for any satellite. Become.
  • Embodiment 12 FIG. In the twelfth embodiment, a method for connecting heat pipes will be described.
  • FIGS. 31 and 32 are diagrams showing in detail the configuration of the connected heat pipe panel 6 shown in FIG.
  • the thickness W1 of the inner panel 3 is more than twice the thickness W2 of the heat pipe 2. Therefore, the inner panel 3 can incorporate two heat pipes 2 in the thickness direction of the inner panel 3.
  • the heat pipe 2 is configured by joining a plurality of pipes 21.
  • both ends of the bent pipe 21 are joined to another pipe 21 built in the same inner panel 3.
  • the pipes 21 are thermally connected.
  • the pipes 21 are joined to each other with bolts or the like at the joints. For this reason, the working medium does not flow between the joined pipes 21.
  • the pipe 21A is bent and incorporated in the inner panel 3A.
  • the pipe 21A has one end joined to the pipe 21B built in the inner panel 3A and the other end joined to the pipe 21C built in the inner panel 3B.
  • the pipe 21B is bent and joined to the pipe 21D built in the inner panel 3C.
  • the pipe 21D is joined to the pipe 21E
  • the pipe 21E is joined to the pipe 21F
  • the pipe 21F is joined to the pipe 21C.
  • the heat pipe 2 is in the state thermally connected in the circumferential direction.
  • the heat pipe 2 is configured with a smaller number of heat pipes and joints than in FIG. 31. With this configuration, the temperature difference on the surface of the inner panel 4 can be made smaller than that in FIG. 31, and the weight can be reduced.
  • the reason why the heat pipe 2 is configured by joining the plurality of pipes 21 in this manner is that, due to the structure of the heat pipe 2, it is difficult to process with high accuracy when bending a plurality of places.
  • the heat pipe 2 has a capillary structure on the inner wall so that the working medium moves by capillary force. Therefore, bending is difficult, and it is difficult to accurately configure the heat pipe 2 connected in the circumferential direction by the single pipe 21.
  • FIG. 33 is a diagram showing in detail the configuration of the coupled heat pipe panel 10 shown in FIG.
  • One end of the heat pipe 7 built in the web panel 8 is joined to the heat pipe 2 built in the inner panel 3, and the heat pipe 2 and the heat pipe 7 are thermally connected.
  • the heat pipe 7 is fixed to the heat pipe 2 with a bolt from the outside of the inner panel 3.
  • the skin of the honeycomb panel constituting the inner panel 3 is notched so that the connecting surface of the heat pipe 7 and the heat pipe 2 and the surface of the inner panel 3 are made flat without any step, and then the heat pipe 7 and the heat pipe 2 are fixed with bolts.
  • the skin of the honeycomb panel is not cut out, and the heat pipe 7 and the heat pipe 2 may be fixed with bolts.
  • the process of thermally connecting the heat pipe 7 and the heat pipe 2 is simplified, there is a state of thermal resistance.
  • a method of thermally connecting the heat pipe 13 built in the outer panel 4 is also a method of thermally connecting the heat pipe 2 built in the inner panel 3 and the heat pipe 7 built in the web panel 8. It is the same.
  • FIGS. 34 and 35 are views showing in detail the configuration of the six-sided connected heat pipe panel 20 shown in FIG. 10B, and FIGS. 31 and 32 connecting the four-side heat pipe panels, respectively. The same connection method.
  • FIG. 36 is a diagram showing in detail the configuration of the connection heat pipe panel 24 shown in FIG. 12B, and the connection between the heat pipe 21 built in the web panel 22 and the heat pipe 21 built in the inner panel 22. The system is the same as in FIG.
  • the method of thermally connecting the heat pipe 27 built in the outer panel 18 is also a method of thermally connecting the heat pipe 16 built in the inner panel 17 and the heat pipe 21 built in the web panel 22. It is the same.
  • the tube 382 since the working medium moves in the tube 382 described in the eleventh embodiment by the capillary force generated by the evaporator 381, the tube 382 does not need a capillary structure called a wick unlike the heat pipe 2. Therefore, it is possible to use the tube 382 that is easy to handle.
  • the device 1 is attached to the inner panel 3. Therefore, the outer panel 4 can be used as a shield for protecting the device 1 from debris. In other words, the device 1 can be protected from debris by designing the thickness or strength of the outer panel 4 in accordance with the assumed debris. The same applies not only to the first embodiment but also to other embodiments.

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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

ヒートパイプパネルを用いた放熱装置
　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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Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2019200018A (ja) * 2018-05-18 2019-11-21 株式会社東芝 密閉容器の放熱機構
JP2020001654A (ja) * 2018-07-02 2020-01-09 三菱電機株式会社 宇宙機構体
CN112229253A (zh) * 2020-10-30 2021-01-15 上海卫星装备研究所 热管支路连接装置与热管系统
EP3912915A1 (en) * 2020-05-18 2021-11-24 The Boeing Company Additively manufactured satellite
US11542041B2 (en) 2020-05-18 2023-01-03 The Boeing Company Additively manufactured satellite panel with damping
US11794927B2 (en) 2019-08-28 2023-10-24 The Boeing Company Additively manufactured spacecraft panel
US11802606B2 (en) 2020-05-18 2023-10-31 The Boeing Company Planate dynamic isolator
US11878819B2 (en) 2020-12-17 2024-01-23 The Boeing Company Satellite thermal enclosure
US11909110B2 (en) 2020-09-30 2024-02-20 The Boeing Company Additively manufactured mesh horn antenna

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107914890A (zh) * 2016-10-09 2018-04-17 海口未来技术研究院 临近空间飞行器用吊舱
CN109649694B (zh) * 2018-12-20 2022-01-11 深圳航天东方红海特卫星有限公司 一种电致变色热控机构
CN109878764A (zh) * 2019-02-28 2019-06-14 上海微小卫星工程中心 一种机电热一体化卫星结构板
FR3105178B1 (fr) * 2019-12-24 2024-03-15 Airbus Defence & Space Sas Structure porteuse pour véhicule spatial et procédé de montage d’une structure porteuse pour véhicule spatial

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6206327B1 (en) * 1999-03-31 2001-03-27 Lockheed Martin Corporation Modular spacecraft bus
JP2003137199A (ja) * 2001-10-31 2003-05-14 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 太陽電池パネル及び太陽電池パネルを有する宇宙機
JP2010208628A (ja) * 2009-03-06 2010-09-24 Thales 宇宙船用の熱管理装置
JP2015513492A (ja) * 2012-01-03 2015-05-14 ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅＢｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ 調整可能な熱放射率を有する表面を実現する装置及び方法
JP2015522459A (ja) * 2012-04-30 2015-08-06 エアバス・ディフェンス・アンド・スペース・リミテッドＡｉｒｂｕｓ Ｄｅｆｅｎｃｅ Ａｎｄ Ｓｐａｃｅ Ｌｉｍｉｔｅｄ ヒートパイプをパネルに搭載するための装置および方法

Family Cites Families (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3384324A (en) * 1966-03-28 1968-05-21 William J. O'sullivan Jr. Thermal control wall panel
JPS582593A (ja) * 1981-06-26 1983-01-08 Hitachi Ltd 熱交換装置
JPS62261598A (ja) 1986-05-09 1987-11-13 日本電信電話株式会社 高排熱衛星
JPH01212698A (ja) 1988-02-19 1989-08-25 Toshiba Corp 人工衛星の熱制御装置
JPH01144671U (ja) 1988-03-24 1989-10-04
JPH01148998U (ja) 1988-04-06 1989-10-16
US4880050A (en) * 1988-06-20 1989-11-14 The Boeing Company Thermal management system
JP2791118B2 (ja) 1989-07-31 1998-08-27 株式会社東芝 パネル結合装置
JP2561637Y2 (ja) * 1991-04-19 1998-02-04 株式会社フジクラ ヒートパイプ式道路融雪装置
US5372183A (en) * 1991-08-22 1994-12-13 Strickberger; Harold P. Thermal control arrangements for a geosynchronous spacecraft
US5351746A (en) 1992-09-21 1994-10-04 General Electric Co. Spacecraft thermal panels & make-break thermal joints
US5506032A (en) * 1994-04-08 1996-04-09 Martin Marietta Corporation Structural panel having integral heat pipe network
US6378809B1 (en) 1997-10-10 2002-04-30 Space Systems AFT deployable thermal radiators for spacecraft
US6591899B1 (en) * 2000-11-21 2003-07-15 Space Systems/Loral, Inc. Spacecraft multi-directional loop heat pipe thermal systems
US6478258B1 (en) * 2000-11-21 2002-11-12 Space Systems/Loral, Inc. Spacecraft multiple loop heat pipe thermal system for internal equipment panel applications
FR2823182B1 (fr) 2001-04-05 2004-06-04 Cit Alcatel Radiateur deployable pour engin spatial
FR2829746B1 (fr) * 2001-09-18 2003-12-19 Cit Alcatel Dispositif de transfert de chaleur
JP2003291900A (ja) * 2002-04-05 2003-10-15 Mitsubishi Electric Corp 人工衛星熱制御装置
US6778389B1 (en) * 2003-07-03 2004-08-17 Visteon Global Technologies, Inc. Microelectronic package with tubular housing
US7513462B1 (en) * 2005-06-08 2009-04-07 Lockheed Martin Corporation Satellite equipment mounting panel
FR2905933B1 (fr) * 2006-09-15 2008-12-26 Astrium Sas Soc Par Actions Si Dispositif de gestion des flux thermiques dans un engin spatial et engin spatial equipe d'un tel dispositif
EP2332839B1 (en) 2008-10-02 2015-06-24 Ibérica del Espacio, S.A. Spaceship heat module
EP2411283A1 (en) * 2009-03-24 2012-02-01 Lockheed Martin Corporation Spacecraft heat dissipation system
US8960608B2 (en) * 2012-02-07 2015-02-24 Lockheed Martin Corporation Deployable radiator having an increased view factor
JP2013233906A (ja) 2012-05-11 2013-11-21 Mitsubishi Electric Corp 宇宙機
US9889951B1 (en) * 2013-02-12 2018-02-13 Lockheed Martin Corporation Spacecraft east-west radiator assembly

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6206327B1 (en) * 1999-03-31 2001-03-27 Lockheed Martin Corporation Modular spacecraft bus
JP2003137199A (ja) * 2001-10-31 2003-05-14 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 太陽電池パネル及び太陽電池パネルを有する宇宙機
JP2010208628A (ja) * 2009-03-06 2010-09-24 Thales 宇宙船用の熱管理装置
JP2015513492A (ja) * 2012-01-03 2015-05-14 ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅＢｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ 調整可能な熱放射率を有する表面を実現する装置及び方法
JP2015522459A (ja) * 2012-04-30 2015-08-06 エアバス・ディフェンス・アンド・スペース・リミテッドＡｉｒｂｕｓ Ｄｅｆｅｎｃｅ Ａｎｄ Ｓｐａｃｅ Ｌｉｍｉｔｅｄ ヒートパイプをパネルに搭載するための装置および方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See also references of EP3438004A4 *

Cited By (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2019200018A (ja) * 2018-05-18 2019-11-21 株式会社東芝 密閉容器の放熱機構
JP7039387B2 (ja) 2018-05-18 2022-03-22 株式会社東芝 密閉容器の放熱機構
JP2020001654A (ja) * 2018-07-02 2020-01-09 三菱電機株式会社 宇宙機構体
JP7154048B2 (ja) 2018-07-02 2022-10-17 三菱電機株式会社 宇宙機構体
US11794927B2 (en) 2019-08-28 2023-10-24 The Boeing Company Additively manufactured spacecraft panel
EP3912915A1 (en) * 2020-05-18 2021-11-24 The Boeing Company Additively manufactured satellite
US11542041B2 (en) 2020-05-18 2023-01-03 The Boeing Company Additively manufactured satellite panel with damping
US11802606B2 (en) 2020-05-18 2023-10-31 The Boeing Company Planate dynamic isolator
US11827389B2 (en) 2020-05-18 2023-11-28 The Boeing Company Additively manufactured satellite
US11909110B2 (en) 2020-09-30 2024-02-20 The Boeing Company Additively manufactured mesh horn antenna
CN112229253A (zh) * 2020-10-30 2021-01-15 上海卫星装备研究所 热管支路连接装置与热管系统
US11878819B2 (en) 2020-12-17 2024-01-23 The Boeing Company Satellite thermal enclosure

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Publication number Publication date
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YORK et al. Optus B communications spacecraft thermal design
CHANG et al. In-flight temperature correlation and thermal performance evaluationfor the Superbird communications spacecraft
Wise et al. Direct Broadcast Satellite-A Thermal Design Challenge
Ercol et al. The MESSENGER spacecraft power subsystem thermal design and early mission performance
Cottingham et al. Lessons Learned during Thermal Hardware Integration on the Global Precipitation Measurement Satellite

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