WO2024004355A1 - 熱制御構造体および熱制御構造体を備えた人工衛星 - Google Patents

熱制御構造体および熱制御構造体を備えた人工衛星 Download PDF

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孟佑 趙
博一 増井
涼 桑原
崇 鶴田
一摩 及川
将人 森
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パナソニックホールディングス株式会社
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    • F28F21/00—Constructions of heat-exchange apparatus characterised by the selection of particular materials
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    • H01L23/34—Arrangements for cooling, heating, ventilating or temperature compensation ; Temperature sensing arrangements
    • H01L23/36—Selection of materials, or shaping, to facilitate cooling or heating, e.g. heatsinks
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    • H05K7/00—Constructional details common to different types of electric apparatus
    • H05K7/20—Modifications to facilitate cooling, ventilating, or heating

Definitions

  • the present disclosure relates to a thermal control structure for equipment that requires thermal control, such as an electronic device, and an artificial satellite equipped with the thermal control structure.
  • thermal design is performed to suit high-temperature environments, and temperature control is performed in low-temperature environments by heating with a polyimide heater or the like.
  • Patent Document 1 describes a space radiator having refrigerant flow path piping, but these have a rigid structure. Furthermore, a mobile phone with metal piping running through the back of the display has been prototyped for use in cooling computers and the like.
  • thermal louvers and deployable radiators are known as conventional technologies for controlling spacecraft heat.
  • Thermal louvers can passively respond to changes in the thermal environment, but the amount of heat dissipated does not increase.
  • a deployable radiator can improve heat dissipation and reduce weight by using graphite in the heat dissipation part (for example, see Patent Document 2).
  • Carbon materials represented by graphite, are attracting attention as materials with excellent thermal control.
  • Graphite has thermal conductivity comparable to aluminum and copper, which are common high thermal conductivity materials, and has better heat transport properties than copper. Therefore, it is attracting attention as a material for heat dissipation fins used in heat spreaders of LSI chips, heat sinks of semiconductor power modules, and the like.
  • heat sinks using carbon materials, for example, as shown in Patent Document 3, brittle carbon particles are compressed and solidified and then coated with a metal film to prevent the graphite from peeling off and to improve carbon's high thermal conductivity. Heat sinks have been proposed that take advantage of this feature.
  • the space heat sink of Patent Document 1 has a rigid structure, has a large mass, lacks flexibility, and may not be usable or may have limited handling depending on the application.
  • the refrigerant flow path is arranged on a surface for heat radiation or heat absorption, the piping part that serves as the refrigerant flow path and the part with the heat radiation or heat absorption surface are separate parts, resulting in a complex structure and high cost. It is.
  • Patent Document 2 uses a mechanical drive such as a paddle, which not only raises concerns about malfunction, but also increases weight, making it difficult to apply to small satellites.
  • the purpose of the present disclosure is to solve the above-mentioned problems, and to improve heat dissipation and heat transport properties with a lightweight and simple mechanism, and to provide heat that is suitable for environments with large temperature differences in outer space and on earth.
  • An object of the present invention is to provide a control structure and an artificial satellite equipped with the control structure.
  • a thermal control structure includes a plurality of sheet-like or plate-like graphite members, and basal surfaces are arranged in parallel at first ends of the plurality of graphite members in the longitudinal direction, and A first holding member holds a plurality of graphite members so that an edge surface perpendicular to the basal plane is exposed, and a second end of the plurality of graphite members opposite to the first end has a parallel basal plane. and a second holding member that holds the plurality of graphite members in such a manner that the graphite members are aligned with each other and their edge surfaces are exposed.
  • the edge surfaces exposed at the first ends of the plurality of graphite members function as heat transfer surfaces into which thermal energy is input when in contact with the thermally controlled object, and the edge surfaces exposed at the second ends function as heat transfer surfaces. It functions as a heat transfer surface that radiates thermal energy when it comes into contact with an object.
  • An artificial satellite includes the thermal control structure according to the above-described aspect, and the exposed edge surfaces at the first ends of the plurality of graphite members are in contact with a thermally controlled object within the artificial satellite.
  • the graphite member is arranged such that the exposed edge surfaces at the second ends of the plurality of graphite members face the external space of the artificial satellite.
  • a thermal control structure and an artificial satellite equipped with the same are provided with a lightweight and simple mechanism that improves heat dissipation and heat transport properties and are suitable for environments with large temperature differences in outer space and on the earth. can be provided.
  • FIG. 4A Schematic diagram of a thermal control structure in an embodiment of the present disclosure External view of a thermal control structure according to an embodiment External view of a thermal control structure according to an embodiment Structural diagram of the vicinity of the base plate in the thermal control structure of the embodiment Exploded view of the base plate shown in Figure 4A
  • a thermal control structure includes a plurality of sheet-like or plate-like graphite members, and basal surfaces are arranged in parallel at first ends in the longitudinal direction of the plurality of graphite members, and , a first holding member that holds the plurality of graphite members so that an edge surface perpendicular to the basal plane is exposed; and a second end of the plurality of graphite members opposite to the first end. , a second holding member that holds the plurality of graphite members such that the basal surfaces are arranged in parallel and the edge surfaces are exposed, the second holding member being exposed at the first end of the plurality of graphite members.
  • the edge surface functions as a heat transfer surface to which thermal energy is input when in contact with a heat control target, and the edge surface exposed at the second end functions as a heat transfer surface where thermal energy is radiated by contacting with a heat radiating target. It functions as a heat transfer surface.
  • the first holding member is arranged such that the edge surfaces of the plurality of graphite members are arranged in the same plane. It holds the graphite member.
  • the second holding member is configured such that the edge surfaces of the plurality of graphite members are arranged in the same plane. It holds the plurality of graphite members.
  • the first holding member and the second holding member hold the plurality of graphite members perpendicularly to the basal plane. It has a structure that allows it to be held by being held in the direction in which it is held.
  • the first holding member and the second holding member mutually hold the basal surfaces of the adjacent graphite members. It is held so that it is spaced apart.
  • the thermal control structure according to a sixth aspect of the present disclosure is provided so as to be in contact with the exposed edge surface at the second end of the plurality of graphite members. It is equipped with a heat radiating member.
  • the graphite member includes a graphite sheet or a graphite plate, and the graphite sheet and the graphite plate are made of a polymer film. It is what was done.
  • the polymer film is polyoxadiazole, polybenzothiazole, polybenzobisthiazole, polybenzoxazole, polybenzobisoxazole, polypyromellit. It is at least one member of the group consisting of imide, aromatic polyamide, polyphenylenebenzimitazole, polyphenylenebenzobisimitazole, polythiazole, and polyparaphenylenevinylene.
  • the graphite member can have a graphite structure.
  • An artificial satellite according to a ninth aspect of the present disclosure is an artificial satellite including the thermal control structure according to any one of the first to eighth aspects, wherein the thermal control structure is exposed at the first end of the plurality of graphite members.
  • the edge surface is arranged so as to be in contact with the thermally controlled object within the satellite, and the edge surface exposed at the second end of the plurality of graphite members faces an external space of the satellite. It is arranged like this.
  • FIG. 1 shows a schematic structure of a thermal control structure 101 in an embodiment of the present disclosure.
  • the thermal control structure 101 is installed inside the casing 108 of an artificial satellite.
  • the thermal control structure 101 of this embodiment is a structure that transports thermal energy generated in a thermally controlled object to a different location and radiates the thermal energy to the heat radiating object.
  • the thermal control target may be any target that generates heat, such as electronic equipment or electronic components placed in an artificial satellite.
  • the heat radiation target may be any target to which the transferred thermal energy is radiated by heat transfer or radiation, and is, for example, outer space, which is the space outside the casing 108 of the artificial satellite.
  • Thermal control structure 101 includes a plurality of graphite members 102 and base plates 103 and 105 that hold ends of the graphite members 102 in the longitudinal direction.
  • the graphite member 102 is a member in which the surface of a graphite sheet 102a is protected by a protective layer 102b.
  • a highly oriented graphite sheet 102a is produced by firing one or more polymer films while controlling the applied pressure, and a protective layer 102b is formed on the surface by coating with a coating agent.
  • a graphite member 102 is produced.
  • As a coating method various methods such as polyimide tape, liquid polyimide, metal plating, metal powder welding, etc. may be applied. Further, the coating range may be determined as appropriate depending on the portions that come into contact with the base plates 103, 105, insulation, frequency of bending, etc. For example, the entire graphite member 102 may be coated.
  • Polymer films include polyoxadiazole, polybenzothiazole, polybenzobisthiazole, polybenzoxazole, polybenzobisoxazole, polypyromellitimide, aromatic polyamide, polyphenylenebenzimitazole, polyphenylenebenzobisimitazole, It may be at least one member of the group consisting of polythiazole and polyparaphenylenevinylene.
  • a graphite sheet is made by compressing graphite powder, a dense graphite structure is not formed in the plane direction; in other words, the six-membered rings made of carbon atoms are torn and broken apart. Because it is hardened, its strength is brittle and its heat transport performance is low.
  • the graphite sheet 102a formed using the above-mentioned polymer film has a highly crystalline state in which the six-membered rings made of carbon atoms are arranged uniformly in the plane direction, so heat transport Sexuality also increases.
  • the graphite sheet 102a has a structure in which planes on which benzene is condensed are layered, and the benzene condensation plane is the basal plane, and the plane perpendicular to the basal plane is the edge plane (non-basal plane).
  • the graphite sheet 102a has a characteristic that the thermal conductivity in the direction along the basal plane is significantly higher than the thermal conductivity in the direction perpendicular to the basal plane. Further, since the graphite member 102 is cut according to the heat transport distance to form the first end and the second end, the edge surface of the graphite sheet 102a is protected at the first end and the second end. It is exposed from the layer 102b.
  • FIGS. 4A and 4B The structure of the second base plate 103 is shown in FIGS. 4A and 4B.
  • FIG. 4A is a diagram showing the assembled state of the second base plate 103
  • FIG. 4B is a diagram showing the disassembled state.
  • the second base plate 103 includes two end plates 103a that sandwich a plurality of graphite members 102 from both ends, and a plurality of spacer plates arranged between adjacent graphite members 102. 103b.
  • a spacer plate 103b is arranged between adjacent graphite members 102, and the graphite members 102 are sandwiched between two end plates 103a arranged at both ends. is retained.
  • the plurality of graphite members 102 are in a state in which opposing basal surfaces are sandwiched between end plates 103a or spacer plates 103b.
  • the edge surface S2 of the graphite member 102 is exposed from the second base plate 103, that is, from between the end plates 103a or the spacer plates 103b.
  • the exposed edge surfaces S2 of each of the graphite sheets 102a are located, for example, in the same plane.
  • the heat transfer member 104 is arranged so as to be in contact with this exposed edge surface S2. Since the edge surfaces S2 are located in the same plane, each edge surface S2 can be easily arranged so as to be in contact with the surface of the heat transfer member 104.
  • a heat transfer member 104 a member with high thermal conductivity can be used, and for example, a metal member such as aluminum may be used.
  • the spacer plate 103b is arranged between the graphite members 102 held on the second base plate 103, the graphite members 102 are spaced apart from each other in the thickness direction. Thereby, in the exposed edge surface S2, a distance can be secured between the adjacent edge surface S2, and thermal conductivity can be improved. Further, if the graphite member 102 has high flexibility, it will be easy to handle, and for this purpose, it is desirable that the thickness of the graphite sheet 102a be formed thin.
  • the size of the heat transfer member 104 is determined depending on the input of thermal energy or the object of heat radiation.
  • the respective edge surfaces S2 can be distributed over the heat transfer surface. can be brought into contact with it.
  • the ratio between the thickness of the graphite sheets 102a and the arrangement pitch of the graphite sheets 102a may be set to a ratio of 1:5 or more.
  • the holding structure for the graphite member 102 has been described using the second base plate 103 as an example, a similar holding structure is also adopted for the first base plate 105.
  • the exposed edge surface S1 is in contact with the heat transfer member 104 (see FIG. 3).
  • the edge surface S1 exposed on the first end side functions as a heat transfer surface to which thermal energy is input from the heat transfer member 104.
  • the edge surface S2 exposed on the second end side functions as a heat transfer surface that radiates thermal energy by coming into contact with a heat radiating target (for example, the heat transfer member 104).
  • the plurality of graphite members 102 are held by the base plates 103 and 105 so as to be spaced apart from each other at the first end and the second end, but between the first end and the second end, each of the graphite members 102 is The graphite members 102 may be overlapped. By doing so, the graphite member 102 can be made compact and can also be made into a two-dimensional cable, improving the ease of handling.
  • FIG. 1 a thermally controlled object 106 is arranged inside a casing 108 of an artificial satellite.
  • a heat transfer member 104 is arranged so as to be in contact with the thermally controlled object 106, and an edge surface S1 on the first end side of the graphite member 102 is in contact with this heat transfer member 104.
  • the second base plate 103 that holds the second end of the graphite member 102 is provided in the casing 108 of the satellite, and the edge surface S2 on the second end side of the graphite member 102 is attached to the casing 108. Exposed to the outside.
  • a heat transfer member 104 is arranged so as to be in contact with the edge surface S2, and this heat transfer member 104 is arranged outside the housing 108, that is, in outer space. Further, the graphite member 102 is arranged by utilizing its flexibility so as not to interfere with the non-thermal control object 107 arranged inside the casing 108. Note that the graphite member 102 may be a graphite plate. In order to transport heat in the narrow space of a small artificial satellite, it is preferable to use a highly flexible sheet-like graphite member. On the other hand, if a space for heat transport can be secured, a graphite plate capable of more linear and high heat transport may be used.
  • the graphite sheet is a sheet made of a raw material having a thickness of about 30 ⁇ m, for example, and made flexible by inflating the contained gas.
  • a graphite plate is a material obtained by pressurizing a raw material having a thickness of, for example, about 100 ⁇ m while removing the gas contained therein to give it rigidity.
  • Thermal energy generated in the thermally controlled object 106 is input from the edge surface S1 on the first end side of the graphite member 102 via the heat transfer member 104.
  • Thermal energy input from the edge surface S1 is thermally transported along the basal surface in the plurality of layers of the graphite sheet 102a.
  • the six-membered rings of carbon atoms are arranged uniformly, so thermal vibrations are transmitted rapidly.
  • the thermal conductivity is about 1/100 of that in the direction along the basal plane. Therefore, compared to the case where thermal energy is input from the basal surface, when thermal energy is input from the edge surface S1, thermal energy can be transmitted to each layer more uniformly and more efficient heat transport can be achieved. .
  • Heat is transported from the first end to the second end along the graphite sheet 102a, and the thermal energy is transmitted from the edge surface S2 exposed at the second end to the heat transfer member 104. Since the heat transfer member 104 is placed in outer space, the transferred thermal energy is radiated into outer space, thereby being dissipated. In particular, since there is no convection in outer space, it is possible to further improve heat dissipation by emitting heat through radiation. Since the edge surface S2 of the graphite sheet 102a is in contact with the heat transfer member 104 (heat radiation member), heat can be transferred more efficiently than when the basal surface is in contact.
  • thermal control structure fabricated in this way was evaluated through thermal conductivity tests and vibration tests on the premise that it would be mounted on an actual satellite.
  • Example 3 A heat control structure was produced in which the heat transfer member 104 was arranged on the second end side exposed to outer space in the heat control structure of Example 1, and the other conditions were the same as in Example 1. This thermal control structure corresponds to the thermal control structure shown in FIG.
  • Comparative example 1 As Comparative Example 1, a heat control structure was fabricated using a 100 ⁇ m thick copper foil as a heat transporting member instead of a graphite member, with the other conditions being the same as in Example 1.
  • Thermal conductivity evaluation test A thermal conductivity evaluation test was conducted on the thermal control structures produced in Example 1-3 and Comparative Example 1-2. Thermal conductivity evaluation TEG was performed using the testing apparatus shown in FIG. In the evaluation in a natural cooling environment, a temperature measuring part 113 (10 mm x 10 mm, t: 5 mm, made of copper) and a heater were installed directly under the center of the graphite heat sink described in the thermal control structure of Example 1-3 and Comparative Example 1-2. 114 (10 mm x 10 mm, t: 1 mm, made of ceramic) was adhered by applying 0.3 mm of grease 115.
  • a graphite heat sink is a heat sink that uses graphite material as a fin or a fin and a base.
  • FIG. 7 is a table showing the results of a thermal conductivity evaluation test and a shape change evaluation after a vibration test for the thermal control structures of Example 1-3 and Comparative Example 1-2.
  • Example 1 As shown in Example 1, by exposing the edge surface of the graphite sheet to the object to be thermally controlled and the opposite side thereof, thermal conductivity was improved, and due to its flexibility, vibration resistance was also strong. . Further, in Example 2, although a rigid graphite plate was used, the protective layer formed by the coating agent ensured sliding with the base plate and maintained vibration resistance. Note that this slippage refers to the cushioning properties provided by the viscoelastic coating agent. Furthermore, in Example 3, heat radiation into outer space can be expected by using a heat transfer member.
  • Comparative Example 1 when copper foil is used, it cannot exhibit as much heat dissipation as graphite in a small area, and its vibration resistance is also weak, making it impossible to secure the shape.
  • Comparative Example 2 since a heat pipe is used, it is heavy, lacks flexibility, and has a complicated structure, as described above.
  • the thermal control structure 101 of the present embodiment includes a plurality of graphite members 102, a first base plate 105 that holds the plurality of graphite members 102 at a first end in the longitudinal direction of the graphite member 102, and a first end of the graphite member 102. and a second base plate 103 that holds a plurality of graphite members 102 at a second end on the opposite side.
  • Graphite member 102 may be sheet-shaped or plate-shaped.
  • the first base plate 105 holds the plurality of graphite members 102 at the first end so that the basal surfaces are arranged in parallel and the edge surface S1 perpendicular to the basal surface is exposed.
  • the second base plate 103 holds the plurality of graphite members 102 at the second end so that the basal surfaces are arranged in parallel and the edge surface S2 is exposed.
  • the edge surface S1 exposed at the first end of the plurality of graphite members 102 functions as a heat transfer surface to which thermal energy is input by coming into contact with the thermally controlled object 106.
  • the edge surface S2 exposed at the second end functions as a heat transfer surface from which thermal energy is radiated by coming into contact with a heat radiation target.
  • thermal control structure that can achieve high heat dissipation and heat transport performance with graphite, which is extremely lightweight compared to metal, and with a simple mechanism that does not use paddles or the like.
  • it becomes a thermal control structure suitable for environments with large temperature differences such as in outer space or on the earth, and it is also possible to provide an artificial satellite equipped with such a thermal control structure.
  • the thermal control structure of the present disclosure can be applied not only to spacecraft and artificial satellites, but also to heat absorption and radiation applications for thermally controlled objects in the industrial equipment and automotive fields.

Abstract

熱制御構造体は、シート状またはプレート状の複数のグラファイト部材と、複数のグラファイト部材における長手方向の第１端部にて、ベーサル面が平行に並び、かつ、ベーサル面と直交するエッジ面が露出するように複数のグラファイト部材を保持する第１保持部材と、第１端部とは反対側の第２端部にて、ベーサル面が平行に並び、かつ、エッジ面が露出するように複数のグラファイト部材を保持する第２保持部材と、を備え、複数のグラファイト部材の第１端部において露出されたエッジ面が、熱制御対象と接することで熱エネルギが入力される伝熱面として機能し、第２端部において露出されたエッジ面が、放熱対象と接することで熱エネルギが放熱される伝熱面として機能する。

Description

熱制御構造体および熱制御構造体を備えた人工衛星
　本開示は、電子装置等の熱制御が必要な機器の熱制御構造体と、その熱制御構造体を備えた人工衛星とに関する。
　宇宙機は低温環境と高温環境の両方に曝されるため、搭載機器を許容範囲温度に納めることが必須である。従来の大型衛星などでは、筐体内部に電子機器およびヒートパイプ群が配置されていた。しかしながら、小型・軽量かつ高密度実装が求められる昨今の人工衛星においては、半導体の局所発熱を拡散しつつ低温側の動作を安定化させる必要があり、熱設計の成立がより難しくなっている。通常は、高温環境に合わせた熱設計を行い、低温環境ではポリイミドヒータなどで加熱する温度制御が行われる。
　特許文献１では、冷媒流路配管を持つ宇宙用放熱器が記載されているが、これらはリジッドな構造である。さらに、パソコン等の冷却用途として、ディスプレイの背面に金属配管を通した携帯が試作されている。
　機構面では、宇宙機の熱制御を行う従来技術として、サーマルルーバや展開ラジエータが知られている。サーマルルーバは受動的に熱環境変動に対応できるが、放熱量は上がらない。一方、展開ラジエータは、放熱部にグラファイトを用いて放熱性の向上と軽量化を図ることができる（例えば、特許文献２参照）。
　一方、地上用途の熱制御については、電子装置などを熱制御の対象としており、電子装置の開発は益々高度になっている。このような電子装置としては、高い処理速度および高周波数で作動する能力があり、小型で、より複雑な電力条件を有する電子装置、マイクロプロセッサや電子および電気部品ならびに装置の集積回路等の他の技術的に進化した装置、さらに高出力光学装置等がある。電子装置においては極端に高い温度が発生することがある。しかしながら、マイクロプロセッサ、集積回路、その他の高性能な電子部品は、特定範囲の閾温度下でのみ効率的に動作するのが一般的である。電子部品の動作中に発生する過剰の熱は、その固有性能に有害であるのみならず、システム全体の性能や信頼性が損なわれ、システムの故障を引き起こす場合もある。電子システムの稼働によって予期される極端な温度を含む環境条件の幅が益々広くなることも、過剰熱による悪影響を助長するものである。
　熱制御に優れた材料として注目されているのが、グラファイトに代表されるカーボン材である。グラファイトは、一般的な高熱伝導材料であるアルミニウムや銅と同等の熱伝導率を備え、なおかつ銅よりも優れた熱輸送特性を備えている。そのため、ＬＳＩチップのヒートスプレッダ、半導体パワーモジュールのヒートシンクなどに用いられる放熱フィン用の材料として注目されている。従来のカーボン材を用いたヒートシンクでは、例えば、特許文献３に示すように、脆いカーボン粒子を圧縮固形化した上に金属フィルムによるコーティングを施すことで、グラファイトの剥離を防ぎつつカーボンの高い熱伝導性を活かそうとしたヒートシンクが提案されている。
特許第３０８４８１４号公報 特開２００８－２６５５２２号公報 特表２００９－５０５８５０号公報
　しかしながら、特許文献１の宇宙用放熱器はリジッド構造を有するものであり、質量が大きく、フレキシブル性に欠け、用途によっては使用できない場合や取扱いに制限を受ける場合がある。また、放熱もしくは吸熱のために冷媒流路を面上に配置するため、冷媒流路となる配管部分と放熱または吸熱面がある部分とを別部品としているため、構造が複雑であるとともに高コストである。
　特許文献２では、パドルなど機械的駆動を用いているため動作不良の懸念があるだけでなく、重量が重くなるため、小型衛星に適用することは難しい。
　特許文献３のヒートシンクでは、グラファイト粒子の圧縮から作製されていることから、面方向に緻密なグラファイト構造が形成されていない。そのため、強度が脆く、熱輸送性能も低い。
　本開示の目的は、上述の課題を解決することであって、軽量かつ簡単な機構で、放熱性および熱輸送性を向上させて、宇宙空間および地球上において温度差の大きい環境に適した熱制御構造体およびそれを備えた人工衛星を提供することである。
　本開示の一の態様にかかる熱制御構造体は、シート状またはプレート状の複数のグラファイト部材と、複数のグラファイト部材における長手方向の第１端部にて、ベーサル面が平行に並び、かつ、ベーサル面と直交するエッジ面が露出するように複数のグラファイト部材を保持する第１保持部材と、複数のグラファイト部材における第１端部とは反対側の第２端部にて、ベーサル面が平行に並び、かつ、エッジ面が露出するように複数のグラファイト部材を保持する第２保持部材と、を備える。複数のグラファイト部材の第１端部において露出されたエッジ面が、熱制御対象と接することで熱エネルギが入力される伝熱面として機能し、第２端部において露出されたエッジ面が、放熱対象と接することで熱エネルギが放熱される伝熱面として機能するものである。
　本開示の一の態様にかかる人工衛星は、上述の態様の熱制御構造体を備え、複数のグラファイト部材の第１端部において露出されたエッジ面が、人工衛星内の熱制御対象に接するように配置され、複数のグラファイト部材の第２端部において露出されたエッジ面が、人工衛星の外部空間に面するように配置されているものである。
　本開示によれば、軽量かつ簡単な機構で、放熱性および熱輸送性を向上させて、宇宙空間および地球上において温度差の大きい環境に適した熱制御構造体およびそれを備えた人工衛星を提供することができる。
本開示の実施の形態における熱制御構造体の概略図 実施の形態の熱制御構造体の外観図 実施の形態の熱制御構造体の外観図 実施の形態の熱制御構造体におけるベースプレート近傍の構造図 図４Ａで示すベースプレートの分解図 実施の形態の変形例にかかる熱制御構造体の概略図 熱伝導性評価試験のＴＥＧ模式図 実施例および比較例の熱制御構造体の熱伝導性評価試験および振動試験後の形状変化評価の結果を示す表
　本開示の第１態様にかかる熱制御構造体は、シート状またはプレート状の複数のグラファイト部材と、前記複数のグラファイト部材における長手方向の第１端部にて、ベーサル面が平行に並び、かつ、前記ベーサル面と直交するエッジ面が露出するように前記複数のグラファイト部材を保持する第１保持部材と、前記複数のグラファイト部材における前記第１端部とは反対側の第２端部にて、前記ベーサル面が平行に並び、かつ、前記エッジ面が露出するように前記複数のグラファイト部材を保持する第２保持部材と、を備え、前記複数のグラファイト部材の前記第１端部において露出された前記エッジ面が、熱制御対象と接することで熱エネルギが入力される伝熱面として機能し、前記第２端部において露出された前記エッジ面が、放熱対象と接することで熱エネルギが放熱される伝熱面として機能するものである。
　本開示の第２態様にかかる熱制御構造体は、第１態様において、前記第１保持部材は、前記複数のグラファイト部材の前記エッジ面が、同一面内に配置されるように、前記複数のグラファイト部材を保持するものである。
　本開示の第３態様にかかる熱制御構造体は、第１または第２態様において、前記第２保持部材は、前記複数のグラファイト部材の前記エッジ面が、同一面内に配置されるように、前記複数のグラファイト部材を保持するものである。
　本開示の第４態様にかかる熱制御構造体は、第１から第３のいずれかの態様において、前記第１保持部材および前記第２保持部材は、前記複数のグラファイト部材を前記ベーサル面に直交する方向に挟み込むことで保持する構造を有するものである。
　本開示の第５態様にかかる熱制御構造体は、第１から第４のいずれかの態様において、前記第１保持部材および前記第２保持部材は、隣接する前記グラファイト部材の前記ベーサル面を互いに離間させるように保持するものである。
　本開示の第６態様にかかる熱制御構造体は、第１から第５のいずれかの態様において、前記複数のグラファイト部材の前記第２端部における前記露出されたエッジ面に接するように設けられた熱放射部材を備えるものである。
　本開示の第７態様にかかる熱制御構造体は、第１から第６のいずれかの態様において、前記グラファイト部材は、グラファイトシートまたはグラファイトプレートを含み、グラファイトシートおよびグラファイトプレートは高分子フィルムから作製されたものである。
　本開示の第８態様にかかる熱制御構造体は、第７態様において、高分子フィルムが、ポリオキサジアゾール、ポリベンゾチアゾール、ポリベンゾビスチアゾール、ポリベンゾオキサゾール、ポリベンゾビスオキサゾール、ポリピロメリットイミド、芳香族ポリアミド、ポリフェニレンベンゾイミタゾール、ポリフェニレンベンゾビスイミタゾール、ポリチアゾール、ポリパラフェニレンビニレンからなるグループの少なくとも１種である。高分子フィルムがこのような材料を用いて形成されていることにより、グラファイト部材がグラファイト構造を取ることができる。
　本開示の第９態様にかかる人工衛星は、第１から第８のいずれかの態様の熱制御構造体を備える人工衛星であって、前記複数のグラファイト部材の前記第１端部において露出された前記エッジ面が、前記人工衛星内の前記熱制御対象に接するように配置され、前記複数のグラファイト部材の前記第２端部において露出された前記エッジ面が、前記人工衛星の外部空間に面するように配置されているものである。
　（実施の形態）
　以下、本開示の実施の形態について、図面を参照しながら説明する。
　本開示の実施の形態における熱制御構造体１０１の概略的な構造を図１に示す。この熱制御構造体１０１が、人工衛星の筐体１０８内に設置されている場合を例として説明する。本実施の形態の熱制御構造体１０１は、熱制御対象にて発生した熱エネルギを、異なる場所に熱輸送して、放熱対象へ熱エネルギを放熱する構造体である。熱制御対象としては、熱を発生する対象であればよく、例えば、人工衛星内に配置された電子機器や電子部品などである。放熱対象は、熱輸送された熱エネルギが伝熱または輻射により放熱される対象であればよく、例えば、人工衛星の筐体１０８の外部空間である宇宙空間である。
　熱制御構造体１０１の外観図を図２および図３に示し、熱制御構造体１０１におけるベースプレート近傍の構造図を図４に示す。熱制御構造体１０１は、複数枚のグラファイト部材１０２と、グラファイト部材１０２の長手方向の端部を保持するベースプレート１０３、１０５とを備える。
　グラファイト部材１０２は、グラファイトシート１０２ａの表面が保護層１０２ｂにより保護された部材である。高分子フィルムを１枚または複数枚、印加圧力を制御しながら焼成することで高配向にグラファイト化させたグラファイトシート１０２ａを作製し、コーティング剤にて被覆することで表面に保護層１０２ｂが形成されたグラファイト部材１０２が作製される。コーティング方法としては、ポリイミドテープ、液状ポリイミド、金属メッキ、金属粉末溶着など様々な方法を適用してもよい。また、コーティング範囲はベースプレート１０３、１０５と接触する部分および、絶縁や折り曲げの頻度などに応じて適宜決めればよく、例えばグラファイト部材１０２の全体をコーティング範囲としてもよい。高分子フィルムは、ポリオキサジアゾール、ポリベンゾチアゾール、ポリベンゾビスチアゾール、ポリベンゾオキサゾール、ポリベンゾビスオキサゾール、ポリピロメリットイミド、芳香族ポリアミド、ポリフェニレンベンゾイミタゾール、ポリフェニレンベンゾビスイミタゾール、ポリチアゾール、ポリパラフェニレンビニレンからなるグループの少なくとも１種であればよい。グラファイトシートが黒鉛粉の圧縮により作製されたものである場合には、面方向に緻密なグラファイト構造が形成されていない、すなわち炭素原子からなる六員環が千切れてバラバラになったものが押し固められているため、強度が脆く、熱輸送性能も低くなる。そのため、本来の目的であるより高い放熱性を得ることができない。これに対して、上述した高分子フィルムを用いて形成されたグラファイトシート１０２ａでは、炭素原子からなる六員環が平面方向に均一に並んでいる結晶性の高い状態となっているため、熱輸送性も高くなる。
　第１ベースプレート１０５は、グラファイト部材１０２における長手方向の第１端部において、複数のグラファイト部材１０２を保持する。第２ベースプレート１０３は、グラファイト部材１０２における第１端部とは反対側の第２端部にて、複数のグラファイト部材１０２を保持する。グラファイト部材１０２において、第１端部側にて熱制御対象から熱エネルギが入力され、第２端部側にて熱エネルギが放出される。
　グラファイトシート１０２ａは、ベンゼンが縮合した平面が層状に重なった構造を有しており、ベンゼン縮合平面がベーサル面、ベーサル面に直交する面がエッジ面（ノンベーサル面）となっている。グラファイトシート１０２ａは、ベーサル面に沿う方向への熱伝導性は、ベーサル面に直交する方向への熱伝導性よりも大幅に高いという特徴を有している。また、グラファイト部材１０２は、熱輸送距離に応じて切断されて第１端部および第２端部が形成されるため、第１端部および第２端部にてグラファイトシート１０２ａのエッジ面が保護層１０２ｂより露出された状態となっている。
　第２ベースプレート１０３の構造を図４Ａおよび図４Ｂに示す。図４Ａは第２ベースプレート１０３の組み立て状態を示す図であり、図４Ｂは分解状態を示す図である。図４Ａおよび図４Ｂに示すように、第２ベースプレート１０３は、複数枚のグラファイト部材１０２を両端から挟み込む２枚のエンドプレート１０３ａと、隣接するグラファイト部材１０２の間に配置される複数枚のスペーサープレート１０３ｂとを備える。複数枚のグラファイト部材１０２の第２端部において、隣接するグラファイト部材１０２の間にスペーサープレート１０３ｂを配置した状態で、両端側に配置された２枚のエンドプレート１０３ａで挟み込むことにより、グラファイト部材１０２が保持される。例えば、第２ベースプレート１０３において、エンドプレート１０３ａに対して直交する方向に、エンドプレート１０３ａおよびスペーサープレート１０３ｂを貫通して設けられたカシメ治具１１０を締め付けることにより、グラファイト部材１０２を挟んで保持できる。カシメ治具１１０としては、金属製のボルトや金属の中空パイプのものを用いてもよい。
　複数のグラファイト部材１０２は、エンドプレート１０３ａまたはスペーサープレート１０３ｂによって対向するベーサル面が挟まれた状態となっている。この状態において、グラファイト部材１０２のエッジ面Ｓ２が第２ベースプレート１０３から露出された状態、すなわちエンドプレート１０３ａまたはスペーサープレート１０３ｂの間から露出された状態となっている。図４に示すように、露出されたそれぞれのグラファイトシート１０２ａのエッジ面Ｓ２は、例えば同一面内に位置している。この露出したエッジ面Ｓ２に接するように伝熱部材１０４が配置されている。エッジ面Ｓ２が同一面内に位置していることにより、それぞれのエッジ面Ｓ２を伝熱部材１０４の表面に接するように配置しやすくできる。このような伝熱部材１０４としては、熱伝導性の高い部材を用いることができ、例えばアルミニウムなどの金属部材を用いてもよい。
　また、第２ベースプレート１０３において保持されたそれぞれのグラファイト部材１０２の間にスペーサープレート１０３ｂが配置されていることにより、それぞれのグラファイト部材１０２が厚み方向において互いに離間して配置されている。これにより、露出したエッジ面Ｓ２において、隣接したエッジ面Ｓ２との間に距離を確保することができ、熱伝導性を高めることができる。また、グラファイト部材１０２はフレキシブル性が高ければ取り扱い性が良好となり、そのためにはグラファイトシート１０２ａの厚みは薄く形成されることが望ましい。伝熱部材１０４は熱エネルギの入力あるいは放熱の対象によりその大きさが決められる。伝熱部材１０４の伝熱面がグラファイト部材１０２の厚みよりも十分に大きな場合であっても、グラファイトシート１０２ａを互いに離間して配置させることにより、それぞれのエッジ面Ｓ２を伝熱面に分散して接触させることができる。例えば、グラファイトシート１０２ａの厚さとグラファイトシート１０２ａの配置ピッチとの比を、１：５以上の比としてもよい。
　第２ベースプレート１０３を例として、グラファイト部材１０２の保持構造について説明したが、第１ベースプレート１０５においても同様な保持構造が採用されている。第１ベースプレート１０５では、露出したエッジ面Ｓ１は伝熱部材１０４に接している（図３参照）。
　グラファイト部材１０２において、第１端部側にて露出されたエッジ面Ｓ１が伝熱部材１０４より熱エネルギが入力される伝熱面として機能する。また、第２端部側にて露出されたエッジ面Ｓ２が放熱対象（例えば、伝熱部材１０４）と接することで熱エネルギを放熱する伝熱面として機能する。なお、複数のグラファイト部材１０２は、第１端部および第２端部では、互いに離間するようにベースプレート１０３、１０５に保持されているが、第１端部と第２端部との間ではそれぞれのグラファイト部材１０２が重なるようにしてもよい。このようにすることで、グラファイト部材１０２をコンパクトにまとめることができ、また二次元ケーブル化することもでき、取り扱い性が向上する。
　次に、このような構成を有する熱制御構造体１０１が、人工衛星において配置された状態について、図１を用いて説明する。図１に示すように、人工衛星の筐体１０８の内部には、熱制御対象１０６が配置されている。熱制御対象１０６に接するように伝熱部材１０４が配置され、この伝熱部材１０４にはグラファイト部材１０２の第１端部側のエッジ面Ｓ１が接している。また、グラファイト部材１０２の第２端部を保持する第２ベースプレート１０３は、人工衛星の筐体１０８に設けられており、グラファイト部材１０２の第２端部側のエッジ面Ｓ２が、筐体１０８の外部に露出している。エッジ面Ｓ２に接するように伝熱部材１０４が配置されており、この伝熱部材１０４は筐体１０８の外部、すなわち宇宙空間に配置されている。また、グラファイト部材１０２は、筐体１０８内部に配置された非熱制御対象１０７と干渉しないように、その可撓性（フレキッシブル性）を利用して配置されている。なお、グラファイト部材１０２はグラファイトプレートであってもよい。小型人工衛星の狭小スペースで熱輸送を行うためには、フレキシブル性の高いシート状のグラファイト部材を用いることが好ましい。一方、熱輸送のためのスペースを確保することができる場合には、より直線的かつ高熱輸送が可能なグラファイトプレートを用いてもよい。なお、グラファイトシートとは、例えば原料の厚みが３０μｍ程度のものを、内包する気体を膨らませて柔軟化したシートのことである。一方、グラファイトプレートとは、例えば原料の厚みが１００μｍ程度のものを、内包する気体を除去しながら加圧して剛性を持たせたもののことである。
　熱制御対象１０６にて発生した熱エネルギは、伝熱部材１０４を介してグラファイト部材１０２の第１端部側におけるエッジ面Ｓ１より入力される。エッジ面Ｓ１より入力された熱エネルギは、グラファイトシート１０２ａが有する複数の層においてベーサル面に沿って熱輸送される。ベーサル面に沿う方向では炭素原子の六員環が均一に並んでいるため、熱振動が急速に伝わることになる。一方、グラファイトシート１０２ａの厚さ方向では分子間力でしか繋がっていないため、熱振動は伝わりにくく、ベーサル面に沿う方向と比して１／１００程度の熱伝導率となる。そのため、ベーサル面から熱エネルギが入力される場合と比べて、エッジ面Ｓ１から入力される場合の方が、それぞれの層に熱エネルギを概ね均一に伝えることができ、効率的な熱輸送ができる。
　グラファイトシート１０２ａに沿って第１端部から第２端部へと熱輸送され、第２端部において露出されたエッジ面Ｓ２から伝熱部材１０４へと熱エネルギが伝達される。伝熱部材１０４は宇宙空間に配置されているため、伝達された熱エネルギは宇宙空間に輻射されることで放熱される。特に宇宙空間には対流がないため、輻射による熱放射を行うことで、より放熱性を高めることが可能である。グラファイトシート１０２ａのエッジ面Ｓ２が伝熱部材１０４（熱放射部材）に接していることにより、ベーサル面が接している場合よりも効率的な伝熱を行うことができる。
　グラファイトシート１０２ａのエッジ面Ｓ１、Ｓ２が伝熱部材１０４に接している場合を例として説明したが、このような場合のみに限られない。例えば、伝熱部材１０４を用いることなく、エッジ面Ｓ１を直接的に熱制御対象１０６に接するようにしてもよく、エッジ面Ｓ２を筐体１０８の外部に配置して宇宙空間に面するようにしてもよい。
　また、本実施の形態の変形例として、図５に示すように、筐体１０８の外部への熱エネルギを放出するのではなく、蓄熱ユニット１１２へ熱を貯めるようにしてもよい。例えば、熱制御対象１０６からの熱エネルギを筐体１０８の外部へ放出する熱制御構造体１０１と、熱制御対象１０６からの熱エネルギを蓄熱ユニット１１２に貯める熱制御構造体１２０とを設け、熱制御対象１０６に接触させるものを選択的に切り替えるようにしてもよい。切り替える手段としては、スイッチング機構１１１を用いてもよい。熱制御対象１０６の発熱量や人工衛星の状況などに応じて、蓄熱ユニット１１２に貯めた熱エネルギを人工衛星内の熱平衡を保つように利用することができる。なお、蓄熱ユニット１１２は相変化を伴うことで熱の蓄積／放出を行うような蓄熱材が収容されている。また、熱制御構造体１２０は、熱的に接続される対象は異なっているが熱制御構造体１０１と実質的に同様な構造を有している。
　＜実施例＞
　次に、本開示の熱制御構造体の実施例と比較例とについて説明する。
　（実施例１）
　本開示の実施例１のかかる熱輸送素子１０２として、ＰＧＳグラファイトシート（パナソニック社製、t＝１００μｍ）を用い、縦８０ｍｍ、幅２５ｍｍ、枚数２５枚のグラファイトシートを用いた。第２ベースプレート１０３および第１ベースプレート１０５は、３０ｍｍ×３０ｍｍの矩形状部材を用い、０．８ｍｍピッチにてグラファイトシートを配置し、材質はＡｌ５０５２とした。また、コーティング剤は液状ポリイミドＰＩ－１５０（交洋貿易製）を１００μ厚でシート全面に塗布した後１８０℃硬化乾燥させて、保護層１０２ｂを形成した。かしめ治具１１０としてはφ３ｍｍの銅パイプを用いた。かしめ時の圧力は３５Ｎに制御し、図２に示すような熱制御構造体１０１を作製した。
　このように作製した熱制御構造体に対して、実際の人工衛星に搭載することを前提とした熱伝導性試験および振動試験によって性能と信頼性の評価を行った。
（実施例２）
　実施例１において用いたグラファイトシートに代えて、シートよりも剛直なグラファイトプレート（t＝１００μｍ）を使用し、それ以外の条件を実施例１と同じにした熱制御構造体を作製した。
（実施例３）
　実施例１の熱制御構造体において、宇宙空間に露出した第２端部側に伝熱部材１０４を配置し、それ以外の条件を実施例１と同じにした熱制御構造体を作製した。この熱制御構造体は、図３に示す熱制御構造体に相当するものである。
（比較例１）
　比較例１として、熱輸送部材としてグラファイト部材に代えて厚さ１００μｍの銅箔を用い、それ以外の条件を実施例１と同じにした熱制御構造体を作製した。
（比較例２）
　比較例２として、熱輸送部材として従来の剛直なヒートパイプを使用した熱制御構造体を作製した。
　＜評価方法＞
（熱伝導性評価試験）
　実施例１－３および比較例１－２で作製した熱制御構造体に対して熱伝導性評価試験を行った。熱伝導性評価ＴＥＧは図６に示す試験装置にて行った。自然冷却環境による評価で、実施例１－３および比較例１－２の熱制御構造体にて記述したグラファイトヒートシンクの中央直下に測温部１１３（１０ｍｍ×１０ｍｍ、t：５ｍｍ、銅製）、ヒータ１１４（１０ｍｍ×１０ｍｍ、t：１ｍｍ、セラミック製）を、グリス１１５を０．３ｍｍ塗布して接着した。これらの構成部を台座１１６上にて配置して、ヒータ入力１１Ｖで稼動した際のヒータおよび熱制御構造体の境界部の温度を測定して評価した。評価基準としては、測定部の温度が７０℃未満であれば熱制御が十分に行われているものと判断した。なお、グラファイトヒートシンクとは、グラファイト材料をフィンあるいはフィンとベースとして使用しているヒートシンクのことである。
（振動試験後の形状評価）
　実施例１－３および比較例１－２に対して、JIS60068-2-6に準拠した振動試験を実施した後、熱制御構造体の形状変化評価を行った。評価基準は以下の通りである。
　　〇：目視レベルでの形状変化なし
　　×：グラファイト部材または銅箔の倒れ、剥離、破断あり
　＜考察＞
　図７は、実施例１－３および比較例１－２の熱制御構造体における熱伝導性評価試験および振動試験後の形状変化評価の結果を示す表である。
　実施例１に示すとおり、グラファイトシートのエッジ面が熱制御対象およびその対面へと露出することにより、熱伝導性が向上し、かつ柔軟性を持つため耐振動性も強いという結果が得られた。また、実施例２では、剛直なグラファイトプレートを使用したものの、コーティング剤により形成された保護層によりベースプレートとの滑りを確保することができ、耐振動性も維持している。なお、この滑りとは、粘弾性のあるコーティング剤によるクッション性のことである。さらに、実施例３では、伝熱部材を用いることで、宇宙空間への熱放射が期待できる。
　一方、比較例１に示すとおり、銅箔を使用した場合、小面積ではグラファイトほどの放熱性を発揮できず、また耐振動性も弱いため、形状確保ができない。比較例２では、ヒートパイプが用いられているため、重量が大きく、フレキシブル性に欠け、さらに構造が複雑かする点については、上述した通りである。
　本実施の形態の熱制御構造体１０１は、複数のグラファイト部材１０２と、グラファイト部材１０２における長手方向の第１端部にて複数のグラファイト部材１０２を保持する第１ベースプレート１０５と、第１端部とは反対側の第２端部にて複数のグラファイト部材１０２を保持する第２ベースプレート１０３と、を備える。グラファイト部材１０２はシート状またはプレート状であってもよい。第１ベースプレート１０５は、第１端部にて、ベーサル面が平行に並び、かつ、ベーサル面と直交するエッジ面Ｓ１が露出するように複数のグラファイト部材１０２を保持する。第２ベースプレート１０３は、第２端部にて、ベーサル面が平行に並び、かつ、エッジ面Ｓ２が露出するように複数のグラファイト部材１０２を保持する。複数のグラファイト部材１０２の第１端部において露出されたエッジ面Ｓ１が、熱制御対象１０６と接することで熱エネルギが入力される伝熱面として機能する。第２端部において露出されたエッジ面Ｓ２が、放熱対象と接することで熱エネルギが放熱される伝熱面として機能する。
　このような構造により、グラファイトによる金属に対する圧倒的な軽量化と、パドルなどを用いない簡単な機構で、高い放熱性、熱輸送性を実現できる熱制御構造体を提供することができる。特に、宇宙空間や地球上などでの温度差の大きい環境に適した熱制御構造体となり、このような熱制御構造体を搭載した人工衛星を提供することもできる。
　なお、上記様々な実施の形態のうちの任意の実施の形態を適宜組み合わせることにより、それぞれの有する効果を奏するようにすることができる。
　本開示の熱制御構造体は、宇宙機や人工衛星に限らず、産業機器および車載分野における熱制御対象の吸放熱用途に適用できる。
１０１、１２０　熱制御構造体
１０２　グラファイト部材
１０２ａ　グラファイトシート
１０２ｂ　保護層
１０３　第２ベースプレート（冷却側）
１０３ａ　エンドプレート
１０３ｂ　スペーサープレート
１０４　伝熱部材 
１０５　第１ベースプレート（熱制御対象側）
１０６　熱制御対象
１０６　非熱制御対象
１０８　人工衛星の筐体
１０９　保護層
１１０　カシメ治具
１１１　スイッチング機構
１１２　蓄熱ユニット
Ｓ１、Ｓ２　エッジ面

Claims (7)

  1. 　シート状またはプレート状の複数のグラファイト部材と、
    　前記複数のグラファイト部材における長手方向の第１端部にて、ベーサル面が平行に並び、かつ、前記ベーサル面と直交するエッジ面が露出するように前記複数のグラファイト部材を保持する第１保持部材と、
    　前記複数のグラファイト部材における前記第１端部とは反対側の第２端部にて、前記ベーサル面が平行に並び、かつ、前記エッジ面が露出するように前記複数のグラファイト部材を保持する第２保持部材と、を備え、
    　前記複数のグラファイト部材の前記第１端部において露出された前記エッジ面が、熱制御対象と接することで熱エネルギが入力される伝熱面として機能し、前記第２端部において露出された前記エッジ面が、放熱対象と接することで熱エネルギが放熱される伝熱面として機能する、熱制御構造体。
  2. 　前記第１保持部材は、前記複数のグラファイト部材の前記エッジ面が、同一面内に配置されるように、前記複数のグラファイト部材を保持する、請求項１に記載の熱制御構造体。
  3. 　前記第２保持部材は、前記複数のグラファイト部材の前記エッジ面が、同一面内に配置されるように、前記複数のグラファイト部材を保持する、請求項１に記載の熱制御構造体。
  4. 　前記第１保持部材および前記第２保持部材は、前記複数のグラファイト部材を前記ベーサル面に直交する方向に挟み込むことで保持する構造を有する、請求項１から３のいずれか１つに記載の熱制御構造体。
  5. 　前記第１保持部材および前記第２保持部材は、隣接する前記グラファイト部材の前記ベーサル面を互いに離間させるように保持する、請求項１から３のいずれか１つに記載の熱制御構造体。
  6. 　前記複数のグラファイト部材の前記第２端部における前記露出されたエッジ面に接するように設けられた熱放射部材を備える、請求項１から３のいずれか１つに記載の熱制御構造体。
  7. 　請求項１から３のいずれか１つの記載の熱制御構造体を備える人工衛星であって、
    　前記複数のグラファイト部材の前記第１端部において露出された前記エッジ面が、前記人工衛星内の前記熱制御対象に接するように配置され、
    　前記複数のグラファイト部材の前記第２端部において露出された前記エッジ面が、前記人工衛星の外部空間に面するように配置されている、人工衛星。
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