図面 (/)

技術 体安定型静止衛星の順次的熱除去

出願人 スペースシステムズ/ローラルインコーポレイテッド
発明者 ウォルターエス.ゲロンジョンシー.ホールクリスチャンジェイ.グッドマン
出願日 1999年12月2日 (22年1ヶ月経過) 出願番号 1999-342989
公開日 2000年7月4日 (21年6ヶ月経過) 公開番号 2000-185697
状態 未査定
技術分野 飛行船・気球・飛行機 宇宙航行
主要キーワード 変位管 熱放射器 熱除去システム 非凝縮気体 切り離し動作 開閉温度 宇宙科学 貯留器内
関連する未来課題
重要な関連分野

この項目の情報は公開日時点(2000年7月4日)のものです。
また、この項目は機械的に抽出しているため、正しく解析できていない場合があります

図面 (8)

課題

静止軌道周回する体安定型静止衛星において、直接太陽光照射される衛星面を放射器として利用することにより、衛星熱除去能力を高めること。

解決手段

例えば直角柱状式の衛星では、東西南北の各面、地球方向及び半方向の計6面が、いずれも太陽照射間欠的に曝され、その各面に熱放射器38をマウトし、熱負荷40からの熱を深宇宙空間に放出するに際し、当熱負荷と熱放射器との間に高容量ヒートパイプのような熱伝導体42と、両者を結合又は切り離し動作する熱開閉手段44とを設けて、熱負荷の温度が所定レベル以上に上昇した場合は結合して、冷却できるようにし、当温度が所定レベル以下に降下した場合は、両者を切り離し、極度温度上昇緩衝するように熱負荷に熱的に結合したヒートパイプ媒体相変化管理手段50を設けた。

概要

背景

電力静止衛星は、その電力容量上のいくつかの要因の中で消費熱を除去する能力により制約を受ける。熱除去の程度は次の点でより増大するはずである。
・大重量衛星となり高コストを導く衛星本体サイズの増大
・衛星のコスト増と重量増を内因的に与える展開型熱放射器の使用
本発明が想到され実施化されたのは、かかる技術状況においてである。本発明により実施化された動作及び構成概念は、上述装置の全てと異なる。本発明は、現在の衛星ばかりでなく、新しい衛星に対しても何ら著しい設計上の変形をなすことなく実現し得る。

概要

静止軌道周回する体安定型静止衛星において、直接太陽光照射される衛星面を放射器として利用することにより、衛星熱除去能力を高めること。

例えば直角柱状式の衛星では、東西南北の各面、地球方向及び半方向の計6面が、いずれも太陽照射間欠的に曝され、その各面に熱放射器38をマウトし、熱負荷40からの熱を深宇宙空間に放出するに際し、当熱負荷と熱放射器との間に高容量ヒートパイプのような熱伝導体42と、両者を結合又は切り離し動作する熱開閉手段44とを設けて、熱負荷の温度が所定レベル以上に上昇した場合は結合して、冷却できるようにし、当温度が所定レベル以下に降下した場合は、両者を切り離し、極度温度上昇緩衝するように熱負荷に熱的に結合したヒートパイプ媒体相変化管理手段50を設けた。

目的

効果

実績

技術文献被引用数
1件
牽制数
0件

この技術が所属する分野

(分野番号表示ON)※整理標準化データをもとに当社作成

ライセンス契約や譲渡などの可能性がある特許掲載中! 開放特許随時追加・更新中 詳しくはこちら

請求項1

最大太陽照射間欠的に曝される複数の面を含む地球軌道周回衛星の為の熱放射ステムであって、熱負荷から深宇宙空間に熱を放出するように前記衛星の面にマウントされた熱放射器手段と、前記熱負荷と前記熱放射器手段との間に伸長する熱伝導手段と、前記熱負荷の温度が所定レベル以上に上昇した場合に冷却するように前記熱負荷を前記熱放射器手段に結合し、前記熱負荷の温度が所定レベル以下に降下した場合に前記熱負荷を前記熱放射器手段から切り離し動作し得る熱開閉手段と、極度温度上昇緩衝するように前記熱負荷に熱的に結合された熱質量手段と、を含むことを特徴とする熱放射システム。

請求項2

請求項1に記載の熱放射システムであって、前記熱質量手段が、前記熱負荷から熱を吸収するように前記熱負荷に熱的に結合された相変化管理(PCM)手段を含むことを特徴とする熱放射システム。

請求項3

請求項1に記載の熱放射システムであって、前記熱開閉手段が、前記熱負荷を前記熱放射器手段に結合する場合と、前記熱負荷を前記熱放射器手段から切り離す場合と、の間で選択動作し得る手段を含むことを特徴とする熱放射システム。

請求項4

請求項1に記載の熱放射システムであって、前記PCM手段が、相変化貯留器と、温度が所定の遷移温度以上で溶解を開始し温度が遷移温度以下で凝結を開始する相変化物質と、を含むことを特徴とする熱放射システム。

請求項5

請求項1に記載の熱放射システムであって、前記熱開閉手段が、前記熱放射器手段の熱伝達近位の長さを有して伸長するヒートパイプと、凝縮性気体及び不活性非凝縮性気体の両方からなる全装入物を含み、前記ヒートパイプと流体的に連通する気体貯留器と、前記加熱手段が動作している場合には、前記非凝縮気体膨張し前記凝縮気体を前記加熱パイプ中に加圧して前記熱放射器手段から熱負荷を切り離し、前記加熱手段が動作していない場合には、前記凝縮気体及び前記非凝縮気体の両方が前記気体貯留器から吸引されて前記熱放射器手段から前記熱負荷を切り離すように選択動作し得る、前記気体貯留器内の前記気体を加熱する加熱手段と、を含むことを特徴とする熱放射システム。

請求項6

請求項1に記載の熱放射システムであって、前記熱放射器手段の温度を検出する放射検出器手段と、前記熱負荷の温度を検出する負荷検出器手段と、前記放射検出器手段及び前記負荷検出器手段に反応して、前記放射検出器手段と前記負荷検出器手段との間の温度差所定値よりも大きい場合に前記熱開閉手段を動作せしめる電子計算機手段と、を含むことを特徴とする熱放射システム。

請求項7

請求項1に記載の熱放射システムであって、前記熱放射器手段からの熱伝達を検出する放射検出器手段と、前記放射検出器手段に反応して、前記熱放射器手段からの正味の熱伝達が吸熱性である場合に、及び、前記熱放射器手段から正味の熱伝達が発熱性である場合に、前記熱開閉手段を動作せしめる電子計算機手段と、を含むことを特徴とする熱放射システム。

請求項8

請求項1に記載の熱放射システムであって、前記熱負荷が太陽照射を受ける衛星の内部にマウントされていることを特徴とする熱放射システム。

請求項9

最大太陽照射に間欠的に曝される複数の面を含む地球周回軌道衛星の為の熱放射システムであって、前記衛星の第1面にマウントされ、熱負荷を深宇宙空間に放出する第1熱放射器手段と、前記衛星の第2面にマウントされ、熱負荷を深宇宙空間に放出する第2熱放射器手段と、前記熱負荷と前記第1熱放射器手段との間に伸長する第1熱伝導手段と、前記熱負荷と前記第2熱放射器手段との間に伸長する第2熱伝導手段と、前記熱負荷を前記第1熱放射器手段に、次に前記第2熱放射器手段に順次結合動作し得て、前記熱負荷の深宇宙空間への最適な放出を達成する熱開閉手段と、を含むことを特徴とする熱放射システム。

請求項10

請求項9に記載の熱放射システムであって、前記熱開閉手段が、前記熱負荷から等温的に熱吸収するように前記熱負荷に熱的に結合される相変化管理(PCM)手段を含むことを特徴とする熱放射システム。

請求項11

請求項10に記載の熱放射システムであって、前記熱開閉手段が、前記熱負荷と前記第1熱放射器手段との間の温度差が所定のレベル以上である場合に前記熱負荷を前記第1熱放射器手段に結合動作し、前記熱負荷と前記第2熱放射器手段との間の温度差が所定のレベル以下である場合に前記熱負荷を前記第2熱放射器手段から同時に切り離し動作可能であり、前記熱開閉手段が、前記熱負荷と前記第2熱放射器手段との間の温度差が所定のレベル以上である場合に前記熱負荷を前記第2熱放射器手段に結合し、前記熱負荷と前記第1熱放射器手段との間の温度差が所定のレベル以下である場合に前記熱負荷を前記第1熱放射器手段から同時に切り離し動作可能である、ことを特徴とする熱放射システム。

請求項12

請求項9に記載の熱放射システムであって、前記熱負荷から等温的に熱吸収するように前記熱負荷に熱的に結合された相変化管理(PCM)手段を含むことを特徴とする熱放射システム。

請求項13

請求項9に記載の熱放射システムであって、前記熱開閉手段の各々が、前記放射器手段の熱伝達上近位の長さを有して伸長するヒートパイプと、凝縮性の気体及び不活性非凝縮性気体の両方からなる全装入物を含み、前記ヒートパイプと流体にて連通する気体熱貯留機と、前記加熱手段が動作している場合には、前記非凝縮気体が膨張し前記凝縮気体を前記加熱パイプ中に加圧して前記熱放射器手段から熱負荷を切り離し、前記加熱手段が動作していない場合には、前記凝縮気体及び前記非凝縮気体の両方が前記気体貯留器から吸引されて前記熱放射器手段から前記熱負荷を切り離すように選択動作し得る、前記気体貯留器内の前記気体を加熱する加熱手段と、を含むことを特徴とする熱放射システム。

請求項14

請求項9に記載の熱放射システムであって、前記第1及び第2熱放射器手段の温度を各々検出する第1及び第2放射検出器手段と、前記負荷の温度を検出する負荷検出器手段と、前記第1及び第2放射検出器手段と前記負荷検出器手段とに反応して、前記熱負荷と前記第1熱放射器手段との温度差が所定のレベル以上である時に前記熱負荷を前記第1熱放射器手段に結合し、前記熱負荷と前記第2熱放射器手段との温度差が所定のレベル以下の時に前記熱負荷を前記第2放射器手段から同時に切り離しする場合と、前記熱負荷と前記第2熱放射器手段との温度差が所定のレベル以上である時に前記熱負荷を前記第2熱放射器手段に結合し、前記熱負荷と前記第1熱放射器手段との温度差が所定のレベル以下の場合に前記熱負荷を前記第1熱放射器手段から同時に切り離す場合、との間で前記熱開閉手段を動作せしめる電子計算機と、を含むことを特徴とする熱放射システム。

請求項15

請求項9に記載の熱放射システムであって、前記第1及び第2放射検出器手段と前記負荷検出器手段とに反応して、前記第1放射検出器手段と前記負荷検出器手段との間の温度差が所定値以上である場合に前記熱開閉手段を動作せしめ、且つ、前記第2放射検出器手段と前記負荷検出との間の温度差が所定値以上である場合に前記熱開閉手段を動作せしめる電子計算機手段を含むことを特徴とする熱放射システム。

請求項16

請求項9に記載の熱放射システムであって、前記第1熱放射器手段から熱伝達を検出する第1放射検出器手段と、前記第2熱放射器手段から熱伝達を検出する第2放射検出器手段と、前記第1及び第2放射検出器手段に反応して、前記熱放射器手段からの正味の熱伝達が吸熱性である場合と、前記熱放射器手段からの正味の熱伝達が発熱性である他の場合との間で、前記熱開閉手段を動作せしめる電子計算機手段と、を含むことを特徴とする熱放射システム。

請求項17

請求項9に記載の熱放射システムであって、熱負荷が前記衛星の内部にマウントされていることを特徴とする熱放射システム。

請求項18

衛星からの放射冷却を最適化する方法であって、(a)前記衛星の第1及び第2面に各々マウントされた第1及び第2熱放射器を備えて、前記熱負荷からの熱を放出するステップと、(b)前記第1熱放射器手段と、前記第2熱放射器手段とに前記熱負荷を順次結合し、前記熱負荷から深宇宙空間に最適な熱放出を達成するステップと、を含むことを特徴とする放射冷却を最適化する方法。

請求項19

請求項18に記載の放射冷却を最適化する方法であって、前記(b)のステップが、(c)前記第1放射器が発熱性である場合に限り前記負荷を前記第1放射器に熱的に結合するステップと、(d)前記第1放射器が吸熱性になった場合に前記負荷を前記第1放射器から熱的に切り離すステップと、(e)前記第2放射器が発熱性である場合に限り前記負荷を前記第2放射器に熱的に結合するステップと、(f)前記第2放射器が吸熱性になった場合に前記負荷を前記第2放射器から熱的に切り離すステップと、を含むことを特徴とする放射冷却を最適化する方法。

請求項20

請求項19に記載の放射冷却を最適化する方法であって、前記(c)のステップが、(d)前記第1放射器が吸熱性になった場合に前記熱負荷を前記第1放射器から熱的に切り離すステップと、(e)前記第2放射器が発熱性である場合に限り前記熱負荷を前記第2放射器に熱的に結合するステップと、を含むことを特徴とする放射冷却を最適化する方法。

請求項21

複数の面を含む地球周回軌道衛星の為の熱放射システムであって、熱負荷から深宇宙空間に回帰的に熱を放出する、最大太陽照射に間欠的に曝される衛星の対向する面にマウントされた第1及び第2熱放射器手段と、熱負荷から深宇宙空間に連続的に熱を放出する、太陽照射に最小に曝される衛星の面にマウントされた第3熱放射器手段と、前記熱負荷を前記第3放射器手段に連続的に熱的に結合する、前記熱負荷と前記第1、第2及び第3熱放射器手段の各々との間に伸長する熱伝導手段と、前記熱負荷を前記第1熱放射器手段に、次に前記第2熱放射器手段に順次熱的に結合動作し、前記熱負荷から深宇宙空間へ最適な熱放出を達成する熱開閉手段と、を含むことを特徴とする熱放射システム。

請求項22

請求項21に記載の熱放射システムであって、前記熱開閉手段が、前記熱負荷と前記第1熱放射器手段との間の温度差が所定のレベル以上である場合に前記熱負荷を前記第1熱放射器手段に結合し、前記熱負荷と前記第2熱放射器手段との間の温度差が所定のレベル以下である場合に前記熱負荷を前記第2熱放射器手段から同時に切り離し動作し得る第1熱開閉手段と、前記熱負荷と前記第2熱放射器手段との間の温度差が所定のレベル以上である場合に前記熱負荷を前記第2熱放射器手段に結合し、前記熱負荷と前記第1熱放射器手段との間の温度差が所定のレベル以下である場合に前記熱負荷を前記第1熱放射器手段から同時に切り離し動作し得る第2熱開閉手段と、を含むことを特徴とする熱放射システム。

請求項23

請求項22に記載の熱放射システムであって、前記第1及び第2熱開閉手段の各々が、前記放射器手段の熱伝達上近位の長さを有して伸長するヒートパイプと、凝縮性の気体及び不活性非凝縮性気体の両方からなる全装入物を含み、前記ヒートパイプと流体にて連通する気体熱貯留機と、前記加熱手段が動作している場合には、前記非凝縮気体が膨張し前記凝縮気体を前記加熱パイプ中に加圧して前記熱放射器手段から熱負荷を切り離し、前記加熱手段が動作していない場合には、前記凝縮気体及び前記非凝縮気体の両方が前記気体貯留器から吸引されて前記熱放射器手段から前記熱負荷を切り離すように選択動作し得る、前記気体貯留器内の前記気体を加熱する加熱手段と、を含むことを特徴とする熱放射システム。

請求項24

請求項21に記載の熱放射システムであって、前記第1及び第2熱放射器手段の温度を各々検出する第1及び第2放射検出器手段と、前記負荷の温度を検出する負荷検出器手段と、前記第1及び第2放射検出器手段と前記負荷検出器手段とに反応して、前記熱負荷と前記第1熱放射器手段との温度差が所定のレベル以上である時に前記熱負荷を前記第1熱放射器手段に結合し、前記熱負荷と前記第2熱放射器手段との温度差が所定のレベル以下の時に前記熱負荷を前記第2放射器手段から同時に切り離しする場合と、前記熱負荷と前記第2熱放射器手段との温度差が所定のレベル以上である時に前記熱負荷を前記第2熱放射器手段に結合し、前記熱負荷と前記第1熱放射器手段との温度差が所定のレベル以下の場合に前記熱負荷を前記第1熱放射器手段から同時に切り離す場合、との間で前記熱開閉手段を動作せしめる電子計算機と、を含むことを特徴とする熱放射システム。

請求項25

請求項21に記載の熱放射システムであって、前記第1及び第2放射検出器手段と前記負荷検出器手段とに反応して、前記第1放射検出器手段と前記負荷検出器手段との間の温度差が所定値以上である場合に前記熱開閉手段を動作せしめ、且つ、前記第2放射検出器手段と前記負荷検出との間の温度差が所定値以上である場合に前記熱開閉手段を動作せしめる電子計算機手段を含むことを特徴とする熱放射システム。

技術分野

0001

本発明は、地球周回軌道衛星、特に、静止軌道衛星に関する。本発明の主要な目標は、衛星装置における熱過渡特性を緩和しつつ衛星のペイロード容量を増大せしめることにある。衛星表面への日周的な太陽照射熱量が東西及び船尾放射器の使用を制限して、非連続的に又は非常な高温の下で動作する装置を制御している。本発明は、可変伝導ヘッドパイプ(Variable Conduction Head Pipe:VCHP)、複路ヘッドパイプ(Diode Head Pipe:DHP)、及び相変化物質の如き装置を使用して、衛星の熱散逸容量を増大せしめるように東西/地球方向/反地球方向の放射器の各々を順次結合し或いは切り離しする。本発明は、現状の衛星構成においてより高い熱散逸を可能として、コスト面からの再設計を必要とすることなく、より大きい且つより大電力ペイロードを可能とする。本開示を通して、静止衛星の用語が用いられているが、本発明は,周期的に直接太陽照射に曝される面を有する軌道周回衛星に応用可能である。

背景技術

0002

高電力の静止衛星は、その電力容量上のいくつかの要因の中で消費熱を除去する能力により制約を受ける。熱除去の程度は次の点でより増大するはずである。
・大重量衛星となり高コストを導く衛星本体サイズの増大
・衛星のコスト増と重量増を内因的に与える展開型熱放射器の使用
本発明が想到され実施化されたのは、かかる技術状況においてである。本発明により実施化された動作及び構成概念は、上述装置の全てと異なる。本発明は、現在の衛星ばかりでなく、新しい衛星に対しても何ら著しい設計上の変形をなすことなく実現し得る。

発明の概要

0003

本発明は、直接太陽光間欠的に曝される放射面を利用することにより、衛星熱除去能力を高めることに焦点を与えている。直接太陽露光の結果は、衛星のミッション寿命(通常15年)に亘って宇宙放射器の吸収率αの低下に起因する放射器温度の高上昇である。通常+55℃の設置表面最大温度に制約される電子装置を連続的に動作せしめる為には、かかる高温度がこれらの表面を放射器として使用することを拒むものとなる。この結果は、55℃以上の高温度に耐えられる、例えば、OMUX(出力マルチプレクサ)或いは水素ニッケル電池の如き間欠的に動作する装置に対してのみこれらの表面が用いられるということである。

0004

静止軌道22(図1及び図2)を周回する体安定型静止衛星20において、6つの通常の衛星面のうちの4つの面が24時間太陽の直接照射に曝される。特に図2において示される様に、24時間の軌道上の1日に亘って、たとえ夏至状態の太陽照射の場合に23.5度の入射角をなす条件下でも、衛星20の面24及び面26の各々(図1)のみが太陽直接照射を免れ、更に衛星温度散逸を制約している。それゆえ、直角柱状とした場合の衛星の表面エリアの67%が約55℃において動作する電気装置にとって使用不能となる。このことは、結局、衛星の高電力を実質的に制限し、単一ミッションに対して複数衛星、或いはより大きいボディサイズの衛星の何れかに帰着し、この解決策の両方はコストを加算することになる。

0005

本発明は、これらの放射器表面の連続的な利用に対する2つのアプローチを教示している。周期的に動作する装置に対する熱除去が減少せしめられ、及び/又は連続的な装置負荷が高温度ヒートパイプクロスストラッピング(cross-strapping)により減少せしめられれば、かかる利用は利点となる。該2つの提示のアプローチは次のようである。

0006

(1)VCHP又はDHPにより間欠的に使用可能となる放射表面に結合される相変化管理(PCM物質に該熱負荷を結合するアプローチ
(2)高熱放射器を内部の装置には結合するものでは無いVCHP又はDHPの如き1組の熱伝導体により間欠的に使用可能な2つ以上の対向する放射面に熱負荷を結合するアプローチ
本発明の主要な特徴は、衛星装置における熱過渡特性を緩和しつつ衛星ペイロード容量を増大せしめる技術を提供することである。

0007

本発明の他の特徴としては、相変位管理(PCM)と、VCHP又はDHPと、東方向/西方向/地球方向/反地球方向の放射器と、高温度ヒートパイプとを使用し、衛星熱散逸能力を増大せしめる技術を提供することである。本発明の更なる他の特徴としては、現状の衛星設計においてより高い熱散逸を可能として、コスト上の再設計なしにより大型且つより高電力のペイロードを可能とする技術を提供することである。

0008

本発明の更なる他の特徴としては、衛星熱散逸の伝達が順次化されて、正味で正の衛星外部への熱伝達が可能である放射器がたとえ太陽熱量を被っているとしても熱散逸を発生せしめる技術を提供することである。本発明の更なる他の特徴は、放射面が高入射熱に曝されて、VCHP又はDHPを用いて該熱負荷とは該放射面が結合されていない場合に熱的制御を供するように働くPCM熱的物質と共に達成され得る技術を提供することである。

0009

本発明の更なる他の特徴としては、放射器が著しい後発的な太陽熱量に被られ、後発的な熱量を受ける放射器からの散逸能力(gain)を払拭するか否かに依存して、該熱負荷を該放射器に結合或いは切り離しを交互に行うVCHP又はDHPにより達成される技術を提供することである。本発明の更なる他の特徴としては、中央に位置する熱負荷を2つの対向する相変化される放射器にVCHP又はDHPにより結合して、脱熱量せしめられた放射器面に交互に該負荷を結合することを伴う技術を提供することである。

0010

本発明の更なる他の特徴は、本記載の該負荷を内部マウントする技術を提供することでる。本発明の更なる他の特徴は、衛星東面及び西面上に90度の折曲を経て北及び南の装置パネル伸長せしめることにより順次化された放射器の概念とその実装を伴う技術を提供することである。

0011

本発明の更なる特徴は、内部等温装置を実装する手段として順次化された放射器の利用を伴う技術を提供することである。本発明の更なる他の特徴は、高容量ヒートパイプで以て高温度負荷をクロスストラッピングすることにより、電子装置負荷(55℃)の為に衛星上の付加的な東西面エリアの制約を解消することを伴う技術を提示することである。

0012

本発明の更なる特徴は、上述の熱パイプ・クロスストラッピングにより、東西の高温の装置に対して要求される加熱器電力を低減することを伴う技術を提供することである。本発明の他の更なる特徴、利点、及び利益は、引き続く図面と共に得られる引き続く記載において明らかとなる。以降の全体的記載と引き続く詳細な説明は、例示的なものであり、本発明を制限するものではない。本開示に組み入れられ、本発明の一部をなす添付の図面は、本発明の実施例の1つを示すものであり、本記載と共に技術用語により本発明の原理を説明するものである。

0013

本開示を通して、同じ番号は同じ部分を表すものである。

0014

再び図面に戻り図1及び図2は、体安定型衛星20がx,y,z軸を与え、地球静止軌道22を周回し、北面24、南面26、東面28、西面30、地球方向面32及び反地球方向面34を有する。太陽放射は矢印35により示される。各面には放射器が適合的に備えられ、衛星の内部及び外部の両方にマウントされた接続装置から熱を深宇宙空間に放出し、熱伝導幹線(これらの図においては図示せず)がかかる装置からその接続された放射器に熱伝達を提供する。当然、最適効率の面から該熱伝導幹線が最小の長さであることが所望される。

0015

上記に関連して、本発明により提示される第1のアプローチは図3に図示され、最初に述べたように太陽照射に間欠的に曝される複数の面24乃至34を含む地球周回衛星20の為の熱放射ステムを示されている。システム36は、熱負荷40から深宇宙空間に熱を放出する、衛星20の面にマウントされた熱放射器38と、該熱負荷と該熱放射器との間に伸長する熱伝導体42と、熱放射器の温度が熱負荷の温度よりも低い場合に冷却を行う該熱放射器手段に該熱負荷を結合し、熱放射器の温度が熱負荷の温度よりも高い場合に該熱放射器を該熱負荷から切り離し動作し得る熱開閉器44とを含む。

0016

この行程を達成する1つの方法は、開又は閉状態指令可能なVCHP(熱伝導体42)の使用を通してなすものである。かかるヒートパイプ(例えば、米国ニューヨークマグロヒル社が1989年発刊の「応用熱設計ハンドブック」(E.C.ガイヤー(Guyer)氏編著)の7-50頁から7-58頁に記載される)が、非凝縮性気体貯留器(熱開閉器44)により作られている。例えば、図3を見ると、貯留器内窒素気体の如き非凝縮性気体を加熱することが該気体を膨張せしめ、流体的に連通するヒートパイプに該凝縮性気体を戻り加圧し、これによって熱を放射器38に伝導する為に働く熱パイプの実効長を制限する。非凝縮性気体に対して加熱及び冷却を交互に行うことは、熱負荷40を放射器に結合又は切り離すように働く。又、非凝縮性気体を加熱する加熱器46、及び貯留器から熱を吸収する放射器48が、熱開閉/貯留器44に接続される。

0017

かかる効果と同じことは、熱開閉の他の構成、例えば、DHP、溶融合金ベースとした熱ジョイント、又はヘリウム胞の膨張によっても達成し得る。本発明の目的に対する決定的な特徴は、熱源熱除去システムとの間の熱的結合受動的或いは能動的な指令可能性である。熱質量50は、極端温度上昇緩衝する為に熱負荷40に付加的に結合し得る。例えば、該熱質量が該熱負荷に熱的に結合され、熱負荷から等温的に熱を蓄積するPCM物質を含んでも良い。該PCM物質は、適当な貯留器内に納められ、所定の遷移温度以上で溶融し所定の温度以下で凝固する性質を有するものでも良い。

0018

好ましくは、熱放射器システム36は、又、該熱放射器の温度を検出するセンサと、該負荷の温度を検出する負荷センサ54と、貯留器44、加熱器46、及びVCHP放射器48の各々を検出する付加的温度センサ56、58、60とを含む。適当な電子計算機62がこれらの多種のセンサに反応し、放射器センサと熱負荷との温度差が所定の値以上である場合に温度開閉器を動作せしめる。換言すれば、該電子計算機は、熱放射器38からの正味の熱伝達が吸熱性である場合と、熱放射器38からの熱伝達が発熱性である場合との間で該熱開閉器を動作せしめる。

0019

放射器38の表面が影にある時、VCHPは熱伝導を行い、熱負荷40とPCM物質50の両方が冷却される。この行程が該熱負荷を冷却し、PCM物質における相変化(例えば凝固により明白となる)を導く。放射器38が太陽により照射された時、VCHP42が停止し、熱負荷40からの過剰な熱はPCM物質により吸収される(例えば溶融により明白となる)。この正味の結果は、該衛星20の以前に利用下にあった或いは未利用であった面が、この時点で負荷を連続的に動作せしめる放射器として働くことができる。この動作は、太陽照射角事前予見された臨界値を超え、正味の熱平衡が好ましくなくなった直後のみに閉状態になるようにVCHP42の動作をタイミング制御することにより強化し得る。

0020

上記に関連して、本発明により提示される第2のアプローチは、太陽熱量発生が位相的にずれる2つ以上の放射器間の熱負荷を順次化することである。衛星20の東面28及び西面30はその好例である。静止衛星において、これらの面は交互に照射され同時に照射されることはない。ここで、変形された熱放射システム36Aを図示する図4を見ると、PCM物質を用いたアプローチの変形として、対称な放射器38A、38B、38C、38D(又は少なくとも2つのかような面)が使用可能な時、中央に位置する場合の熱負荷40が、VCHP42、42A、42B、42C、42Dとこれらの面とを順次的に結合され得る。このアプローチは図4に図示される。

0021

図4の1つの放射器が太陽照射された場合に、VCHP42はこの放射器からの負荷を切り離し、一方反対側のVCHPは該負荷を照射されていない放射器に結合する。該負荷の太陽加熱が妨げられ、該負荷が非照射の放射器を介して熱の排除を継続することができ、該負荷は低温度においても動作し得るように設計し得る。このアプローチは、温度の急激な変動を低減するように、正味の熱除去を増大せしめる第1のアプローチに対する基礎的な改善を表している。

0022

東面及び西面にのみに適用可能な基本的な思想は文献に既に現れている。例えば、1986年1月6日乃至9日にネバダ州レノにおいて開催されたAIAA第24回航宇宙科学会合におけるD.R.シャルマーズ(Chalmers)氏及びJ.J.パステイ(Pustay)氏による「可変東西放射器を使用した先端通信衛星熱設計」を参照すべきである。しかし、図4の熱放射システムはこの思想を幾つかの形態において改善し拡張するものである。

0023

(1)図4のシステムは、VCHP放射器48及び加熱器46を介するVCHP42の別個制御器を組み込むものである。
(2)本発明におけるアプローチは、間欠的に照射される2つから4つの間の衛星面について利点を有する。
(3)図4の実施例におけるアプローチは、前述のPCM物質50による順次化されたVCHP42の組み合わせを可能としている。

0024

より特徴的には、熱放射器システム36Aは、衛星20の各々の面上にマウントされた複数の熱放射器38A、38B、38C、38Dを含み、熱負荷40から深宇宙空間に熱を放出する。同様に、複数の延長された熱伝導体42A、42B、42C、42D(例えばVCHP)が熱負荷と放射器のうちの接続された1つに伸長する。熱開閉器44A、44B、44C、44Dが、熱負荷をそれら各々に接続された熱放射器に順次結合し、熱負荷から深宇宙空間への最適な熱の放出を達成する。この場合、システム36と同様にPCM物質50が該負荷に結合し得て、該負荷から熱を吸収し得る。何れの場合においても、熱開閉器44A、44B、44C、44Dは、熱負荷と熱放射器38Aの間の温度差が所定レベル以上である場合に該熱負荷を熱放射器38Aに結合し、熱負荷とこれらの熱放射器の何れかとの間の温度差が所定のレベル以下にある場合に、熱放射器38B、38C、38Dのうちの1つ以上から該熱負荷を同時に切り離し動作し得る。同様に、熱開閉器44A、44B、44C、44Dは、熱負荷と熱放射器38Bの間の温度差が所定レベル以上である場合に該熱負荷を熱放射器38Bに結合し、熱負荷とこれらの熱放射器の何れかとの間の温度差が所定のレベル以下にある場合に、熱放射器38A、38C、38Dのうちの1つ以上から該熱負荷を同時に切り離し動作し得る。

0025

熱放射器38A、38B、38C、38Dの各々に関係する図4に示される本発明のシステムは、図3に示されるものと同様であるが、衛星にマウントされる熱放射器の数により多重化されている。各VCHPの伝導/非伝導は、気体貯留器の温度に結局決定される非凝縮性気体の体積により決定される。VCHP放射器及び加熱器の最適な調整及び動作は、制御器の開閉機能が放射器が太陽照射されるかどうか(前出のシャルマーズ氏及びパステイ氏の示唆するように)ではなく、太陽照射される放射器からの正味の熱伝達が吸熱性が発熱性かの違いにより決定されるようにする。この吸熱性か又は発熱性かの違いは、熱負荷の大きさ及び放射器の齢に結局のところ依存する。というのは、放射器吸収率αが暦齢に従い劣化(増大)し、太陽照射に際してより熱を吸収する原因となるからである。

0026

かかる制御は、図4における進んだVCHP加熱器/放射器の特徴(前出に参照したシャルマーズ氏及びパステイ氏の記載には無い点である)により可能である。シャルマーズ氏及びパステイ氏の引用文献が示すVCHPは、非凝縮性の気体貯留器と組み合わせられたヒートパイプを含む。結局開閉温度を決定する選択値蒸発器温度が通過する迄、凝縮性気体蒸気がヒートパイプに到着するのを防ぐように不活性な気体の充填が選択される。例えば、マグローヒル出版社の1989年に刊行されたE.C.ガイヤー(Guyer)氏編著「応用熱設計ハンドブック」の7−50頁乃至7−58頁が参照し得る。しかし、図4に示された進んだヒートパイプ構成において、非凝縮性気体の圧力は、VCHP放射器及び加熱器により決定される。これらのサブシステムは、凝縮性気体がヒートパイプ蓄積器部分に到達するか否かを結局決定する不活性気体の圧力を決定する。従って、進んだVCHPの制御機能は、太陽光の放射器からの正味の熱伝達が吸熱性が発熱性かの違いに基づいて、伝導性/非伝導機能の調整を可能とする。

0027

VCHPの細心の制御の結果である拡張された能力は、2つの180度に対向した放射器を含む放射システムの場合について図5に示される。細心の制御(図5における調整型VCHP)は、前出のシャルマーズ氏及びパステイ氏による構成(非調整型VCHP)及び2つの面が非制御のヒートパイプに直接接続されている解決策(E/WHP)と対比される。入力状態の選択された組み合わせの場合に見られる様に、前出のシャルマーズ氏及びパステイ氏の構成は、2つの放射器が非制御ヒートパイプに直接接続された解決策に比べて僅かに良好(ピーク温度で約1度低下)になるに過ぎない。他方、調整型VCHPの解決策は、ピーク温度をヒートパイプ及び非調整型VCHPの解決策に比して約6℃及び5℃各々低下せしめる。

0028

PCM物質50の機能は、熱散逸を増大せしめることとは対照的に極温度を緩衝することである。図5に見られる様に、制御可能なVCHPによるPCM物質の組み込みが温度暴走和らげて、熱散逸を日周的に変化せしめる本発明の能力を更に拡張する。図5の場合で選ばれたかかるモデルにより、PCM物質の解析は、更にピーク温度で5℃低下を導く。

0029

該システムに付加的な間欠性の放射器表面を結合することは,期待されるように、なお更に熱散逸能力を増強する。事前的解析が前述の解析条件による3つの放射器システム(東面、西面及び反地球方向面)に関して実行されている。図6のデータの重要性は、総拡散図5の場合に比して約40%増加していることである。このことは、現状、かような面が現在の衛星には開発されていないことから、既存の衛星の能力を犠牲とすることなく、同じ量だけ性能を改善する。このことは、熱散逸が制限的要素である場合に、潜在的な40%のペイロードを増加せしめることを意味している。

0030

図4のアプローチは、衛星内部デッキ上に装置をマウントして設備化することにおいて追加的利点を有する。従って、このことは、物理的に衛星の表面領域を消費しないことから、衛星設計上の自由度を加えるものである。例えば、非常にきつい熱散逸要求仕様で以て中央ペイロート処理装置をマウントすることにとって、これは理想的である。

0031

本発明の概念は、非常に高温において動作し得る内部マウントされた装置を冷却する手段としても実装し得る。かかる装置の例としては、通信衛星の為のRF出力フィルタリングを行う出力多重器(OMUX)がある。OMUXは非電子的な部品であり、100℃以上の温度にて動作し得るものであり、通例、衛星外部の東面及び西面上に置かれる。もし、OMUXを衛星内部にマウントし得て、影対日照照射効果を交互に替えることにより、東西の外部OMUX間に誘起される日周期的な大きさの変化を避け得ることは決定的な利点となる。日周期的な温度変化は、加熱器電力を用いることによりしばしば低減し得て、太陽が他側にある時の低端(low end)を上昇せしめる。内部中央のOMUXに結合された順次化された放射器は、衛星拡散能力を高めて要求衛星加熱器電力を下げ、そして内部OMUXが現在可能な内部衛星温度55℃よりも高温(より高効率)にて動作することを可能とする。

0032

図4のアプローチに対する変形例は、東面及び西面上に北及び南放射器を「折曲」することであり、他の修正熱放射器システム64(図7参照)において示される如きものである。この場合、例えば、水平な北及び南の装置パネルヒートパイプは、東面及び西面上に90度折曲せしめられたVCHP(又はDHP)により置き換え得る。通信衛星の場合、VCHPとTWTA直接放射器との間にTWTA(進行波管増幅器)63を設置することは、東西の広がりの上に背面浸設(back soak)する為に、ある程度の許容度が提供されなければらない。しかし、この概念は、冗長系装置(VCHPのみで置き換えられる水平ヒートパイプ及びVCHP)の除去による正味の重量の軽減を導き、熱結合伝導損失を最小化し、おそらく熱ジョイント質量を低減する。

0033

特に、本実施例において、複数の面を含む地球周回衛星の為の熱放射器システム64は、衛星の対向する面上にマウントされた熱放射器66、68を含む。通常の形態では、最大太陽照射に間欠的に曝される衛星東面及び西面にマウントされた放射器66、68が、熱負荷70を深宇宙空間に熱を繰り返し放出する。第3の熱放射器72が衛星の面、例えば北面又は南面にマウントされ、太陽照射に最小限にしか曝されず、熱負荷を深宇宙空間に連続的に熱を放出する。

0034

VCHPで良い熱伝導体74が熱負荷70と熱放射器66、68、72の各々との間に伸長し、熱負荷を放射器66、68に間欠的に熱的に結合するだけでなく、放射器72に連続的に熱的に結合する。システム64は、又、相対する端に一対の熱開閉器76、78を含む。これらの熱開閉器は、該熱負荷を放射器66、68を順次熱的に結合動作する手段であり、熱負荷70から深宇宙空間への熱の最適な放出を達成する。この点、熱開閉器76は、該熱負荷と当該熱放射器との間の温度差が所定のレベル以上である場合に、該熱負荷をその接続された放射器66に結合し、該熱負荷と当該熱放射器との間の温度差が所定のレベル以下である場合に、該熱負荷を放射器68から同時に切り離し動作し得る。加えて、熱開閉器78は、該熱負荷と当該放射器との間の温度差が所定のレベル以上である場合に、該熱負荷をその接続された放射器68に結合し、該熱負荷と当該熱放射器との温度差が所定のレベル以下である場合に該熱負荷を放射器66から同時に切り離し動作し得る。

0035

最後に、図4のアプローチの場合の有効な東面及び西面のエリアは、この表面上のOMUXの位置により制限を受ける。しかし、もし高容量及び高温度交差型ヒートパイプ(例えば動作液体として水を用いる)が東側西側のOMUXとの間の熱負荷を均衡する為に用いられ得るならば、該OMUXの為に要求されるエリアは削減され得る。これは、OMUXの加熱器電力を低減する付加的な利点を有する。

0036

本発明の好ましい実施例が詳細に説明されたが、図示された実施例について他の多様な改変が、本明細書に記載され添付の請求項に画定される本発明の範囲と精神から離れることなく成し得ることは理解されるべきである。

図面の簡単な説明

0037

図1本発明の熱放射システムを実施する、地球廻りの静止軌道を周回する体安定型衛星の斜視図である。
図2図1に示される全てのコンポーネントの平面図である。
図3本発明の熱放射システムの1つの実施例のブロック図である。
図4本発明の熱放射システムの他の実施例のブロック図である。
図5地球静止軌道を周回する体安定型衛星の太陽に曝された2つの180°に対向する面からなり、12時間周期に基づいた放射器利用の幾つかの選択肢の性能モデリングを与えるグラフである。
図6地球静止軌道を周回する体安定型衛星の太陽に曝された3つの対向する面(東面、西面及び反地球方向面)からなり、24時間周期に基づいた放射器利用の幾つかの選択肢の性能モデリングを与えるグラフである。
図7本発明の熱放射システムの更なる他の実施例のブロック図である。
簡単な符号の説明
20 衛星38熱放射器40熱負荷42熱伝導体44 熱開閉器/貯留器46加熱器48VCHP放射器50熱質量/PCM物質

ページトップへ

この技術を出願した法人

この技術を発明した人物

ページトップへ

関連する挑戦したい社会課題

関連する公募課題

該当するデータがありません

ページトップへ

技術視点だけで見ていませんか?

この技術の活用可能性がある分野

分野別動向を把握したい方- 事業化視点で見る -

(分野番号表示ON)※整理標準化データをもとに当社作成

ページトップへ

おススメ サービス

おススメ astavisionコンテンツ

新着 最近 公開された関連が強い技術

この 技術と関連性が強い人物

関連性が強い人物一覧

この 技術と関連する社会課題

関連する挑戦したい社会課題一覧

この 技術と関連する公募課題

該当するデータがありません

astavision 新着記事

サイト情報について

本サービスは、国が公開している情報(公開特許公報、特許整理標準化データ等)を元に構成されています。出典元のデータには一部間違いやノイズがあり、情報の正確さについては保証致しかねます。また一時的に、各データの収録範囲や更新周期によって、一部の情報が正しく表示されないことがございます。当サイトの情報を元にした諸問題、不利益等について当方は何ら責任を負いかねることを予めご承知おきのほど宜しくお願い申し上げます。

主たる情報の出典

特許情報…特許整理標準化データ(XML編)、公開特許公報、特許公報、審決公報、Patent Map Guidance System データ