(57)【要約】【課題】激しい温度勾配を呈する小型ないし超小型の人工衛星に使用され、搭載されている機器の温度を所要の範囲に制御し得る軽量且つ安価な人工衛星用断熱材を提供する。【解決手段】この断熱材は、激しい温度勾配を呈する小型ないし超小型の人工衛星に使用される。断熱材は、芳香族化合物が直接イミド結合で連結された芳香族ポリイミドを主体とする。この芳香族ポリイミドに炭素繊維が含有されている。炭素繊維は、線径が７μｍ、長さが１３０μｍである。炭素繊維の混合割合によって、熱伝導率λが変化する。【選択図】図４
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
人工衛星の構体又は人工衛星に搭載された機器を熱的に保護する断熱材として使用される複合材であって、
芳香族化合物が直接イミド結合で連結された芳香族ポリイミドに炭素繊維が含有された人工衛星用複合材。
【請求項２】
請求項１に記載の人工衛星用複合材と、
繊維強化樹脂からなる一対の基板とを備え、
上記人工衛星用複合材は、上記一対の基板によって挟み込まれている人工衛星用フレーム。
【請求項３】
請求項２に記載の人工衛星用フレームと、
上記人工衛星用フレームの一方の面に固定された太陽電池とを備えた人工衛星用パネル。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
この発明は、地球や他惑星を周回する宇宙機、深宇宙空間を探査する宇宙機、特に地球を周回する人工衛星の構体や人工衛星に搭載された太陽電池パネルやパドルのフレームないしベースプレートに採用される断熱材として使用される複合材に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
一般に、人工衛星の動力源は電力であるが、その電力は太陽光あるいは太陽熱から得られる。すなわち、人工衛星は太陽電池パネルを搭載しており、この太陽電池パネルの姿勢は、太陽と対向するように制御される場合が多い。このため、宇宙機の太陽と対向する面の温度は約２００℃（摂氏）にも達することもあり、他方、太陽と対向しない面の温度は約−１００℃もの低温となることもある。人工衛星は、このような温度環境においても正常に稼働しなければならず、たとえば、太陽電池パネルから得られた電力はバッテリーに蓄積され、それが正常に機能するためには、バッテリー自体の温度が好ましくは５℃〜３５℃の範囲となるように管理されるのが好ましい。
【０００３】
人工衛星の構体を構成する材料としては、従来からアルミニウム合金からなるハニカム構造を繊維強化樹脂板によって挟み込んだサンドイッチ構造材が多用されている。また、人工衛星や人工衛星に搭載された機器を構成する材料については、温度対策が施された種々の複合材も提案されている（たとえば、特許文献１〜特許文献４参照）。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特開２００８−２４４５８１号公報
【特許文献２】特開２００８−２１４４４８号公報
【特許文献３】特開２００７−１３８７９６号公報
【特許文献４】特開２００６−２０５４３６号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
一般に、質量が５００ｋｇ以下の衛星は小型衛星、１００ｋｇ以下の衛星は超小型衛星と呼ばれる。小型衛星や超小型衛星は、大型衛星と比較して熱容量が小さいので、その温度は宇宙空間の熱環境の変化に強く影響される。
【０００６】
前述のような激しい温度勾配を呈する人工衛星、特に小型ないし超小型の人工衛星において、前述のようなアルミニウム合金を備えたサンドイッチ構造材が採用された場合には、小型ないし超小型の人工衛星や人工衛星に搭載された機器の温度制御は困難であり、別途温度調整装置が当該人工衛星に搭載される必要がある。しかし、そのような装置が別途搭載されることにより、人工衛星は大型化され、製造コストのほか打ち上げや運用にかかるコストが増大する。
【０００７】
また、特に人工衛星に搭載された機器の温度が制御されるためには、単に断熱材を当該機器の周囲に配置するという対策では不十分である。なぜなら、単に断熱処理が施されるだけであるならば、高温部分は高温状態が維持される傾向が強くなり、低温部分は低温状態が維持される傾向が強くなるからである。
【０００８】
本発明はかかる背景のもとになされたものであって、その目的は、激しい温度勾配を呈する小型ないし超小型の人工衛星に使用され、搭載されている機器の温度を所要の範囲に制御し得る軽量且つ安価な人工衛星用複合材を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
(1)  本発明に係る人工衛星用複合材は、人工衛星の構体又は人工衛星に搭載された機器を熱的に保護する部材として使用され、芳香族化合物が直接イミド結合で連結された芳香族ポリイミドに炭素繊維が含有されている。
【００１０】
芳香族ポリイミドは、従来から断熱材として使用されることは知られている。この発明では、芳香族ポリイミドを基材として、これに炭素繊維が混合されることにより断熱材が構成される。この断熱材の熱伝導率λは、図３及び図４が示すように、炭素繊維の含有量（重量％）によって変化し、炭素繊維の含有量と熱伝導率λとの間に比例関係が成立する。つまり、炭素繊維の量を変化させることにより、所望の熱伝導率を有する断熱材として使用される複合材が提供される。
【００１１】
(2)  また、本発明は、上記人工衛星用複合材と、繊維強化樹脂からなる一対の基板とを備え、上記人工衛星用複合材が上記一対の基板によって挟み込まれている人工衛星用フレームとして捉えることもできる。
【００１２】
(3)  また、本発明は、上記人工衛星用フレームと、当該人工衛星用フレームの一方の面に固定された太陽電池とを備えた人工衛星用パネルとして捉えることもできる。
【発明の効果】
【００１３】
この発明によれば、断熱材の高密度および炭素繊維の量によって断熱材の所望の熱伝導率が実現されるから、所要の断熱材を簡単に且つ安価に製造することができる。その結果、人工衛星において、より熱を逃がすことが要請される部位には高熱伝導率の断熱材を、より保温が必要な部位には低熱伝導率の断熱材を、簡単に配置することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１４】
【図１】図１は、本発明の一実施形態に係る断熱材が使用された人工衛星の外観斜視図である。
【図２】図２は、パネルの構造を模式的に示す断面図である。
【図３】図３は、試料断熱材Ａ〜Ｄの熱伝導率λの測定結果である。
【図４】図４は、試料断熱材Ａ〜Ｄの熱伝導率λの測定結果をグラフ化したものである。
【発明を実施するための形態】
【００１５】
以下、本発明の好ましい実施形態が、適宜図面が参照されながら説明される。
【００１６】
図１は、本発明の一実施形態に係る断熱材が使用された人工衛星の外観斜視図である。
【００１７】
この人工衛星１０は、地球観測用として地球周回軌道を航行するものであり、一片が５０ｃｍ以下の直方体形状であり、質量が５０ｋｇ以下の超小型人工衛星である。この人工衛星１０は電力で作動し、そのエネルギー源は太陽光である。すなわち、この人工衛星１０は、アングル等を組み合わせて略直方体形状に形成された本体１１と、本体１１に取り付けられており人工衛星１０の外壁面を構成する複数のパネル１２とを備え、このパネル１２に太陽電池１３が装着されている。
【００１８】
このパネル１２は、ハニカム構造のアルミニウム板の厚み方向の両面に、繊維強化樹脂製の板を貼り合わせて構成される。なお、アルミニウム板に代えて、ポリイミド等の多孔質断熱材に炭素等の良熱伝導性物質を混ぜ合わせた機能性断熱材を用いてもよい。また、繊維強化樹脂には、炭素繊維を含有した炭素繊維強化樹脂（ＣＦＲＰ）或いはガラス繊維を含有したガラス繊維強化樹脂（ＧＦＲＰ）等、既知のあらゆる繊維強化樹脂を採用することができる。
【００１９】
本体１１は、人工衛星１０の外形を画定するものであり、本実施形態では直方体形状である。なお、本体１１は、直方体形状に限らず、例えば球形状などであってもよい。また、本体１１は、仕切り壁（不図示）によって内部が複数の小空間に区画されている。この本体１１は、例えば、アルミニウム合金（ＪＩＳ規格によって規定されるＡ２０２４等）によって形成することができる。
【００２０】
仕切り壁によって区画された各小空間には、姿勢制御ユニット、通信ユニット、及び観測ユニット等の機器が配置される。姿勢制御ユニットは、人工衛星１０の姿勢を制御するものであって、恒星センサを備える。通信ユニットは、例えば、地球上に設置された基地局との間で通信を行うものである。観測ユニットは、様々な情報を収集するものであり、人工衛星１０の目的や用途に応じて適宜選択されるものである。つまり、本体１１には、恒星センサその他の機能部品が搭載されている。
【００２１】
本実施形態の特徴とするところは、上記本体１１の構体や上記パネル１２のフレーム１４に断熱材１５（図２参照）が内蔵されている点であり、この断熱材１５は、後に詳述される組成及び特性を有する。
【００２２】
図２は、パネル１２の構造を模式的に示す断面図である。
【００２３】
同図が示すように、パネル１２は、フレーム１４及び太陽電池１３を備える。フレーム１４は、細長矩形の平板状に形成されており、この太陽電池１３は、フレーム１４の一方の面（太陽と対向する面）に固定されている。太陽電池１３の固定は、適切な耐熱性、耐放射線性、アウトガス特性を有する接着剤で装着するなど既知の手段が採用され得る。
【００２４】
フレーム１４は、断熱材１５と、基板１６とを備える。基板１６は、フレーム１４の骨格であり、細長矩形状に形成されている。基板１６は、繊維強化樹脂からなり、典型的には炭素繊維強化樹脂（ＣＦＲＰ）が採用される。つまり、断熱材１５が基板１６によって挟み込まれている。
【００２５】
断熱材１５は、ポリイミドを主体とし、これに炭素繊維が混合されている。ポリイミドは、芳香族化合物が直接イミド結合で連結された芳香族ポリイミドが好ましい。本実施形態では、ポリイミドとして、宇部興産（耐熱スポンジチップ  ＵＦＣ００４３）が採用され、炭素繊維は、東レ（トレカミルドファイバー）が採用されている。炭素繊維は、いわゆる短繊維カーボンであり、線径が７μｍ、長さが１３０μｍである。
【００２６】
上記ポリイミドに上記炭素繊維が混ぜ合わされ、高温高圧環境下で成形されることによって断熱材１５が形成される。この場合、成形温度は、３８０［℃］、成形時間は、１時間、成形圧力は、約３２［ｇ／ｃｍ２］が例示される。
【００２７】
図３は、前述のようにして形成された断熱材１５の熱伝導率λの測定結果である。熱伝導率λは、供試断熱材において、単位長さについて単位温度だけ変化させるために必要な熱量を示し、その次元は［Ｗ／ｍ・Ｋ］である。本実施形態において、熱伝導率λは熱線法により測定された。測定装置は、熱伝導率測定装置（株式会社アグネ技術センター製：ＡＲＣ−ＴＣ−１０００型）が採用された。
【００２８】
図４は、試料断熱材の短繊維カーボンの混合割合（重量％）に対する熱伝導率λの測定値を示している。図３は、これをグラフ化したものである。
【００２９】
図３及び図４が示すように、ポリイミドに炭素繊維が混合されるだけで、熱伝導率λが変化する。具体的には、図３が示すように、試料断熱材Ａ〜Ｄ（短繊維カーボンの混合割合が、試料断熱材Ａ：０％、試料断熱材Ｂ：５０％、試料断熱材Ｃ：６６．７％、試料断熱材Ｄ：８０％）について、熱伝導率λは、それぞれ０．０５７［Ｗ／ｍ・Ｋ］、０．０８９［Ｗ／ｍ・Ｋ］、０．１１５［Ｗ／ｍ・Ｋ］、０．１２１［Ｗ／ｍ・Ｋ］である。つまり、炭素繊維の混合割合に対して熱伝導率λは比例関係にある。
【００３０】
したがって、ポリイミドを主体とする断熱材１５の熱伝導率λは、炭素繊維の混合割合を変えるだけで簡単に調整可能である。その結果、さまざまな熱伝導率λの断熱材１５が安価に製造され、人工衛星１０の太陽と対向する面等のように熱を逃がすことが要請される部位には高熱伝導率の断熱材が配置され、他方、保温が必要な部位には低熱伝導率の断熱材を配置することができ、人工衛星の熱設計の自由度が大きくなる。
【符号の説明】
【００３１】
１０・・・人工衛星
１１・・・本体
１２・・・パネル
１３・・・太陽電池
１４・・・フレーム
１５・・・断熱材
１６・・・基板
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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