(57)【要約】【課題】輸送用パレットの遮蔽壁を被覆した状態で極低温に曝された場合に、遮蔽壁の被覆した面に座繰り穴があったとしても、放熱能力を維持し得る宇宙機の熱制御用被覆部材を提供する。【解決手段】輸送用パレットＳの遮蔽壁ＳＷに貼り付けるための接着層２と、テフロン６に銀４を蒸着して成りテフロン（登録商標）６を宇宙に曝した状態で接着層２に積層される銀蒸着層５を備え、輸送用パレットＳの遮蔽壁ＳＷに設けられた座繰り穴ＳＨを覆う穴被覆部１ａに、座繰り穴ＳＨの周囲を覆う周囲部１ｂに対する穴被覆部１ａの熱による変形量の差を吸収する３本の切込み８を設けた。３本の切込み８は、接着層２及び銀蒸着層５を積層方向に貫通し且つ互いに独立して形成されている。【選択図】図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
宇宙機の熱制御に用いられる宇宙機の熱制御用被覆部材であって、
前記宇宙機の機体に貼り付けるための接着層と、フッ素樹脂に金属を蒸着して成り前記フッ素樹脂を宇宙に曝した状態で前記接着層に積層される金属蒸着層を備えた熱制御用被覆部材において、
前記宇宙機の前記機体に設けられた凹部を覆う部分に、前記凹部の周囲を覆う部分に対する該凹部を覆う部分の熱による変形量の差を吸収する変形量吸収手段を設けた宇宙機の熱制御用被覆部材。
【請求項２】
前記変形量吸収手段は、前記接着層及び前記金属蒸着層を積層方向に貫通すると共に互いに独立する複数の切込みである請求項１に記載の宇宙機の熱制御用被覆部材。
【請求項３】
前記複数の切込みは、前記凹部を覆う部分が渦巻き状に捩じれ変形するのを許容するべく形成されている請求項２に記載の宇宙機の熱制御用被覆部材。
【請求項４】
前記変形量吸収手段は、前記凹部を覆う部分に形成された余剰帯である請求項１に記載の宇宙機の熱制御用被覆部材。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、厳しい熱環境に曝される宇宙機の熱制御に用いられる宇宙機の熱制御用被覆部材に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
従来、上記したような厳しい熱環境に曝される宇宙機の熱制御用被覆部材には、非特許文献１に記載されているように、通常、赤外線放射率が大きく且つ太陽光吸収率が小さい銀蒸着テフロン（登録商標）テープが採用される。
【０００３】
この銀蒸着テフロンテープは、宇宙機の機体における必要箇所に貼り付けるための接着層と、テフロン（フッ素樹脂）に銀を蒸着して成りテフロンを宇宙に曝した状態で接着層に積層される銀蒸着層を備えている。
【先行技術文献】
【非特許文献】
【０００４】
【非特許文献１】社団法人  日本航空宇宙学会編  第３版  航空宇宙便覧  Ｃ５．８．３
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
宇宙機には、様々な用途のボルトが使用されているが、機体の表面側に位置するボルトは、機体の表面に形成された座繰り穴に収まるようになっており、機体の銀蒸着テフロンテープで覆われる部位にも座繰り穴が設けられている場合がある。
【０００６】
宇宙機の機体の銀蒸着テフロンテープで覆った面を深宇宙方向（太陽光等の入熱がほとんどない方向）に向けて極低温に曝した場合において、銀蒸着テフロンテープで覆った面に座繰り穴があると、銀蒸着テフロンテープの座繰り穴上でボルトの頭部と隙間をおいて対向する部分は、深宇宙の温度に近い極低温になり、一方、銀蒸着テフロンテープにおける座繰り穴の周囲に位置して機体に接着されている部分は、機体側から伝わる温度になるので、銀蒸着テフロンテープの座繰り穴上の部分と座繰り穴の周囲の部分とでは、収縮量（変形量）に差が生じる。
【０００７】
つまり、座繰り穴の縁では、内側に収縮しようとする銀蒸着テフロンテープの座繰り穴上の部分と、金属である機体に拘束されている部分との境目に大きな引張荷重が発生することとなり、銀蒸着テフロンテープの接着層が座繰り穴の周囲において機体からはく離してしまう。
【０００８】
また、このような場合、銀蒸着テフロンテープの銀蒸着層におけるフッ素樹脂であるテフロンと、金属である銀との各熱膨張係数の違いにより、銀蒸着テフロンテープ自体においても、層間境界面にはく離が生じてしまい、このように、機体からはく離した銀蒸着テフロンテープや層間境界面にはく離が生じた銀蒸着テフロンテープは、放熱機能を果たさなくなってしまうので、放熱能力の低下に直結するという問題がある。
【０００９】
この際、銀蒸着テフロンテープの座繰り穴上でボルトの頭部と対向する部分を除去することで、上記はく離を回避する手立ても考えられるが、露出する座繰り穴から太陽光入熱が発生して、やはり放熱能力の低下を招いてしまうという問題を有しており、この問題を解決することが従来の課題となっていた。
【００１０】
本発明は、上記した従来の課題に着目してなされたもので、宇宙機の機体を覆った状態で極低温に曝された場合において、機体の被覆した面に座繰り穴があったとしても、機体からはく離したり、金属蒸着層の金属とフッ素樹脂との間の境界面にはく離が生じたりするのを防ぐことができ、その結果、放熱能力を維持し続けることが可能である宇宙機の熱制御用被覆部材を提供することを目的としている。
【課題を解決するための手段】
【００１１】
本発明の第１の態様は、宇宙機の熱制御に用いられる宇宙機の熱制御用被覆部材であって、前記宇宙機の機体に貼り付けるための接着層と、フッ素樹脂に金属を蒸着して成り前記フッ素樹脂を宇宙に曝した状態で前記接着層に積層される金属蒸着層を備えた熱制御用被覆部材において、前記宇宙機の前記機体に設けられた凹部を覆う部分に、前記凹部の周囲を覆う部分に対する該凹部を覆う部分の熱による変形量の差を吸収する変形量吸収手段を設けた構成としている。
【００１２】
本発明の第２の態様において、前記変形量吸収手段は、前記接着層及び前記金属蒸着層を積層方向に貫通すると共に互いに独立する複数の切込みである構成としている。
【００１３】
本発明の第３の態様において、前記複数の切込みは、前記凹部を覆う部分が渦巻き状に捩じれ変形するのを許容するべく形成されている構成としている。
【００１４】
本発明の第４の態様において、前記変形量吸収手段は、前記凹部を覆う部分に形成された余剰帯である構成としている。
【００１５】
本発明に係る宇宙機の熱制御用被覆部材において、接着層には、アクリル系のものを用いることができ、金属蒸着層の金属には、銀やアルミニウムを用いることができる。
また、本発明に係る宇宙機の熱制御用被覆部材において、金属蒸着層のフッ素樹脂には、テフロンが用いられる。
【００１６】
本発明の第１の態様に係る宇宙機の熱制御用被覆部材において、宇宙機の機体を覆った状態で極低温に曝された場合、機体の被覆した面に座繰り穴等の凹部があると、熱制御用被覆部材の凹部内の空間に接する部分は極低温になり、一方、熱制御用被覆部材の凹部の周囲に位置した部分は機体側から伝わる温度になり、両者の間には収縮量（変形量）に差が生じる。
【００１７】
このとき、熱制御用被覆部材の機体の凹部を覆う部分における変形量吸収手段が、熱制御用被覆部材の凹部を覆う部分とその周囲を覆う部分との間の上記収縮量の差を吸収するので、両者の境目に引張荷重が生じることが回避され、熱制御用被覆部材の接着層が機体からはく離したり、金属蒸着層の金属とフッ素樹脂との間の境界面にはく離が生じたりすることがなくなって、熱制御用被覆部材の放熱能力が維持されることとなる。
【００１８】
また、本発明の第２の態様に係る宇宙機の熱制御用被覆部材において、熱制御用被覆部材の凹部を覆う部分とその周囲を覆う部分との間に収縮量の差が生じると、変形量吸収手段である互いに独立する複数の切込みがあることで、凹部を覆う部分の収縮が許容されて収縮量の差が吸収されるので、両者の境目に引張荷重が生じることが回避されることとなる。
【００１９】
さらに、本発明の第３の態様に係る宇宙機の熱制御用被覆部材おいて、熱制御用被覆部材の凹部を覆う部分とその周囲を覆う部分との間に収縮量の差が生じると、複数の切込みによって凹部を覆う部分が渦巻き状に捩じれ変形するので、この変形により収縮量の差が吸収されて両者の境目に引張荷重が生じることが回避されることとなる。
【００２０】
さらにまた、本発明の第４の態様に係る宇宙機の熱制御用被覆部材おいて、熱制御用被覆部材の凹部を覆う部分とその周囲を覆う部分との間に収縮量の差が生じると、変形量吸収手段である余剰帯がある分だけ、凹部を覆う部分の収縮が許容されて収縮量の差が吸収されるので、両者の境目に引張荷重が生じることが回避されることとなる。
【発明の効果】
【００２１】
本発明の第１の態様に係る宇宙機の熱制御用被覆部材では、宇宙機の機体を覆った状態で極低温に曝された場合において、機体の被覆した面に座繰り穴があったとしても、機体からはく離したり、金属蒸着層の金属とフッ素樹脂との間の境界面にはく離が生じたりするのを防ぐことができ、その結果、放熱能力を維持し続けることが可能であるという非常に優れた効果がもたらされる。
【００２２】
また、本発明の第２の態様に係る宇宙機の熱制御用被覆部材では、変形量吸収手段として、凹部を覆う部分に互いに独立する複数の切込みを入れるといった簡単な加工で、機体からはく離したり層間境界面にはく離が生じたりするのを防ぐことができ、本発明の第３の態様に係る宇宙機の熱制御用被覆部材では、凹部を覆う部分が複数の切込みによって渦巻き状に捩じれ変形するので、凹部を覆う部分とその周囲を覆う部分との間の境目に引張荷重が生じるのを防ぐことができる。
【００２３】
さらに、本発明の第４の態様に係る宇宙機の熱制御用被覆部材では、凹部を覆う部分が余剰帯の分だけ余裕を持って収縮するので、凹部を覆う部分とその周囲を覆う部分との間の境目に引張荷重が生じるのを防ぐことができる。
【図面の簡単な説明】
【００２４】
【図１】本発明の一実施例による宇宙機の熱制御用被覆部材の使用状態を熱制御用被覆部材の部分拡大平面図とともに示す斜視説明図である。
【図２】図１Ａ−Ａ線位置に基づく拡大断面説明図である。
【図３】本発明の他の実施例による宇宙機の熱制御用被覆部材を示す拡大断面説明図である。
【発明を実施するための形態】
【００２５】
以下、本発明に係る宇宙機の熱制御用被覆部材を図面に基づいて説明する。
図１及び図２は、本発明に係る宇宙機の熱制御用被覆部材の一実施例を示しており、この実施例では、宇宙機が国際宇宙ステーションに物資を運ぶ輸送用パレットである場合を示している。
【００２６】
図１及び図２に示すように、この熱制御用被覆部材としての銀蒸着テフロンテープ１（テフロンは商標）は、輸送用パレット（宇宙機）Ｓの遮蔽壁（機体）ＳＷに貼り付けるためのアクリル系の接着層２と、フッ素樹脂としてのテフロン６に金属としての銀４を蒸着して成りテフロン６を宇宙に曝した状態で接着層２に積層される銀蒸着層５を備えている。
【００２７】
輸送用パレットＳの遮蔽壁ＳＷには、様々な用途のボルトが配置されており、遮蔽壁ＳＷの表面側に配置されているボルトＢは、遮蔽壁ＳＷの表面に形成された座繰り穴（凹部）ＳＨに収まるようになっている。
【００２８】
銀蒸着テフロンテープ１における遮蔽壁ＳＷの座繰り穴ＳＨを覆う部分である穴被覆部１ａには、接着層２及び銀蒸着層５を積層方向に貫通すると共に互いに独立する３本の切込み８，８，８（変形量吸収手段）が配置されており、図１の部分拡大平面図に示すように、これら３本の切込み８，８，８は、座繰り穴ＳＨの略中心ＨＣ周りに三角形状を成すようにして配置されている。
【００２９】
銀蒸着テフロンテープ１の穴被覆部１ａに三角形状を成すようにして配置された３本の切込み８，８，８は、銀蒸着テフロンテープ１の穴被覆部１ａの収縮量が、その周囲を覆う部分である周囲部１ｂの収縮量よりも大きい場合に、この穴被覆部１ａが渦巻き状に捩じれ変形するのを許容して収縮量の差を吸収するように形成されている。
【００３０】
なお、変形量吸収手段としての切込み８の数は３本に限定されるものではない。また、座繰り穴ＳＨの略中心ＨＣ周りに三角形状を成すようにして３本の切込み８を配置する構成もこれに限定されることはなく、穴被覆部１ａが収縮変形し易い数の切込み８を穴被覆部１ａが収縮変形し易い位置に配置すればよい。
【００３１】
図１及び図２における符号１０はベントホールであり、このベントホール１０は、輸送用パレットＳの打ち上げ時における座繰り穴ＳＨ内の空気抜きとして機能する。
【００３２】
このような構成の銀蒸着テフロンテープ１において、輸送用パレットＳの遮蔽壁ＳＷを覆った状態で極低温に曝されると、銀蒸着テフロンテープ１の座繰り穴ＳＨを覆ってボルトＢの頭部と隙間をおいて対向する穴被覆部１ａは極低温になり、一方、銀蒸着テフロンテープ１の穴被覆部１ａの周囲を覆う周囲部１ｂは遮蔽壁ＳＷ側から伝わる温度になるので、両者の間に収縮量（変形量）の差が生じる。
【００３３】
このとき、銀蒸着テフロンテープ１の穴被覆部１ａに互いに独立する３本の切込み８，８，８があり、これら３本の切込み８が座繰り穴ＳＨの略中心ＨＣ周りに三角形状を成すようにして配置されていることで、穴被覆部１ａが渦巻き状に捩じれ変形するので、この変形により穴被覆部１ａと周囲部１ｂとの収縮量の差が吸収されて、両者の境目に引張荷重が生じることが回避されることとなる。
【００３４】
その結果、銀蒸着テフロンテープ１の接着層２が遮蔽壁ＳＷからはく離したり、銀蒸着層５の銀４とテフロン６との間の境界面にはく離が生じたりすることがなくなって、銀蒸着テフロンテープ１の放熱能力が維持されることとなる。
【００３５】
図３は、本発明に係る宇宙機の熱制御用被覆部材の他の実施例を示しており、この実施例においても、宇宙機が、国際宇宙ステーションに物資を運ぶ輸送用パレットである場合を示している。
【００３６】
図３に示すように、この実施例の熱制御用被覆部材としての銀蒸着テフロンテープ１１が先の実施例の銀蒸着テフロンテープ１と相違するところは、遮蔽壁ＳＷの座繰り穴ＳＨを覆う部分である穴被覆部１１ａの全体が湾曲状の余剰帯として形成され、この穴被覆部１１ａ（湾曲状の余剰帯）を変形量吸収手段とした点にあり、他の構成は先の実施例と同じである。
【００３７】
なお、穴被覆部１１ａの全体が湾曲状の余剰帯を成している構成に限定されるものではなく、穴被覆部１１ａの一部を湾曲状の余剰帯としたり、皺状の余剰帯としたりする構成でもよい。
【００３８】
この銀蒸着テフロンテープ１１において、極低温に曝されて穴被覆部１１ａとその周囲を覆う部分である周囲部１ｂとの間に収縮量の差が生じた場合には、変形量吸収手段である穴被覆部１１ａの全体を湾曲状の余剰帯としてある分だけ、仮想線で示すように、収縮が許容されて収縮量の差が吸収されるので、穴被覆部１１ａと周囲部１ｂとの境目に引張荷重が生じることが回避されることとなる。
【００３９】
したがって、銀蒸着テフロンテープ１１の接着層２が遮蔽壁ＳＷからはく離したり、銀蒸着層５の銀４とテフロン６との間の境界面にはく離が生じたりすることがなくなって、銀蒸着テフロンテープ１１の放熱能力が維持されることとなる。
【００４０】
上記した実施例では、本発明に係る宇宙機の熱制御用被覆部材を採用する宇宙機が、国際宇宙ステーションに物資を運ぶ輸送用パレットである場合を例に挙げて説明したが、これに限定されるものではなく、本発明に係る宇宙機の熱制御用被覆部材を、例えば、静止衛星や惑星探査衛星の各熱制御に採用してもよい。
【００４１】
また、上記した実施例では、銀蒸着テフロンテープ１，１１の接着層２がアクリル系のものであり、金属蒸着層の金属を銀４とすると共に、金属蒸着層のフッ素樹脂をテフロン６とした場合を示したが、これに限定されるものではなく、例えば、金属蒸着層をアルミニウム蒸着層としてもよい。
【００４２】
さらに、上記した実施例では、宇宙機の機体に設けられた凹部が、遮蔽壁ＳＷの表面に形成された座繰り穴ＳＨである場合を示したが、これに限定されるものではない。
【００４３】
本発明に係る宇宙機の熱制御用被覆部材の構成は、上記した実施例の構成に限定されるものではない。
【符号の説明】
【００４４】
１，１１  銀蒸着テフロンテープ（宇宙機の熱制御用被覆部材）
１ａ      穴被覆部（凹部を覆う部分）
１ｂ      周囲部（凹部の周囲を覆う部分）
２        接着層
４        銀（金属蒸着層）
５        銀蒸着層（金属蒸着層）
６        テフロン（フッ素樹脂）
８        切込み（変形量吸収手段）
１１ａ    穴被覆部（凹部を覆う部分：余剰帯（変形量吸収手段））
Ｓ        輸送用パレット（宇宙機）
ＳＷ      遮蔽壁（機体）
ＳＨ      座繰り穴（凹部）
【図１】
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【図２】
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【図３】
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