(57)【要約】【課題】宇宙船に搭載される熱制御装置を提供する。【解決手段】本発明は多くの面を備える宇宙船における、ペイロードによって生成された熱を放散するように意図され、そして−冷媒を循環させる手段と、−冷媒を循環させる手段を備える蒸発領域（Ｚ１）と、−圧縮領域（Ｚ２）と、−凝縮領域において熱交換面の面積を変化させるように幾つかの分岐を含み、これらの分岐の中で前記冷媒の循環を可能にし、又は阻止する手段を備える、冷媒を循環させる手段の一部分に連結された少なくとも１つの放熱パネルを備える凝縮領域（Ｚ３）と、−冷媒を循環させる手段を備える減圧領域（Ｚ４）とを含む熱制御装置に関する。かかる装置は通信衛星において直面する熱的問題に特に良く適合する。【選択図】図２
2008222210.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
多くの面を備える宇宙船において熱放散装置により生成される熱を排出するように意図された熱制御装置であって、
−冷媒を循環させる手段と、
−前記冷媒を循環させる手段を備える蒸発領域（Ｚ１）と、
−圧縮領域（Ｚ２）と、
−凝縮領域において熱交換面の面積を変化させるように幾つかの分岐を含み、これらの分岐の中で前記冷媒の循環を可能にし、又は阻止する手段を備える、前記冷媒を循環させる手段の一部分に連結された少なくとも１つの放熱パネルを備える凝縮領域（Ｚ３）と、
−前記冷媒を循環させる手段を備える減圧領域（Ｚ４）と
を含む熱制御装置。
【請求項２】
前記凝縮領域が幾つかの部分からなる幾つかの放熱パネルに結合され、放熱パネルの一部分に属する前記冷媒を循環させる手段が、異なる放熱パネルの一部分に属する前記冷媒を循環させる手段と、又は前記減圧領域と直列に取り付けられることを特徴とする請求項１に記載の熱制御装置。
【請求項３】
放熱パネル当たりの部分の数ｎが放熱パネルの数ｎに等しく、ｎ個の放熱パネルがｎ−１個の循環手段により直列に接続され、ｎ個の部分が同一の放出領域を有する前記冷媒によって通過されることを特徴とする、請求項１又は２に記載の熱制御装置。
【請求項４】
前記分岐が溝加工された内面を有する管からなることを特徴とする請求項１〜３のいずれか一項に記載の熱制御装置。
【請求項５】
各放熱パネルにおいて前記凝縮領域が、前記放熱パネルの面の全部又は一部分を、熱を排出するために使用可能にする自動弁のシステムを備えることを特徴とする請求項１〜４のいずれか一項に記載の熱制御装置。
【請求項６】
前記蒸発領域が集中加熱の手段を更に備えることを特徴とする、請求項１〜５のいずれか一項に記載の熱制御装置。
【請求項７】
前記蒸発領域が１つの温度レベル又は幾つかの異なる温度レベルにおいて制御される、１つ以上の装置を備えることを特徴とする請求項１〜６のいずれか一項に記載の熱制御装置。
【請求項８】
前記圧縮領域が幾つかの圧縮段を含み、段数が制御されるべき蒸発器の温度レベルの数に等しいことを特徴とする、請求項１〜７のいずれか一項に記載の熱制御装置。
【請求項９】
前記圧縮領域が少なくとも１つの磁気軸受式遠心圧縮機を備えることを特徴とする、請求項１〜８のいずれか一項に記載の熱制御装置。
【請求項１０】
前記圧縮領域の出口を、前記圧縮領域の入口に、又は圧縮が多段の場合には圧縮の最終段の入口に連結可能にし、そして前記圧縮領域を出る冷媒の温度を調整可能にする、バイパスシステムを前記圧縮領域と前記凝縮領域との間に備えることを特徴とする請求項１〜９のいずれか一項に記載の熱制御装置。
【請求項１１】
請求項１〜１０のいずれか一項に記載の熱制御装置を含むことを特徴とする宇宙船。
【請求項１２】
北と南の面に固定され、前記熱制御装置の凝縮領域を備える外部の放熱パネルを含み、前記放熱パネルがこれらの北と南の面から導電的及び放熱的に切り離されていることを特徴とする、一般に北と南と呼ばれる面を示す請求項１１に記載の通信衛星。
【請求項１３】
前記通信衛星の内部に蒸発領域、圧縮領域、及び減圧領域を備えることを特徴とする、請求項１２に記載の通信衛星。
【請求項１４】
通信モジュールと機械船とを備え、前記外部の放熱パネルが前記通信モジュールに位置することを特徴とする、請求項１１〜１３のいずれか一項に記載の通信衛星。
【請求項１５】
一般に東、西、地球、及び反地球面パネルと呼ばれるパネルに固定され、それらに平行な外部の放熱パネルを備えることを特徴とする、請求項１１〜１４のいずれか一項に記載の通信衛星。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、人工衛星に搭載される、又はより一般的には宇宙船に搭載される熱制御装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
一般的に言えば、人工衛星は作動時に熱を発生する一連の装置を含み、発生された熱は、装置の温度が計画通りの温度範囲内に留まるように、低温の宇宙空間へ効果的に放出する必要がある。宇宙船により生成される熱を運ぶためのヒートパイプの使用が一般に提案されている。ヒートパイプは熱エネルギーをラジエータに向けて移動させる。ヒートパイプが流体のループを形成する場合、ラジエータもまた従って熱制御を確実にするように、打ち上げ段階の後に放熱面の面積を増加させるために配備され得る。より正確には、従来の熱制御システムにおいて、人工衛星の内側に位置する装置は、ラジエータ構造を経由して宇宙空間内へ放散されるエネルギーの放出温度が、それらの範囲によって制限されるような温度範囲において働く。排出されるべき所与の熱エネルギーに対し、必要な放熱面積（ひいては熱制御質量）はそれゆえ制限温度レベルに密接に関連付けられる。大きく重い専用の拡張できる構造が、これらの放熱面の面積を増加させると想定されない限り、人工衛星の寸法（人工衛星の壁の面積）を確定するのは熱的サブシステムであるため、従って非常にエネルギーを使う任務に対して、熱的サブシステムは非常に大きくなる。
【０００３】
実際、人工衛星の壁の放熱容量を超えた場合、余剰の放散を排出するための既知の解決策は、本質的に人工衛星の内部を熱制御専用の拡張できるラジエータに連結する、毛細管の流体ループ又は機械的に送り込まれる流体ループの使用である。後者は大きくて重い。今日に至るまで、これらの解決策及び関連するヨーロッパの熱的製品（の大部分）は依然として飛行における認定段階を要する。（従来型の又は拡張できる）ラジエータの動作温度は必然的に、これらのラジエータのために必要とされる寸法に対して大いに影響を与え、それゆえ人工衛星においてそれらの配置に関する可能性を制限する、制御される装置に対して受け入れ可能な最高温度よりも低い。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
これらの問題を克服するために、本発明はその温度が制御されるべき装置をそれらと関連するラジエータから切り離すような、すなわちラジエータの温度が必要なだけ高められ得る、冷却機タイプの熱制御システムの使用を提案する。低温の宇宙空間との直接的な視野を有するラジエータは、従ってそれらの熱効率を増し、従来の熱制御に関する熱制御専用の放熱面の面積の根本的な縮小を可能にするように、装置の適切な機能に影響を及ぼすことなく非常に高温において放熱することができる。
【０００５】
より正確には、循環の手段により、本発明の装置は最初に冷媒（本装置の蒸発領域）を用いて、人工衛星又は人工衛星の一部分に属する熱の放散を取り込み（冷却エネルギー）、次にその結果生じた蒸気を圧縮し（従って冷媒の循環を確保し）、それゆえ冷媒の温度を上昇させることを提案する。装置の出口の圧縮領域において、ガス状の冷媒は高温での放熱により、全体のエネルギー（冷却エネルギーと圧縮機自体の消費との合計）を低温の宇宙空間へと放出する、専用の放熱パネル（装置の凝縮領域）内で液化するであろう。そのとき冷媒の圧力は、適切な熱力学的性質を伴って蒸発領域に戻るために減少する（装置の減圧領域）。
【０００６】
より正確には、本発明は宇宙空間へと排出される熱エネルギーの量に従って、熱交換面の面積を変える手段を備えた凝縮領域に位置する。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
これを行なうため、本発明の主題の１つは多くの表面を備え、そして
−冷媒を循環させる手段と、
−冷媒を循環させるための手段を備える蒸発領域と、
−圧縮領域と、
−凝縮領域において熱交換面の面積を変化させるように幾つかの分岐を含み、これらの分岐の中で前記冷媒の循環を可能にし、又は阻止する手段を備える、冷媒を循環させる手段の一部分に連結された少なくとも１つの放熱パネルを備える凝縮領域と、
−冷媒を循環させる手段を備える減圧領域と
を含む、宇宙船上の熱放散装置により生成される熱を排出するように意図された熱制御装置である。
【０００８】
本発明の一変形例によれば、凝縮領域は幾つかの放熱パネルに接続されている。これらの放熱パネルは幾つかの部分から構成される。冷媒を放熱パネルの１つの部分から別の放熱パネルの部分に向けて循環させる手段は、直列に取り付けられている。理想的には、放熱パネル当たりの部分の数ｎは放熱パネルの数ｎと等しく、ｎ個の放熱パネルは従ってｎ−１個の循環手段により直列に接続され、ｎ個の部分は同一の放出面積を有する冷媒により通過される。
【０００９】
本発明の一変形例によれば、分岐は溝加工された面を有する管からなる。
【００１０】
本発明の一変形例によれば、各放熱パネルにおいて、凝縮領域は放熱パネルの面の全て又は一部分を、熱を排出するために使用可能にする自動弁のシステムを備え、そのとき冷媒は前記分岐の全て又は一部分において循環する。
【００１１】
本発明の一変形例によれば、蒸発領域は集中加熱を可能にする加熱手段を更に含む。このようにして人工衛星又は関連する装置の熱放散は、本装置が余りに少なくしか放散しないか又はもはや放散しない場合、加熱により置き換えられ得る。集中的に加熱され得る可能性、即ち多かれ少なかれ一緒にグループ化され、凝縮器の下流又は圧縮機の上流の、冷媒を循環させる手段のどこかに位置する一組のヒーターを有し得る可能性がここで注目されるべきである。これらの加熱領域は必要に応じて使用される新たな蒸発領域にすぎない。これは加熱ラインの設計を大幅に単純化する。
【００１２】
本発明の一変形例によれば、蒸発領域は１つの温度レベル又は幾つかの異なる温度レベルにおいて制御される、１つ以上の装置を含む。
【００１３】
本発明の一変形例によれば、圧縮領域は幾つかの圧縮段を含み、段数は制御されるべき蒸発器の温度レベルの数に等しい。
【００１４】
本発明の一変形例によれば、圧縮領域は少なくとも１つの磁気軸受式遠心圧縮機を含む。
【００１５】
本発明の一変形例によれば、本装置は冷媒の温度を調整可能にする、圧縮領域と凝縮領域との間のバイパスシステムを備える。
【００１６】
本発明の別の主題は本発明による熱制御装置を含む宇宙船である。
【００１７】
一変形例によれば、これは北と南の面に固定された外部の放熱パネルを含み、熱制御装置の凝縮領域を備え、前記放熱パネルがこれらの北と南の面から導電的及び放熱的に切り離されていることを特徴とする、一般的に北と南と呼ばれる面を示す通信衛星である。
【００１８】
本発明の一変形例によれば、宇宙船は蒸発、圧縮、及び減圧領域を宇宙船内に備える。
【００１９】
有利なことに、宇宙船は通信モジュール及び機械船を備え、外部の放熱パネルは通信モジュールに位置している。
【００２０】
宇宙船は又、一般的に東、西、地球、及び反地球面と呼ばれる面上に外部の放熱パネルを有し得る。
【００２１】
本発明は非限定的に示される以下の説明を読み、そして添付図面によってより良く理解され、他の利点が明らかになるであろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２２】
一般的に言えば、本発明の熱制御装置は人工衛星又は制御されるべき装置の多様な環境的制約及び、多様な動作の制約を想定するように設計された、様々な構成部品を含む。
【００２３】
本発明の装置は図１に概略的に例示される。本装置は冷媒を循環させる手段と同様に蒸発領域Ｚ１、圧縮領域Ｚ２、凝縮領域Ｚ３、及び減圧領域Ｚ４を含む。
【００２４】
より正確には、それは最初に冷媒を用いて人工衛星又は人工衛星の幾つかの装置に属する熱の放散を取り込み（装置の蒸発領域Ｚ１）、次にその結果生じた蒸気を圧縮し（内部で冷媒が従って循環する圧縮領域Ｚ２）、それゆえ冷媒の温度を上昇させる。装置の出口の圧縮領域において、冷媒は高温での放熱により、全体のエネルギーを低温の宇宙空間へと放出する、専用の放熱パネル内で液化する（装置の凝縮領域Ｚ３）。これらのパネルは、人工衛星の装置の温度に対して、ひいてはその適切な機能に対して影響を及ぼすことなく、ラジエータの温度を大幅に上昇させる装置の支持構造から、熱的、導電的、及び放熱的に切り離される。そのとき冷媒の圧力は、適切な熱力学的性質を伴って蒸発領域に戻るために減少する（装置の減圧領域Ｚ４）。
【００２５】
この原理は以下で詳細に記載される。本システムの適切な設計を通じて、１つ以上の装置及び放熱パネルの温度は必要に応じて低く、又は高く選択され得ることに留意されたい。人工衛星の様々な部分を異なる温度レベルに保つことが必要な場合、特に装置の出力増加を可能にする、多段式の圧縮概念を用いることが有利である。凝縮領域に連結されたラジエータは、それらが任務の良好な運行（特に、外部の付属物に伴う視野）を妨げない場合、及びそれらと推進サブシステムとの相互作用（放熱面の汚れ及び、それゆえ人工衛星の寿命期間にわたる放熱面の効率低下）が危機的でない場合に、人工衛星の外部の何処にでも位置することが可能である。
【００２６】
専用の拡張できるラジエータの使用は、その概念にそれが必要でない場合であってもなお、考えられる。
【００２７】
高温における人工衛星の熱放散を放出する可能性は又、放熱パネル用に最適化されていないコーティング（例えば白色ペイント）の使用も可能にする。実際、単位面積当たりに吸収される入射太陽束は、パネルの放熱温度が正しく選択される場合、パネルにより放出される赤外フラックスに比べて二次的になり得る。その際、ミラータイプのコーティングの使用は、もはや不要である。ラジエータの製造コスト及び質量は従って低減され得る。
【００２８】
冷媒を循環させる手段の中で幾つかの分岐を含む凝縮領域Ｚ３は、一例示的実施形態においてより詳細に説明されるであろう。具体的には、提案されている循環のタイプはシステムを強固にし、人工衛星の寿命期間にわたる、すなわち非常に多様な環境条件及び非常に変り得る熱負荷（冷却エネルギー）の場合に対する、熱制御を保証する。このように設計されて、本発明のシステムは打ち上げ局面からその寿命の終わりまでの、人工衛星又は熱的に制御される装置（低温及び高温の熱負荷、最も熱い又は最も寒い環境）の多数の動作モードに対する熱制御を確実にする。本発明の装置により、通信人工衛星全体の熱放出容量を倍増することができ、従って所与のプラットフォームの大きさに対して、プラットフォームの規模を変更する必要なく、現在の２倍のエネルギーを使う任務に応じることが可能である。
【００２９】
図２は、人工衛星の寿命期間にわたる熱制御の負荷に関して大きな容量を熱システムに与える、全ての様々な特定の領域をより詳細に示す。
【００３０】
１）蒸発領域Ｚ１
冷媒は標準の幾何学的特性、又は局所的に設計されるべき幾何学的特性を有する管の内側の蒸発領域内で循環する。管は有利なことに、（平滑管の構成に比べて）熱交換係数を増加させることが必要な場合、溝加工されることができる。最適な直列／並列の流体図式の設計はシステムの制約（運ばれるべきエネルギー、温度範囲、制御されるべき装置の配置）に依存するが、又選択される冷媒にも依存する。図２は各々がそれぞれの放散要素１１と１２に連結された、２つの蒸発領域Ｚ１１及びＺ１２を有する構成を例示する。
【００３１】
２）圧縮領域Ｚ２
圧縮領域は、有利なことに幾つかの圧縮段を含む。圧縮領域の多段化は人工衛星又は装置が異なる温度レベルに調整されることを可能にする。これらのレベルは特に、考えられる装置のタイプ又は関連する人工衛星の領域に依存する。この可能性は圧縮機の電力消費量が最適化されることを可能にする。図２は従って２つの圧縮領域Ｚ２１及びＺ２２を含む二段構成のためのシステムを例示する。冷媒に対するその機械的作用を通じて、システム全体を通る冷媒の循環を確保するのは圧縮領域であることが注目され得る。
【００３２】
通信衛星の場合、磁気軸受式遠心圧縮機の技術が宇宙空間の制約、特に静止軌道における制約、及び長寿命という強い制約とうまく結び付くため、それが採用され得る（振動がほとんどない、無潤滑、小さい摩擦、低電力消費量、小型）。
【００３３】
更に、最終圧縮段に入る蒸気の温度が、圧縮機に過度の応力をかけることなく、相当に高い凝縮温度を得るような方法で、そしてこれが高温のラジエータ環境を克服し得るような方法で上げられることを可能にするバイパスＢ−Ｐを使用した、バイパス・ラジエータによる解決策を用いることが有利である。調整の原理を通じて、このバイパスは圧縮機の入口内へ戻される、圧縮機を出る冷媒の量を調整する。この可能性は運ばれるべき冷却エネルギーが低く、又は中程度に留まらなければならない（システム制約）ときに特に興味深い。一般に、移動段階における通信衛星に関して、（そのとき部分的又は全体的に折り畳まれた）太陽発電機は人工衛星の宇宙空間における位置取りに応じて高温の環境に面することが可能である（入射太陽束）。人工衛星の北／南の壁に平行に固定された人工衛星のラジエータの配置を考慮すると、そして移動段階の間に太陽発電機の下方に位置するため、バイパスによる解決策は本システムが、機能して地球と連絡を取っている人工衛星のペイロードの幾つかの装置（この段階における限られた電力予算）の、熱制御を確実にすることを可能にする。
【００３４】
３）凝縮領域Ｚ３
冷媒は標準の寸法特性、又は局所的に設計されるべき寸法特性を有する管内部でラジエータの凝縮領域の中を循環する。
【００３５】
更に、（平滑な管の構成に比べて）熱交換係数を増すことが必要な場合、それらが溝加工されるのを選択することが可能である。蒸発領域と同様に、ラジエータ内の最適な直列／並列の流体図式（ひいては分岐の数）はシステムの制約（運ばれるべきエネルギー、選ばれるラジエータ構造のタイプ等）に依存するが、又選択される冷媒にも依存する。（凝縮領域の支持構造を構成する）ラジエータに関して、提案される流体図式は２つの理由のため特有である。
−第一に、宇宙船の各ラジエータを通る冷媒の循環の通路は、熱的システムの熱流力的機能における非対称の環境の悪影響を制限する。−この交差した循環システムは最善の場合、事例ごとに調査される。−（ラジエータの数が増すに従い比較的複雑になり得る）最終的選択は、凝縮器システムに対する環境の影響に大いに依存する。通信衛星の場合、（便宜上、２つのラジエータの場合に単純化された）ラジエータＲ３１とＲ３２にそれぞれ連結されている２つの凝縮領域Ｚ３１とＺ３２を含む図２の場合を参照すると、１つのラジエータの半分における循環は、その他のラジエータの半分における循環が生じる前に簡単に起こり得る（そしてこれは並列の二本のラインに当てはまる）。
−第二に、凝縮器の様々な分岐における自動弁のシステムは、使用されるべきラジエータ面の一部分のみが熱の放散を排出することを可能にする。これは、蒸発領域が最低限の受け入れ可能な温度レベルに保たれ得ることを意味する。一般的に言えば、ラジエータに対する中程度に冷たい熱的環境の連結、及び運ばれるべき減少している熱負荷（冷却エネルギー）は、各ラジエータにおける冷媒の循環を遮断するために、（熱流力的安定性のため、対称性が尊重されるべき）各ラジエータの或る分岐の入口に位置する弁の閉鎖を要求する。
【００３６】
通信衛星の場合、（便宜上、２つのラジエータの場合に単純化された）図２の場合を参照すると、エネルギーを放出するために利用可能なラジエータ面の、それぞれ７５％又は５０％のみ有するような方法で、各ラジエータ（組立品Ｖ３１と組立品Ｖ３２）において１つ又は２つの弁を閉じることができる。これによりかなり高い凝縮温度が維持され、従ってシステム値より高い蒸発温度が尊重されることが可能になる。
【００３７】
４）減圧領域Ｚ４
減圧領域はサーモスタット式減圧弁を含み得る。この減圧領域を構成する減圧弁は、多段圧縮がある場合には蒸発領域に対して直列又は並列に配置され得る。
【００３８】
自動弁の解決策が望ましくないとき、又は運ばれるべき熱エネルギーが人工衛星の寿命期間の或る局面の間、真に低く又はゼロにさえなるとき、人工衛星又は関連する装置の熱放散は加熱により置き換えられ得る。集中的に加熱され得る可能性、即ち多かれ少なかれ一緒にグループ化され、凝縮器の下流又は圧縮機の上流の、配管のどこかに位置する一組のヒーターを有し得る可能性がここで注目されなければならない。図２において参照されるこれらの加熱領域Ｘ１１及びＸ１２は、調節の原理により必要に応じて使用される新たな蒸発領域にすぎない。
【００３９】
この解決策の利点は複数あり、そして具体的には所定の寸法の通信プラットフォームの場合において、
−所定のペイロードの温度範囲に対して、宇宙空間へ放熱され得るエネルギー（中間的な大きさのプラットフォームに対して非常に放散的な飛行任務が考えられる）に関する、その壁の放出容量の増加と、
−拡張できるラジエータの必要性の除去及び、従って温度制御により生じる追加の体積及び質量の制限と、
−現在に関連するプラットフォームの壁により排出され得る、熱エネルギーの倍増を可能にする北と南のパネルにおける約１００℃での放熱と、
−極度に放散的なペイロードの場合に、東と西の壁、又は（アンテナ・モジュールがない場合）地球面と反地球面の壁さえも使用する可能性と、
−人工衛星のペイロード容量／ｋｇの増加とである。
【００４０】
様々な機能領域のモジュラリティにより、本発明の装置は、将来の通信衛星任務を考慮すると増加傾向にある、放散されるエネルギー／消費エネルギーの比率の問題に対処することを可能にすると共に、圧縮機及び多くの作動凝縮器ラインを調整する可能性を提供する。これは可変のコンダクタンスにおいて機能すること及び、加熱ラインの必要性と寸法を大幅に減らすことを可能にする。それは圧縮に必要な電力消費を最小化するための多段圧縮原理により、ペイロードが幾つかの温度範囲内（システム制約）で制御されることを可能にする。
【００４１】
以下に通信衛星における本発明の装置の統合について説明する。事実、本発明の装置は特に通信のペイロードの温度制御に対して、非常に有利に用いられ得る。現在、これらのペイロードの熱放散は、それらの外面においてラジエータとしてもそれゆえ役立つ装置の、北と南の支持パネルを経由して宇宙空間へと排出されている。この温度制御のシステムにより、最善の場合は北と南のパネルに平行で、導電的及び放熱的にそれらから切り離されている、恒久的にパネルに固定された放熱板を用いてペイロードの熱を排出することが可能になる。その際、北と南の壁の外面は、もはや放熱の目的には使用されないが、それはラジエータの高い温度レベルから内部の装置を保護するために、絶縁コーティングで覆われている。
【００４２】
かかる解決策を用いて、太陽発電機の適切な選択に関連している（追加的な内部の棚の使用を伴う、又は伴わない）通信モジュール内部の最適な装置の配置は、通信衛星の大きさが最適化されること、すなわちそれらを更に密にすること（強い打ち上げの衝撃）を可能にする。図３は通信衛星に対する温度制御の、この解決策例のために提案された、外部ラジエータの構造を概略的に例示する。放熱板ＰＮ及びＰＳは人工衛星の北と南の面の外側に、そして人工衛星に平行に固定されている。これらの放熱板は最善の場合、人工衛星から導電的及び放熱的に切り離され、そして熱放散の放出装置の凝縮領域を含む。人工衛星の通信モジュールＭｃの北、南、東、及び西の面は、北と南の面をミラー・コーティングでコーティングする必要がある従来技術の構造とは対照的に、「ＭＬＩ」と呼ばれてＭＬＩ（多層絶縁材（Ｍｕｌｔｉ−Ｌａｙｅｒ  Ｉｎｓｕｌａｔｉｏｎ））と称される、従来の多層コーティングで覆われている。これらの放熱板は、熱的問題がその位置で最大である通信モジュールの領域で、人工衛星の北と南の面に向き合って置かれる。機械船に関しては、熱的問題の割合が比較的小さいため、（北と南の面における）ラジエータｍｒ用のヒートパイプ及びミラー・コーティングに基づく、従来の熱制御の解決策が依然として用いられ得る。本発明はそれにもかかわらず、必要に応じて機械船Ｍｓへ拡張可能である。
【図面の簡単な説明】
【００４３】
【図１】本発明の装置において用いられる様々な凝縮、減圧、蒸発、及び圧縮領域の図式である。
【図２】本発明による装置の一例を例示している。
【図３】本発明の装置を統合する通信衛星において使用される外部構造の一例を例示している。
【符号の説明】
【００４４】
１１  放散要素
１２  放散要素
Ｂ−Ｐ  バイパス
Ｍｃ  通信モジュール
ＭＬＩ  多層絶縁材
ｍｒ  ラジエータ
Ｍｓ  機械船
ＰＮ  放熱板
ＰＳ  放熱板
Ｒ３１  ラジエータ
Ｒ３２  ラジエータ
Ｖ３１  ラジエータ組立品
Ｖ３２  ラジエータ組立品
Ｘ１１  加熱領域
Ｘ１２  加熱領域
Ｚ１  蒸発領域
Ｚ１１  蒸発領域
Ｚ１２  蒸発領域
Ｚ２  圧縮領域
Ｚ２１  圧縮領域
Ｚ２２  圧縮領域
Ｚ３  凝縮領域
Ｚ３１  凝縮領域
Ｚ３２  凝縮領域
Ｚ４  減圧領域
【図１】
2008222210.tif 000003
【図２】
2008222210.tif 000004
【図３】
2008222210.tif 000005
【外国語明細書】
2008222210000001.pdf