(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
打ち上げ方向に延びる縦方向軸（Ａ−Ａ）を有する人工衛星（２）であって、
複数の機器支持壁（４、８、６、１０、１２）を支持する取付構造体（１４）と、
上記取付構造体（１４）に強固に接続された発射装置アダプタ（１６）と、
第１ラジエータ（２６）と、
少なくとも１つの第１熱交換部（５０）および第２熱交換部（５２）を含む、流体により熱を輸送するための少なくとも１つの第１熱輸送システム（４２）であって、上記第２熱交換部（５２）は上記第１ラジエータ（２６）と熱接触している、少なくとも１つの第１熱輸送システム（４２）と、を備えており、
上記第１熱交換部（５０）は、上記発射装置アダプタ（１６）と上記第１ラジエータ（２６）との間の熱交換を可能にするように、上記発射装置アダプタ（１６）の少なくとも一部と熱接触していることを特徴とする、人工衛星（２）。
【請求項２】
上記発射装置アダプタ（１６）に強固に接続されるとともに上記人工衛星の上記縦方向軸（Ａ−Ａ）に垂直な平面内に延びるプロファイル（３６）を備えており、
上記プロファイル（３６）は、上記第１熱交換部（５０）の少なくとも一部を支持するとともに、当該少なくとも一部と直接熱接触していることを特徴とする、請求項１に記載の人工衛星（２）。
【請求項３】
反地球機器支持壁（１２）と称される機器支持壁が、上記プロファイル（３６）を介して上記発射装置アダプタ（１６）に固定されていることを特徴とする、請求項２に記載の人工衛星（２）。
【請求項４】
上記第１熱交換部（５０）の少なくとも一部は、反地球機器支持壁（１２）と称される機器支持壁と直接熱接触しており、
上記反地球機器支持壁（１２）は上記発射装置アダプタ（１６）に固定されていることを特徴とする、請求項１に記載の人工衛星（２）。
【請求項５】
上記発射装置アダプタ（１６）に強固に接続されるとともに上記人工衛星（２）の上記縦方向軸（Ａ−Ａ）に垂直な平面内に延びるプロファイル（３６）を備えていることを特徴とする、請求項４に記載の人工衛星（２）。
【請求項６】
上記第１熱交換部（５０）は、半多角形または多角形（５６）を形成するように互いに固定される、数個の部分（５４）を含むことを特徴とする、請求項１から５のいずれか１項に記載の人工衛星（２）。
【請求項７】
上記第１熱交換部（５０）は、半円形（８６、８７）または円形を有することを特徴とする、請求項１から５のいずれか１項に記載の人工衛星（２）。
【請求項８】
上記第１熱輸送システム（４２）は、
Ω字型のメインダクト（８０、８１）と、
少なくとも１つのＬ字型の補助ダクト（８２、８３、８４、８５）と、を備えており、
上記メインダクト（８０、８１）の少なくとも一部は、上記第１熱交換部（５０）を形成しており、上記補助ダクト（８２、８３、８４、８５）の少なくとも一部は、上記第２熱交換部（５２）を形成していることを特徴とする、請求項１から７のいずれか１項に記載の人工衛星（２）。
【請求項９】
プロペラントガスのタンク（３９）を備えており、
上記発射装置アダプタ（１６）は、円筒体（３５）であり、
上記タンク（３９）は、上記円筒体（３５）の内側に配置されており、
上記タンク（３９）は、上記発射装置アダプタ（１６）と熱接触していることを特徴とする、請求項１から８のいずれか１項に記載の人工衛星（２）。
【請求項１０】
上記タンク（３９）は、上記発射装置アダプタ（１６）上に直接実装されていることを特徴とする、請求項９に記載の人工衛星（２）。
【請求項１１】
流体によって熱（７０、７１）を輸送するための少なくとも１つの第２熱輸送システムを備えており、
上記第２熱輸送システム（７０、７１）は、第１の部分（７４）および第２の部分（７６）を含み、
上記第２の部分（７６）は、上記第１ラジエータ（２６）と熱接触しており、
上記第１の部分（７４）は、一組の蓄電池（２４）と熱接触していることを特徴とする、請求項１から１０のいずれか１項に記載の人工衛星（２）。
【請求項１２】
熱伝導材料から作られた接着ストラップ（５８）を備えており、
上記接着ストラップ（５８）は、一方の側において上記第１熱交換部（５０）に強固に接続されており、他方の側において上記プロファイル（３６）の少なくとも一部に強固に接続されていることを特徴とする、請求項２、３または５に記載の人工衛星（２）。
【請求項１３】
上記第１熱交換部（５０）は、上記人工衛星の上記縦方向軸（Ａ−Ａ）に垂直な方向に沿って互いに隣り合って配置される、少なくとも２つの熱パイプ（４４、４５）を備えていることを特徴とする、請求項１から１２のいずれか１項に記載の人工衛星（２）。
【請求項１４】
上記第１熱交換部（５０）は、上記人工衛星の上記縦方向軸（Ａ−Ａ）と平行な方向に沿って互いに隣り合って配置される、少なくとも２つの熱パイプ（４４、４５）を備えていることを特徴とする、請求項１から１２のいずれか１項に記載の人工衛星（２）。
【請求項１５】
上記第１熱輸送システム（４２）は、
上記第２熱交換部（５２）と熱接触している少なくとも１つのヒータ（４６）と、
上記少なくとも１つのヒータ（４６）の電源を入れることを制御し得る制御ユニット（４８）と、を備えていることを特徴とする、請求項１から１４のいずれか１項に記載の人工衛星（２）。
【請求項１６】
請求項１に記載の人工衛星（２）のタンク（３９）を充填する方法であって、
上記第１ラジエータ（２６）により上記タンク（３９）を冷却する工程（６６）と、
上記タンク（３９）にプロペラントを充填する工程（６８）と、含むことを特徴とする方法。
【発明の詳細な説明】
【発明の詳細な説明】
【０００１】
本発明は、人工衛星の技術分野に関し、より詳しくは、アンテナ反射器のミスポインティングおよびプロペラントガスの貯蔵方法に関する。
【０００２】
米国特許US5,310,141は、古典的な発射装置アダプタを開示している。図１、図２、および図４に概略を示す既知の人工衛星１は、通常、立方体または平行六面体の機器筐体を形成する６つの平坦な機器支持壁６、１０を支持する、取付構造体１４によって形成される。アンテナ反射器１８は、平坦な機器支持壁６、１０の基部に固定されるか、または構造支持体（structure-support）上に直接固定されている。発射装置アダプタ１６（一般に、頭字語ＬＶＡ（Launch Vehicle Adaptor）で呼ばれる）は、取付構造体１４の基部に直接固定されている。発射装置アダプタは、取り外し可能であるように意図されており、また、人工衛星の発射装置に強固に接続されているさらに別のアダプタに強固に接続されるように意図されている。発射装置アダプタ１６は、発射装置の推進段階の終わりに人工衛星が放出される際、発射装置の上記アダプタから解放される。
【０００３】
取付構造体１４は、非常に軽量でなくてはならず、かつ数Ｇの静的加速度に抵抗することによって打ち上げに耐えなくてはならない。そのため、取付構造体１４は、通常、炭素繊維から形成される。上記物質は、非常に硬く、上記取付構造体の変形をほとんど生じさせない、ゼロに近い熱膨張係数を有している。これに対して、発射装置アダプタ１６は、アルミニウムから形成される。上記物質は、打ち上げ中の実質的な局所に耐え得る。しかし、上記物質は、高い熱膨張係数を有する。しかしながら、ステーションにおいて、発射装置アダプタ１６は、太陽９の夜側を継続的に通過する間、６０℃に達し得る温度変化に周期的にさらされる。したがって、発射装置アダプタ１６は、地方太陽時における真夜中に収縮し（図１参照）、地方太陽時における正午に膨張する（図２参照）。発射装置アダプタ１６は、取付構造体１４上に直接固定されているため、上記膨張および収縮は、取付構造体および平坦な機器支持壁６、８の基部の変形を招く。上記変形は、アンテナ反射器１８の周期的なミスポインティングを招く。図３に、時間の経過に伴う発射装置アダプタ１６の温度変化ＴＡと、その結果生じるアンテナ反射器１８のミスポインティングαとを示す。
【０００４】
上記ミスポインティングを回避するために、アンテナ反射器を発射装置アダプタからより遠距離の位置に、例えば平坦な機器支持壁の中央部分上に、固定することができる。しかしながら、このような位置決めにより、アンテナ反射器の焦点距離が短くなる。これにより、アンテナ反射器の性能が制約され得る。
【０００５】
上記ミスポインティングを回避するために、ある製造業者達によって、アンテナ反射器をリポインティングするための種々の複雑な機構が開発されている。これらの機構は、ミスポインティングを捉えることのできるセンサ、アンテナ反射器に与えるべき新たな向きを計算することのできる処理ユニット、およびアンテナ反射器の方向を変えることのできるアクチュエータを備えている。しかしながら、上記リポインティング機構は、宇宙空間において固定的な基準が存在しないことに起因して、ミスポインティングを捉えにくいことから、完全に満足できるものではない。また、上記リポインティング機構は非常に高価である。
【０００６】
本発明の目的は、アンテナ反射器が全くまたはほとんどミスポインティングされず、かつ従来の機構の不利点を有していない、人工衛星を提案することにある。
【０００７】
本発明に係る人工衛星は、アンテナ反射器の焦点距離を減少させないという利点を有している。
【０００８】
本発明に係る人工衛星は、リポインティングのための機構を備えた衛星よりも安価であり、かつ経時信頼性が向上しているという利点を有している。
【０００９】
この趣旨で、本発明は、打ち上げ方向に延びる縦方向軸を有する人工衛星を目的としている。上記人工衛星は、複数の機器支持壁を支持する取付構造体と、上記取付構造体に強固に接続される発射装置アダプタと、第１ラジエータと、少なくとも１つの第１熱交換部および第２熱交換部を含む、流体により熱を輸送するための少なくとも１つの第１熱輸送システムであって、上記第２熱交換部は上記第１ラジエータと熱接触している、少なくとも１つの第１熱輸送システムと、を備えており、上記第１熱交換部は、上記発射装置アダプタと上記第１ラジエータとの間の熱交換を可能にするように、上記発射装置アダプタの少なくとも一部と熱接触していることを特徴とする。
【００１０】
特定の実施形態によれば、上記人工衛星は、以下の特徴のうち１つ以上を有している。
【００１１】
−上記人工衛星は、上記発射装置アダプタに強固に接続されるとともに上記人工衛星の縦方向軸に垂直な平面内に延びるプロファイルを備えており、上記プロファイルは、上記第１熱交換部の少なくとも一部を支持するとともに、当該少なくとも一部と直接熱接触している。
【００１２】
−反地球（アンチアース）機器支持壁と称される機器支持壁が、上記プロファイルを介して上記発射装置アダプタに固定されている。
【００１３】
−上記第１熱交換部の少なくとも一部分、反地球機器支持壁と称される機器支持壁と直接熱接触しており、上記反地球機器支持壁は、上記発射装置アダプタに固定されている。
【００１４】
−上記人工衛星は、上記発射装置アダプタに強固に接続されるとともに上記人工衛星の縦方向軸に垂直な平面内に延びるプロファイルを備えている。
【００１５】
−上記第１熱交換部は、半多角形または多角形を形成するように互いに固定される、数個の部分を含む。
【００１６】
−上記第１熱交換部は、半円形または円形を有する。
【００１７】
−上記第１熱輸送システムは、Ω字型のメインダクトと、少なくとも１つのＬ字型の補助ダクトと、を備えており、上記メインダクトの少なくとも一部は、上記第１熱交換部を形成しており、上記補助ダクトの少なくとも一部は、上記第２熱交換部を形成している。
【００１８】
−上記人工衛星は、プロペラントガスのタンクを備えており、上記発射装置アダプタは、円筒体であり、上記タンクは、上記円筒体の内側に配置されており、上記タンクは、上記発射装置アダプタと熱接触している。
【００１９】
−上記タンクは、上記発射装置アダプタ上に直接実装されている。
【００２０】
−上記人工衛星は、流体によって熱を輸送するための少なくとも１つの第２システムを備えており、上記第２熱輸送システムは、第１の部分および第２の部分を含み、上記第２の部分は、上記第１ラジエータと熱接触しており、上記第１の部分は、１組の蓄電池と熱接触している。
【００２１】
−上記人工衛星は、熱伝導性材料から作られた接着ストラップを備えており、上記接着ストラップは、一方の側において上記第１熱交換部に強固に接続されており、他方の側において上記プロファイルの少なくとも一部に強固に接続されている。
【００２２】
−上記第１熱交換部は、上記人工衛星の縦方向軸に垂直な方向に沿って互いに隣り合って配置される、少なくとも２つの熱パイプを備えている。
【００２３】
−上記第１熱交換部は、上記人工衛星の縦方向軸と平行な方向に沿って互いに隣り合って配置される、少なくとも２つの熱パイプを備えている。
【００２４】
−上記第１熱輸送システムは、上記第２熱交換部と熱接触している少なくとも１つのヒータと、上記少なくとも１つのヒータの電源を入れることを制御し得る制御ユニットと、を備えている。
【００２５】
打ち上げ前に、上記人工衛星の上記タンクは、プロペラントで満たされていなければならない。プロペラントがキセノン等のガスである場合、タンクを充填する操作によりタンク内のガスの圧力が上昇する。この圧力の上昇により、ガスの温度およびタンクの温度が上昇する。したがって、充填速度を制限する必要がある。このため、少量のガスがタンク内に取り込まれるたび、タンクによる少量のガスの取り込みが再び可能になる前に、タンクが環境温度まで冷却されるのを待つ必要がある。この方法は、タンク全体を充填するために、数回繰り返されなければならない。そのため、タンクの冷却時間が長くなる。タンクは、通常、人工衛星の内部に設置されており、したがって、衛星の外部から断熱されている。したがって、タンクの冷却は、タンクの充填が数日間にわたる程、極めて遅い。充填にかかる時間を削減するためには、タンクの冷却を助けるために、人工衛星の内部に冷気を吹き込むことが考えられる。しかしながら、換気システムからもたらされる冷気の取り込みは、人工衛星の内部に微粒子および汚染物質をもたらし得る。
【００２６】
本発明はまた、上述の人工衛星のタンクを充填する方法を目的としている。上記方法は、上記第１ラジエータにより上記タンクを冷却する工程と、上記タンクにプロペラントを充填する工程と、を含む。
【００２７】
有利なことに、本発明によれば、タンクとラジエータとの間に、多大な熱的結合が存在する。したがって、外側のラジエータ内へ冷気を導入することによって、タンクを冷却することが可能となる。このため、人工衛星の内部に、汚染物質が取り込まれない。タンクの充填にかかる時間は、大幅に削減され得る。タンクを充填する上記方法の実施中、ヒータの電源は、当然切られる。
【００２８】
本発明は、以下の説明を読むとき、より深く理解されるものである。以下の説明は、例示に過ぎず、図面を参照して示される。
【００２９】
図１は、発射装置アダプタが夜側に位置する場合の、従来技術に係る人工衛星の概略図である。
【００３０】
図２は、発射装置アダプタが太陽側に位置する場合の、従来技術に係る人工衛星の概略図である。
【００３１】
図３は、一方が従来技術の人工衛星の発射装置アダプタの温度を時間の関数として表し、他方がこれらアンテナ反射器のミスポインティングを時間の関数として表す、２つの曲線である。
【００３２】
図４は、本発明の第１の実施形態に係る人工衛星の分解斜視図である。
【００３３】
図５は、図４に示す人工衛星の下部の断面上面図である。
【００３４】
図６は、図４に示す人工衛星の、図５に示す面に含まれる断面である。
【００３５】
図７は、図４に示す人工衛星の他の実施形態の、図６と同様の断面である。
【００３６】
図８は、本発明に係る人工衛星の第２の実施形態の、図５と同様の断面図である。
【００３７】
図９は、本発明に係る人工衛星の第３の実施形態の一部を表す斜視図である。
【００３８】
図１０は、一方が本発明に係る人工衛星の発射装置アダプタ１６の温度を時間の関数として表し、他方がアンテナ反射器のミスポインティングを時間の関数として表す、２つの曲線である。
【００３９】
図１１は、本発明に係る人工衛星の、タンクが実装されている第４の実施形態の分解斜視図である。
【００４０】
図１２は、本発明に係る方法の工程を表す線図である。
【００４１】
図４および図５を参照すると、本発明の第１の実施形態に係る人工衛星２は、打ち上げ方向に延びる縦方向軸Ａ−Ａを有している。人工衛星２は、機器を支持し得る複数の平坦な機器支持壁４、６、８、１０、および１２、上記複数の機器支持壁を支持する取付構造体１４、ならびに取付構造体１４に強固に接続されている発射装置アダプタ１６を備えている。
【００４２】
上記機器は、特に、アンテナ反射器１８、太陽電池パネル２０によって電力を供給される電子機器（図示せず）、および、複数の蓄電池２４の少なくとも１つの集合体を備えている。
【００４３】
アンテナ反射器１８は、東側の面および西側の面の機器支持壁６および１０の基部に固定されている。太陽電池パネル２０は、北側の面４および南側の面８の機器支持壁上に実装されている。北側の面４の機器支持壁には、第１ラジエータ２６および第２ラジエータ２８が設けられている。南側の面８の機器支持壁には、第３ラジエータ３０が設けられている。
【００４４】
取付構造体１４および発射装置アダプタ１６は、様々な方法で形成され得る。ここでは、図４に示す形成例のみを詳述する。図４に示す取付構造体の例は、中心円筒３２および４つの羽根３４を備えている。各羽根３４は、一方の側において中心円筒３２に固定されており、他方の側において機器支持壁４、６、８、または１０に固定されている。
【００４５】
図４から図７に示す発射装置アダプタ１６の例は、環状である。発射装置アダプタ１６は、円形の基部を有する円筒体３５によって形成されている。円形基部の中心は、人工衛星の縦方向軸Ａ−Ａ上に配置されている。円筒体３５は、取付構造体の中心円筒３２の下部に強固に接続されている。
【００４６】
発射装置側の縦方向軸Ａ−Ａに垂直に延びる反地球機器支持壁１２と称される機器支持壁１２は、図４、図７、図８、および図９に概略を示すプロファイル３６を介して、発射装置アダプタ１６ならびに上記中心円筒３２に固定されている。プロファイル３６は、ブラケット形状の部分を有している。このブラケットは、発射装置アダプタおよび中心円筒に固定されている第１分岐（ブランチ）３８、ならびに反地球機器支持壁１２に、例えばボルトを用いて固定されている第２分岐（ブランチ）４０を有する。第１分岐３８は、発射装置アダプタ１６を締め付けている。第２分岐４０は、人工衛星の縦方向軸Ａ−Ａに垂直な平面において外側に延びる環を形成している。
【００４７】
発射装置アダプタは、通常、アルミニウムまたはアルミニウム合金から形成される。取付構造体１４は、通常、炭素繊維から形成される。
【００４８】
図５を参照すると、人工衛星２は、発射装置アダプタ１６がさらされる温度変化を軽減するために、発射装置アダプタ１６を冷却または加熱可能な流体によって熱を輸送するための、第１熱輸送システム４２を備えている。
【００４９】
熱パイプ等の二相機器内において流体によって熱を輸送するための、上記第１熱輸送システム４２。第１熱輸送システム４２は、熱交換ループを形成している。第１システム４２は、伝熱流体を収容するダクト４４または伝熱流体を収容する数個のダクト４４、４５を備えている。ダクト４４、４５は、２つずつ熱接触している。第１システム４２は、ヒータ４６および当該ヒータの電源を入れることを制御できる制御ユニット４８をも備えている。
【００５０】
ダクト４４は、発射装置アダプタ１６と熱接触している熱交換ダクト５０である第１の部分および熱交換ダクト５２である第２の部分を備えている。
【００５１】
上記第１熱交換部５０は、多角形５６を形成するように互いに固定されている直線状ダクト５４の数個の部分を含む。多角形５６は、発射装置アダプタ１６のできる限り近くに配置されている。
【００５２】
上記第２熱交換部５２は、一方の側において第１ラジエータ２６と熱接触しており、他方の側においてヒータ４６と熱接触している。第１ラジエータ２６は、ヒートシンクまたは低温源を形成している。ヒータ４６は、高温源（高熱源）を形成している。ヒータは、例えばラジエータの内面上に、ダクトに載った状態で位置するか、またはアダプタ上に直接位置していてもよい。そのため、第１ラジエータとヒータとのユニットは、低温源または高温源を構成している。
【００５３】
第２熱交換部５２は、人工衛星における、発射装置アダプタを支持する面の向きとは異なる向きを有する面上に固定されているという利点を有する。したがって、第２熱交換部５０は、通常、発射装置アダプタと同一の太陽光に同時にさらされることがない。
【００５４】
図６および図７は、第１熱交換部５０の２つの考えられる配置を示している。
【００５５】
図６を参照すると、第１熱交換部５０は、２つのダクト４４、４５によって形成されており、具体的には２つの熱パイプによって形成されている。２つの熱パイプ４４、４５は、人工衛星の縦方向軸Ａ−Ａと平行な方向に沿って、互いに積み重ねられている。下側の熱パイプ４４は、プロファイル３６と物理的に直接接触している。
【００５６】
図７を参照すると、第１熱交換部５０は、２つのダクト４４、４５によって形成されており、具体的には２つの熱パイプによって形成されている。２つの熱パイプ４４、４５は、人工衛星の縦方向軸Ａ−Ａと垂直な方向に沿って、互いに隣りあって配置されている。この第２の配置モードにおいて、２つの熱パイプ４４、４５は、地球機器支持壁１２と物理的に直接接触している。
【００５７】
優先的には、アルミニウムまたはアルミニウム合金等の熱伝導性材料から作られる接着熱ストラップ５８は、２つの熱パイプ４４、４５上およびプロファイルの第１分岐３８上に配置されている。接着熱ストラップ５８は、２つの熱パイプ４４、４５と第１分岐３８との間に熱的ブリッジを形成する。接着熱ストラップ５８は、第１熱交換部５０と発射装置アダプタ１６との間の伝導率を向上させる。
【００５８】
第１熱輸送システム４２は、受動的または能動的に、発射装置アダプタ１６の冷却または加熱に用いられる。すなわち、第１システム４２は、太陽に対する人工衛星２の「自然な」向きを用いることによって、具体的には、太陽に対する発射装置アダプタ１６および第１ラジエータ２６の向きを用いることによって、受動的に用いられるか、または、例えばヒータ４６を用いることによって、能動的に用いられる。
【００５９】
図８に示す本発明の第２の実施形態によれば、人工衛星２は、熱７０を輸送するための第２システム７０および第３システム７１をさらに備えている。第２システム７０および第３システム７１は、それぞれ、稼働中に、一組の蓄電池２４を冷却することが可能である。
【００６０】
熱７０を輸送するための第２システム７０および第３熱輸送システム７１は、それぞれ、第１の部分７４および第２の部分７６を有するダクトを備えている。第２熱輸送システムの第２の部分は、第１ラジエータ２６と熱接触している。第３熱輸送システムの第２の部分７６は、第３ラジエータ３０と熱接触している。
【００６１】
図８に示す人工衛星２は、他の図に示されている人工衛星２と同一の技術要素を備えている。これらの技術要素には同一の参照番号を付し、説明を繰り返さない。単純化のため、図８においてヒータ４６および制御ユニット４８の図示を省略する。
【００６２】
図８の実施形態によれば、発射装置アダプタ１６とタンク３９とのユニットおよび２つの蓄電池２４ユニットの両方を冷却するために、第１ラジエータ２６および第３ラジエータ３０を用いることができる。
【００６３】
上記構成は、地球とは反対の方向に向いている発射装置アダプタ１６を有する通信衛星に、特に有利である。実際に、このような衛星の発射装置アダプタ１６は、地方太陽時の正午において、最も多くの太陽光にさらされる。また、一組の蓄電池２４は、一組の蓄電池２４の使用時のみ、つまり地方太陽時の深夜において、太陽が欠けて人工衛星が太陽光を受けない時にのみ、放熱を行う。したがって、同一のラジエータ２６、３０が、深夜には一組の蓄電池の放熱を行い、昼間には発射装置アダプタ１６の放熱を行うことができる。このため、単一のラジエータ２６、３０を、電池ユニットの冷却および発射装置アダプタの冷却という２つの機能のために用いることができる。加熱に関するニーズもまた、削減される。ヒータは、発射装置アダプタおよび蓄電池の制御に関して同様であり得る。上記構成は、東側または西側に面するように配置された発射装置アダプタ１６を有する人工衛星２にも有利である。
【００６４】
上記構成は、第１ラジエータ２６と第３ラジエータ３０との間の南北の熱リンクを行うことによって、ラジエータの性能を上げることが可能になるという利点を有している。
【００６５】
図９に示す、本発明に係る人工衛星２の第３の実施形態によれば、第１熱輸送システム４２は、Ω字型の２つのメインダクト８０、８１およびＬ字型の４つの補助ダクト８２、８３、８４、８５を備えている。
【００６６】
上記Ω字型は、２つの線状のブランチ（枝）を有する半円によって構成されている。メインダクト８０の上記半円８６は、発射装置アダプタ１６の半円筒型部分と熱接触している。第１補助ダクト８２は、メインダクト８０の一方の線状のブランチおよび第１ラジエータ２６と熱接触している。第２補助ダクト８３は、メインダクト８０の他方の線状のブランチおよび第３ラジエータ３０と熱接触している。
【００６７】
他方のメインダクト８１の半円８７は、発射装置アダプタ１６の相補的な半円筒型部分と熱接触している。第３補助ダクト８４は、メインダクト８１の一方の線状のブランチおよび第１ラジエータ２６と熱接触している。第４の補助ダクト８５は、メインダクト８１の他方の線状のブランチおよび第３ラジエータ３０と熱接触している。
【００６８】
半円８６、８７は、プロファイル３６上または反地球機器支持壁１２上に配置されている。半円８６、８７は、発射装置アダプタ１６と熱接触している。半円８６、８７は、第１熱交換部５０を構成している。各補助ダクト８２、８３、８４、８４の一部は、第２熱交換部５２を構成している。
【００６９】
あるいは、半円８６、８７は、半多角形に置き換えられる。
【００７０】
あるいは、Ω字型（または半多角形）の上記メインコンダクトは、単一部材から成る、すなわち単一のダクトを用いて形成される。この代案は、３つの平坦部しか伴わないためそれらの統合が容易になり、したがって統合には有利となる。
【００７１】
上記実施形態において、第１ラジエータ２６と第３ラジエータ３０との間には南北の熱リンクがあり、このことは、ラジエータの性能面において有利である。上記実施形態は、前述の実施形態と容易に組み合され得る。第１ラジエータ２６および第３ラジエータ３０は、バッテリーのラジエータと共通であり得る。
【００７２】
稼働中、地方太陽時の１２時００分に発射装置アダプタ１６が太陽に向いている時、発射装置アダプタ１６は、第１熱輸送システム４２にとって高温源である。第１熱交換部５０によって回収された熱は、第２熱交換部５２と熱接触している第１ラジエータ２６によって排出される。第１ラジエータ２６は、発射装置アダプタ１６を冷却する。これに対して、地方太陽時の０時００分に発射装置アダプタ１６が陰側に向いている時、発射装置アダプタ１６は、第１熱輸送システム４２を介して、ヒータ４６によって再加熱される。このため、熱４２を輸送するための第１熱輸送システムは、発射装置アダプタ１６が高温の際には発射装置アダプタ１６を冷却し、発射装置アダプタ１６が低温の際には発射装置アダプタ１６を加熱することを可能にする。このため、図１０に示すように、発射装置アダプタ１６の温度変化の範囲は、発射装置アダプタが全くまたはほとんど変形されない程度にまで縮小される。したがって、アンテナ反射器１８のミスポインティングαは減少し、また、抑制さえされる。
【００７３】
発射装置アダプタと第１ラジエータとの間の熱交換の値の一例は、以下の計算により推定できる。
【００７４】
その目的は、例えば、発射装置アダプタの温度変化を２０℃＋／−１０℃に制限することである。このため、発射装置アダプタの最高温度は、発射装置アダプタに太陽光が当たっている時には３０℃（３０３Ｋ）を越えてはならず、発射装置アダプタが陰にある時には１０℃（２８３Ｋ）未満であってはならない。円筒体３５の露出部分は、外形１．６６メーター、内径１．５６メーターの環とみなすことができる。太陽（Surf.）にさらされる面は、０．２５４ｍ２に等しい。表面の塗装は、通常、アロクロムブランド等のハードアノダイジングコーティング等のハードコーティングであり、ほぼ０．５に等しい日射吸収係数（αs）およびほぼ０．１に等しい赤外放射率（εIR）を有する。発射装置アダプタが太陽にさらされる時、発射装置アダプタは、熱Qsolを吸収する。
Qsol = Fsol x αs x Surf.
Qsol = 1,427 W/m2 x 0.5 x 0.254m2 = 181 W
ここで、Fsolは、ソーラーフラックス（太陽束）の平均値である。
【００７５】
熱Qsolの一部Qradは、宇宙空間における直接放射Qradである。
Qrad= εIR x Surf. x σ x T4 
Qrad== 12 W
ここで、σは、シュテファン・ボルツマンの定数である。
【００７６】
また、Ｔは温度である。
【００７７】
この時、上記熱パイプシステムによって排出される熱量は、Qsol - Qrad = 169 Wである。発射装置アダプタが陰にある時、太陽からもたらされて発射装置アダプタによって吸収される熱量は、ゼロであり、円筒体３５が宇宙空間へ放射するエネルギーは減少した（温度が低下するため）。この場合、
Qrad == εIR x Surf. x σ x T4
Qrad= 9 W
である。
【００７８】
第１ラジエータ２６とヒータとのユニットは、典型的に１３℃の一定温度に制御され得る。第１ラジエータは、発射装置アダプタが完全に太陽にさらされている時には熱量を受け入れないような大きさにされ、その後、発射装置アダプタが陰に入っていく際に、熱を徐々に供給するために制御ユニットおよびヒータが導入され得る。
【００７９】
この場合において、発射装置アダプタと第１ラジエータとの間の温度差は、発射装置アダプタが完全に太陽の日射にさらされる時には１７℃であり、発射装置アダプタが陰にある時には−３℃である。
【００８０】
次に、排出すべき熱量を温度勾配で除算することによって、必要な最小の熱的結合を決定する。発射装置アダプタが完全に太陽光にさらされるとき、熱的結合は、-169W / 17 ℃ = 10 W/Kである。発射装置アダプタが陰にあるとき、熱的結合は、- 12W / 3 = 4 W/Kである。
【００８１】
このため、発射装置アダプタの円筒体３５の全体にわたり、２０℃＋／−１０℃の温度に達するためには、発射装置アダプタと第１ラジエータ２６との間の熱的結合は、約１０Ｗ／Ｋであることが必要となる。上記値は、熱パイプ、または流体熱を輸送するための他のシステムを用いることによって、容易に達成できる。上記計算は目安である。厳密値は、発射装置アダプタの円筒体の実寸と、発射装置アダプタの円筒体の表面に設置された熱光学コーティングの実寸に依存する。
【００８２】
本発明の第４の実施形態に係る人工衛星２は、発射装置アダプタの円筒体３５が、プロペラントガスを収容するタンク３９の固定を目的とする一連の穴３７を備えている、という事実を除き、第１の実施形態に係る人工衛星に類似している。一連の穴３７は、縦方向軸Ａ−Ａに垂直な平面に包含される円に沿って広がっている。
【００８３】
タンク３９は、中心円筒３２によって形成される筐体の下部の内側に実装される。タンク３９は、タンクを囲む固定スカート６０を介して、発射装置アダプタ１６に固定される。固定スカートの下部には、穴６４を備える鋸歯６２が設けられている。タンク３９は、例えば、固定スカートの複数の穴６４内、および発射装置アダプタ１６の複数の穴３７内に取り付けられる複数のナットによって発射装置アダプタ１６に固定される。
【００８４】
タンク３９は、例えばキセノンまたはキセノン含有ガス等の、ガス、推進液またはプロペラント（推進剤）を収容する。機械的観点からは、人工衛星内のできるだけ低い位置にタンクを設置することが有利である。なぜなら、これにより、重心の高さを低くすることが可能となり、ひいては打ち上げ時の力の軽減が可能となることから、より軽量かつより安価な構造が実現されるからである。理想的には、タンクは発射装置アダプタ上に実装されるべきである。
【００８５】
有利なことに発射装置アダプタ１６を冷却することにより、発射装置アダプタ１６内にタンク３９を実装することが可能になる。
【００８６】
しかしながら、タンク３９に貯蔵し得るプロペラントの量は、プロペラントの温度に依存する。
【００８７】
例えば、固定容積Vresを有し、状態方程式pV=nRTを満たす理想気体を収容するタンクの例を考える。この場合、貯蔵し得るnの量は、n=pV/RTに等しい。しかしながら、圧力は、タンクの容積によって、これを超えると爆発の恐れがある最大圧力pmaxに制限されている。このため、貯蔵し得るガスの最大量は、以下の方程式によって与えられる：n=pmaxVres/RT。この量は、タンクの最高温度に反比例する。したがって、タンクが高温にさらされる場合、タンク内に貯蔵されるガスの量は、最高許容圧力pmaxよりも低いままであるように、減少させなければならない。
【００８８】
この例において、プロペラントが理想気体であるとき、温度を６０℃（３３３Ｋ）から２０℃（２９３Ｋ）へと低下させることで、貯蔵されるガスの量を１３％増加させることができる。
【００８９】
しかしながら、人工衛星において使用されるプロペラントは、通常、理想気体ではなく、プロペラントの温度を低下させると、貯蔵されるガスの量をより大幅に増加させることができる。例えば、プロペラントとしてキセノンが使用される場合、上記タンクの容積は１ｍ３であり、最大圧力pmaxは１００バールに等しい。６０℃の温度では、タンクに注入し得るキセノンの最大質量は９００ｋｇであり、一方、２０℃の温度では、注入し得るキセノンの最大質量は１８５０ｋｇである。したがって、取り込まれるキセノンの質量の増加率は、１００％以上である。
【００９０】
また、化学分解の問題のため、高温に耐えられない特定の液体プロペラントも存在する。
【００９１】
タンク３９が発射装置アダプタ１６の内側に取り付けられているため、タンクと発射装置アダプタ１６との間には多大な熱的結合が存在し、タンクの温度は発射装置アダプタ１６の温度と等しくなる傾向にある。実際に、例えタンクを発射装置アダプタから断熱する試みがなされたとしても、タンク６４の支持構造は、発射装置アダプタおよびタンクに強固に連結されていなければならないため、熱的接続が生じる。このような機械的必要性があるため、実際には、タンクと発射装置アダプタとの間の熱的結合を０．５Ｗ／Ｋ未満とすることは困難である。
【００９２】
いずれの場合も、そのような断熱によってもたらされる効果は、タンクの過渡熱応答を低減することのみである。発射装置アダプタ１６が数日間熱いままである場合、上記断熱は、安定温度において安定状態にあるタンクに対して、ほとんど効果がない。ミッションの特定の段階においては、発射装置アダプタ１６は、数日間、常に太陽によって照らされ、通常７０℃もの非常な高温になる。このような場合、タンクの温度は、発射装置アダプタの温度と同一となる傾向がある。そのような温度は、プロペラントガスの貯蔵には高温すぎる。したがって、発射装置アダプタ１６上にタンクを直接実装することが不可能となる。
【００９３】
本発明によれば、発射装置アダプタ１６の中心円筒３２上にタンクを直接設置することが可能である。発射装置アダプタの中心円筒３２の最高温度のレベルは低下し、その結果、タンクの安定温度は、推進剤の貯蔵に関して許容範囲内まで低下する。タンクの温度は、たとえタンクと発射装置アダプタ１６との間の熱的結合が増大したとしても、許容範囲内のままである。
【００９４】
このため、第１熱輸送システム４２も、タンク３９の温度の冷却および制御に用いられる。
【００９５】
最後に、第１熱輸送システム４２は、タンク３９の充填中、タンク３９の冷却に有利に使用される。この趣旨で、図１０に示す工程６６において、第１ラジエータ２６は、発射装置アダプタ１６を介してタンク３９を冷却する。次に、工程６８において、タンク３９は、ガスを充填される。充填工程６８において、第１ラジエータ２６は、タンク３９の充填容量を増加させるために、またはタンク３９の充填時間を減少させるために、タンク３９を冷却し続ける。
【００９６】
工程６６および工程６８は、数回繰り返され得る。
【００９７】
有利なことに、第２熱交換部５２の冷却は、発射装置アダプタ１６の冷却を可能にし、また、接触により、発射装置アダプタ１６に固定されたタンク３９の冷却を可能にする。タンク３９の冷却により、タンクに注入されるガスの冷却が可能になる。上記冷却は、注入中における、ガスの圧縮に伴うガスの自然加熱に対抗する。
【００９８】
上述の通り、飛行中の推進剤の温度は、タンクと発射装置アダプタとの間の熱的結合に、それほど依存しない。したがって、タンクの機械装置は、充填中の冷却効果が最大限になるように、強力な熱的結合を有するように設計され得る。これまでに示したように、上記熱的結合は、タンクが発射装置のインターフェース上に直接、つまり中間部を介さずに実装される場合に好ましい。
【００９９】
このため、タンク３９の充填は、より安全かつより速く実行され得る。また、冷却されたタンク３９は、上述の理由から、より大量のガスを貯蔵することを可能にする。
【０１００】
また、プロファイルは、発射装置アダプタと共に単一部材から形成されていてもよい。
【０１０１】
また、プロファイルは、発射装置アダプタの円筒の内側に向かって延びていてもよい。この場合、タンクは発射装置アダプタに実装（取り付け）されない。
【０１０２】
また、上記１つまたは複数の熱輸送システム４２、７０および７１と接触しているラジエータは、人工衛星の南側の面、東側の面、西側の面、地球側の面、または地球と反対側の面に配置されていてもよい。
【０１０３】
また、北側の機器支持壁は、第１熱輸送システム７０および第２熱輸送システム７１の両方に用いられ得る、単一のラジエータを備えていてもよい。
【０１０４】
また、第１熱交換部は、円形であってもよい。
【０１０５】
また、図６および図７に示す２通りの配置を様々に組み合わせることが考えられる。例えば、上記第１の配置の代替として、２つの熱パイプ４４、４５を、互いに隣り合うにように、かつプロファイル３６に直接接触するように、プロファイル３６上に配置することが可能である。同様に、接着ストラップ５８を、積層された２つの熱パイプ４４、４５上、およびプロファイルの第１分岐３８上に、配置することが可能である。積層された２つの熱パイプ４４、４５を、地球機器支持壁１２上に配置することも考えられる。
【０１０６】
また、ダクト４４の第２熱交換部５２は、第１ラジエータ２６および第３ラジエータ３０と熱接触していてもよい。
【０１０７】
また、流体によって熱を輸送するための第１輸送システム４２は、単相または三相の機器であってもよい。
【０１０８】
また、発射装置アダプタは、中心が人工衛星の縦方向軸上に配置されている、正方形の基部、長方形の基部、または多角形の基部を有する円筒形状を有していてもよい。
【０１０９】
また、取付構造体は、異なる形状であってもよい。具体的には、テーパー形状、または中央に山を有する複数の小面を備えているカップの形状であってもよい。もしくは、取付構造体は、十字型に組み立てられた複数のパネルから成っていてもよく、または人工衛星の縦方向軸Ａ−Ａに垂直に延びる平坦な機器支持壁のみから成っていてもよい。
【図面の簡単な説明】
【０１１０】
【図１】図１は、発射装置アダプタが夜側に位置する場合の、従来技術に係る人工衛星の概略図である。
【図２】図２は、発射装置アダプタが太陽側に位置する場合の、従来技術に係る人工衛星の概略図である。
【図３】図３は、一方が従来技術の人工衛星の発射装置アダプタの温度を時間の関数として表し、他方がこれらアンテナ反射器のミスポインティングを時間の関数として表す、２つの曲線である。
【図４】図４は、本発明の第１の実施形態に係る人工衛星の分解斜視図である。
【図５】図５は、図４に示す人工衛星の下部の断面上面図である。
【図６】図６は、図４に示す人工衛星の、図５に示す面に含まれる断面である。
【図７】図７は、図４に示す人工衛星の他の実施形態の、図６と同様の断面である。
【図８】図８は、本発明に係る人工衛星の第２の実施形態の、図５と同様の断面図である。
【図９】図９は、本発明に係る人工衛星の第３の実施形態の一部を表す斜視図である。
【図１０】図１０は、一方が本発明に係る人工衛星の発射装置アダプタ１６の温度を時間の関数として表し、他方がアンテナ反射器のミスポインティングを時間の関数として表す、２つの曲線である。
【図１１】図１１は、本発明に係る人工衛星の、タンクが実装されている第４の実施形態の分解斜視図である。
【図１２】図１２は、本発明に係る方法の工程を表す線図である。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
0006334827.tif 000009
【図９】
0006334827.tif 000010
【図１０】
0006334827.tif 000011
【図１１】
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【図１２】
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