(57)【要約】【課題】  定常軌道上の熱入力を抑制すると同時に、打上げ直前のフェアリング空調時に衛星内部における高発熱部分の機器を空冷しかつ、人工衛星の打上げ減圧時における空気抜け流路を確保する手段を得ること。【解決手段】  人工衛星で使用されるある構体パネルにおいて、軌道上の太陽入射光最大仰角がβ°である場合、高さを内径のｔａｎ(β°)倍以上とした中空ブラケットを上部に配置した構体パネルに貫通穴を設けた通気ダクトを設けることにより、衛星内部における高発熱部分の空冷を効率よく行えるようする。【選択図】        図１
2005059770.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
人工衛星の内部と外部を遮断する構体パネルと、
上記構体パネル上に貫通するように設けた内径ｄの貫通穴と、
上記構体パネルの外部側に上記貫通穴を覆い隠すように設けられた中空ブラケットと、
を具備し、
上記構体パネルに対する定常軌道上の太陽入射光最大仰角をβ°とするとき、上記中空ブラケットは高さｈが内径ｄのtan(β°)倍以上であること
を特徴とする通気ダクト。
【請求項２】
上記中空ブラケットの内側面を黒色塗装、黒色めっき等を実施することにより製作されたことを特徴とする請求項１記載の通気ダクト。
【請求項３】
上記中空ブラケットの外側面を
シルバライズドフッ素樹脂、白色塗装等を設けることにより、
表面熱光学特性の「α(太陽光吸収率)／ε(赤外放射率)」＜０．３になるように熱制御することを特徴とする請求項２記載の通気ダクト。
【請求項４】
上記中空ブラケットと上記構体パネルとの間にＧＦＲＰ等、低熱伝導率材料の断熱スペーサを挟んでいることを特徴とする請求項１〜請求項３の何れか１項に記載の通気ダクト。
【請求項５】
上記構体パネルの内部側壁面に、上記貫通穴を覆い隠すように、多層断熱シート、断熱材等にて構成した遮光ＢＯＸを設けたことを特徴とする請求項１〜請求項４の何れか１項に記載の通気ダクト。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
この発明は、人工衛星打上げ前の衛星フェアリング内における機器空冷と、打上げ減圧時の空気抜け流路確保に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
人工衛星打上げ前の衛星フェアリング内における冷却についての従来の技術は、フェアリング内を複数の領域に分け異なる空調条件で空調することにより、空調条件の異なる人工衛星の同時打上げを可能としている（例えば、特許文献１参照。）。
【０００３】
【特許文献１】特開平６−８８９１号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
従来の技術により、衛星フェアリング内において空調条件の異なる複数の人工衛星には対応できるが、１基の人工衛星内のある部位のみ効率的に熱制御することには対応できていない。例えば、衛星全体に配置される推進系機器及び推薬は常温付近に維持する必要があるのに対し、バッテリは許容上限温度が２５℃であり更に充電性能を発揮するには１５℃程度以下が望ましいこと、打上げ前からの充放電による自己発熱で局所的に温度上昇することから、バッテリ部のみ効率を上げて熱制御することが必要である。バッテリ部の定常軌道上の熱制御は、周囲を多層断熱シートで覆い軌道熱入力を最小化するとともに取付けパネル外表面に設けた放熱面から放射排熱する設計であり、近年の衛星大電力化に伴うバッテリ発熱量・発熱密度増に対しヒートパイプによる放熱面の排熱効率増が図られている。打上げ直前においては、レイアウトの制約上地上重力下では動作しないヒートパイプがあること、取付けパネル表裏には温度差が生じること、他搭載機器の制約から周囲空調温度はむやみに下げられないことから、打上げ前の高発熱機器部分の熱制御効率を上げることが求められている。
【０００５】
この発明は、上記のような課題を解決するためになされたもので、定常軌道上の熱入力を抑制すると同時に、打上げ直前のフェアリング空調時における衛星内部の高発熱機器部分を空冷するための、通気ダクトを得ることを目的としている。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
この発明の通気ダクトは、人工衛星の内部と外部を遮断する構体パネルと、上記構体パネル上に貫通するように設けた内径ｄの貫通穴と、上記構体パネルの外部側に上記貫通穴を覆い隠すように設けられた中空ブラケットと、を具備し、上記構体パネルに対する定常軌道上の太陽入射光最大仰角をβ°とするとき、上記中空ブラケットは高さｈが内径のtan(β°)倍以上であるものである。
【発明の効果】
【０００７】
この発明の通気ダクトによれば、定常軌道上の熱入力を抑制すると同時に、打上げ直前のフェアリング空調時における衛星内部の高発熱機器部分を空冷することが安価でできるようになる。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００８】
実施の形態１．
図１はこの発明の形態１を示す図であり、１は中空ブラケット、２は人工衛星構体パネル、３は構体パネル２上に開けられた貫通穴である。
この発明の通気ダクトは人工衛星構体パネル２上に開けられた貫通穴３と貫通穴３に取り付けられた中空ブラケット１で構成されており、図のように外形寸法は高さｈ、内径ｄとする。
【０００９】
構体パネル２に対する定常軌道上の太陽入射光の最大仰角をβ°とすると、通信衛星等、静止軌道上で三軸姿勢をとる人工衛星の場合、南北パネル面に対する太陽入射光最大仰角βは２３．５°である。
太陽入射光が最大である仰角の場合における、この南北パネル面に装着する中空ブラケット１の場合、高さｈは内径ｄのｔａｎ(２３．５°)倍以上の長さであれば、太陽入射光を中空ブラケット１によって遮蔽できることになる。
【００１０】
このように構成された通気ダクトにおいては、上部に配置される中空ブラケット１の高さｈが、内径ｄのｔａｎ(β°)倍以上であるため、定常軌道上の太陽直射光は中空ブラケット１の内壁によって遮られ、貫通穴３に入射しない。
【００１１】
よって、貫通穴３を通じて入射する軌道熱入力を低減できるので、定常軌道上の太陽直射光による温度上昇を排除でき、これによる熱制御性能が劣化することを抑制することが可能になる。
【００１２】
また打上げ直前のフェアリング空調時においては、衛星内部にあるバッテリ等の高発熱を生ずる機器部分に空調された空気を導くことが可能になり、放熱パネルの熱伝導等を介した間接的な冷却に比べ、直接空冷により効率良く冷却することが可能となる。
【００１３】
更に、このように構成された通気ダクトは、衛星打上げ時に衛星内部の気圧に対して、衛星外部の気圧が減少し、衛星の内部と外部の間に気圧差が生じるので、この気圧差を減少させる行為が必要になるが、この減圧時の行為として空気抜け流路としても機能する。
【００１４】
空気流路において、可動部が存在しないため、確実で信頼性の高い空気流路と熱制御性能を期待できる。
【００１５】
他に、地上で試験を行う際に、このように構成された通気ダクトを試験ケーブル通過させる穴として使用することも可能となり、試験準備時間の短縮が可能になる。
試験のためにフライトコンフィギュレーションを変化させねばならない範囲が少なくなり、ワークマンシップ上の信頼度が向上する。
【００１６】
実施の形態２．
図２はこの発明の形態２を示す図であり、４は中空ブラケット内壁の黒色塗装面であり、１〜３は上記実施の形態１と同一である。
【００１７】
中空ブラケット1の中空ブラケット内壁の黒色塗装面４は太陽光吸収率を０．９以上になるように黒色で塗装されている。
【００１８】
軌道上の太陽直射光は中空ブラケット１及び中空ブラケット1の中空ブラケット内壁の黒色塗装面４によって遮られ、中空ブラケット内壁の黒色塗装面４に入射した太陽光の内９割以上が中空ブラケット内壁の黒色塗装面４に吸収される。
【００１９】
このように構成された通気ダクトに入射する太陽多重反射光を低減できることから、実施の形態１に比べ定常軌道上の熱制御性能を更に向上させることが可能である。
【００２０】
実施の形態３．
図３はこの発明の形態３を示す図であり、５は中空ブラケット外面のシルバライズドポリエーテルイミドであり、１〜３は上記実施の形態１と同一である。
【００２１】
中空ブラケット１外面のシルバライズドポリエーテルイミド５は中空ブラケット１の外面熱制御材であり、「α(太陽光吸収率)／ε(赤外放射率)」が０．２４／０．７８以下である。
【００２２】
中空ブラケット１外面のシルバライズドポリエーテルイミド５のα／εが小さいことから中空ブラケット１の温度は低く制御され、このため中空ブラケット１内壁から貫通穴３に入射する伝導及び赤外放射による熱を低減できる。
【００２３】
このように構成された通気ダクトでは、伝導及び赤外熱入力が低減されるため実施の形態１に比べ定常軌道上の熱制御性能を更に向上させることが可能であり、実施の形態２は、中空ブラケット１の内壁面で反射し貫通穴３から内部へ直接入射する光を無くすことができるのに対して、実施の形態３では、中空ブラケット１の外壁面による熱の吸収を小さくし温度を低下させることができるので、中空ブラケット１から貫通穴３へ入る伝導及び赤外放射による熱を小さくできる。
【００２４】
実施の形態４．
図４はこの発明の形態４を示す図であり、６は断熱スペーサであり、１〜３は上記実施の形態１と同一である。
【００２５】
断熱スペーサ６は低熱伝導率材料であるＧＦＲＰ製であり、中空ブラケット１が構体パネル２より高温である場合でも、構体パネルに伝導により入射する熱量は抑制される。
【００２６】
このように構成された通気ダクトでは、このため実施の形態１に比べ定常軌道上の熱制御性能を更に向上させることが可能である。
【００２７】
実施の形態５．
図５はこの発明の形態５を示す図であり、７は多層断熱シート、８は多層断熱シート７の形状を維持するシェルであり、１〜３は実施の形態１と同一、６は実施の形態４と同一である。
【００２８】
人工衛星構体パネル２の中空ブラケット１の反対側において、人工衛星構体パネル２上の貫通穴３を覆い隠すように設置され、シェル８は遮光ＢＯＸを構成する。
なおかつ、シェル８は多層断熱シート７で表面上を断熱している。
【００２９】
よって、中空ブラケット１の内壁からの多重反射光、及び赤外光は、多層断熱シート７により更に低減される。
【００３０】
このように構成された通気ダクトでは、実施の形態１に比べ、衛星外部から貫通穴３を通過する熱量を抑制できることになり、定常軌道上の熱制御性能を更に向上させることが可能である。
【図面の簡単な説明】
【００３１】
【図１】この発明に関わる通気ダクトの実施の形態１を示す図である。
【図２】この発明に関わる通気ダクトの実施の形態２を示す図である。
【図３】この発明に関わる通気ダクトの実施の形態３を示す図である。
【図４】この発明に関わる通気ダクトの実施の形態４を示す図である。
【図５】この発明に関わる通気ダクトの実施の形態５を示す図である。
【符号の説明】
【００３２】
１  中空ブラケット
２  人工衛星構体パネル
３  貫通穴
４  中空ブラケット内壁の黒色塗装面
５  中空ブラケット外面のシルバライズドポリエーテルイミド
６  断熱スペーサ
７  多層断熱シート
８  シェル
【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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