(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
スペースクラフト（１１）の少なくとも１つの外部放射要素（２２）によって飛行中に吸収される外部熱線束のシミュレーション方法であって、前記外部放射要素（２２）と、この外部放射要素を支持するパネル（１０）との間に加熱手段（２４）を組み込み、加熱手段（２４）を使用することにより前記熱線束をシミュレーションすることからなり、外部放射要素（２２）をパネル（１０）に組み立てるとき、加熱手段（２４）が単一操作で組み込まれ、第１の接着フィルム（３２）、加熱手段（２４）を形成する相互に平行な加熱ストリップ（２６）、第２の接着フィルム（３４）および外部放射要素（２２）を、パネル（１０）に順次設置し、このように構成されたアセンブリに接着圧を施すことを特徴とする方法。
【請求項２】
外部熱線束のシミュレーション時に、導電体により外部電源に接続される電気加熱手段（２４）を使用する、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
外部熱線束のシミュレーションが終了すると、加熱手段（２４）を所定の位置に残し、導電体を切断し、スペースクラフトのアースに加熱手段（２４）の電気コネクタ（３６）を接続する、請求項２に記載の方法。
【請求項４】
複数のパネルを含む構造を有し、その少なくとも１つのパネル（１０）が、少なくとも１つの外部放射要素（２２）を外面（１８）で支持し、前記外部放射要素（２２）によって飛行中に吸収される外部熱線束のシミュレーションのために使用される加熱手段（２４）が、外部放射要素とこの外部放射要素を支持するパネル（１０）との間に永久的に組み込まれており、該加熱手段（２４）は、外部放射要素（２２）をパネル（１０）に組み立てるとき、単一操作で組み込まれたものであり、第１の接着フィルム（３２）、加熱手段（２４）を形成する相互に平行な加熱ストリップ（２６）、第２の接着フィルム（３４）および外部放射要素（２２）が、パネル（１０）に順次設置されており、このように構成されたアセンブリが接着されていることを特徴とするスペースクラフト。
【請求項５】
加熱手段が電気加熱手段（２４）である、請求項４に記載のスペースクラフト。
【請求項６】
電気加熱手段（２４）を形成する相互に平行な加熱ストリップ（２６）の端が、外部放射要素（２２）の周辺縁を越えて電気コネクタ（３６）により相互接続される、請求項５に記載のスペースクラフト。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は主に、人工衛星または宇宙探査機のようなスペースクラフトの各外部放射要素が飛行中に吸収する外部熱線束を、地上でシミュレーションすることが可能な方法に関する。
【０００２】
本発明はまた、モックアップを使用する必要がなく、これらの外部放射要素により飛行中に吸収される外部熱線束をシミュレーション可能に構成されたスペースクラフトに関する。
【０００３】
【従来の技術】
人工衛星または宇宙探査機などのスペースクラフトは、飛行中に、アルベド、地球からの赤外線束、太陽線束などの外部熱線束にさらされる。
【０００４】
これらの外部熱線束からスペースクラフトに搭載された装備を保護するために、スペースクラフト構造の外面の大部分を断熱材で被覆するのが普通である。通常「超断熱材（ｓｕｐｅｒ  ｉｓｏｌａｔｉｏｎ）」と称されているこの材料は、一般に、カプトン（Ｋａｐｔｏｎ）（商標）等の断熱プラスチック材シートの積層として構成される。
【０００５】
さらに、スペースクラフトに搭載した設備の幾つかは、操作中に熱を発散する。これらの設備は、スペースクラフト内部で温度が高くなりすぎないように、特別な構成にしなければならない。
【０００６】
こうした構成は、できる限り、当該各設備を、スペースクラフトの外部構造をなすパネル内面に直接組み立て、設備に合わせて超断熱材内に窓を設け、パネル外面におけるこの窓の場所に外部放射要素を接着することからなる。
【０００７】
外部放射要素は、スペースクラフトの受動熱の調節に関与する。外部放射要素は、設備から発散される熱を外部に放出し、入射外部熱線束（太陽、アルベド、地球からの赤外線）の作用によるスペースクラフトの加熱を最小限にする役割をする。このために、外部放射要素は赤外線を強く放射し、外部放射線の大部分を反射する。たとえば、既存の外部放射要素は一般に、赤外線放射率が０．８０に近く、太陽およびアルベド放射吸収率が、使用開始時点で約０．１、使用終了時点で約０．２である。
【０００８】
スペースクラフトで使用される放射要素は、たとえば、外面に金属被覆されたプラスチックフィルムから構成される。このプラスチックフィルムは特に、ポリフルオロエチレンプロピレン、カプトン（商標）またはマイラー（Ｍｙｌａｒ）（商標）にすることができる。金属は一般に、アルミニウムまたは銀である。
【０００９】
スペースクラフトの設計および製造時には、何度もテストを実施して、打ち上げ後にスペースクラフトが、所望の使用期間中、その使命を果たすことができるようにする。こうしたテストは特に、スペースクラフトの熱平衡テストを含む。
【００１０】
熱平衡テスト中は、スペースクラフトにより飛行中に吸収されうる外部熱線束の作用下で、スペースクラフトの構成要素の加熱をシミュレーションする。
【００１１】
飛行中に吸収される外部熱線束の存在のもとでスペースクラフトの反応をテストするための第１の公知技術は、太陽シミュレータを備えるものであり、宇宙環境における低温をシミュレーションするために非常に低温にした真空ケースに、スペースクラフトの模型を入れることからなる。
【００１２】
しかし、この技術は複雑であって時間がかかり、コストが高く、しかも熱線束全体のシミュレーションを可能にするわけではないという欠点を有する。実際、この技術は太陽線束に制限されるものであり、低軌道で優勢な地球からの赤外線束やアルベドをシミュレーションすることは不可能である。
【００１３】
第２の公知技術は、スペースクラフトの外面を加熱可能な放射管を熱テスト手段に配置することにより、飛行中にスペースクラフトが受ける太陽線束、アルベドおよび地球からの赤外線束を地上でシミュレーションすることからなる。だが、この技術は、スペースクラフトの熱反応を限定できないという欠点を有する。実際、この方法は保護手段がないので、スペースクラフトを取り巻く熱線束を完全に再生することはできない。
【００１４】
第３の公知技術は、スペースクラフトにおける放射パネルの内面または外面にテストヒーターを接着することにより、スペースクラフトが飛行中に受ける太陽線束、アルベドおよび地上からの赤外線束を地上でシミュレーションすることからなる。
【００１５】
しかし、放射パネルの内面にテストヒーターを接着しても、一般には、スペースクラフトが飛行中に受ける太陽線束、アルベドおよび地球からの赤外線束を完全に再生することはできない。実際、レイアウトの制約上、熱現象を完全に再生するのに必要なヒーターを表面に均一に配置するということはできない。
【００１６】
しかも、テストヒーターを放射パネルの外面に接着する場合（１９９６年７月８−１１日カリフォルニア州モントレー第２６回国際環境システム会議「Ｓ．Ａ．Ｅ．Ｔｅｃｈｎｉｃａｌ  Ｐａｐｅｒ  Ｓｅｒｉｅｓ」で発表されたＪ．Ｈ．Ｋｉｍ他による「Ｃｌｅｍｅｎｔｉｎｅ  Ｔｈｅｒｍａｌ  Ｄｅｓｉｇｎ  ａｎｄ  Ｖｅｒｉｆｉｃａｔｉｏｎ  Ｔｅｓｔｉｎｇ：Ｑｕｉｃｋ、Ｃｈｅａｐ、Ｕｎｕｓｕａｌ、Ｓｕｃｃｅｓｓｆｕｌ」の論文に特に記載された公知技術）、スペースクラフトは、ヒーターがあるために放射パネルの熱−光学特性を失ってしまう。このことから、特定の熱模型の使用が課されるので、テスト準備期間が著しく延長され、従ってコスト高になる。
【００１７】
【発明が解決しようとする課題】
本発明はまさに、太陽シミュレータを使用せず、宇宙に打ち上げるためのスペースクラフトで直接実行可能にすることによって、コストおよび熱平衡テスト時間を低減可能な、スペースクラフトの外部放射要素が飛行中に吸収する外部熱線束の新しいシミュレーション方法を目的とする。
【００１８】
【課題を解決するための手段】
本発明によれば、この目的は、スペースクラフトの少なくとも１つの外部放射要素によって飛行中に吸収される外部熱線束のシミュレーション方法によって得られ、前記外部放射要素と、この外部放射要素を支持するパネルとの間に加熱手段を組み込み、加熱手段を使用することにより前記熱線束をシミュレーションすることを特徴とする。
【００１９】
外部熱線束をシミュレーションするための加熱手段は、放射要素と、この放射要素を支持するパネルとの間に組み込まれるので、放射要素の個々の特徴は、これらの加熱手段によって妨害されない。従って加熱手段は、その模型を作らなくても、スペースクラフトの飛行モデルに直接組み込むことができる。かくして、テスト費用が著しく低減されるとともにテストにかかる時間が短縮される。
【００２０】
本発明の好適な実施形態によれば、外部熱線束のシミュレーション時に、導電体により外部電源に接続される電気加熱手段を使用する。
【００２１】
外部熱線束のシミュレーションが終了すると、加熱手段を所定の位置に残し、導電体を切断し、スペースクラフトのアースに加熱手段の電気コネクタを接続する。
【００２２】
好適には、外部放射要素をパネルに組み立てるとき、加熱手段を単一操作で組み込む。
【００２３】
この場合、第１の接着フィルム、加熱手段を形成する相互に平行な加熱ストリップ、第２の接着フィルム、および外部放射要素をパネルに順次設置し、このように構成されたアセンブリに、たとえば真空容器を用いて接着圧を施す。
【００２４】
本発明はまた、複数のパネルを含む構造を有し、その少なくとも１つのパネルが、少なくとも１つの外部放射要素を外面で支持するスペースクラフトに関し、前記外部放射要素によって飛行中に吸収される外部熱線束のシミュレーション時に使用可能な加熱手段が、外部放射要素とこの外部放射要素を支持するパネルとの間に永久的に組み込まれていることを特徴とする。
【００２５】
本発明の好適な実施形態では、加熱手段が電気加熱手段であって、相互に平行な加熱ストリップを含んでおり、加熱ストリップの端が、外部放射要素の周辺縁を越えて電気コネクタにより相互接続される。
【００２６】
次に、添付図面に関して本発明の好適な一実施形態を、限定的ではなく例として説明する。
【００２７】
【発明の実施の形態】
図１は、衛星などのスペースクラフト１１の外部構造をなすパネル１０の一部を示している。パネル１０は通常、その各面が外皮１０ｂ、１０ｃで被覆されたハニカム構造のコア１０ａ（図２）を含むサンドイッチパネル形をしている。変形実施形態では、ハニカム構造のコア１０ａをセルラーフォームコアに代えることができる。パネル１０の外皮１０ｂ、１０ｃとコア１０ａは、たとえばアルミニウム製である。
【００２８】
操作時に熱を発散可能な設備１２は、パネル１０の内面１４に固定される。パネル１０に設備１２を固定するために使用される手段は、当業者にとって周知であり、本発明の一部をなさない。簡略化するため、この手段は図示しない。
【００２９】
図１および図２で概略的に示したように、パネル１０は、その外面１８の大部分が、「超断熱材」と一般に称される断熱材１６で被覆されている。既に述べたように、超断熱材１６は、カプトン（商標）等の断熱プラスチック材からなる多数のシートまたはフィルムを積み重ねて構成される。パネル１０の外面１８に超断熱材１６を固定するために用いられる手段は、当業者にとって周知であり、本発明の一部をなさない。従って、理解を容易にするために、この手段は図示しない。
【００３０】
操作時に設備１２から発散される熱がスペースクラフトの外部に排出できるように、設備１２に向き合って、超断熱材１６に窓２０が設けられている。
【００３１】
外部放射要素２２は、設備１２および窓２０に向き合って、パネル１０の外面１８に配置される。より詳しくは、外部放射要素２２は、窓２０を介して露出されるパネル１０の外面１８全体を被覆しており、窓２０を画定する超断熱材１６の縁の近傍で超断熱材１６のやや下に延びている。
【００３２】
既に述べたように、外部放射要素２２は、設備１２から赤外線で散逸される熱の大半を放射により排出可能であり、また太陽放射線、アルベド、および地上からの入射赤外線の大部分を外部に反射する。このために、外部放射要素２２は一般に、外面に金属被覆されたプラスチック材のフィルムから構成される。このフィルムは、たとえばポリフルオロエチレンプロピレン、カプトン（商標）またはマイラー（Ｍｙｌａｒ）（商標）から構成され、金属は一般に、アルミニウムまたは銀である。外部放射要素２２は一般に、赤外線放射率が約０．８０であり、アルベドおよび太陽吸収率が、使用開始時点で約０．１、使用終了時点で約０．２である。
【００３３】
本発明によれば、加熱手段２４は、外部放射要素２２とパネル１０の外面１８との間に配置される。これらの加熱要素２４は、外部放射要素２２が飛行中に吸収する外部熱線束の作用によるスペースクラフトの各種要素の加熱をシミュレーション可能にするように構成される。こうしたシミュレーションは、地上で直接スペースクラフトに実施される熱平衡テスト時に行われる。
【００３４】
そのため、スペースクラフトは、太陽シミュレータを備えない真空容器（図示せず）内に配置される。次いで、加熱手段２４を操作し、宇宙での使用中ずっとスペースクラフトが吸収可能な外部熱線束をシミュレーションする。テストが終了すると、加熱手段２４は、外部放射要素２２と、加熱手段が組み込まれた要素をなすスペースクラフトのパネル１０との間に設置され続ける。実際、加熱手段２４の特定の構成によって、外部放射要素２２の放射率特性および反射特性を変更しないでおくことができる。
【００３５】
従って、本発明による方法では、熱模型の製造は任意であり、太陽シミュレータを備えない真空ケースを使用することができる。このようにして、従来の公知の方法よりも経費と時間をかなり節約できる。
【００３６】
次に、図２と図３を参照しながら、限定的ではなく例として、外部放射要素２２とパネル１０との間に加熱手段２４を組み込む技術について詳細に説明する。
【００３７】
これらの図が示すように、有利には電気式の加熱手段２４を使用し、この加熱手段は、ほぼ長方形の加熱ストリップ２６の形状を呈する。少しも限定を加えるものではない例として、加熱ストリップ２６は、たとえば幅１２ｍｍまたは２７ｍｍであり、長さは８００ｍｍ未満である。加熱ストリップ２６は、パネル１０の外面１８に互いに平行に付けられ、隣接する全てのストリップは、ほぼ同一の距離で分離されている。
【００３８】
各加熱ストリップ２６は特に、２個の断熱シート３０の間に挿入される耐熱性の材料シート２８（図２）から構成することができる。シート２８を構成する耐熱性材料は特に、インコネル（Ｉｎｃｏｎｅｌ）（商標）にすることができる。シート３０を形成する断熱材は、厚さ約２５μｍのカプトン（商標）にすることができる。シート３０は、シート２８の両面にしっかりと接着される。
【００３９】
接着を改善し、気泡が形成される恐れをなくすため、耐熱材料シート２８および２個の断熱シート３０は、表面に規則正しく配分された孔を備える。たとえば直径約１．５ｍｍの円形の孔を、シート２８の縦横に５ｍｍ間隔で設けることができる。その場合、シート２８の各穴の中央に、直径約０．５ｍｍの円形の孔が断熱シート３０に設けられる。
【００４０】
各加熱ストリップ２６の耐熱材料シート２８に電流を流すと、外部熱線束の作用によるスペースクラフトの諸要素の加熱をシミュレーション可能な熱散逸が行われる。シミュレーションされる加熱レベルは、耐熱材シート２８を通る電流強度によって決まる。
【００４１】
図２に概略的に示すように、外部放射要素２２とパネル１０との間への加熱ストリップ２６の組み込みは、パネル１０に外部放射要素２２を組み立てる際に単一操作で行われる。
【００４２】
より詳しくは、まず第１に、パネル１０の外面１８を第１の接着フィルム３２で被覆する。第１の接着フィルム３２で被覆されたパネル１０に加熱ストリップ２６を設置する。次いで、このようにして得られたアセンブリを第２の接着フィルム３４で被覆する。最後に、第２の接着フィルム３４に外部放射要素２２を貼る。
【００４３】
接着を実施するために、こうして得られたアセンブリに、１つまたは複数の通気バルブを備えた膜（図示せず）を被覆する。膜の周辺縁は、当業者が既知の技術に従って、適切なシール（図示せず）により、接着ゾーン周辺でパネル１０の外面１８と直接協働する。その後、膜が備えるバルブを介した空気ポンピングにより膜内部を真空にすることによって、第１の接着フィルム３２、加熱ストリップ２６、第２の接着フィルム３４、および外部放射要素２２からなる積層に一定の圧力を加える。
【００４４】
特に図３に示されるように、外部放射要素２２による加熱ストリップ２６の被覆は、加熱ストリップの端が、外部放射要素の周辺端から突出するように行われる。これらの端は、電気コネクタ３６により、外部放射要素２２の周辺縁を越えて相互接続される。これらの電気コネクタ３６は、熱平衡テストが実施されるとき、導電体（図示せず）により外部電源（図示せず）に加熱ストリップ３６を接続可能にするものである。
【００４５】
テストが終了すると、導電体（図示せず）を切断し、スペースクラフトのアースに電気コネクタ３６を接続する。そのとき、前述のように、加熱ストリップ２６の形態の加熱手段２４だけが所定の場所に残る。
【００４６】
外部放射要素２２とパネル１０との間への加熱手段２４の組み込みは、外部放射要素の接地を可能にするように行われることに留意されたい。こうした接地は特に、加熱ストリップ２６の間に介在する金属ピン（図示せず）により、外部放射要素２２の周辺領域を、パネル１０の外面１８に電気接続するように行うことができる。
【００４７】
図３に概略的に示したように、窓２０を縁取る超断熱材１６の部分は、加熱手段２４および外部放射要素２２がパネル１０の外面１８に接着されたときに、パネル１０に設置される。超断熱材１６の縁は、たとえばヴェルクロ（ｖｅｌｃｒｏ）（商標）型の固定要素により、パネル１０の表面１８に直接固定される。こうした固定は、加熱ストリップ２６の間で、たとえば外部放射要素２２に間隙があるゾーン３８（図３）で行われる。
【００４８】
さらに、加熱ストリップ２６の電気配線構成は、超断熱材１６による接続の被覆に続いて、加熱ストリップのうちの幾つかの接続を場合によっては解除した後で、これらのストリップが短絡するあらゆる恐れを回避するように行われる。
【００４９】
また、加熱ストリップ２６および外部放射要素２２から構成されるアセンブリの周辺縁の超断熱材１６による被覆は、熱平衡テスト後に調整して、このテストの結果を考慮に入れるようにすることができる。
【００５０】
もちろん、本発明は、以上に例として記載した実施形態に制限されるものではない。特に加熱手段は、本発明の範囲を逸脱することなく、種類及びまたは形状を異なるものにすることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明による方法を使用できるように構成されたスペースクラフトの一部をきわめて概略的に示す分解側面断面図である。
【図２】本発明により使用される加熱手段の組立を拡大して示す分解側面断面図である。
【図３】本発明により使用される加熱手段の設置を同様に示す部分切欠き正面図である。
【符号の説明】
１０  パネル
１１  スペースクラフト
１２  設備
１８  外面
２２  外部放射要素
２４  加熱手段
２６  加熱ストリップ
３２  第１の接着フィルム
３４  第２の接着フィルム
３６  電気コネクタ
【図１】
0004421056.tif 000002
【図２】
0004421056.tif 000003
【図３】
0004421056.tif 000004