(57)【要約】      （修正有）【課題】人工衛星には過剰な温度低下を回避しなければならない電子機器が多数搭載されている。直接太陽光が当たらない位置に搭載された電子機器は、機器の許容温度範囲内に維持するためのヒータ等の消費電力の低減を実現する。【解決手段】電力を用いず、電子機器との間の熱抵抗が可変となる放熱部品１を具備した。放熱部品は電子機器２と比較して熱膨張率が高い凸形状の部品であり、電子機器と放熱部３の間に設置することで、低温時において電子機器と放熱部品の間の熱抵抗を大きくする。これにより電子機器自身がヒータの代替となり、ヒータが不要となって衛星全体の消費電力を低減することが可能となる。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
宇宙航行体に搭載され、前記宇宙航行体に搭載される発熱体との間の熱抵抗が可変である熱抵抗可変型放熱構造体であって、
太陽光の照射を受ける常温時においては、前記熱抵抗可変型放熱構造体は前記発熱体と接触し、
太陽光の照射を受けない低温時においては、前記発熱体と熱抵抗可変型放熱構造体の熱膨張率差により、前記熱抵抗可変型熱構造体は前記発熱体から離間することを特徴とする熱抵抗可変型放熱構造体。
【請求項２】
前記熱抵抗可変型放熱構造体は上に凸型の形状を備え、
前記発熱体は下に凹型の形状を備え、
前記常温時において、前記熱抵抗可変型放熱構造体の凸型の接触面と前記発熱体の凹型の接触面とが接触することを特徴とすることを特徴とする請求項１記載の熱抵抗可変型放熱構造体。
【請求項３】
前記熱抵抗可変型放熱構造体の凸型の接触面は、前記熱抵抗可変型放熱構造体の下面からの高さの異なる複数の凸型の接触面から成ることを特徴とする請求項２記載の熱抵抗可変型放熱構造体。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
この発明は、電子機器と放熱部間とが接触する接触面の熱抵抗を可変とする放熱構造体に関するものである。特に、人工衛星等の宇宙航行体に搭載される電子機器とその放熱部の間の熱抵抗を可変とできる放熱構造体に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
近年、人工衛星搭載電子機器の高発熱化に伴い、電子機器内部の電子部品の温度も高くなっている。そこで、電子機器の放熱経路の熱抵抗を小さくして放熱を良くすることで、電子部品の温度を許容温度範囲以内に収めるようにしている。
【０００３】
人工衛星では太陽光が当たる位置と当らない位置で大きな温度差が生じる。このため、太陽光が当たらない位置に搭載された電子機器の低温時では、人工衛星に搭載した電子機器の冷却が過剰になる場合がある。
直接太陽光が当たらない位置に搭載された電子機器を許容温度範囲内の温度にするため、低温側ではヒータ等を発熱させることで電子機器の温度を許容範囲内となるように制御している。
【０００４】
低温時に電子機器の冷却が過剰となる原因として、放熱経路の熱抵抗が小さくなっていることが一つの原因である。低温時には熱抵抗の値を大きくして機器からの放熱量を小さくすることが出来れば、保温用のヒータが必要なくなると共に、ヒータ用の電力量を減らすことが出来る。
【０００５】
従来、電子機器と放熱部間の熱抵抗を変化させる装置として、電子機器と放熱部間にヒータを取付けた柱状部を設け、柱状部の熱膨張により電子機器と放熱部間に隙間を形成させる装置がある（例えば、特許文献１参照）。
【０００６】
また、他に相変化物質を使用し、電子機器の温度を制御させる装置として、電子機器の直下に相変化物質を配置し、電子機器の温度変化に伴い、相変化物質が温度変化及び相変化することで、電子機器の温度変化を抑制させる装置である（例えば、特許文献２参照）。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００７】
【特許文献１】特開２００３−１６３４８２号公報
【特許文献２】特開平４−１６３２９８号公報
【特許文献３】特開２００３−２９１８９８号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
従来、直接太陽光が当たらない位置に搭載された電子機器を許容温度内に維持するため、低温側ではヒータ等を発熱させる必要があり、その消費電力の低減が課題となっている。 
【０００９】
特許文献１の熱抵抗制御装置は、電子機器と放熱面間に熱抵抗制御装置を用いることで電子機器を許容温度範囲に保とうとするものであるが、熱抵抗を大きくする場合には柱状部をヒータで加熱し熱膨張させる必要があり、消費電力の低減が課題となっていた。
【００１０】
また、特許文献２の温度制御機構においても、温度降下を防止しきれない場合は電気ヒータを使用する構成となっており、消費電力の低減が課題となっていた。
【００１１】
この発明の放熱構造体は、係る課題を解決するためになされたものであり、電力消費を抑えながら電子機器の温度を制御可能な放熱構造体を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
この発明に係る熱抵抗可変型放熱構造体は、宇宙航行体に搭載され、前記宇宙航行体に搭載される発熱体との間の熱抵抗が可変である熱抵抗可変型放熱構造体であって、太陽光の照射を受ける常温時においては、前記熱抵抗可変型放熱構造体は前記発熱体と接触し、太陽光の照射を受けない低温時においては、前記発熱体と熱抵抗可変型放熱構造体の熱膨張率差により、前記熱抵抗可変型熱構造体は前記発熱体から離間する。
【発明の効果】
【００１３】
本発明に係る熱抵抗可変型放熱構造体によれば、電子機器自身がヒータの代替となるためヒータが不要となり、衛星全体の消費電力を低減することが可能となる。
【図面の簡単な説明】
【００１４】
【図１】この発明の実施の形態１に係る熱抵抗可変型放熱構造体を説明する概略図である。
【図２】この発明の実施の形態１に係る低温時における熱抵抗可変型放熱構造体を説明する図である。
【図３】この発明の実施の形態１に係る熱抵抗可変型放熱構造体の詳細を説明する図である。
【図４】この発明の実施の形態２に係る熱抵抗可変型放熱構造体を説明する概略図である。
【図５】人工衛星構体の例を説明する図である。
【発明を実施するための形態】
【００１５】
図５は、例えば特許文献３に示される人工衛星構体３０の一例を示した図である。
図５において、８は人工衛星に搭載される電子機器、２１は人工衛星構体３０の中央に位置する円筒形のセントラルシリンダ、２２はウェブパネルであり、セントラルシリンダ２１の外側に半径方向にかつセントラルシリンダ２１の中心軸に平行に取り付けられるパネルである。２３は天井パネルであり、セントラルシリンダ２１とウェブパネル２２の上端に水平方向に取り付けられて箱型の人工衛星構体３０の天井を構成する。２４はベースパネルであり、セントラルシリンダ２１の下側から水平方向に取り付けられて箱型の人工衛星構体の底板を構成する。２５は外表面パネルであり、ウェブパネル２２、天井パネル２３およびベースパネル２４に取り付けられて、人工衛星構体の外表面を構成する。
【００１６】
電子機器８が設置される外表面パネル２５は放熱機能も有しており、電子機器８で発生した熱は外表面パネル２５を介して宇宙空間に放出される。
外表面パネル２５は太陽光が当たらない時には低温となるため、外表面パネル２５に設置された電子機器８が冷却過剰となる場合がある。
冷却過剰を回避し電子機器８を所定の温度範囲内に維持するため、従来はヒータ等によって電子機器８の温度を制御していた。
以下では、電子機器８を所定の温度範囲内に維持するために要する消費電力を低減可能な放熱構造体について、図を参酌し説明する。
【００１７】
実施の形態１．
以下、この発明の実施の形態１に係る放熱構造体について説明する。
図１は、この発明の実施の形態１に係る放熱構造体１（以下、放熱部品１ともいう）を説明する図である。図１において、電子機器２は放熱部品１を間に挟んで、衛星の外表面パネル等の放熱部３上に配置され、ねじ４等により放熱部３に固定される。
電子機器２は例えば人工衛星構体３０に搭載される通信機器、観測機器、電源回路等の電子機器であり、電子機器本体２ａと下に凹型の形状を成した底面部２ｂが一体構成されたものである。
放熱部３は例えば電子機器２で発生する熱を放出するヒートパイプを内臓するヒートパイプパネルである。
放熱部品１は断面が凸型の形状を成した金属からなる部品であり、例えばアルミニウムを所望の形状に加工した部品である。
ここで、下に凹型の形状を成した底面部２ｂを有する電子部品２と、上に凸型の形状を成した放熱部品１とは、所定の隙間をもって勘合する構造となっている。
【００１８】
放熱部品１の材料は電子機器２と比較して熱膨張率が大きいものが望ましい。
放熱部品１及び電子機器２が低温側に温度変化した際に、放熱部品１の変形量が大きくなるためである。
前述の通り、電子部品２の底面部２ｂと接触する放熱部品１の接触面５の形状を凸形状とし、放熱部品１と接触する電子機器２の接触面６を凹形状とする。
放熱部品１の凸形状と、電子部品２の底面部２ｂの凹形状は、予め電子機器本体２ａの放熱量に応じた設計を行っておく。
【００１９】
次に、実施の形態１に係る放熱部品１の動作について説明する。
図１、図２は温度による放熱部品１の形状を説明する図である。
図１は、太陽光が照射されている時の常温時における放熱部品１の模擬的形状を示し、図２は、太陽光が照射されていない時の低温時における放熱部品１の模擬的形状を示している。
【００２０】
図１に示すように、太陽光が照射されている常温時では、放熱部品１の凸型の接触面５と底面部２ｂの凹型の接触面６は、予め設計、加工された形状とねじ４の締め付けにより加圧され、接触している。このように放熱部品１の凸型の接触面５と電子機器２の底面部２ｂの凹型接触面６が接触している状態では、放熱部品１と電子機器２の間の熱抵抗は小さい。
このとき電子機器２で発生した熱は、放熱部品１の凸型接触面５と電子機器２の接触面６との接触を介して、放熱部３に放出される。
【００２１】
次に、太陽光が照射されず人工衛星構体３０の温度が低下するに伴い、放熱部品１は収縮する。
放熱部品１の凸型接触面５と底面部２ｂの凹型接触面６の間の面圧は減少し、図２に示されるように、放熱部品１の凸型の接触面５と底面部２ｂの凹型の接触面６とは離間して、隙間１０が生じる。
放熱部品１の熱収縮により発生する隙間１０は、宇宙空間の真空中においては放射による伝熱となる。伝熱の状態は接触状態に比べて熱抵抗が大きくなる。
なお、放熱部品１の凸型接触面５と底面部２ｂの凹型接触面６が接触している場合であっても面圧が減少すれば熱抵抗は大きくなる。
【００２２】
このように実施の形態１に係る放熱部品１は、電子機器２の底面部２ｂと接触する部分の熱抵抗を、ヒータのような電力を要する機器を用いることなく可変とできる。
【００２３】
次に、放熱部品１の接触面５と底面部２ｂの接触面６の間の熱抵抗の変化を、具体的な設計例を用いて説明する。
図３は、人工衛星に搭載される電子機器２の底面部２ｂと放熱部品１の形状の設計例を示す図である。
電子機器２の底面部２ｂの接触面６の形状を図３の２ｂで示す様に凹形状とし、放熱部品１の接触面５の形状を図３に示す様に凸形状とする。
底面部２ｂの接触面６の凹形状の段差部寸法Ｘａを29.95(mm)、放熱部品１の接触面５の凸形状の段差部寸法Ｘｂを30.00(mm)とする。
【００２４】
常温時（太陽光が照射されている時）では放熱部品１の凸形状が変形して、底面部２の凹形状に取り付く。
底面部２ｂと放熱部品１の材料の組み合わせは種々選択可能であるが、本実施の形態では、底面部２ｂの金属材質をコバール、放熱部品１の金属材質をアルミニウムとする。コバール、アルミニウムの物性値は以下の通りとなる。
【００２５】
コバールの熱伝導率Ka ＝ 16.7W/mK、アルミニウムの熱伝導率Kb ＝ 165W/mK。
コバールの熱膨張率係数λa ＝ 1.7×10-5/K、アルミニウムの熱膨張率係数λｂ ＝ 2.38×10-5/K。
コバールのビッカース硬さHa ＝ 163Kg/mm2、アルミニウムのビッカース硬さHb ＝ 105Kg/mm2。
コバールのヤング率Ea ＝ 137GPa、アルミニウムのヤング率 Eb ＝ 68.6GPa。
【００２６】
ここで、電子機器の底面部２ｂと放熱部品１の接触面積Ｓを一例としてＳ＝80mm2とする。
また、放熱部品１と接触する電子機器の底面部２ｂの面粗さζをζa＝6.3μm、電子機器の底面部２ｂと接触する放熱部品１の面粗さζをζb＝6.3μmとする。
【００２７】
ここで、放熱部品１の凸型接触面５の部分の形状が変形し、常温時における電子機器２の底面図２ｂの凹型接触面６にかかる圧力Ｐは以下の式で算出される。
【００２８】
【数１】
2017177869.tif 000003
【００２９】
真空中の接触熱抵抗Ｒは以下の式で算出される。
【００３０】
【数２】
2017177869.tif 000004
【００３１】
上記の式を計算した結果、常温時の熱抵抗Rは0.217Ｋ/Ｗとなる。
【００３２】
常温時の温度(Ｔ１)を20℃、低温時の温度(Ｔ２)を-40℃としたとき、低温時における底面部２の凹型形状の高さ方向の段差部寸法Ｘａ’、低温時における放熱部品１の凸型形状の高さ方向の段差部寸法Ｘｂ’は、以下の式で算出される。
【００３３】
【数３】
2017177869.tif 000005
【００３４】
【数４】
2017177869.tif 000006
【００３５】
また、低温時において底面部２と放熱部品１の接触面にかかる圧力Ｐ’は以下の式で算出される。
【００３６】
【数５】
2017177869.tif 000007
【００３７】
また低温時、真空中の接触熱抵抗Ｒ’は以下の式で算出される。
【００３８】
【数６】
2017177869.tif 000008
【００３９】
上記の式により計算した結果、低温時の熱抵抗R’として、0.288K/Wが得られる。
【００４０】
コンポーネントの発熱量Ｗが100Ｗとした際に、コンポーネントの上昇温度(ΔＴ：常温時、ΔＴ’：低温時)は以下の式で算出される。
【００４１】
【数７】
2017177869.tif 000009
【００４２】
【数８】
2017177869.tif 000010
【００４３】
上記の式を計算した結果、ΔＴ＝21.7℃、ΔＴ’＝28.8℃となり、低温時に7.1℃温度が上昇するため、ヒータを発熱させる消費電力を低減することが出来る。
【００４４】
このように実施の形態１の放熱構造体によれば、常温時においては、電子機器２の底面部２ｂの凹型接触面と放熱部品１の凸型接触面５の間の熱抵抗が小さく、低温時においては、熱抵抗を大きくすることができる。
これにより、従来のように、低温時においてヒータを発熱させて電子機器２を許容温度範囲内に制御する必要がないことから、消費電力を低減することができる。
【００４５】
実施の形態２．
図４は、実施の形態２に係る放熱部品１を説明する図である。
図４に放熱部品１の形状の一例を示す。実施の形態２に係る放熱部品１の凸型接触面５は、その接触面５の中に更に高さｈ（図４のｈ１、ｈ２、ｈ３）の異なる凸形状の接触面を複数有する。
凸形状が温度低下した際に変形する量は体積と比例する。このため、凸形状の高さｈが大きい箇所から順に面圧が減少する。
【００４６】
このように、実施の形態２に係る放熱構造体においては、凸型接触面５を高さｈの異なる凸凹形状とすることで温度変化の際の放熱量の変化量を調整することが可能となる。
凸型接触面５の高さｈの異なる凸凹形状（大きさ及び配置）は、実施の形態１と同様にして電子機器２の放熱量に応じて予め設計を行っておく。
【００４７】
このように、本発明に係る放熱構造体においては、電子機器２が低温時には、材料特性により電子機器２の底面部２ｂの凹型接触面と放熱部品１の凸型接触面との間の熱抵抗を大きくすることで電子機器２から熱を逃がさないことが可能となる。
電子機器２自体がヒータの代替となるため、加熱用のヒータが不要となって人工衛星の電力の低減を図ることができる。
【符号の説明】
【００４８】
１ 放熱部品（放熱構造体）、２ 電子機器、２ａ  電子機器本体、２ｂ  底面部、３ 放熱部（衛星の外表面パネル）、４ ねじ、５  放熱部品１の凸型接触面 、６  底面部２ｂの凹型接触面、８  電子機器、１０  隙間、２１  セントラルシリンダ、２２  ウェブパネル、２３  天井パネル、２４  ベースパネル、２５  外表皮パネル、３０  人工衛星構体、１００  電子機器の放熱構造、Ｘａ  凹形状の段差部寸法、Ｘｂ  凸形状の段差部寸法。
【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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