(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
推進制御および能動的な熱制御が一体化されたシステムを有する宇宙航空機（１０）であって：
燃料バルブ（２２）から構成された第１構成物（８２）；
バッテリ（２４）から構成された感温性の第２構成物（６４）；
推進システム流体（５２）を収容する貯蔵タンク（１８）；
ポンプ（６６）；
スラスタ（３４）；
電力増幅器（２６）および
前記タンク（１８），前記ポンプ（６６），前記第１構成物（８２），前記第２構成物（６４），前記スラスタ（３４）および前記電力増幅器（２６）に結合された導管システム（３０）であって、その導管システムは、前記第１構成物（８２）および前記第２構成物（６４）の間で熱を転移させる前記推進システム流体（５２）を含むことにより、前記バッテリ（２４）および電力増幅器（２６）にて生成された熱を前記燃料バルブ（２２）に転移するように構成された導管システム（３０）；
から成ることを特徴とする宇宙航空機（１０）。
【請求項２】
前記推進システム流体は推進システム加圧剤であることを特徴とする請求項１記載の宇宙航空機（１０）。
【請求項３】
推進制御および能動的な熱制御が一体化されたシステムを有する宇宙航空機（１０）であって：
バッテリ（２４）および電力増幅器（２６）から構成された複数の感温構成物（６４，８２）；
加圧流体（５２）を収容する貯蔵タンク（１８）；
燃料流体を収容し、燃料バルブ（２２）に結合された貯蔵タンク（２０）；
ポンプ（６６）；
複数の調整バルブ・アセンブリ（６０，７８）；
膨張バルブ（５６）；
前記複数の調整バルブ・アセンブリに電気的に結合されたコントローラ（３６）；および
前記加圧流体および燃料流体を収容する貯蔵タンク（１８，２０），前記ポンプ（６６），前記複数の調整バルブ・アセンブリ（６０，７８），前記膨張バルブ（５６），ならびに前記バッテリ（２４）および電力増幅器（２６）から構成された複数の感温構成物（６４，８２）に結合された導管システム（３０）であって、該導管システム（３０）は前記バッテリ（２４）および前記電力増幅器（２６）によって生成される熱を転移させる前記推進システム流体を含むことにより、前記熱は、前記コントローラによって規定される前記調整バルブ・アセンブリの構成にしたがって、前記複数の感温構成物の間および前記燃料バルブに転移させられるように構成された導管システム（３０）；
から成ることを特徴とする宇宙航空機（１０）。
【請求項４】
前記ポンプがコンプレッサ・アセンブリから成ることを特徴とする請求項３に記載の宇宙航空機（１０）。
【請求項５】
前記コンプレッサ・アセンブリは第１および第２コンプレッサ（７０，７２）を含むことを特徴とする請求項４記載の宇宙航空機（１０）。
【請求項６】
推進制御および能動的な熱制御が一体化されたシステムを有する宇宙航空機（１０）であって：
熱放射パネル（４４）；
バッテリ（２４）および電力増幅器（２６）を含む複数の感温構成物（６４，８２）；
加圧流体（５２）を収容する貯蔵タンク（１８）；
燃料流体を収容し、燃料バルブ（２２）に結合された貯蔵タンク（２０）；
ポンプ（６６）；
複数の調整バルブ・アセンブリ（６０，７８）；
膨張バルブ（５６）；
前記複数の調整バルブ・アセンブリに電気的に結合されたコントローラ（３６）；および
前記加圧流体および燃料流体を収容する貯蔵タンク（１８，２０），前記燃料バルブ（２２）、前記ポンプ（６６），前記複数の調整バルブ・アセンブリ（６０，７８），前記バッテリ（２４）および電力増幅器（２６）を含む複数の感温構成物（６４，８２）および前記熱放射パネル（４４）に結合された導管システム（３０）であって、前記コントローラ（３６）は、前記導管によって搬送される前記加圧流体が前記バッテリ（２４）および電力増幅器（２６）によって生成される熱を前記燃料バルブ（２２）に転移させ、かつ、前記複数の感温構成物（６４，８２）から生成される熱を前記熱放射パネル（４４）に転移させるように前記導管システムを構成すること；
から成ることを特徴とする宇宙航空機（１０）。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、一般的に、宇宙航空機用熱制御の分野に関する。更に特定すれば、本発明は、推進システム・加圧剤(propulsion system pressurant)の使用による宇宙航空機の能動的熱負荷制御に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
宇宙航空機の熱制御は、宇宙航空機の設計および動作にとっては重要な問題である。宇宙航空機の開発コスト(deployment cost) は、宇宙航空機の重量および体積に大きく依存する。宇宙航空機の体積は、当該宇宙航空機の使用可能な表面積によって散逸させる必要がある熱量に大きく依存する。消散すべき熱量の増加は、熱除去(heat rejection)に必要な宇宙航空機の表面積増大につながる。宇宙航空機の表面積増大は、宇宙航空機の全周面積(perimeter area)および体積の増大となって現れるが、体積は効率的に使用することはできない。即ち、宇宙航空機の体積増大は、宇宙航空機のコスト上昇につながるのである。
【０００３】
宇宙航空機の熱負荷は、機器からの散逸および地球や太陽からの外部負荷によって発生する。従来技術の熱制御システムは、受動的な熱制御により宇宙航空機の熱負荷の軽減を図っていた。かかるシステムの１つに、表面ラジエータ(surface radiator)を用いるものがあるが、これは宇宙航空機の外面上に配置させなければならない。これは、外面実装を必要とするペイロード構成物(payload components)に利用できる主要な外面の面積量を著しく減少させる。他の受動的熱制御システムには、熱負荷を散逸する展開可能ヒート・パイプ・システム(de ployable heat pipe system) を用いたものがある。このシステムは、放射による熱負荷の消散を可能とするのみであるが、展開機構を必要とし、この展開機構が航空機に重量および複雑性を追加することになる。
【０００４】
従来の受動的熱制御システムでは、熱を空間に散逸させ一定限度未満に温度を維持する表面の性能(ability) は、当該表面上の最悪時の外部負荷によって決定される。これが意味するのは、短期間または特定の季節の間にのみ存在し得る最大熱負荷を処理するために、余分な表面積を必要とするということである。
【０００５】
宇宙航空機では、バッテリの寿命が宇宙航空機の有効寿命を左右する場合が多い。宇宙航空機のバッテリ不良の原因の内最も多発しているものの１つが、熱サイクル(thermal cycling) によるものである。このために、従来の宇宙航空機では、一般に、天頂即ち北／南面上に宇宙航空機の外部パネルに隣接してバッテリを配置しており、別個の熱ブランケット，ラジエータ，およびヒータによってバッテリを熱的に制御し、宇宙航空機の残りの部分からバッテリを熱的に分離している。これは、主要な外部パネル領域を消費するだけでなく、宇宙航空機の重量を不必要に増大させるものである。
【０００６】
また、宇宙航空機の熱制御システムは、種々の構成物のためにヒータも含んでいる。ペイロード構成物の熱平衡を維持するために、ペイロード電力がオフの場合、交換用ヒータをオンにする。加えて、恒温制御ヒータ(thermostatic controlled heater)を、種々の推進システムのバルブおよびその他の構成物の上に配し、温度が低くなり過ぎるのを防止している。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】
したがって、宇宙航空機の熱制御の問題は、完全に解決されている訳ではない。従来の熱制御システムは、宇宙航空機の重量増大を招き、熱消散のために、望ましくない程大量の主要な外面の面積を必要とする。更に、従来のシステムは、電気ヒータを用いて種々の構成物を加熱するので、ペイロード構成物を動作させるために使用可能な電力量を減少させてしまう。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
本発明による宇宙航空機は、推進制御および能動的な熱制御が一体化したシステムを有する。燃料貯蔵タンクは加圧剤貯蔵タンクに結合する。作業流体が加圧剤貯蔵タンク内に配備され、必要な場合に燃料を推進しつつ、同時に熱作業流体として作用する。作業流体は、膨張され、次いで選択された冷却対象構成物に向けて送出させる。冷却対象構成物付近を通過した後、作業流体は圧縮され、選択された加熱対象構成物付近を通過する。コントローラは温度センサを監視し、バルブ・アセンブリを制御して、作業流体を送出する構成物を決定する。
【０００９】
以下、本願実施例の説明において、同様の参照番号は同様の項目に言及するものとする。
【００１０】
【発明の実施の形態】
これより、地球周囲の軌道における空間系通信衛星／宇宙航空機に関連付けながら、本発明の好適実施例の説明を行う。しかしながら、本発明は、他の天体の軌道を航行する航空機および天体間を移動する航空機にも適用可能である。
【００１１】
図１は、本発明の好適実施例にしたがって構成された代表的な宇宙航空機１０の分解図である。宇宙航空機１０は、対称的な北側および南側ソラー・パネル１２を有する。ソラー・パネル１２は、太陽エネルギが使用可能な場合に、電力を発生する。宇宙航空機１０は本体１４も含む。本体１４は、外面１６を有し、推進システム・加圧剤(pr opulsion system pressurant)用貯蔵タンク１８および推進システム燃料(propulsion system propellant)用貯蔵タンク２０を保持する。燃料バルブ２２，バッテリ２４，および電力増幅器２６が、全て本体１４内部に配置されている。また、本体１４は、熱導管システム３０および燃料導管システム３２を含む、導管システム(conduit system)２８も保持する。好適実施例では、宇宙航空機１０の方位は、スラスタ(thruster)３４およびコントローラ３６が宇宙航空機１０の天頂側３８に位置し、通信アンテナ４０が天底側４２に位置し、熱放射パネル４４が南側４６に位置するように決められる。尚、宇宙航空機１０をそのように設計して方位付けした場合、南側４６天頂側３８，および北側４８は、宇宙航空機１０のその他の側よりも低温となる傾向がある。
【００１２】
図１は、宇宙航空機１０の例示的な表現を図示するに過ぎない。本発明の範囲内において、宇宙航空機１０には多くの多様な構成が可能である。通常、宇宙航空機１０は、推進制御および能動的な熱制御が一体化されたシステムを含み、推進および熱制御機能双方に、作業流体(working fluid) を用いる。熱制御機能にしたがって、作業流体は、構成物の熱サイクルを最少に抑える。
【００１３】
能動的熱制御システムの受動的熱制御システムとの相違は、能動的制御システムの熱作業流体がシステムによって加圧即ち圧縮されるのに対して、受動的制御システムは熱作業流体には作用せず、熱作業流体を加熱および冷却してそれをシステム全体に移動させるという点にある。構成物の熱サイクルは、構成物に温度変動が生じるときに発生する。熱サイクルは、バッテリ障害およびその他の構成物の障害に共通する原因の１つである。熱サイクルを減少させるには、構成物の温度を等化する。構成物の温度を等化すれば、温度変動が限定されることは明らかであるが全ての温度変動を根絶することは必要でない。
【００１４】
構成物の温度を等化するために、本発明は、推進システムを能動的な熱制御システムと合体する。導管システム２８は、熱導管システム３０および燃料導管システム３２双方に共通の作業流体を用いる。この作業流体は燃料，燃料加圧剤(propellant pressurant) またはその他の流体とすることができる。熱制御機能および推進機能双方に共通の作業流体を使用することによって、宇宙航空機の軽量化および複雑度の低下が図られる。何故なら、別個の流体および貯蔵タンクを、個々の機能に専用に備える必要がなくなるからである。
【００１５】
図１に示す実施例は、２種類の貯蔵可能な自然発火性燃料(hypergolic propellant) （モノメチル・ヒドラジンや四酸化窒素のような）を有する、二燃料推進システム(bi-propellant propulsion system) である。これらの燃料は、燃料バルブ２２によって流量制御され、推進システムが動作している場合スラスタ３４によって消費される。推進システムの各燃料貯蔵タンク２０は、推進システム・加圧剤貯蔵タンク１８に結合する。ヘリウムまたは窒素のような従来の不活性加圧剤流体を用いることができる。本発明は二燃料システムに関して論ずるが、本発明は、単燃料システムと作用するように構成することも可能である。
【００１６】
本発明の好適実施例の１つでは、燃料導管システム３２および熱導管システム３０は、推進システム・加圧剤を共通作業流体として共有する。燃料導管システム３２では、加圧剤は、２種類の燃料をそれらの各貯蔵タンク２０から放出させ、燃料バルブ２２を通じてスラスタ３４に供給し、宇宙航空機１０のステーション維持および姿勢調節を行う。熱導管システム３０では、推進システム・加圧剤は、熱導体として作用し、宇宙航空機の構成物間で熱を転移させ、構成物の温度を等化し、構成物の熱サイクルを減少させる。
【００１７】
本発明は、加圧剤即ち共通作業流体を、感温構成物の表面または側面付近を通過させるように熱導管システム３０を構成することによって、宇宙航空機の熱負荷を分散する。感温構成物とは、宇宙航空機の構成物の内、宇宙航空機の派遣の間中時折熱を消散または吸収し、当該構成物の過熱や過冷却を防止する必要があるもののことである。バッテリ２４および電力増幅器２６は、宇宙航空機の派遣の間頻繁に冷却する必要がある感温構成物を代表する。電力増幅器２６は、進行波管増幅器（ＴＷＴＡ：traveling wave tube amplifier ）および固体電力増幅器（ＳＳＰＡ：solid state power amplifier ）のような従来の構成物を含むことができる。燃料バルブ２２および熱放射パネル４４は、宇宙航空機における作業中頻繁に加熱する必要がある感温構成物を表わす。燃料バルブ２２は、スラスタ３４への燃料フローを調整するので、動作状態を保持するように温度制御することが好ましい。
【００１８】
感温構成物を単に過熱または冷却することを必要とするものはない。例えば、宇宙航空機の動作のある期間では、電力増幅器２６は、付勢されておらずそれら自体の熱を発生していない場合、加熱が必要となり得る。同様に、バッテリ２４は、熱サイクルを最少に維持するために、必要に応じて加熱または冷却が必要となる場合がある。
【００１９】
以下で更に詳細に論ずるが、導管システム２８およびこれに結合されている構成物は、宇宙航空機１０の種々の構成物の加熱および／または冷却を行うことによって、熱負荷を分散させるように構成されている。導管システム２８およびこれに結合されている構成物の構成は、コントローラ３６によって行われる。コントローラ３６が熱導管構成を変更する方法については、以下で論ずる。
【００２０】
加えて、熱導管システム３０は、熱放射パネル４４に結合する。明確化のために、図１はこの結合を示していないが、この構成は、図２に概略的に示されている。したがって、熱導管システム３０は、宇宙航空機の熱負荷を分散するだけでなく、過剰な熱を空間に転移させる。本実施例は、積極的に、宇宙航空機１０内部の構成物またはその外面１６上の構成物から熱放射パネル４４に熱エネルギを移動させ、熱を空間に放出させる。図示しないが、宇宙航空機１０の通常温度が高い側の表面には、別の熱吸収パネルを配置し、熱導管システム３０に結合して、宇宙航空機１０の構成物が十分な熱を発生できず所望の温度範囲内に感熱構成物を維持できないという異常な状況における加熱に役立てることも可能である。従来の宇宙航空機の慣習では、バッテリや電力増幅器のような感熱構成物を、宇宙航空機の低温側の外面上に配置し、動作温度を容認可能な限度内に維持している。しかしながら、この従来の手法では、主要な外面の面積を消費し、宇宙航空機の大型化につながる。これに対して本発明の好適実施例は、バッテリ２４および電力増幅器２６を宇宙航空機１０内部に位置付け、温度が低い外部側面４８，４６，３８から離して配置する。したがって、主要な外面の面積は、他の機能のために使用可能である。あるいは、感熱構成物を主要な外面から離れた場所に再配置することにより、宇宙航空機の全周および体積をその分減少させ、それと共に宇宙航空機の改発コストも削減することが可能になる。
【００２１】
図２は、本発明の好適実施例による宇宙航空機噴射および能動的熱制御合体システムのブロック図を示す。図２は、導管システム２８が、バルブ・アセンブリ５０を介して、燃料導管システム３２に結合された熱導管システム３０を含むことを示す。
【００２２】
熱導管システム３０に関連して、燃料加圧剤・タンク１８は、宇宙航空機１０の熱システムおよび推進システム双方の必要に供する作業流体５２を保持する。適切な流体の例は、ヘリウム，窒素，フレオンであるが、燃料を含むその他の流体も、作業流体として使用可能である。
【００２３】
燃料加圧剤・タンク１８の出力口は、調整バルブ・アセンブリ５４の入力口に結合する。バルブ・アセンブリ５４の出力口は、第１膨張バルブ５６および第２膨張バルブ５８の入力口に並列に結合する。第１膨張バルブ５６および第２膨張バルブ５８の出力口は、導管システム３０を介して、あらゆる数（３つを示す）の調整バルブ・アセンブリ６０の入力口，およびバイパス調整バルブ・アセンブリ６２の入力口に結合する。バルブ・アセンブリ６０の出力口は、種々の冷却対象構成物(cooled component)６４の入力口に結合する。冷却対象構成物６４の出力は、バイパス調整バルブ・アセンブリ６２の出力口およびポンプ６６の入力口に結合する。
【００２４】
ポンプ６６は、第１バルブ・アセンブリ６８，第１および第２コンプレッサ７０と７２，および第２バルブ・アセンブリ７４を含む。第１バルブ・アセンブリ６８の入力口は、ポンプ６６の入力口として機能する。バルブ・アセンブリ６８の第１出力口は、第１コンプレッサ７０の入力口に結合し、バルブ・アセンブリ６８の第２出力口は第２コンプレッサ７２の入力口に結合する。コンプレッサ７０，７２の各出力口は、第２バルブ・アセンブリ７４の第１および第２入力口にそれぞれ結合する。第１バルブ・アセンブリ７４の出力口は、ポンプ６６の出力口として機能する。
【００２５】
ポンプ６６の出力口は、あらゆる数（２つを示す）のバルブ・アセンブリ７８の入力口，およびバイパス調整バルブ・アセンブリ８０の入力口に結合する。バルブ・アセンブリ７８の出力口は、種々の加熱対象構成物(heated component)８２の入力口に結合する。加熱対象構成物８２の出力口は、バイパス調整バルブ・アセンブリ８０の出力口および燃料加圧剤・タンク１８の入力口に結合する。
【００２６】
熱導管システム３０は、構成物６４，８２に直接送出しこれらを通過させてもよく、あるいはシステム３０は、構成物６４，８２が取り付けられているパネルまたは構成物６４，８２が近くに取り付けられているパネル（図示せず）に送出しこれらを通過させてもよい。
【００２７】
熱導管システム３０は、加熱側８４および冷却側８６を有する。冷却側８６は、膨張バルブ５６，５８からポンプ６６に延出し、加熱側８４はポンプ６６から加圧剤・タンク１８に延出する。したがって、冷却側８６は冷却対象構成物６４を含み、加熱側８４は加熱対象構成物８２を含む。先に論じたように、冷却対象構成物６４および加熱対象構成物８２は、宇宙航空機１０の感熱構成物を代表するものである。あらゆる感熱構成物でも、熱導管システム３０の加熱側８４または冷却側８６のいずれかに位置付けることができる。更に、同一構成物が加熱対象構成物８２および冷却対象構成物６４双方となる場合もあり得る。
【００２８】
冷却対象構成物６４の例には、バッテリ２４および電力増幅器２６が含まれる。加熱対象構成物８２の例には、推進システムの燃料バルブ２２および熱放射パネル４４が含まれる。しかしながら、例えば、バッテリ２４は、同時に冷却対象構成物６４および加熱対象構成物８２双方となることも可能である。加えて、冷却対象構成物６４および加熱対象構成物８２の各々は、個別の感熱構成物または導管システム２８内部において直列に結合されている複数の感熱構成物のいずれかを表す。
【００２９】
温度センサ８８が、宇宙航空機１０全体にわたり、構成物６４，８２に隣接して配置されている。センサ８８の各々は、コントローラ３６の入力に電気的に結合するが、図２は、明確化のために、かかる結合の内１つのみを示している。加えて、コントローラ３６は、バルブ・アセンブリ５０，５４，６０，６２，６８，７４，７８，８０の各々に電気的に結合する制御出力を有するが、図２は、明確化のために、かかる結合の内１つのみを示している。
【００３０】
好適実施例では、バルブ・アセンブリ５０，５４，６０，６２，６８，７４，７８，８０は、冗長バルブ・アセンブリであり、少なくとも２つのバルブが並列に結合されている。少なくとも２つのバルブの各々は、コントローラ３６によって別個に制御可能である。加えて、ポンプ６６は、冗長コンプレッサ・アセンブリを備えており、冗長膨張バルブ５６，５８が、図２に示す好適実施例には備えられている。冗長バルブ・アセンブリならびにバックアップの目的およびシステムの信頼性向上のためのその他の構成物の使用，制御，および利点は、当業者には既知である。
【００３１】
通常、冷却対象構成物６４は、バルブ・アセンブリ６０を適切に制御することによって選択的に冷却され、一方加熱対象構成物８２は、バルブ・アセンブリ７８を適切に制御することによって選択的に加熱される。バルブ・アセンブリ６０，７８は、センサ８８によって決定される温度読み取り値に応答して、コントローラ３６によって選択的に制御される。
【００３２】
即ち、作業流体５２は、第１膨張バルブ５６および／または第２膨張バルブ５８によって膨張する。こうして一層冷却された作業流体５２は、熱導管３０を通過する。その正確な経路は、バルブ・アセンブリ６０の開位置および閉位置によって決定される。調整バルブ位置は、コントローラ３６によって決定され制御される。センサ８８が、構成物６４の温度が所定の最大許容温度よりも上昇していることを示す場合、各バルブ・アセンブリ６０は開放される。
【００３３】
バルブ・アセンブリ６０が開放されると、作業流体５２は、熱導管３０を通過して冷却対象構成物６４まで流れ、当該冷却対象構成物６４付近を流れる際またはこれを通過する際に、熱を吸収する。バルブ・アセンブリ６０は、冷却対象構成物６４の温度が所定のスレシホルド未満に低下するまで、開放したままである。
【００３４】
選択された冷却対象構成物６４を循環した後、作業流体５２はポンプ６６に送られる。ポンプ６６における圧縮の後作業流体５２の温度は上昇するので、選択された加熱対象構成物８２を加熱するために用いることができる。このとき、熱導管システム３０における作業流体５２の正確な経路は、バルブ・アセンブリ７８の開位置または閉位置によって決定される。調整バルブ位置は、この場合もコントローラ３６によって決定され制御される。構成物８２の温度が所定の最少許容温度未満に低下していることをセンサ８８が示す場合、各バルブ・アセンブリ７８は開放される。バルブ・アセンブリ７８が開放されると、作業流体５２は、熱導管３０を通過して加熱対象構成物８２まで流れ、当該加熱対象構成物８２付近を流れる際またはこれを通過する際に、熱を放出する。バルブ・アセンブリ７８は、加熱対象構成物８２の温度が所定のスレシホルドよりも上昇するまで、開放したままである。ここから、熱導管３０は、作業流体５２を加圧剤蓄積／貯蔵タンク１８に返流させる。
【００３５】
コントローラ３６の能動的制御の下で、作業流体５２が他の選択された構成物６４，８２を迂回している間、選択された感温構成物６４，８２は、それぞれ、冷却および加熱される。熱制御システムに個々の構成物を迂回させることにより、熱制御システムの効率が向上し、可能な熱構成(thermal configuration) の数が増大する。
【００３６】
既に論じたように、燃料加圧剤は、望ましい作業流体５２として機能する。宇宙航空機の設計は、燃料タンク内に残っている燃料がいかに少なくても、燃料加圧剤の適切な供給を保証し、能動的熱制御を使用しても、燃料加圧剤を全く消費しない。したがって、宇宙航空機の派遣の間中、宇宙航空機１０の熱制御および噴射の双方の要求に対して、適切な加圧剤の供給が常に得られる状態となっている。
【００３７】
熱導管システム３０は、ポンプ６６，バルブ５４，６０，６２，６８，７４，７８，８０，および導管システム３０に関連する配管を収容するために、宇宙航空機１０に重量を追加する。加えて、宇宙航空機１０は、主にポンプ６６を作動させるために追加の電力を消費する。しかしながら、この重量および電力の追加は、展開可能なヒート・パイプや関連する拡張機構のような構成物，別個の熱作業流体，バッテリ室分離材等，および、例えば、従来では宇宙航空機に含まれていたが宇宙航空機１０では省略されている、電気ヒータ等による電力消費によって、少なくとも部分的に相殺される。
【００３８】
要約すれば、本発明は、宇宙航空機の能動的熱制御システムおよび推進ｌシステムを組み合わせ、宇宙航空機の熱負荷を分散し、構成物の熱サイクルを減少させるものである。推進システムの加圧剤を、スラスタに噴射流体を推進するために使用し、更に熱作業流体としても使用する。即ち、これを膨張させ冷却対象構成物から熱を吸収することによって加熱し、圧縮し加熱対象構成物に熱を消散することによって冷却する。
【００３９】
以上、本発明の好適実施例について詳細に示しかつ説明したが、本発明の精神あるいは特許請求の範囲から逸脱することなく、種々の変更が可能であることは、当業者には容易に理解されよう。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の好適実施例にしたがって構成された宇宙航空機の分解図。
【図２】本発明の好適実施例による、宇宙航空機推進および能動的熱制御合体システムを示すブロック図。
【符号の説明】
１０ 宇宙航空機、１２ ソラー・パネル、１４ 宇宙航空機本体、１８ 推進システム・プレシュラント用貯蔵タンク、２０ 推進システム燃料用貯蔵タンク、２２ 燃料バルブ、２４ バッテリ、２６ 電力増幅器、２８ 導管システム、３０ 熱導管システム、３２ 燃料導管システム、３４ スラスタ、３６ コントローラ、３８ 天頂側、４０ 通信アンテナ、４２ 天底側、４４ 熱放射パネル、５２ 作業流体、５４ 調整バルブ・アセンブリ、５６ 第１膨張バルブ、５８ 第２膨張バルブ、６０ 調整バルブ・アセンブリ、６２ バイパス調整バルブ・アセンブリ、６４ 冷却対象構成物、６６ ポンプ、６８ バルブ・アセンブリ、７０，７２ コンプレッサ、７４，７８ バルブ・アセンブリ、８０ バイパス調整バルブ・アセンブリ、８２ 加熱対象構成物、８８ 温度センサ。
【図１】
0004080058.tif 000002
【図２】
0004080058.tif 000003