JPH03597A - 三軸姿勢制御型人工衛星 - Google Patents
三軸姿勢制御型人工衛星Info
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- JPH03597A JPH03597A JP1136339A JP13633989A JPH03597A JP H03597 A JPH03597 A JP H03597A JP 1136339 A JP1136339 A JP 1136339A JP 13633989 A JP13633989 A JP 13633989A JP H03597 A JPH03597 A JP H03597A
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- panel
- cooling panel
- earth
- heat
- cooling
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Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
本発明は、地球指向面パネル部に設けられた冷却用パネ
ルに受信機を配置し低温状態に保つことにより、受信性
能の改善を計る三軸姿勢制御型人工衛星に関するもので
ある。
ルに受信機を配置し低温状態に保つことにより、受信性
能の改善を計る三軸姿勢制御型人工衛星に関するもので
ある。
第７図は従来の三軸姿勢制御型人工衛星の外観図であシ
、第８図はそのミッション機器パネルのレイアウト図で
ある。図に２いて、（１）は地球指向面パネル、（２）
は北面パネル、（３）は東面パネル、（４）は地上局と
信号の授受を行うアンテナ、（５）は太陽電池パドルと
衛星本体を機械的に結合するヨーク部、（６）は衛星所
要電力を供給する太陽電池パドル。
、第８図はそのミッション機器パネルのレイアウト図で
ある。図に２いて、（１）は地球指向面パネル、（２）
は北面パネル、（３）は東面パネル、（４）は地上局と
信号の授受を行うアンテナ、（５）は太陽電池パドルと
衛星本体を機械的に結合するヨーク部、（６）は衛星所
要電力を供給する太陽電池パドル。
（７）は太陽光外部入力を遮断し衛星内部の熱を放射す
るオプチカルソーラリフレクタ、（８）はアンテナ（４
）と衛星本体を機械的に結合するヒンジ部、（９）はア
ンテナ（４）と信号の授受を行うフィーダ一部、α呻は
南面パネル、（ｌυは太陽電池パドル（６）を１日当９
１回転させる太陽電池パドル駆動部、αりはこの太陽電
池パドル駆動部αυを制御する太陽心性パドル駆動エレ
クトロニクス、α凄は進行波管増幅器、固体増幅器等の
高発熱機器、α荀はオプチカルソーラリフレクタ（７）
から宇宙空間へ熱を放射する放熱領域、 ａＳは地上局
からアンテナ（４）及びフィーダ一部（９）を介しアッ
プリンク信号を受信する受信機である。
るオプチカルソーラリフレクタ、（８）はアンテナ（４
）と衛星本体を機械的に結合するヒンジ部、（９）はア
ンテナ（４）と信号の授受を行うフィーダ一部、α呻は
南面パネル、（ｌυは太陽電池パドル（６）を１日当９
１回転させる太陽電池パドル駆動部、αりはこの太陽電
池パドル駆動部αυを制御する太陽心性パドル駆動エレ
クトロニクス、α凄は進行波管増幅器、固体増幅器等の
高発熱機器、α荀はオプチカルソーラリフレクタ（７）
から宇宙空間へ熱を放射する放熱領域、 ａＳは地上局
からアンテナ（４）及びフィーダ一部（９）を介しアッ
プリンク信号を受信する受信機である。
従来の三軸姿勢制御型人工衛星は上記のように構成され
、静止軌道上での北面パネル（２）及び南面パネル四を
放熱面とし、搭載機器が発生した熱をすべてこの面から
宇宙空間に放出しておシ、各放熱面には太陽光吸収率が
小さく、熱放射率が大きいオプチカルソーラリフレクタ
（７）を装着し、所要の放熱領域α４を確保していた。
、静止軌道上での北面パネル（２）及び南面パネル四を
放熱面とし、搭載機器が発生した熱をすべてこの面から
宇宙空間に放出しておシ、各放熱面には太陽光吸収率が
小さく、熱放射率が大きいオプチカルソーラリフレクタ
（７）を装着し、所要の放熱領域α４を確保していた。
低発熱機器である受信機αＳ及び信号の切換えを行うス
イッチ類はすべて地球指向面パネル（１）上に配置して
お９．アンテナ（４）との間で信号の授受を行うフィー
ダ一部（９）からなるべく近い位置に受信機αｌを配置
することで、給電系損失を小さくシ、所要の受信性能指
数を得ていた。
イッチ類はすべて地球指向面パネル（１）上に配置して
お９．アンテナ（４）との間で信号の授受を行うフィー
ダ一部（９）からなるべく近い位置に受信機αｌを配置
することで、給電系損失を小さくシ、所要の受信性能指
数を得ていた。
従来の三軸姿勢制御型人工衛星は上記のように。
地球指向面パネル上に受信機を配置し、フィーダ一部と
の間をできるだけ短い給電ケーブルまたは導波管で接続
することで、給電系損失を小さくし衛星システムとして
所要の受信性能指数を得ていた。受信性能指数は、アン
テナ熱雑音、給電系損失及び受信機雑音指数の対数換算
の合計値をアンテナ利得から差し引くことで、Ｇ／Ｔ（
ジ−オーバティー）として得られるため、給電系損失を
小さくすることで確かに改善される。しかし、給電系損
失を小さくすることには、レイアウト設計上の限界があ
シ、衛星システム設計、特に、ユーザ宇宙機捕捉追尾系
で高い追尾精度を得る必要があるため、所要受信性能指
数が大きく、かつレイアウト設計上の制約条件が多いデ
ータ中継追跡衛星のシステム設計に２いて、所要受信性
能指数が得られない場合の受信性能指数改善手法を確立
することが大きな課題となっていた。
の間をできるだけ短い給電ケーブルまたは導波管で接続
することで、給電系損失を小さくし衛星システムとして
所要の受信性能指数を得ていた。受信性能指数は、アン
テナ熱雑音、給電系損失及び受信機雑音指数の対数換算
の合計値をアンテナ利得から差し引くことで、Ｇ／Ｔ（
ジ−オーバティー）として得られるため、給電系損失を
小さくすることで確かに改善される。しかし、給電系損
失を小さくすることには、レイアウト設計上の限界があ
シ、衛星システム設計、特に、ユーザ宇宙機捕捉追尾系
で高い追尾精度を得る必要があるため、所要受信性能指
数が大きく、かつレイアウト設計上の制約条件が多いデ
ータ中継追跡衛星のシステム設計に２いて、所要受信性
能指数が得られない場合の受信性能指数改善手法を確立
することが大きな課題となっていた。
この発明はかかる課題を解決するためになされたもので
あシ、地球指向面パネル部に設けられたコの字形冷却用
パネルの宇宙空間側に太陽光吸収率が小さく熱放射率の
大きいオプチカルソーラリフレクタを実装し、放熱領域
を確保し、冷却用パネルと一体化して設けられたマイク
ロヒートパイプにより効率良く宇宙空間への熱放射を行
うことにより、冷却用パネルに搭載される受信機を雑音
指数が小さくなる理想的な低温環境下におき、受信性能
指数を改善する三軸姿勢制御型人工衛星を得ることを目
的とする。また、この発明の別の発明は上記目的に加え
て、地球指向面パネル部に設けられた冷却用パネルに一
体化した南北面連結ヒートパイプを備え、静止軌道上で
の衛星放熱面である南北両面の宇宙空間側に実装される
太陽光吸収率が小さく熱放射率の大きいオプチカルソー
ラリフレクタから、効率良く熱放射を行い、冷却用パネ
ルに搭載される受信機を雑音指数が小さくなる理想的な
低温環境下におき、受信性能指数を改善する三軸姿勢制
御型人工衛星を得ることを目的とする。
あシ、地球指向面パネル部に設けられたコの字形冷却用
パネルの宇宙空間側に太陽光吸収率が小さく熱放射率の
大きいオプチカルソーラリフレクタを実装し、放熱領域
を確保し、冷却用パネルと一体化して設けられたマイク
ロヒートパイプにより効率良く宇宙空間への熱放射を行
うことにより、冷却用パネルに搭載される受信機を雑音
指数が小さくなる理想的な低温環境下におき、受信性能
指数を改善する三軸姿勢制御型人工衛星を得ることを目
的とする。また、この発明の別の発明は上記目的に加え
て、地球指向面パネル部に設けられた冷却用パネルに一
体化した南北面連結ヒートパイプを備え、静止軌道上で
の衛星放熱面である南北両面の宇宙空間側に実装される
太陽光吸収率が小さく熱放射率の大きいオプチカルソー
ラリフレクタから、効率良く熱放射を行い、冷却用パネ
ルに搭載される受信機を雑音指数が小さくなる理想的な
低温環境下におき、受信性能指数を改善する三軸姿勢制
御型人工衛星を得ることを目的とする。
この発明に係る三軸姿勢制御型人工衛星は、地球指向面
パネルに、断熱インシユレーシヨンで熱的にアイソレー
トされたコの字形冷却用パネルを備え、一体化したマイ
クロヒートパイプと宇宙空開側に装着したオプチカルソ
ー２リフレクタにより、効率良く熱放射を行い、冷却用
パネル上に配置した受信機を雑音指数が極めて小さくな
る理想的な低温環境下におく。
パネルに、断熱インシユレーシヨンで熱的にアイソレー
トされたコの字形冷却用パネルを備え、一体化したマイ
クロヒートパイプと宇宙空開側に装着したオプチカルソ
ー２リフレクタにより、効率良く熱放射を行い、冷却用
パネル上に配置した受信機を雑音指数が極めて小さくな
る理想的な低温環境下におく。
また、この発明の別の発明に係る三軸姿勢制御型人工衛
星は、地球指向面パネルに断熱インシユレーシヨンによ
り、熱的にアイソレートされた冷却用パネルを設け、一
体化した南北面連結ヒートパイプを備えることで南北両
面の宇宙空間側に実装したオプチカルソーラリフレクタ
より効率良く熱放射を行い、冷却用パネル上に配置した
受信機を雑音指数が極めて小さくなる理想的な低温環境
下におく。
星は、地球指向面パネルに断熱インシユレーシヨンによ
り、熱的にアイソレートされた冷却用パネルを設け、一
体化した南北面連結ヒートパイプを備えることで南北両
面の宇宙空間側に実装したオプチカルソーラリフレクタ
より効率良く熱放射を行い、冷却用パネル上に配置した
受信機を雑音指数が極めて小さくなる理想的な低温環境
下におく。
この発明においては、地球指向面パネルに熱遮へいして
設けられたコの字形冷却用パネルの宇宙空間側に実装し
たオプチカルノーラリ７レクタと。
設けられたコの字形冷却用パネルの宇宙空間側に実装し
たオプチカルノーラリ７レクタと。
熱伝導マイクロヒートパイプにより効率良く熱放射が行
われるため、冷却用パネルが低温状態に保たれる。従っ
て冷却用パネルに搭載されている受信機の雑音指数が極
めて小さくなる。
われるため、冷却用パネルが低温状態に保たれる。従っ
て冷却用パネルに搭載されている受信機の雑音指数が極
めて小さくなる。
また、この発明の別の発明においては、地球指向面パネ
ルに熱遮へいして設けられた冷却用ノ（ネルに一体化し
て埋め込まれた南北面連結ヒートノ（イブによυ冷却用
パネル上の熱が南北両面に実装したオプチカルソーラリ
フレクタよシ効率良く放熱される。これにより冷却用パ
ネルに搭載されている受信機の温度が低下し、雑音指数
が極めて小さくなる。
ルに熱遮へいして設けられた冷却用ノ（ネルに一体化し
て埋め込まれた南北面連結ヒートノ（イブによυ冷却用
パネル上の熱が南北両面に実装したオプチカルソーラリ
フレクタよシ効率良く放熱される。これにより冷却用パ
ネルに搭載されている受信機の温度が低下し、雑音指数
が極めて小さくなる。
第１図は本発明の一実施例を示す三軸姿勢制御型人工衛
星の外観図であシ、第２図はこの発明の別の発明におけ
る三軸姿勢制御型人工衛星の外観図、第３図は本発明の
一実施例を示す三軸姿勢制御型人工衛星のミッションパ
ネルのレイアウト図。
星の外観図であシ、第２図はこの発明の別の発明におけ
る三軸姿勢制御型人工衛星の外観図、第３図は本発明の
一実施例を示す三軸姿勢制御型人工衛星のミッションパ
ネルのレイアウト図。
第４図はこの発明の別の発明における三軸姿勢制御型人
工衛星のミッションパネルのレイアウト図。
工衛星のミッションパネルのレイアウト図。
第５図は本発明の一実施例を示す三軸姿勢制御型人工衛
星の断面図、第６図はこの発明の別の発明における三軸
姿勢制御型人工衛星の断面図である。
星の断面図、第６図はこの発明の別の発明における三軸
姿勢制御型人工衛星の断面図である。
図において、（１）〜員は上記従来装置と全く同一のも
のでｓ、ｂ、（ｌｓはコの字形冷却用パネル、αηは冷
却用パネルと地球指向面パネルとを締結する結合ポル）
、ｔ１８はコの字形冷却用パネルと一体化して設けられ
たマイクロヒートパイプ、 （１！Ｊは冷却用パネル、
００はこの冷却用パネルσ憧に埋め込まれ、南面及び北
面の各放熱領域Ｉに効率良く熱を伝導する南北面連結ヒ
ートパイプ、Ｑηはコの字形冷却用パネルａＱ及び冷却
用パネル（１９と、地球指向面パネル（１）との間を熱
的にアイソレートする断熱インシユレーシヨン、■は宇
宙空間とパネル面との間を熱的にアイソレートする多層
インシュレーショ／。
のでｓ、ｂ、（ｌｓはコの字形冷却用パネル、αηは冷
却用パネルと地球指向面パネルとを締結する結合ポル）
、ｔ１８はコの字形冷却用パネルと一体化して設けられ
たマイクロヒートパイプ、 （１！Ｊは冷却用パネル、
００はこの冷却用パネルσ憧に埋め込まれ、南面及び北
面の各放熱領域Ｉに効率良く熱を伝導する南北面連結ヒ
ートパイプ、Ｑηはコの字形冷却用パネルａＱ及び冷却
用パネル（１９と、地球指向面パネル（１）との間を熱
的にアイソレートする断熱インシユレーシヨン、■は宇
宙空間とパネル面との間を熱的にアイソレートする多層
インシュレーショ／。
（２）はオプチカルソーラリフレクタ（７）から宇宙空
間へ放射される放射熱である。
間へ放射される放射熱である。
本発明の一実施例である三軸姿勢制御域人工衛星は、第
１図に示すように地球指向面パネル＋１）上に、オプチ
カルノーラリ７レクタ（７）を実装すると共にマイクロ
ヒートパイプを一体化して備えたコの字形冷却用パネル
住ｅを設け、第３図のレイアウト図に示す通シ、受信機
（１！１をパネル上に配置するように構成される。
１図に示すように地球指向面パネル＋１）上に、オプチ
カルノーラリ７レクタ（７）を実装すると共にマイクロ
ヒートパイプを一体化して備えたコの字形冷却用パネル
住ｅを設け、第３図のレイアウト図に示す通シ、受信機
（１！１をパネル上に配置するように構成される。
コの字形冷却用パネルαｅは、アンテナ（４）からの信
号を供給するフィーダ一部（９）の近くに設けられてお
り、小さな給電系損失でフィーダ一部（９）から受信機
α９に信号が供給される。コの字形冷却用パネルαｅは
第５図の断面図に示すように、ガラス繊維強化プラスチ
ック等の断熱性を有する断熱インシエレーションｃ１力
により、地球指向面パネル（１）と熱的にアイソレート
されている。これにより、高発熱機器（ｌ［有］が放熱
領域ａ４から放射する発生熱量のうちの一部が、パネル
間の熱伝導により地球指向面パネル（１）を介しコの字
形冷却用パネル翰に伝導することを防ぐ。コの字形冷却
用パネル（ｌｅの宇宙空間側には、太陽光吸収率が小さ
く熱放射率が大きいオプチカルソーラリフレクタ（７）
が装着されておシ、非装着面はアルミナイズドカプトン
、マイ２等で構成される多層イ／シュレーション■で覆
われ、宇宙空間と熱的にアイソレートされている。
号を供給するフィーダ一部（９）の近くに設けられてお
り、小さな給電系損失でフィーダ一部（９）から受信機
α９に信号が供給される。コの字形冷却用パネルαｅは
第５図の断面図に示すように、ガラス繊維強化プラスチ
ック等の断熱性を有する断熱インシエレーションｃ１力
により、地球指向面パネル（１）と熱的にアイソレート
されている。これにより、高発熱機器（ｌ［有］が放熱
領域ａ４から放射する発生熱量のうちの一部が、パネル
間の熱伝導により地球指向面パネル（１）を介しコの字
形冷却用パネル翰に伝導することを防ぐ。コの字形冷却
用パネル（ｌｅの宇宙空間側には、太陽光吸収率が小さ
く熱放射率が大きいオプチカルソーラリフレクタ（７）
が装着されておシ、非装着面はアルミナイズドカプトン
、マイ２等で構成される多層イ／シュレーション■で覆
われ、宇宙空間と熱的にアイソレートされている。
コの字形冷却用パネルαｅに搭載される受信機傾が発生
する熱は、パネルと一体化して埋め込まれ九マイクロヒ
ートパイプ（１ｓにより、宇宙空間方向へ効率良く熱拡
散する形で伝導し、宇宙空間側に備えたオプチカルソー
ラリフレクタ（７）よシ放射熱（至）として放射される
。
する熱は、パネルと一体化して埋め込まれ九マイクロヒ
ートパイプ（１ｓにより、宇宙空間方向へ効率良く熱拡
散する形で伝導し、宇宙空間側に備えたオプチカルソー
ラリフレクタ（７）よシ放射熱（至）として放射される
。
この場合、コの字形冷却用パネルαｅに搭載される受信
機αｅの熱環境は以下に示す平衡式に示す通シとなる。
機αｅの熱環境は以下に示す平衡式に示す通シとなる。
Ａ−１！？・σＴ４・η−Ａ・αより ’ ｄｏ ｌ
＋ Ｑ −−−−・−（１）ここで、Ａ：放熱面の
面積〔ぜ〕 σ：ステファンボルトマン定数 （ｓ、５ｙｘｔｏ ｖｒ７ぜに４） Ｔ：マイクロヒートパイプの動作平 均温度（Ｋ） η：放熱フィン効率（ａ、Ｓ） 工Ｓ：太陽光照射強度（夏至： １３１０Ｗ／７Ｆ＋’
、 冬至：１４００Ｗ／７Ｆ？）θ：サンアングル（２
λ５ｃｌｅｇ） ｑ：受信機の発生熱量〔Ｗ〕 α：太陽光吸収率（α２５） ε：熱放射率（０，８） Ｆ：放熱面から宇宙空間を見る形状 係数（１，０） つまり、受信機上りのおかれる環境温度が、大降光照射
強度、サンアングル、受信機発生熱量及び放熱面の面積
のバランスにより決まることを示しており、このことか
ら、低発熱機器である受信機傾を搭載するコの字形冷却
用パネル（ＩＱの放熱面積を、常温に基づく熱設計値よ
シもやや大きくすることで、受信機（１！９を雑音指数
が極めて小さくなる理想的な低温環境下におくことがで
き、受信性能指数を改善できることがわかる。
＋ Ｑ −−−−・−（１）ここで、Ａ：放熱面の
面積〔ぜ〕 σ：ステファンボルトマン定数 （ｓ、５ｙｘｔｏ ｖｒ７ぜに４） Ｔ：マイクロヒートパイプの動作平 均温度（Ｋ） η：放熱フィン効率（ａ、Ｓ） 工Ｓ：太陽光照射強度（夏至： １３１０Ｗ／７Ｆ＋’
、 冬至：１４００Ｗ／７Ｆ？）θ：サンアングル（２
λ５ｃｌｅｇ） ｑ：受信機の発生熱量〔Ｗ〕 α：太陽光吸収率（α２５） ε：熱放射率（０，８） Ｆ：放熱面から宇宙空間を見る形状 係数（１，０） つまり、受信機上りのおかれる環境温度が、大降光照射
強度、サンアングル、受信機発生熱量及び放熱面の面積
のバランスにより決まることを示しており、このことか
ら、低発熱機器である受信機傾を搭載するコの字形冷却
用パネル（ＩＱの放熱面積を、常温に基づく熱設計値よ
シもやや大きくすることで、受信機（１！９を雑音指数
が極めて小さくなる理想的な低温環境下におくことがで
き、受信性能指数を改善できることがわかる。
さて、この発明は、上記のように、受信機ａ！９を搭載
するパネルを断熱インシュン−ジョン１２Ｄにより、衛
星本体部と熱的にアイソレートシ、オプチカルソーラリ
フレクタ（７）を装着した放熱面積を熱設計値よシもや
や大きくとシ、受信ｍｔｔｓを低温環境下におくもので
あるが、この発明の別の発明に係る三軸姿勢制御型人工
衛星は、第２図に示すように地球指向面パネル（１）上
に、南北面連結ヒートパイプ（至）を埋め込んだ冷却用
パネル＋１’Ｊを設け、第４図のレイアウト図に示す通
シ受信機ａ＄をパネル上に配置するように構成される。
するパネルを断熱インシュン−ジョン１２Ｄにより、衛
星本体部と熱的にアイソレートシ、オプチカルソーラリ
フレクタ（７）を装着した放熱面積を熱設計値よシもや
や大きくとシ、受信ｍｔｔｓを低温環境下におくもので
あるが、この発明の別の発明に係る三軸姿勢制御型人工
衛星は、第２図に示すように地球指向面パネル（１）上
に、南北面連結ヒートパイプ（至）を埋め込んだ冷却用
パネル＋１’Ｊを設け、第４図のレイアウト図に示す通
シ受信機ａ＄をパネル上に配置するように構成される。
冷却用パネル＜１１はアンテナ（４）からの信号を供給
するフィーダ一部（９）の近くに設けられ、小さな給電
系損失でフィーダ一部（９）から受信機時に信号が供給
される。冷却用パネルα値は、第６図の断面図に示すよ
うに、ガラス繊維強化プラスチック等の断熱性を有する
断熱イ／シュレーションｃ１１）により。
するフィーダ一部（９）の近くに設けられ、小さな給電
系損失でフィーダ一部（９）から受信機時に信号が供給
される。冷却用パネルα値は、第６図の断面図に示すよ
うに、ガラス繊維強化プラスチック等の断熱性を有する
断熱イ／シュレーションｃ１１）により。
地球指向面パネル（１）と熱的にアイソレートされてい
る。これにより、高発熱機器（１３が放熱領域Ｉから放
射する発生熱量の内の一部が、パネル間の熱伝導により
地球指向面パネル（１）を介し、冷却用パネルα優に伝
導し、パネル温度の上昇をもたらすことを防いでいる。
る。これにより、高発熱機器（１３が放熱領域Ｉから放
射する発生熱量の内の一部が、パネル間の熱伝導により
地球指向面パネル（１）を介し、冷却用パネルα優に伝
導し、パネル温度の上昇をもたらすことを防いでいる。
冷却用パネルα値の宇宙空間側はアルミナイズドカプト
ン、マイラ等で構成される多層イ／シュレーション（２
）で覆われ、宇宙空間と熱的にアイソレートされている
。
ン、マイラ等で構成される多層イ／シュレーション（２
）で覆われ、宇宙空間と熱的にアイソレートされている
。
冷却用パネルα優に搭載される受信機ａＳが発生する熱
は、パネルと一体化して埋め込まれた南北面連結ヒート
パイプ翰により、南面、北面のそれぞれの方向へ効率良
く熱拡散する形で伝導し、各面の放熱領域αるの宇宙空
間側に実装したオプチカルソーラリフレクタ（７）よシ
放射される。この場合。
は、パネルと一体化して埋め込まれた南北面連結ヒート
パイプ翰により、南面、北面のそれぞれの方向へ効率良
く熱拡散する形で伝導し、各面の放熱領域αるの宇宙空
間側に実装したオプチカルソーラリフレクタ（７）よシ
放射される。この場合。
受信機α鴎のおかれる熱環境は、上記の衛星熱環境平衡
式（１）式によりあられすことができ、受信機のおかれ
る環境温度が、太陽光照射強度、サンアングル、受信機
発生熱量及び放熱面の面積のバランスにより決まること
を示している。このことから。
式（１）式によりあられすことができ、受信機のおかれ
る環境温度が、太陽光照射強度、サンアングル、受信機
発生熱量及び放熱面の面積のバランスにより決まること
を示している。このことから。
低発熱機器である受信機上９を搭載する冷却用パネル員
の放熱面積である南面及び北面のオプチカルソーラリフ
レクタ（７）実装面積を、常温に基づく熱設計値よ）も
やや大きくすることで、受信機α９を雑音指数が極めて
小さくなる理想的な低温環境下におくことができ、受信
性能指数を改善できることがわかる。
の放熱面積である南面及び北面のオプチカルソーラリフ
レクタ（７）実装面積を、常温に基づく熱設計値よ）も
やや大きくすることで、受信機α９を雑音指数が極めて
小さくなる理想的な低温環境下におくことができ、受信
性能指数を改善できることがわかる。
ハニカムパネルへのヒートパイプの埋め込みについては
、既に宇宙実証が成されていること、また、南北両面の
ヒートパイプの連結化手法についても、従来の面内連結
化手法を応用することにより、製造上の問題は無い。な
お、受信機（ＩＳ単体の低温側の温度補償は内蔵したヒ
ータのＯＮ１０ ＩＦ ？制御により行う。
、既に宇宙実証が成されていること、また、南北両面の
ヒートパイプの連結化手法についても、従来の面内連結
化手法を応用することにより、製造上の問題は無い。な
お、受信機（ＩＳ単体の低温側の温度補償は内蔵したヒ
ータのＯＮ１０ ＩＦ ？制御により行う。
この発明は以上説明した通シ、衛星のミッションパネル
である地球指向面パネル上に、マイクロヒートパイプを
一体化して埋め込んだコの字形冷却用パネルを設け、受
信機を搭載することにより。
である地球指向面パネル上に、マイクロヒートパイプを
一体化して埋め込んだコの字形冷却用パネルを設け、受
信機を搭載することにより。
受信機を雑音指数が極めて小さくなる理想的な低温環境
下におくことができる。従って受信性能指数を改善する
効果がある。また、この発明の別の発明は、地球指向面
パネル上に、南北面連結ヒートパイプを一体化して埋め
込んだ冷却用パネルを設け、受信機を搭載することによ
り、受信機を雑音指数が極めて小さくなる理想的な低温
環境下におくことができる。従って受信性能指数を改善
する効果がある。
下におくことができる。従って受信性能指数を改善する
効果がある。また、この発明の別の発明は、地球指向面
パネル上に、南北面連結ヒートパイプを一体化して埋め
込んだ冷却用パネルを設け、受信機を搭載することによ
り、受信機を雑音指数が極めて小さくなる理想的な低温
環境下におくことができる。従って受信性能指数を改善
する効果がある。
第１図は本発明の一実施例を示す三軸姿勢制御型人工衛
星の外観図、第２図はこの発明の別の発明における三軸
姿勢制御型人工衛星の外観図、第３図は本発明の一実施
例を示す三軸姿勢制御型人工衛星のミッションパネルの
レイアウト図、第４図はこの発明の別の発明における三
軸姿勢制御型人工衛星のミッションパネルのレイアウト
図、第５図は本発明の一実施例を示す三軸姿勢制御型人
工衛星の断面図、第６図はこの発明の別の発明における
三軸姿勢制御型人工衛星の断面図、第１図は従来の三軸
姿勢制御型人工衛星の外観図、第８図は従来の三軸姿勢
制御型人工衛星のミッションパネルのレイアウト図であ
る。 図、において、（１）は地球指向面パネル、（２）は北
面パネル、（３）は東面パネル、（４）はアンテナ、（
５）はヨーク部、（６）は太陽電池パドル、（７）はオ
プチカルソーラリフレクタ、（８）はヒンジ部、（９）
はフィーダー部、αりは南面パネル、住υは太陽電池パ
ドル駆動部。 （１のは太陽電池パドル駆動エレクトロニクス、（Ｉ３
は高発熱機器、ａ４は放熱領域、α＄は受信機、αｅは
コの字形冷却用パネル、在りは結合ポル）、ａ８はマイ
クロヒートパイプ、（Ｉ９は冷却用パネル、翰は南北間
連結ヒートパイプ、Ｑカは断熱インシユレーシヨン、（
２）ハ多層インシユレーシヨン、（ハ）は放射熱を示し
ている。 なお、各図中同一符号は、同−又は相当部分を示す。
星の外観図、第２図はこの発明の別の発明における三軸
姿勢制御型人工衛星の外観図、第３図は本発明の一実施
例を示す三軸姿勢制御型人工衛星のミッションパネルの
レイアウト図、第４図はこの発明の別の発明における三
軸姿勢制御型人工衛星のミッションパネルのレイアウト
図、第５図は本発明の一実施例を示す三軸姿勢制御型人
工衛星の断面図、第６図はこの発明の別の発明における
三軸姿勢制御型人工衛星の断面図、第１図は従来の三軸
姿勢制御型人工衛星の外観図、第８図は従来の三軸姿勢
制御型人工衛星のミッションパネルのレイアウト図であ
る。 図、において、（１）は地球指向面パネル、（２）は北
面パネル、（３）は東面パネル、（４）はアンテナ、（
５）はヨーク部、（６）は太陽電池パドル、（７）はオ
プチカルソーラリフレクタ、（８）はヒンジ部、（９）
はフィーダー部、αりは南面パネル、住υは太陽電池パ
ドル駆動部。 （１のは太陽電池パドル駆動エレクトロニクス、（Ｉ３
は高発熱機器、ａ４は放熱領域、α＄は受信機、αｅは
コの字形冷却用パネル、在りは結合ポル）、ａ８はマイ
クロヒートパイプ、（Ｉ９は冷却用パネル、翰は南北間
連結ヒートパイプ、Ｑカは断熱インシユレーシヨン、（
２）ハ多層インシユレーシヨン、（ハ）は放射熱を示し
ている。 なお、各図中同一符号は、同−又は相当部分を示す。
Claims (2)
- （１）ミッション機器を搭載する地球指向面パネルと、
この地球指向面パネル部に設けられたコの字形冷却用パ
ネルと、この冷却用パネルと地球指向面パネルの熱伝導
を遮断するインシユレーシヨンと、このインシユレーシ
ヨンを介し冷却用パネルを地球指向面パネルに結合する
結合ボルトと、冷却用パネルの宇宙空間側に実装したオ
プチカルソーラリフレクタと、このオプチカルソーラリ
フレクタから効率良く熱放射を行うために、冷却用パネ
ルと一体化して設けられたマイクロヒートパイプにより
構成され、オプチカルソーラリフレクタから宇宙空間へ
効率良く熱放射を行い、冷却用パネル上に配置した受信
機を雑音指数が極めて小さくなる理想的な低温環境下に
おくことにより、受信性能指数を改善することを特徴と
する三軸姿勢制御型人工衛星。 - （２）ミッション機器を搭載する地球指向面パネルと、
この地球指向面パネル部に設けられた冷却用パネルと、
この冷却用パネルに一体化した南北面連結ヒートパイプ
と、冷却用パネルと地球指向面パネルの熱伝導を遮断す
るインシユレーシヨンと、このインシユレーシヨンを介
し冷却用パネルを地球指向面パネルに結合する結合ボル
トと、静止軌道上での衛星放熱面である南面と北面の宇
宙空間側に実装したオプチカルソーラリフレクタにより
構成され、このオプチカルソーラリフレクタから宇宙空
間に効率良く熱放射を行い、冷却用パネル上に配置した
受信機を雑音指数が極めて小さくなる理想的な低温環境
下におくことにより、受信性能指数を改善することを特
徴とする三軸姿勢制御型人工衛星。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP1136339A JPH03597A (ja) | 1989-05-30 | 1989-05-30 | 三軸姿勢制御型人工衛星 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP1136339A JPH03597A (ja) | 1989-05-30 | 1989-05-30 | 三軸姿勢制御型人工衛星 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH03597A true JPH03597A (ja) | 1991-01-07 |
Family
ID=15172897
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP1136339A Pending JPH03597A (ja) | 1989-05-30 | 1989-05-30 | 三軸姿勢制御型人工衛星 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH03597A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2017212180A1 (fr) * | 2016-06-10 | 2017-12-14 | Airbus Defence And Space Sas | Engin spatial |
-
1989
- 1989-05-30 JP JP1136339A patent/JPH03597A/ja active Pending
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2017212180A1 (fr) * | 2016-06-10 | 2017-12-14 | Airbus Defence And Space Sas | Engin spatial |
| FR3052443A1 (fr) * | 2016-06-10 | 2017-12-15 | Airbus Defence & Space Sas | Engin spatial |
| US11299296B2 (en) | 2016-06-10 | 2022-04-12 | Airbus Defence And Space Sas | Spacecraft |
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