JPH10273100A - 宇宙用供試体の熱真空試験装置 - Google Patents
宇宙用供試体の熱真空試験装置Info
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- JPH10273100A JPH10273100A JP9078639A JP7863997A JPH10273100A JP H10273100 A JPH10273100 A JP H10273100A JP 9078639 A JP9078639 A JP 9078639A JP 7863997 A JP7863997 A JP 7863997A JP H10273100 A JPH10273100 A JP H10273100A
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- Japan
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- satellite
- heater
- thermal vacuum
- heater panel
- vacuum test
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G7/00—Simulating cosmonautic conditions, e.g. for conditioning crews
- B64G2007/005—Space simulation vacuum chambers
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- Sampling And Sample Adjustment (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】ヒータパネルが、衛星の放熱面の放熱妨害にな
ることを防ぐことができる熱真空試験装置を提供する。 【解決手段】ヒータパネル１の数を２枚以下とし、パネ
ルを回転軸６を中心に１８０°外側に回転させるように
する。これにより、ヒータパネル１が衛星４の放熱面５
の放熱視野の外側になるので、放熱妨害になることを防
ぐ。
ることを防ぐことができる熱真空試験装置を提供する。 【解決手段】ヒータパネル１の数を２枚以下とし、パネ
ルを回転軸６を中心に１８０°外側に回転させるように
する。これにより、ヒータパネル１が衛星４の放熱面５
の放熱視野の外側になるので、放熱妨害になることを防
ぐ。
Description
【発明の属する技術分野】本発明は、熱真空試験装置に
関し、特に宇宙用供試体の熱真空試験装置に関する。
関し、特に宇宙用供試体の熱真空試験装置に関する。
【０００１】
【従来の技術】従来、この種の熱真空試験装置は、例え
ば実開平２−１００９００号「熱真空試験装置」に示さ
れるものがある。この熱真空試験装置の概要を図４、そ
して断面図を図５に示して説明する。
ば実開平２−１００９００号「熱真空試験装置」に示さ
れるものがある。この熱真空試験装置の概要を図４、そ
して断面図を図５に示して説明する。
【０００２】図４に示すように、従来の熱真空試験装置
は、試験の供試体である衛星４の外側に、ヒータ３を付
けたヒータパネル１とリフレクタ１０を取り付けてい
る。尚、１１は真空チャンバシュラウドである。また図
５において、衛星４に取り付けられたヒータパネル１が
図のように開いている状態では、衛星４は低温となって
いる真空チャンバシュラウド１１に直接熱輻射により放
熱ができるので、衛星４は低温とすることができる。他
方、ヒータパネル１が９０°回転し、ヒータパネル１で
衛星４の外表面を覆っている状態では、ヒータパネル１
の温度をヒータ３にて制御することにより、衛星４へ熱
輻射により熱量が加わり、衛星４の温度を制御すること
が可能であった。
は、試験の供試体である衛星４の外側に、ヒータ３を付
けたヒータパネル１とリフレクタ１０を取り付けてい
る。尚、１１は真空チャンバシュラウドである。また図
５において、衛星４に取り付けられたヒータパネル１が
図のように開いている状態では、衛星４は低温となって
いる真空チャンバシュラウド１１に直接熱輻射により放
熱ができるので、衛星４は低温とすることができる。他
方、ヒータパネル１が９０°回転し、ヒータパネル１で
衛星４の外表面を覆っている状態では、ヒータパネル１
の温度をヒータ３にて制御することにより、衛星４へ熱
輻射により熱量が加わり、衛星４の温度を制御すること
が可能であった。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】従来の技術において
は、ヒータパネル全開時でもヒータパネルが衛星の放射
面の放熱視野に入り、放熱妨害となり、放熱が速やかに
行えないという欠点がある。これは図５に示すように、
ヒータパネルが複数となる構成でヒータパネルの開閉を
行っているため、ヒータパネル開でも衛星からヒータパ
ネルが見え、衛星は熱輻射エネルギーを受けるからであ
る。
は、ヒータパネル全開時でもヒータパネルが衛星の放射
面の放熱視野に入り、放熱妨害となり、放熱が速やかに
行えないという欠点がある。これは図５に示すように、
ヒータパネルが複数となる構成でヒータパネルの開閉を
行っているため、ヒータパネル開でも衛星からヒータパ
ネルが見え、衛星は熱輻射エネルギーを受けるからであ
る。
【０００４】更に、従来の技術において、熱真空試験装
置（リフレクタ）が、直線衛星に取り付いているため、
リフレクタから衛星への熱流入があり、熱的評価が十分
行なえない欠点があることである。これは従来の技術に
おいて、熱真空試験装置（リフレクタ）が直接衛星に取
り付けられているため、リフレクタの温度が衛星に伝わ
り、衛星は熱流入を受けるからである。
置（リフレクタ）が、直線衛星に取り付いているため、
リフレクタから衛星への熱流入があり、熱的評価が十分
行なえない欠点があることである。これは従来の技術に
おいて、熱真空試験装置（リフレクタ）が直接衛星に取
り付けられているため、リフレクタの温度が衛星に伝わ
り、衛星は熱流入を受けるからである。
【０００５】本発明の目的は、ヒータパネルを開閉する
ことで熱真空試験の温度を制御する熱真空試験装置にお
いて、熱真空試験装置が試験の供試体である衛星に対し
て熱的影響を与えることなく、熱真空試験を実施できる
宇宙用供試体の熱真空試験装置を提供することである。
ことで熱真空試験の温度を制御する熱真空試験装置にお
いて、熱真空試験装置が試験の供試体である衛星に対し
て熱的影響を与えることなく、熱真空試験を実施できる
宇宙用供試体の熱真空試験装置を提供することである。
【０００６】
【課題を解決するための手段】本発明の宇宙用供試体の
熱真空試験装置は、従来の３枚以上多数あったヒータパ
ネルを２枚とし、かつ、パネル回転軸を衛星に直接取り
付けない試験構体を有することを特徴とする。
熱真空試験装置は、従来の３枚以上多数あったヒータパ
ネルを２枚とし、かつ、パネル回転軸を衛星に直接取り
付けない試験構体を有することを特徴とする。
【０００７】本発明においては、ヒータパネルを衛星の
放熱面に熱輻射的に結合しないように回転させる。この
ため、衛星はヒータパネルより熱輻射による熱流入を受
けない。
放熱面に熱輻射的に結合しないように回転させる。この
ため、衛星はヒータパネルより熱輻射による熱流入を受
けない。
【０００８】更に、熱真空試験装置の試験構体を衛星に
直接取り付けず、試験構体を真空チャンバ取付台に取り
付ける。このため、衛星は熱真空試験装置より熱伝導に
よる熱流入及び流出を受けない。
直接取り付けず、試験構体を真空チャンバ取付台に取り
付ける。このため、衛星は熱真空試験装置より熱伝導に
よる熱流入及び流出を受けない。
【０００９】
【発明の実施の形態】次に、本発明の実施の形態につい
て図面を参照して詳細に説明する。発明の実施の形態図
１を参照すると、本発明の実施の形態は、熱伝導の良い
パネルにヒータ３を貼り付け、かつ、熱放射率の高い材
料で塗装してヒータパネル１を構成し、これを熱真空試
験装置の構体である試験構体２に取り付ける。更に、こ
の試験構体２をこれに取り付けた試験構体取付足７で真
空チャンバ取付台９に取り付けた状態とする。またヒー
タパネル１は、ヒータパネル１を回転させるためのパネ
ル回転６を介して試験構体２に取り付けてある。
て図面を参照して詳細に説明する。発明の実施の形態図
１を参照すると、本発明の実施の形態は、熱伝導の良い
パネルにヒータ３を貼り付け、かつ、熱放射率の高い材
料で塗装してヒータパネル１を構成し、これを熱真空試
験装置の構体である試験構体２に取り付ける。更に、こ
の試験構体２をこれに取り付けた試験構体取付足７で真
空チャンバ取付台９に取り付けた状態とする。またヒー
タパネル１は、ヒータパネル１を回転させるためのパネ
ル回転６を介して試験構体２に取り付けてある。
【００１０】図１の実施の形態において、ヒータパネル
１の数はなるべく少ないほうが望ましく、本例では２枚
としている。更に、ヒータパネル１は、なるべく衛星の
放熱面５を遮らない角度まで拡げるよう回転させる。ま
た試験構体２と衛星４は、直接取り付けないか又は、断
熱して取り付けることが望ましい。
１の数はなるべく少ないほうが望ましく、本例では２枚
としている。更に、ヒータパネル１は、なるべく衛星の
放熱面５を遮らない角度まで拡げるよう回転させる。ま
た試験構体２と衛星４は、直接取り付けないか又は、断
熱して取り付けることが望ましい。
【００１１】次に、本発明の実施の形態の動作につい
て、図２を参照して詳細に説明する。図で（ａ）は、試
験供試体である衛星４を熱真空試験において冷却してい
る状態、すなわち、ヒータパネル１が開いている状態で
ある。（ｂ）は衛星４を熱真空試験において温度制御し
ている状態、すなわち、ヒータパネル１が閉じている状
態である。
て、図２を参照して詳細に説明する。図で（ａ）は、試
験供試体である衛星４を熱真空試験において冷却してい
る状態、すなわち、ヒータパネル１が開いている状態で
ある。（ｂ）は衛星４を熱真空試験において温度制御し
ている状態、すなわち、ヒータパネル１が閉じている状
態である。
【００１２】まず、（ｂ）において、ヒータパネル１を
温度制御し、ヒータパネル１に対向する衛星の放熱面５
に熱量を流入及び流出して、衛星４全体の温度制御を行
う。次に、衛星４を冷却する試験に移行する場合は、ヒ
ータパネル１を回転させて、衛星の放熱面５から真空チ
ャンバシュラウド１１へ直接放熱することにより冷却効
果が速くなる。本発明においては、ヒータパネル１が完
全に衛星の放熱面の視野の外になるので、熱真空試験で
の試験装置による放熱妨害がなくなるため、試験での熱
的評価の精度が向上する。
温度制御し、ヒータパネル１に対向する衛星の放熱面５
に熱量を流入及び流出して、衛星４全体の温度制御を行
う。次に、衛星４を冷却する試験に移行する場合は、ヒ
ータパネル１を回転させて、衛星の放熱面５から真空チ
ャンバシュラウド１１へ直接放熱することにより冷却効
果が速くなる。本発明においては、ヒータパネル１が完
全に衛星の放熱面の視野の外になるので、熱真空試験で
の試験装置による放熱妨害がなくなるため、試験での熱
的評価の精度が向上する。
【００１３】次に、本発明の実施例について図面を参照
して詳細に説明する。本発明の実施例は、図１で、図中
の上・下に放熱面５をもつ試験の供試体である衛星４の
熱真空試験の例である。衛星４の温度は、放熱面５への
熱の流入及び流出によって制御される。本発明の熱真空
試験装置は、アルミ板にシートヒータ３を貼り付け、か
つ、高熱放射率の黒色塗装を施した４枚のヒータパネル
１と、そのヒータパネルを１８０°回転させる４本のパ
ネル回転軸６とヒータパネルを支える熱真空試験装置の
４枚パネルから成る構体２及びその構体を支える４本の
試験構体取付足から成る。ただし、シートヒータ３は、
外部より電流を調整することによって任意の発熱をし、
ヒータパネル１の温度制御を行うためのものである。パ
ネル回転軸６は、外部より制御を行うことにより軸方向
に０〜１８０°任意に回転ができ、任意な角度でストッ
プでき、かつ、ホールドできる。
して詳細に説明する。本発明の実施例は、図１で、図中
の上・下に放熱面５をもつ試験の供試体である衛星４の
熱真空試験の例である。衛星４の温度は、放熱面５への
熱の流入及び流出によって制御される。本発明の熱真空
試験装置は、アルミ板にシートヒータ３を貼り付け、か
つ、高熱放射率の黒色塗装を施した４枚のヒータパネル
１と、そのヒータパネルを１８０°回転させる４本のパ
ネル回転軸６とヒータパネルを支える熱真空試験装置の
４枚パネルから成る構体２及びその構体を支える４本の
試験構体取付足から成る。ただし、シートヒータ３は、
外部より電流を調整することによって任意の発熱をし、
ヒータパネル１の温度制御を行うためのものである。パ
ネル回転軸６は、外部より制御を行うことにより軸方向
に０〜１８０°任意に回転ができ、任意な角度でストッ
プでき、かつ、ホールドできる。
【００１４】次に、本発明の実施例の動作について、図
２の（ａ），（ｂ）を参照して詳細に説明する。（ｂ）
のヒータパネル１が閉の状態では、ヒータパネル１の温
度をシートヒータ３にて制御することによって、ヒータ
パネル１から放熱面５への熱輻射量を調整して、放熱面
５への熱量の流入、流出を行い、衛星４の温度制御を行
う。次に、衛星４の温度を低温にしたい場合、（ｂ）の
場合では、放熱面５に対向するヒータパネル１が放熱妨
害となり、放熱面５が冷却できない。そのため、（ａ）
のようにヒータパネル１をパネル回転軸６によって外側
に１８０°回転させ、放熱面５が低温である真空チャン
バシュラウド１１を見えるようにして、放熱面５からシ
ュラウド１１へ熱輻射によって速く放熱することができ
る。この状態では、放熱面５の放熱視野に熱真空試験装
置がないため、放熱妨害にならず、かつ、熱的評価の精
度が向上する。
２の（ａ），（ｂ）を参照して詳細に説明する。（ｂ）
のヒータパネル１が閉の状態では、ヒータパネル１の温
度をシートヒータ３にて制御することによって、ヒータ
パネル１から放熱面５への熱輻射量を調整して、放熱面
５への熱量の流入、流出を行い、衛星４の温度制御を行
う。次に、衛星４の温度を低温にしたい場合、（ｂ）の
場合では、放熱面５に対向するヒータパネル１が放熱妨
害となり、放熱面５が冷却できない。そのため、（ａ）
のようにヒータパネル１をパネル回転軸６によって外側
に１８０°回転させ、放熱面５が低温である真空チャン
バシュラウド１１を見えるようにして、放熱面５からシ
ュラウド１１へ熱輻射によって速く放熱することができ
る。この状態では、放熱面５の放熱視野に熱真空試験装
置がないため、放熱妨害にならず、かつ、熱的評価の精
度が向上する。
【００１５】次に、本発明の第２の実施の形態について
図３を参照して説明する。図で、（ａ）は、ヒータパネ
ル１が展開前の状態であり、（ｂ）は、ヒータパネル１
が展開後の状態である。ヒータパネル１は、（ａ）から
（ｂ）図のように回転軸６に対して、１８０°回転する
ことによって、放熱面５の放熱視野から外れることがで
きる。
図３を参照して説明する。図で、（ａ）は、ヒータパネ
ル１が展開前の状態であり、（ｂ）は、ヒータパネル１
が展開後の状態である。ヒータパネル１は、（ａ）から
（ｂ）図のように回転軸６に対して、１８０°回転する
ことによって、放熱面５の放熱視野から外れることがで
きる。
【００１６】
【発明の効果】本発明の第１の効果は、熱真空試験装置
が衛星の放熱面の放熱妨害にならないということであ
る。これにより、速やかに衛星は冷却される。その理由
は、熱真空試験装置のヒータパネルが放熱面の放熱視野
から完全に外れるからである。
が衛星の放熱面の放熱妨害にならないということであ
る。これにより、速やかに衛星は冷却される。その理由
は、熱真空試験装置のヒータパネルが放熱面の放熱視野
から完全に外れるからである。
【００１７】第２の効果は、熱真空試験装置からの熱伝
導による衛星への熱流入がなくなることである。これに
より、試験での余分な熱流入がなくなり、衛星の熱的評
価が向上する。その理由は、熱真空試験装置が衛星に直
接取り付いていないからである。
導による衛星への熱流入がなくなることである。これに
より、試験での余分な熱流入がなくなり、衛星の熱的評
価が向上する。その理由は、熱真空試験装置が衛星に直
接取り付いていないからである。
【図１】本発明の実施の形態を示す斜視図である。
【図２】図１をＡ−Ａ線で切断したときの断面図であ
る。
る。
【図３】本発明の他の実施の形態を示す図である。
【図４】従来の熱真空試験装置を示す斜視図である。
【図５】図４をＡ−Ａ線で切断したときの断面図であ
る。
る。
１ ヒータパネル ２ 試験構体 ３ ヒータ ４ 衛星 ５ 衛星の放熱面 ６ パネル回転軸 ７ 試験構体取付足 ８ 衛星取付足 ９ 真空チャンバ取付台 １０ リフレクタ １１ 真空チャンバシュラウド
Claims (5)
- 【請求項１】 ヒータパネルを使用した熱真空試験装置
において、ヒータパネルの数を放射面に対して２枚以下
とし、このヒータパネルが放射面を遮ない所まで開くこ
とを特徴とする宇宙用供試体の熱真空試験装置。 - 【請求項２】 宇宙用供試体を熱的に実質的に遮断して
収容する試験構体と、試験構体に取り付けられた回転可
能なヒータパネルとを具備し、前記ヒータパネルを収容
された宇宙用供試体に対して熱輻射を遮ない範囲まで開
けることを特徴とする宇宙用供試体の熱真空試験装置。 - 【請求項３】 前記ヒータパネルがアルミニウム材で構
成され、黒く塗装されていることを特徴とする請求項２
の宇宙用供試体の熱真空試験装置。 - 【請求項４】 前記ヒータパネルのヒータがシート状で
あることを特徴とする請求項３の宇宙用供試体の熱真空
試験装置。 - 【請求項５】 ヒータパネルの数を２枚以下とすること
を特徴とする請求項２の宇宙用供試体の熱真空試験装
置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP9078639A JP3031281B2 (ja) | 1997-03-28 | 1997-03-28 | 宇宙用供試体の熱真空試験装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP9078639A JP3031281B2 (ja) | 1997-03-28 | 1997-03-28 | 宇宙用供試体の熱真空試験装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH10273100A true JPH10273100A (ja) | 1998-10-13 |
| JP3031281B2 JP3031281B2 (ja) | 2000-04-10 |
Family
ID=13667447
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP9078639A Expired - Lifetime JP3031281B2 (ja) | 1997-03-28 | 1997-03-28 | 宇宙用供試体の熱真空試験装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3031281B2 (ja) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR100943879B1 (ko) * | 2009-07-14 | 2010-02-24 | (주)쎄트렉아이 | 열진공 시험상의 온도 보정 장치 및 그 보정 방법 |
| CN102180272A (zh) * | 2011-04-14 | 2011-09-14 | 北京航空航天大学 | 宇航用元器件热环境适应性评价方法 |
| US10421543B2 (en) | 2014-09-05 | 2019-09-24 | SZ DJI Technology Co., Ltd. | Context-based flight mode selection |
| CN111232254A (zh) * | 2020-01-09 | 2020-06-05 | 北京卫星环境工程研究所 | 高精度动态可控的温度模拟装置 |
| CN112357133A (zh) * | 2020-11-18 | 2021-02-12 | 北京卫星环境工程研究所 | 一种用于大型空间结构热致动态响应特性的试验系统 |
| CN116840286A (zh) * | 2023-03-28 | 2023-10-03 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种配置可展开式辐射器的卫星等效热平衡试验方法 |
-
1997
- 1997-03-28 JP JP9078639A patent/JP3031281B2/ja not_active Expired - Lifetime
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR100943879B1 (ko) * | 2009-07-14 | 2010-02-24 | (주)쎄트렉아이 | 열진공 시험상의 온도 보정 장치 및 그 보정 방법 |
| CN102180272A (zh) * | 2011-04-14 | 2011-09-14 | 北京航空航天大学 | 宇航用元器件热环境适应性评价方法 |
| US10421543B2 (en) | 2014-09-05 | 2019-09-24 | SZ DJI Technology Co., Ltd. | Context-based flight mode selection |
| CN111232254A (zh) * | 2020-01-09 | 2020-06-05 | 北京卫星环境工程研究所 | 高精度动态可控的温度模拟装置 |
| CN112357133A (zh) * | 2020-11-18 | 2021-02-12 | 北京卫星环境工程研究所 | 一种用于大型空间结构热致动态响应特性的试验系统 |
| CN116840286A (zh) * | 2023-03-28 | 2023-10-03 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种配置可展开式辐射器的卫星等效热平衡试验方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP3031281B2 (ja) | 2000-04-10 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20000111 |