JPH10297600A - 宇宙航空機用能動的熱制御システムおよび方法 - Google Patents
宇宙航空機用能動的熱制御システムおよび方法Info
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 熱負荷の分散および構成物の熱サイクル減少
を図った宇宙航空機を提供する。 【解決手段】 宇宙航空機（１０）は、噴射および能動
的熱制御合体システムを有する。燃料貯蔵タンク（２
０）はプレシュラント貯蔵タンク（１８）に結合する。
作業流体（５２）がプレシュラント貯蔵タンク（１８）
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（５２）は、膨張
され、次いで選択された冷却対象構成物（６４）に向け
て送出させる。冷却対象構成物（６４）付近を通過した
後、作業流体（５２）は圧縮され、選択された加熱対象
構成物（８２）付近を通過する。コントローラ（３６）
は温度センサ（８８）を監視し、バルブ・アセンブリ
（６０，７８）を制御して、作業流体（５２）を送出す
る構成物（６４，８２）を決定する。
を図った宇宙航空機を提供する。 【解決手段】 宇宙航空機（１０）は、噴射および能動
的熱制御合体システムを有する。燃料貯蔵タンク（２
０）はプレシュラント貯蔵タンク（１８）に結合する。
作業流体（５２）がプレシュラント貯蔵タンク（１８）
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（５２）は、膨張
され、次いで選択された冷却対象構成物（６４）に向け
て送出させる。冷却対象構成物（６４）付近を通過した
後、作業流体（５２）は圧縮され、選択された加熱対象
構成物（８２）付近を通過する。コントローラ（３６）
は温度センサ（８８）を監視し、バルブ・アセンブリ
（６０，７８）を制御して、作業流体（５２）を送出す
る構成物（６４，８２）を決定する。
Description
【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・プレシュラント(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。
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・プレシュラント(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。
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(deployable 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。
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(deployable 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。
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。
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。
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。
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。燃料貯蔵タンクはプレシュラント貯蔵タン
クに結合する。作業流体がプレシュラント貯蔵タンク内
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。
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。燃料貯蔵タンクはプレシュラント貯蔵タン
クに結合する。作業流体がプレシュラント貯蔵タンク内
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。
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。
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・プレシュラント(propulsion system pressur
ant)用貯蔵タンク１８および推進システム燃料(propuls
ion 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１
４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。
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・プレシュラント(propulsion system pressur
ant)用貯蔵タンク１８および推進システム燃料(propuls
ion 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１
４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。
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。
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，燃料プレシュラント(propellant pr
essurant) 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。
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，燃料プレシュラント(propellant pr
essurant) 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２
０は、推進システム・プレシュラント貯蔵タンク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プ
レシュラント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。
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２
０は、推進システム・プレシュラント貯蔵タンク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プ
レシュラント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・プレシュラント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、プレシュラントは、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１
０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・プレシュラントは、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。
システム３２および熱導管システム３０は、推進システ
ム・プレシュラント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、プレシュラントは、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１
０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・プレシュラントは、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、プレシュラント即ち共通作業流
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 amplifie
r ）および固体電力増幅器（ＳＳＰＡ：solid state po
wer 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。
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 amplifie
r ）および固体電力増幅器（ＳＳＰＡ：solid state po
wer 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。
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。
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。
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。
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、燃料プレ
シュラント・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。
シュラント・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】燃料プレシュラント・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５
６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。
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５
６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６
８，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６
８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。
８，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６
８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プレシュラント・タ
ンク１８の入力口に結合する。
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プレシュラント・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。
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
からプレシュラント・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８
４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。
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
からプレシュラント・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８
４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２
４および電力増幅器２６が含まれる。加熱対象構成物８
２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。
４および電力増幅器２６が含まれる。加熱対象構成物８
２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５０，５４，６０，６２，６
８，７４，７８，８０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。
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５０，５４，６０，６２，６
８，７４，７８，８０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５
０，５４，６０，６２，６８，７４，７８，８０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。
０，５４，６０，６２，６８，７４，７８，８０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。
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５
６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３
０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。
６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３
０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。
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をプレシュラント蓄積／貯蔵タンク１８に返流さ
せる。
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をプレシュラント蓄積／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。
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、燃料プレシュラント
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、燃料プレシュラントの適切な供給を保証し、能
動的熱制御を使用しても、燃料プレシュラントを全く消
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、
適切なプレシュラントの供給が常に得られる状態となっ
ている。
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、燃料プレシュラントの適切な供給を保証し、能
動的熱制御を使用しても、燃料プレシュラントを全く消
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、
適切なプレシュラント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１
０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。
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１
０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。推進システムのプレシュラント
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。
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。推進システムのプレシュラント
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。
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。
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。
よび能動的熱制御合体システムを示すブロック図。
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
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ダニエル・デビッド・ミラー アメリカ合衆国コロラド州スペリア、ブリ ーン・レーン1819
Claims (5)
- 【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：第
１構成物（８２）；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）；および前記タンク，前記
ポンプ，前記第１構成物，前記第２構成物，および前記
スラスタに結合された導管システム（３０）であって、
前記流体を搬送し、該導管によって搬送される前記流体
が前記第１構成物および前記第２構成物間で熱を転移さ
せるように構成された導管システム；から成ることを特
徴とする宇宙航空機（１０）。 - 【請求項２】前記第１構成物（８２）は燃料バルブ（２
２）から構成され；前記第２構成物（６４）はバッテリ
（２４）から構成され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：複
数の構成物（６４，８２）；加圧流体（５２）を収容す
る貯蔵タンク（１８）；燃料流体を収容する貯蔵タンク
（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，前記ポンプ，前記複数の調整バルブ
・アセンブリ，前記膨張バルブ，ならびに前記複数の構
成物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）は前記加圧流体を搬送し、該加圧流
体が、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、前記複数の構成
物間で熱を転移させ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（１
０）。 - 【請求項４】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）；複数の構成物（６４，８２）；加
圧流体（５２）を収容する貯蔵タンク（１８）；燃料流
体を収容する貯蔵タンク（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，前記ポン
プ，前記複数の調整バルブ・アセンブリ，前記複数の構
成物および前記熱放射パネルに結合された導管システム
であって、前記コントローラは、前記導管によって搬送
される前記加圧流体が前記複数の構成物から前記熱放射
パネルに熱を転移させるように前記導管システムを構成
する、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５】前記複数の構成物（６４）は、バッテリ
（２４）および電力増幅器（２６）を含み；前記宇宙航
空機は、前記燃料流体貯蔵タンク（２０）に結合された
燃料バルブ（２２）を含み；前記燃料バルブ，バッテリ
および電力増幅器は前記導管システムに結合され、前記
バッテリおよび前記電力増幅器が発生する熱を前記燃料
バルブに移転させることを特徴とする請求項４記載の宇
宙航空機（１０）。
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN106828985A (zh) * | 2016-12-29 | 2017-06-13 | 重庆大学 | 一种燃料汽化吸热运载火箭冷却系统 |
Families Citing this family (43)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE19810638C1 (de) * | 1998-03-12 | 1999-06-17 | Daimlerchrysler Aerospace Ag | Treibstofftank |
| US6073888A (en) * | 1998-12-02 | 2000-06-13 | Loral Space & Communications, Ltd. | Sequenced heat rejection for body stabilized geosynchronous satellites |
| RU2193993C2 (ru) * | 2000-04-21 | 2002-12-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. акад. М.Ф.Решетнева" | Способ обеспечения теплового режима ретранслятора |
| US6481670B1 (en) * | 2000-10-20 | 2002-11-19 | Bigelow Aerospace Division, Llc | Apparatus for spacecraft thermal management |
| RU2191147C2 (ru) * | 2000-10-30 | 2002-10-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П.Королева" | Способ заправки гидравлических систем терморегулирования космических обитаемых аппаратов |
| US6478258B1 (en) * | 2000-11-21 | 2002-11-12 | Space Systems/Loral, Inc. | Spacecraft multiple loop heat pipe thermal system for internal equipment panel applications |
| RU2196711C2 (ru) * | 2001-01-22 | 2003-01-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П.Королева" | Способ заправки теплоносителем гидравлических систем терморегулирования космических аппаратов |
| US6854510B2 (en) * | 2001-04-24 | 2005-02-15 | Space Systems/Loral, Inc. | Spacecraft radiator system and method using cross-coupled deployable thermal radiators |
| US7281760B2 (en) * | 2001-06-23 | 2007-10-16 | Daimlerchrysler Ag | Method and device for adjusting a vehicle reclining seat |
| DE10130413A1 (de) | 2001-06-23 | 2003-01-02 | Daimler Chrysler Ag | Verfahren und Vorrichtung zur Einstellung eines Fahrzeugruhesitzes |
| FR2829746B1 (fr) * | 2001-09-18 | 2003-12-19 | Cit Alcatel | Dispositif de transfert de chaleur |
| DE10230349B4 (de) * | 2002-06-28 | 2008-08-21 | Technische Universität Dresden | Raumfahrzeug mit einer Einrichtung zur Wärmeregelung |
| FR2857331B1 (fr) * | 2003-07-11 | 2005-12-02 | Cit Alcatel | Dispositif de dissipation de chaleur a double conduction, pour un engin spatial |
| US7191984B2 (en) * | 2004-06-14 | 2007-03-20 | Aeroastro, Inc. | Thermal design for spacecraft modules |
| FR2876753B1 (fr) * | 2004-10-15 | 2007-01-26 | Eads Space Transp Sa Sa | Propulseur electrothermique |
| RU2297372C2 (ru) * | 2005-04-18 | 2007-04-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ заправки теплоносителем гидравлических систем терморегулирования космических аппаратов, снабженных гидропневматическим компенсатором объемного расширения рабочего тела |
| RU2525355C2 (ru) * | 2012-10-04 | 2014-08-10 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" | Способ компоновки космического аппарата |
| US10457425B2 (en) * | 2012-10-18 | 2019-10-29 | The Boeing Company | Spacecraft with anti nadir battery radiator |
| CN103213693B (zh) * | 2013-01-25 | 2016-03-16 | 北京空间飞行器总体设计部 | 基于绝对含湿量控湿的温湿度独立控制方法 |
| CN103231811B (zh) * | 2013-03-28 | 2015-05-06 | 上海卫星工程研究所 | 直接利用太阳光的航天器热控系统 |
| CN103488167B (zh) * | 2013-09-26 | 2015-12-23 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种遥感卫星控温仪整星测试方法 |
| US9376222B2 (en) | 2014-11-11 | 2016-06-28 | NovaWurks, Inc. | Method of cooling satlet electronics |
| FR3030457B1 (fr) * | 2014-12-17 | 2018-06-01 | Airbus Defence And Space Sas | Engin spatial |
| FR3030458B1 (fr) * | 2014-12-18 | 2017-01-27 | Airbus Defence & Space Sas | Engin spatial |
| US10583940B2 (en) | 2015-03-03 | 2020-03-10 | York Space Systems LLC | Pressurized payload compartment and mission agnostic space vehicle including the same |
| EP3259189B1 (fr) * | 2015-06-02 | 2018-07-18 | Airbus Defence and Space SAS | Satellite artificiel |
| CN105021311B (zh) * | 2015-06-11 | 2017-08-25 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种在轨卫星推力器温度异常实时诊断方法 |
| US9939203B2 (en) | 2015-06-15 | 2018-04-10 | Hamilton Sundstrand Corporation | Variable heat rejection using heat pipe heat exchanger |
| FR3052443B1 (fr) * | 2016-06-10 | 2018-07-06 | Airbus Defence And Space Sas | Engin spatial |
| CN106394934B (zh) * | 2016-10-22 | 2018-09-28 | 哈工大机器人集团（广州）知识产权投资控股有限公司哈尔滨分公司 | 一种用在月球表面安放测温模块的机器人 |
| US10538346B2 (en) * | 2017-03-27 | 2020-01-21 | Space Systems/Loral, Llc | Electric thruster waste heat recovery during satellite orbit transfer |
| CN107856886B (zh) * | 2017-11-16 | 2024-04-26 | 北京千乘探索科技有限公司 | 一种卫星舱外冷气推进模块的热控装置 |
| CN108826018B (zh) * | 2018-07-19 | 2024-03-26 | 北京航天动力研究所 | 一种基于液化气的微小型增压系统及增压方法 |
| US11661215B2 (en) * | 2019-07-22 | 2023-05-30 | NovaWurks, Inc. | Method of providing thermal balance of satlet electronics |
| EP4230532B1 (en) | 2020-10-16 | 2025-09-10 | Comando de Operações Aeroespaciais - Comae | Method for controlling mixing ratio by thermal action in the propellant tanks of space systems |
| US20240059430A1 (en) | 2020-11-05 | 2024-02-22 | Katalyst Space Technologies, Llc | Attachment systems for augmenting satellites |
| CN113335568B (zh) * | 2021-08-02 | 2021-11-02 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种热控系统的控制方法、装置及热控系统 |
| US20230151759A1 (en) * | 2021-11-16 | 2023-05-18 | Earth Observant Inc. | Satellite having actively cooled electric thruster |
| US11898519B1 (en) | 2022-01-28 | 2024-02-13 | Lockheed Martin Corporation | Heating system for a spacecraft |
| CN115367151B (zh) * | 2022-10-20 | 2023-03-21 | 哈尔滨工大卫星技术有限公司 | 一种用于航天器的主动热控装置及方法 |
| US12565338B1 (en) * | 2023-03-01 | 2026-03-03 | United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Bidirectional regulating heat pipe network |
| CN116513497B (zh) * | 2023-04-28 | 2025-10-03 | 航天东方红卫星有限公司 | 一种微纳卫星体装翼主动式散热控制装置 |
| US20250376273A1 (en) * | 2024-06-11 | 2025-12-11 | Su Warren Wei Szu | System and Method for Reconfigurable Thermal Control in Spacecraft |
Family Cites Families (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0243398B1 (en) * | 1985-10-01 | 1990-03-07 | Hughes Aircraft Company | A method for controlling the utilization of fluid bipropellant in a spacecraft rocket engine |
| US5005787A (en) * | 1989-07-11 | 1991-04-09 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Method and apparatus for bio-regenerative life support system |
| US5305973A (en) * | 1989-12-07 | 1994-04-26 | Rockwell International Corporation | Temperature normalized structure |
| US5419156A (en) * | 1990-06-04 | 1995-05-30 | Aerojet-General Corporation | Regenerative sorption compressor assembly |
| US5135184A (en) * | 1990-08-22 | 1992-08-04 | The Johns Hopkins University | Propellant utilization system |
| US5267605A (en) * | 1990-09-06 | 1993-12-07 | Doty Scientific, Inc. | Microtube array space radiator |
| US5251852A (en) * | 1991-09-06 | 1993-10-12 | General Electric Company | Thermal fuel transfer and tank isolation to reduce unusable fuel |
| US5236152A (en) * | 1992-01-30 | 1993-08-17 | Rockwell International Corporation | Cooling/fuel system for hypersonic flight |
| US5257757A (en) * | 1992-06-11 | 1993-11-02 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Advanced hypersonic nosecap |
| JPH07315299A (ja) * | 1994-05-27 | 1995-12-05 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | 宇宙往還機のリソース供給装置 |
-
1997
- 1997-04-28 US US08/842,106 patent/US5954298A/en not_active Expired - Lifetime
-
1998
- 1998-02-16 CA CA002229716A patent/CA2229716A1/en not_active Abandoned
- 1998-03-13 IT IT98RM000164A patent/IT1299381B1/it active IP Right Grant
- 1998-04-06 JP JP11020098A patent/JP4080058B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 1998-04-09 DE DE19815941A patent/DE19815941A1/de not_active Withdrawn
- 1998-04-15 GB GB9808043A patent/GB2327928B/en not_active Expired - Fee Related
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- 1998-04-27 FR FR9805230A patent/FR2767114B1/fr not_active Expired - Fee Related
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN106828985A (zh) * | 2016-12-29 | 2017-06-13 | 重庆大学 | 一种燃料汽化吸热运载火箭冷却系统 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2767114B1 (fr) | 2001-06-08 |
| CA2229716A1 (en) | 1998-10-28 |
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| GB2327928B (en) | 2001-08-22 |
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| US5954298A (en) | 1999-09-21 |
| DE19815941A1 (de) | 1998-12-17 |
| GB9808043D0 (en) | 1998-06-17 |
| CN1198390A (zh) | 1998-11-11 |
| GB2327928A (en) | 1999-02-10 |
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