JPH1191699A - 宇宙船全表面を利用した高電力宇宙船 - Google Patents
宇宙船全表面を利用した高電力宇宙船Info
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- JPH1191699A JPH1191699A JP10202333A JP20233398A JPH1191699A JP H1191699 A JPH1191699 A JP H1191699A JP 10202333 A JP10202333 A JP 10202333A JP 20233398 A JP20233398 A JP 20233398A JP H1191699 A JPH1191699 A JP H1191699A
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- F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
- F28D—HEAT-EXCHANGE APPARATUS, NOT PROVIDED FOR IN ANOTHER SUBCLASS, IN WHICH THE HEAT-EXCHANGE MEDIA DO NOT COME INTO DIRECT CONTACT
- F28D15/00—Heat-exchange apparatus with the intermediate heat-transfer medium in closed tubes passing into or through the conduit walls ; Heat-exchange apparatus employing intermediate heat-transfer medium or bodies
- F28D15/02—Heat-exchange apparatus with the intermediate heat-transfer medium in closed tubes passing into or through the conduit walls ; Heat-exchange apparatus employing intermediate heat-transfer medium or bodies in which the medium condenses and evaporates, e.g. heat pipes
- F28D15/0266—Heat-exchange apparatus with the intermediate heat-transfer medium in closed tubes passing into or through the conduit walls ; Heat-exchange apparatus employing intermediate heat-transfer medium or bodies in which the medium condenses and evaporates, e.g. heat pipes with separate evaporating and condensing chambers connected by at least one conduit; Loop-type heat pipes; with multiple or common evaporating or condensing chambers
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/46—Arrangements or adaptations of devices for control of environment or living conditions
- B64G1/50—Arrangements or adaptations of devices for control of environment or living conditions for temperature control
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
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- B64G1/58—Thermal protection, e.g. heat shields
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- Physics & Mathematics (AREA)
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Abstract
(57)【要約】 （修正有）
【課題】宇宙船の熱消散能力、宇宙船の機器能力を増加
させ、及び従来技術の問題を回避するための手段を提供
する。機器を取付け、かつ高い効率で熱消散する東パネ
ル及び西パネルを利用する手段を提供する。また、地上
で容易に試験可能な手段を提供し、更に、宇宙船の電子
機器に相応しい環境を提供して、東パネル及び西パネル
上の日周の温度変動を最小限にする。 【解決手段】太陽に露出するパネルの１つから熱を吸収
し、他方に循環し、東向きパネル及び西向きパネルの温
度を緩和するための熱交換流体を含む少なくとも１つの
連続的な循環システムを東向きパネル及び西向きパネル
に設けている。これは、東パネル及び西のパネルの内部
の表面上でマウントされた電力供給装置の熱損害を防
ぐ。従って、機器にとって安全なマウント領域として利
用できるエリアを実質的に増加させることができる。
させ、及び従来技術の問題を回避するための手段を提供
する。機器を取付け、かつ高い効率で熱消散する東パネ
ル及び西パネルを利用する手段を提供する。また、地上
で容易に試験可能な手段を提供し、更に、宇宙船の電子
機器に相応しい環境を提供して、東パネル及び西パネル
上の日周の温度変動を最小限にする。 【解決手段】太陽に露出するパネルの１つから熱を吸収
し、他方に循環し、東向きパネル及び西向きパネルの温
度を緩和するための熱交換流体を含む少なくとも１つの
連続的な循環システムを東向きパネル及び西向きパネル
に設けている。これは、東パネル及び西のパネルの内部
の表面上でマウントされた電力供給装置の熱損害を防
ぐ。従って、機器にとって安全なマウント領域として利
用できるエリアを実質的に増加させることができる。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、宇宙船に非常に高
い熱量消散能力を提供するための手段に関し、特に、熱
伝達装置及び特定の機器の高温動作を用いて宇宙船の全
表面を利用した熱消散及び付加装置の取付けによる宇宙
船の熱管理システムに関する。
い熱量消散能力を提供するための手段に関し、特に、熱
伝達装置及び特定の機器の高温動作を用いて宇宙船の全
表面を利用した熱消散及び付加装置の取付けによる宇宙
船の熱管理システムに関する。
【０００２】
【従来の技術】今日、通信及び科学ペイロードの増加に
よって、宇宙船、特に衛星の市場需要が高まっている。
そのような宇宙船の運用においては高電力ペイロードの
要求、従って、熱エネルギをより多く消散させる能力の
要求が高まっている。宇宙船に十分な熱の消散能力を提
供し、機器の動作温度を維持することは宇宙船設計の基
本的な課題である。
よって、宇宙船、特に衛星の市場需要が高まっている。
そのような宇宙船の運用においては高電力ペイロードの
要求、従って、熱エネルギをより多く消散させる能力の
要求が高まっている。宇宙船に十分な熱の消散能力を提
供し、機器の動作温度を維持することは宇宙船設計の基
本的な課題である。
【０００３】宇宙船からの余分な熱量の消散は、問題の
一意的な組合せを表している。すなわち、すべての宇宙
船の主要な余剰熱量消散手段は外宇宙に露出されたパネ
ルによる宇宙への放射である。これらのパネルは特に放
射能力を最大限にするように設計されたコーティングあ
るいは塗布された表面により増強される。パネルは太陽
エネルギに曝されるので、コーティングあるいは塗布さ
れた表面は、太陽エネルギの吸収を最小限にするように
設計されている。更に、パネルの熱の消散能力はパネル
の動作温度の関数であり、温度が高いほど消散能力も大
きい。しかしながら、最大温度はマウントされた機器、
主にラジエータ・パネルによって冷却されているエレク
トロニクスの最大動作温度で制限されている。従って、
システムの最大熱消散能力は、消散パネルの面積、パネ
ルの動作温度、及び宇宙に露出されたパネル表面の品質
によって制限されている。
一意的な組合せを表している。すなわち、すべての宇宙
船の主要な余剰熱量消散手段は外宇宙に露出されたパネ
ルによる宇宙への放射である。これらのパネルは特に放
射能力を最大限にするように設計されたコーティングあ
るいは塗布された表面により増強される。パネルは太陽
エネルギに曝されるので、コーティングあるいは塗布さ
れた表面は、太陽エネルギの吸収を最小限にするように
設計されている。更に、パネルの熱の消散能力はパネル
の動作温度の関数であり、温度が高いほど消散能力も大
きい。しかしながら、最大温度はマウントされた機器、
主にラジエータ・パネルによって冷却されているエレク
トロニクスの最大動作温度で制限されている。従って、
システムの最大熱消散能力は、消散パネルの面積、パネ
ルの動作温度、及び宇宙に露出されたパネル表面の品質
によって制限されている。
【０００４】実質的にパネル面積を増加させることは、
一般に宇宙船の熱の消散レートを増加させる利用可能な
選択肢ではない。これはパネル面積が、宇宙船打ち上げ
ロケット内の固定された利用可能な体積によって制限さ
れているからである。より大きな打ち上げロケットを再
設計し建造することは高価であり、また、より大きな打
ち上げロケットが利用可能であっても、そのような打ち
上げロケットを介して宇宙に宇宙船を配置するための単
位質量当たりの費用が莫大であることは、より大きな宇
宙船を建造するという考えを思いとどまらせる。しかし
ながら、デイビス（Davis）による米国特許第５，１１
７，９０１号は、宇宙船が軌道上に置かれた後、ラジエ
ータ・パネルを展開して放射エリアを増加させ、利用可
能な熱ラジエータ面積を増加させる方法を開示してい
る。更に、デイビスは、宇宙船にマウントされた機器か
ら展開したラジエータ・パネルに熱エネルギを転送する
方法について述べている。しかし、この設計では、柔軟
なジョイントを用いた拡張機構に熱ポンピングシステム
を備えるという複雑さに対処しなければならない。それ
に加えて、展開可能なラジエータ・パネルは利用可能な
打ち上げロケット体積を使い果たし、また、展開したと
きに宇宙船のアンテナやセンサの適切な動作の障害とな
るかもしれない。
一般に宇宙船の熱の消散レートを増加させる利用可能な
選択肢ではない。これはパネル面積が、宇宙船打ち上げ
ロケット内の固定された利用可能な体積によって制限さ
れているからである。より大きな打ち上げロケットを再
設計し建造することは高価であり、また、より大きな打
ち上げロケットが利用可能であっても、そのような打ち
上げロケットを介して宇宙に宇宙船を配置するための単
位質量当たりの費用が莫大であることは、より大きな宇
宙船を建造するという考えを思いとどまらせる。しかし
ながら、デイビス（Davis）による米国特許第５，１１
７，９０１号は、宇宙船が軌道上に置かれた後、ラジエ
ータ・パネルを展開して放射エリアを増加させ、利用可
能な熱ラジエータ面積を増加させる方法を開示してい
る。更に、デイビスは、宇宙船にマウントされた機器か
ら展開したラジエータ・パネルに熱エネルギを転送する
方法について述べている。しかし、この設計では、柔軟
なジョイントを用いた拡張機構に熱ポンピングシステム
を備えるという複雑さに対処しなければならない。それ
に加えて、展開可能なラジエータ・パネルは利用可能な
打ち上げロケット体積を使い果たし、また、展開したと
きに宇宙船のアンテナやセンサの適切な動作の障害とな
るかもしれない。
【０００５】ラジエータパネルに用いられる材料の熱特
性を実質的に増加させる方法が知られていないので、パ
ネルの動作温度、その他の制限が解決されなければなら
ない。宇宙船のパネルは、その使命にわたり極度の温度
変動を受ける。温度変動は、太陽に対する宇宙船の向き
に依存する。地球の赤道軌道上の典型的な通信衛星は、
３軸方向で特定の姿勢を維持する制御系統を有する。宇
宙船は、地球の北極から南極へ通過する線に垂直な２つ
の面（図１の側面２１及び２２、一般に北パネル及び南
パネルと呼ばれる）を備えた箱か長方形の形状を有して
いる。姿勢制御システムにより向きを維持されている他
の面は、１）常に地球を向いている、通常、地球パネル
と呼ばれる面、２）常に地球の反対を向いている反地球
パネル、３）その垂直方向が常に軌道速度方向に平行な
東パネル、及び、４）東パネルに反対方向の、その垂直
方向が軌道速度方向に反平行な西パネルを有している。
赤道軌道の性質のために、太陽エネルギは北及び南パネ
ル上で最小であり、他の４枚のパネルは各軌道周期の間
に一度太陽エネルギに曝される。
性を実質的に増加させる方法が知られていないので、パ
ネルの動作温度、その他の制限が解決されなければなら
ない。宇宙船のパネルは、その使命にわたり極度の温度
変動を受ける。温度変動は、太陽に対する宇宙船の向き
に依存する。地球の赤道軌道上の典型的な通信衛星は、
３軸方向で特定の姿勢を維持する制御系統を有する。宇
宙船は、地球の北極から南極へ通過する線に垂直な２つ
の面（図１の側面２１及び２２、一般に北パネル及び南
パネルと呼ばれる）を備えた箱か長方形の形状を有して
いる。姿勢制御システムにより向きを維持されている他
の面は、１）常に地球を向いている、通常、地球パネル
と呼ばれる面、２）常に地球の反対を向いている反地球
パネル、３）その垂直方向が常に軌道速度方向に平行な
東パネル、及び、４）東パネルに反対方向の、その垂直
方向が軌道速度方向に反平行な西パネルを有している。
赤道軌道の性質のために、太陽エネルギは北及び南パネ
ル上で最小であり、他の４枚のパネルは各軌道周期の間
に一度太陽エネルギに曝される。
【０００６】従来、より涼しい北及び南パネルだけが、
温度に敏感な機器が近くにマウントされたラジエータ面
として用いられていた。他のパネルは、直射日光とシェ
−ドに交互に露出され、一日の温度変化が極端なため回
避される。直接の太陽エネルギによって、宇宙船の電子
機器が通常要求する温度でのこれらのパネルの熱消散能
力は非常に低くなる。更に、これらのパネルにおける日
周の大きな温度変動は、その上に、あるいは近くにマウ
ントされた装置の寿命を低減するストレスを与える。
温度に敏感な機器が近くにマウントされたラジエータ面
として用いられていた。他のパネルは、直射日光とシェ
−ドに交互に露出され、一日の温度変化が極端なため回
避される。直接の太陽エネルギによって、宇宙船の電子
機器が通常要求する温度でのこれらのパネルの熱消散能
力は非常に低くなる。更に、これらのパネルにおける日
周の大きな温度変動は、その上に、あるいは近くにマウ
ントされた装置の寿命を低減するストレスを与える。
【０００７】しかしながら、より温和な北及び南パネル
の面積は限られており、また、現在の市場の通信需要を
満たすための付加装置を設けるのに十分な余地は無い。
残りのパネル、特に東及び西パネル上により多くの機器
を加えることは最も望ましいだろう。しかしながら、上
記したように、日周の温度変動のため、耐えられる範囲
を越えたストレスが機器に与えられるであろう。たとえ
北パネル及び南パネルと同じ温度に制御することができ
たとしても、宇宙船の表面はすべて、マウントされた装
置、主として電子機器によって生成された熱を十分放射
させるのには低すぎる温度である。
の面積は限られており、また、現在の市場の通信需要を
満たすための付加装置を設けるのに十分な余地は無い。
残りのパネル、特に東及び西パネル上により多くの機器
を加えることは最も望ましいだろう。しかしながら、上
記したように、日周の温度変動のため、耐えられる範囲
を越えたストレスが機器に与えられるであろう。たとえ
北パネル及び南パネルと同じ温度に制御することができ
たとしても、宇宙船の表面はすべて、マウントされた装
置、主として電子機器によって生成された熱を十分放射
させるのには低すぎる温度である。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】本発明はかかる点にお
いてなされたものであり、宇宙船の熱消散能力、宇宙船
の機器能力を増加させ、及び従来技術の問題を回避する
ための手段を提供することが本発明の主要な目的であ
る。機器を取付け、かつ高い効率で熱消散する東パネル
及び西パネルを利用する手段を提供することも本発明の
特定の目的である。また、地上で容易に試験可能な手段
を提供することも本発明の目的である。更に、宇宙船の
電子機器に相応しい環境を提供して、東パネル及び西パ
ネル上の日周の温度変動を最小限にすることも本発明の
目的である。
いてなされたものであり、宇宙船の熱消散能力、宇宙船
の機器能力を増加させ、及び従来技術の問題を回避する
ための手段を提供することが本発明の主要な目的であ
る。機器を取付け、かつ高い効率で熱消散する東パネル
及び西パネルを利用する手段を提供することも本発明の
特定の目的である。また、地上で容易に試験可能な手段
を提供することも本発明の目的である。更に、宇宙船の
電子機器に相応しい環境を提供して、東パネル及び西パ
ネル上の日周の温度変動を最小限にすることも本発明の
目的である。
【０００９】
【課題を解決するための手段】本発明は、地球などの惑
星の静止軌道に適用され、固定された姿勢又は向きを有
し、４つのパネル又は面が太陽への露出と日陰を日周的
に繰り返し受ける従来の長方形形状の衛星又は宇宙船に
関する。パネル、特に東パネル及び西パネルの温度変動
は、直射日光を受けているパネルから日陰になったパネ
ルに熱を転送する熱交換手段を有し、これにより、前者
を冷却すると共に後者を暖め、東パネル及び西パネルに
一層温度能力の高い機器を取付けることができる。従
来、宇宙船は直射日光を受けない北パネル及び南パネル
のみを利用してきたが、本発明は、熱交換手段を用いる
ことによってパネル温度の極値や日周の温度範囲を低減
しているので、衛星や宇宙船の機能に有用な電子装置を
マウントするのに適したパネル面積を実質的に増加させ
ることができる。
星の静止軌道に適用され、固定された姿勢又は向きを有
し、４つのパネル又は面が太陽への露出と日陰を日周的
に繰り返し受ける従来の長方形形状の衛星又は宇宙船に
関する。パネル、特に東パネル及び西パネルの温度変動
は、直射日光を受けているパネルから日陰になったパネ
ルに熱を転送する熱交換手段を有し、これにより、前者
を冷却すると共に後者を暖め、東パネル及び西パネルに
一層温度能力の高い機器を取付けることができる。従
来、宇宙船は直射日光を受けない北パネル及び南パネル
のみを利用してきたが、本発明は、熱交換手段を用いる
ことによってパネル温度の極値や日周の温度範囲を低減
しているので、衛星や宇宙船の機能に有用な電子装置を
マウントするのに適したパネル面積を実質的に増加させ
ることができる。
【００１０】
【発明の実施の形態】図１は、通常は地球である惑星２
０に関し、実質的に赤道静止軌道にある通常の衛星ある
いは宇宙船１８を示している。宇宙船１８は、図１に示
される宇宙船１８の姿勢又は向きを維持する一般の従来
技術における制御手段を有している。特に、宇宙船１８
は６つの主側面、すなわち、北パネル２１、南パネル２
２、地球パネル２４、反地球パネル２６、東パネル２８
及び西パネル３０、を備えた箱形構造からなる。（西パ
ネル３０及び反地球パネル２６は図２に示されてい
る。）宇宙船１８の中心を通り北パネル２１及び南パネ
ル２２の両方に垂直な南北の軸３６は、宇宙船の軌道の
至る所で地球の南北軸３８とほぼ平行に維持される。宇
宙船が地球を周回する間、地球パネル２４は継続して地
球２０を向いている。非常に離れた太陽４０が図１の地
球２０の右方に示されている。
０に関し、実質的に赤道静止軌道にある通常の衛星ある
いは宇宙船１８を示している。宇宙船１８は、図１に示
される宇宙船１８の姿勢又は向きを維持する一般の従来
技術における制御手段を有している。特に、宇宙船１８
は６つの主側面、すなわち、北パネル２１、南パネル２
２、地球パネル２４、反地球パネル２６、東パネル２８
及び西パネル３０、を備えた箱形構造からなる。（西パ
ネル３０及び反地球パネル２６は図２に示されてい
る。）宇宙船１８の中心を通り北パネル２１及び南パネ
ル２２の両方に垂直な南北の軸３６は、宇宙船の軌道の
至る所で地球の南北軸３８とほぼ平行に維持される。宇
宙船が地球を周回する間、地球パネル２４は継続して地
球２０を向いている。非常に離れた太陽４０が図１の地
球２０の右方に示されている。
【００１１】図１に示される宇宙船１８に関する他の従
来の一般的特徴は、北パネル２１及び南パネル２２上の
太陽電池パネル３２、及び地球パネル２４上の通信アン
テナ３４である。宇宙船により異なる太陽電池パネル３
２の特性及びアンテナのタイプや数、及びそれらの詳細
は本発明の適用にとって重要ではない。実際、本発明
は、科学衛星、気象衛星及び低高度地球周回衛星を含む
非静止宇宙船等の他のタイプの宇宙船に適用可能であ
る。
来の一般的特徴は、北パネル２１及び南パネル２２上の
太陽電池パネル３２、及び地球パネル２４上の通信アン
テナ３４である。宇宙船により異なる太陽電池パネル３
２の特性及びアンテナのタイプや数、及びそれらの詳細
は本発明の適用にとって重要ではない。実際、本発明
は、科学衛星、気象衛星及び低高度地球周回衛星を含む
非静止宇宙船等の他のタイプの宇宙船に適用可能であ
る。
【００１２】図２は、地球２０に向いた、図１に示され
る地球周回宇宙船１８及び南北地球軸３８の北側から見
た地球パネル２１を示している。図２は、地球２０に関
する軌道２５に沿った宇宙船１８の４つの軌道位置Ａ、
Ｂ、Ｃ、Ｄを示している。軌道位置Ａでは、地球パネル
２４は太陽エネルギを直接受けるが、他のパネルは直接
受けない。同様に、位置Ｂでは東パネル２８が最も太陽
４０に直接面し、位置Ｃでは反地球パネル２６が最も太
陽４０に直接面し、位置Ｄでは西パネル３０が最も太陽
４０に直接面する。２４時間の１サイクルで、宇宙船１
８は軌道位置Ａ、Ｂ、Ｃ、Ｄをそれぞれ通過して移動す
る。各パネル２４、２６、２８及び３０は各サイクル中
に日周の極度の温度変動を受ける。しかしながら、軌道
に沿った宇宙船１８の位置にかかわらず、北パネル２１
及び南パネル２２はほぼ一定でかつ最小の太陽エネルギ
を受け、もしあったとしても限られた量の日周の温度変
動を受ける。従って従来技術の宇宙船では、北パネル２
１及び南パネル２２のそれほど極端でない環境において
冷却器に電子機器をマウントするという制限があった。
る地球周回宇宙船１８及び南北地球軸３８の北側から見
た地球パネル２１を示している。図２は、地球２０に関
する軌道２５に沿った宇宙船１８の４つの軌道位置Ａ、
Ｂ、Ｃ、Ｄを示している。軌道位置Ａでは、地球パネル
２４は太陽エネルギを直接受けるが、他のパネルは直接
受けない。同様に、位置Ｂでは東パネル２８が最も太陽
４０に直接面し、位置Ｃでは反地球パネル２６が最も太
陽４０に直接面し、位置Ｄでは西パネル３０が最も太陽
４０に直接面する。２４時間の１サイクルで、宇宙船１
８は軌道位置Ａ、Ｂ、Ｃ、Ｄをそれぞれ通過して移動す
る。各パネル２４、２６、２８及び３０は各サイクル中
に日周の極度の温度変動を受ける。しかしながら、軌道
に沿った宇宙船１８の位置にかかわらず、北パネル２１
及び南パネル２２はほぼ一定でかつ最小の太陽エネルギ
を受け、もしあったとしても限られた量の日周の温度変
動を受ける。従って従来技術の宇宙船では、北パネル２
１及び南パネル２２のそれほど極端でない環境において
冷却器に電子機器をマウントするという制限があった。
【００１３】図３は、１日のサイクルの間における従来
の宇宙船の西パネル３０の温度を理想化したプロットを
示している。宇宙船が、軌道位置Ａ、Ｂ及びＣにある
間、西パネル３０は太陽エネルギを受けず、従って最小
の温度に達する。しかしながら、軌道位置ＣからＤを通
ってＡに行く間、西パネル３０は太陽エネルギに曝さ
れ、従ってその温度は上昇し、西パネル３０が太陽光を
直接受ける位置Ｄにおいてピークに達する。位置Ｄの最
大温度と位置Ａ及び位置Ｃの間での最小温度との差が日
周の温度変動（図３に示される例では４９．４℃）であ
る。東パネル２８も同様な日周温度変動を受けるが、軌
道位置Ｂにおいてピーク温度に達し、軌道位置ＣからＤ
を通ってＡに行く間で最小となる。
の宇宙船の西パネル３０の温度を理想化したプロットを
示している。宇宙船が、軌道位置Ａ、Ｂ及びＣにある
間、西パネル３０は太陽エネルギを受けず、従って最小
の温度に達する。しかしながら、軌道位置ＣからＤを通
ってＡに行く間、西パネル３０は太陽エネルギに曝さ
れ、従ってその温度は上昇し、西パネル３０が太陽光を
直接受ける位置Ｄにおいてピークに達する。位置Ｄの最
大温度と位置Ａ及び位置Ｃの間での最小温度との差が日
周の温度変動（図３に示される例では４９．４℃）であ
る。東パネル２８も同様な日周温度変動を受けるが、軌
道位置Ｂにおいてピーク温度に達し、軌道位置ＣからＤ
を通ってＡに行く間で最小となる。
【００１４】本発明は、特に東パネル２８及び西パネル
３０上での、日周の温度変動を低減する手段を提供す
る。その結果、パネル２８及び３０を利用して、電子機
器を更にマウントし、発生する熱を放射させることがで
き、より高性能な宇宙船を実現できる。特に、本発明
は、東パネル２８及び西パネル３０上で高温で動作する
電子機器をマウントでき、より低い温度で動作する機器
をマウントするために北パネル及び南パネルを残してお
くことができ、東パネル２８及び西パネル３０の間の熱
を交換又は転送する熱転送手段を有している。例えば、
東パネル２８が軌道位置Ｂにおいて直射日光を受ける場
合、熱伝達手段は吸収された太陽エネルギの内のいくら
かを吸収し、日陰になって冷たい西パネル３０に転送す
る。これは、パネル３０が日陰になる、又は最低温度に
達する軌道位置においてパネル３０を暖めるため、日周
の温度変動を減少させる。図５は、本発明の好ましい実
施例による完全な熱転送手段を有する場合の西パネル３
０の温度プロファイルをプロットした図である。
３０上での、日周の温度変動を低減する手段を提供す
る。その結果、パネル２８及び３０を利用して、電子機
器を更にマウントし、発生する熱を放射させることがで
き、より高性能な宇宙船を実現できる。特に、本発明
は、東パネル２８及び西パネル３０上で高温で動作する
電子機器をマウントでき、より低い温度で動作する機器
をマウントするために北パネル及び南パネルを残してお
くことができ、東パネル２８及び西パネル３０の間の熱
を交換又は転送する熱転送手段を有している。例えば、
東パネル２８が軌道位置Ｂにおいて直射日光を受ける場
合、熱伝達手段は吸収された太陽エネルギの内のいくら
かを吸収し、日陰になって冷たい西パネル３０に転送す
る。これは、パネル３０が日陰になる、又は最低温度に
達する軌道位置においてパネル３０を暖めるため、日周
の温度変動を減少させる。図５は、本発明の好ましい実
施例による完全な熱転送手段を有する場合の西パネル３
０の温度プロファイルをプロットした図である。
【００１５】東パネル２８及び西パネル３０に熱転送手
段を組込むことによって、同時に両パネルは有効に熱量
を放射することができる。加えて、これらのパネルは北
パネル２１及び南パネル２２より高温であり、熱量の放
射能力は温度の４乗に比例するので後者より相対的によ
いラジエータである。通常、この宇宙船１８の北パネル
２１及び南パネル２２は、直接には太陽エネルギを受け
ず、従来技術の宇宙船の同様な温度、通常は約５５℃、
又はそれ以下に維持される。高温で特に迅速に性能が低
下する電子機器装置、特にある種の通信装置及びデータ
を取扱う電子機器は、これら北パネル２１及び南パネル
２２の内壁面にマウントされ、適切に機能するための涼
しく安定した環境を提供される。従来の宇宙船のよう
に、各パネル２１及び２２の外壁面は適切なラジエータ
材料、好ましくは太陽光リフレクタ（optical solar re
flector：ＯＳＲ）パネル（第２表面鏡として知られて
いる）で作られている。本発明によれば、高温で性能劣
化なしに動作可能な機器は、東パネル２８及び西パネル
３０の内壁面にマウントされ、これらのパネルが通常の
高温、例えば８５℃に達することが許容される。高温で
動作するパネル２８及び３０はラジエータとして作られ
、すなわち、所定の表面は熱を放射し太陽光を反射す
るように設計される。これは、各パネルの外壁にＯＳＲ
層、あるいは従来技術において既知の他の放射材料を貼
り付けることよって容易に実現される。従来技術の宇宙
船においては、東パネル及び西パネルは一般に熱エネル
ギを放射しないことを言及しておく。従来技術の東パネ
ル及び西パネルは熱ブランケットで通常覆われており、
太陽光は反射するが熱の消散はしない。従って、熱の消
散手段を東パネル２８及び西パネル３０を設けることに
よって、宇宙船の全体の熱エネルギの放射能力が大きく
改善される。加えて、東パネル２８及び西パネル３０は
北パネル２１及び南パネル２２よりも著しい高温になる
ので、東パネル及び西パネルのエネルギ放射レートは非
常に高められている。
段を組込むことによって、同時に両パネルは有効に熱量
を放射することができる。加えて、これらのパネルは北
パネル２１及び南パネル２２より高温であり、熱量の放
射能力は温度の４乗に比例するので後者より相対的によ
いラジエータである。通常、この宇宙船１８の北パネル
２１及び南パネル２２は、直接には太陽エネルギを受け
ず、従来技術の宇宙船の同様な温度、通常は約５５℃、
又はそれ以下に維持される。高温で特に迅速に性能が低
下する電子機器装置、特にある種の通信装置及びデータ
を取扱う電子機器は、これら北パネル２１及び南パネル
２２の内壁面にマウントされ、適切に機能するための涼
しく安定した環境を提供される。従来の宇宙船のよう
に、各パネル２１及び２２の外壁面は適切なラジエータ
材料、好ましくは太陽光リフレクタ（optical solar re
flector：ＯＳＲ）パネル（第２表面鏡として知られて
いる）で作られている。本発明によれば、高温で性能劣
化なしに動作可能な機器は、東パネル２８及び西パネル
３０の内壁面にマウントされ、これらのパネルが通常の
高温、例えば８５℃に達することが許容される。高温で
動作するパネル２８及び３０はラジエータとして作られ
、すなわち、所定の表面は熱を放射し太陽光を反射す
るように設計される。これは、各パネルの外壁にＯＳＲ
層、あるいは従来技術において既知の他の放射材料を貼
り付けることよって容易に実現される。従来技術の宇宙
船においては、東パネル及び西パネルは一般に熱エネル
ギを放射しないことを言及しておく。従来技術の東パネ
ル及び西パネルは熱ブランケットで通常覆われており、
太陽光は反射するが熱の消散はしない。従って、熱の消
散手段を東パネル２８及び西パネル３０を設けることに
よって、宇宙船の全体の熱エネルギの放射能力が大きく
改善される。加えて、東パネル２８及び西パネル３０は
北パネル２１及び南パネル２２よりも著しい高温になる
ので、東パネル及び西パネルのエネルギ放射レートは非
常に高められている。
【００１６】高温で安全に、しかも確実に動作する機器
としては、これらに限らないが、以下のハードウェア、
すなわち進行波管、無線周波数（ＲＦ）スイッチ、出力
マルチプレクサ、ＲＦ導波管、ＲＦ電力コンバイナ及び
負荷、また同様な耐熱の高温動作機器あるいは装置があ
る。従来技術の宇宙船では、そのような高温動作機器
は、北パネル及び南パネルに一般にマウントされ、同じ
パネル上にマウントされたより温度に敏感な他の機器合
わせた低温で動作していた。本発明により高温動作機器
を分離することは特に有利な区分である。すなわち、高
温機器を直接に相互接続し、全て同じ高温パネル２８又
は３０にマウントしテストすることができるようになっ
ている。
としては、これらに限らないが、以下のハードウェア、
すなわち進行波管、無線周波数（ＲＦ）スイッチ、出力
マルチプレクサ、ＲＦ導波管、ＲＦ電力コンバイナ及び
負荷、また同様な耐熱の高温動作機器あるいは装置があ
る。従来技術の宇宙船では、そのような高温動作機器
は、北パネル及び南パネルに一般にマウントされ、同じ
パネル上にマウントされたより温度に敏感な他の機器合
わせた低温で動作していた。本発明により高温動作機器
を分離することは特に有利な区分である。すなわち、高
温機器を直接に相互接続し、全て同じ高温パネル２８又
は３０にマウントしテストすることができるようになっ
ている。
【００１７】上記の高温動作機器のリストは、通信衛星
用に特有の装置であることを強調しておく。他への適
用、例えば、科学、天気等の宇宙船応用については、熟
練した当業者であれば、容易に耐温度装置とそれ以外の
ものとを区別することができる。図６は、東パネル２８
から地球パネル２４に沿って西パネル３０、反地球パネ
ル２６、及び東パネル２８へと戻るように熱転送流体を
循環させるヒートパイプ４０の連続的な４つのループを
有する熱転送手段を備えた宇宙船１８の主要な部分を示
している。従来技術において知られているキャピラリ・
ポンプループ等の他の熱転送手段も適当である。例え
ば、好ましくは水で満たされた銅のパイプあるいはトル
エン又はアンモニアで満たされたアルミニウム・パイプ
のヒートパイプループ４０は、熱交換流体で熱い表面の
熱を吸収し、冷たい表面に循環させて熱を導き、両表面
の温度差を低減する従来よく知られたシステムである。
図６の各ヒートパイプ循環ループ４０は、東パネル２８
の内壁と外壁の間、あるいはその内部にマウントされた
ヒートパイプ・セクション４０ａ、及び、西パネル３０
の内壁と外壁の間、あるいはその内部にマウントされた
ヒートパイプ・セクション４０ｃを有する。セクション
４０ａ及びセクション４０ｃを接続する横断ヒートパイ
プ・セクション４０ｂが地球パネル２４に沿って走り、
セクション４０ｃ及びセクション４０ａの他の一端を接
続し循環ループを完結する横断ヒートパイプ・セクショ
ン４０ｄが反地球パネル２６に沿って走っている。ヒー
トパイプ循環ループ４０の合計数及びそれらの容量、位
置は特定の宇宙船の熱消散要件に依存し、当業者によれ
ば、通常の熱計算を用いることによって容易に確定する
ことができる。
用に特有の装置であることを強調しておく。他への適
用、例えば、科学、天気等の宇宙船応用については、熟
練した当業者であれば、容易に耐温度装置とそれ以外の
ものとを区別することができる。図６は、東パネル２８
から地球パネル２４に沿って西パネル３０、反地球パネ
ル２６、及び東パネル２８へと戻るように熱転送流体を
循環させるヒートパイプ４０の連続的な４つのループを
有する熱転送手段を備えた宇宙船１８の主要な部分を示
している。従来技術において知られているキャピラリ・
ポンプループ等の他の熱転送手段も適当である。例え
ば、好ましくは水で満たされた銅のパイプあるいはトル
エン又はアンモニアで満たされたアルミニウム・パイプ
のヒートパイプループ４０は、熱交換流体で熱い表面の
熱を吸収し、冷たい表面に循環させて熱を導き、両表面
の温度差を低減する従来よく知られたシステムである。
図６の各ヒートパイプ循環ループ４０は、東パネル２８
の内壁と外壁の間、あるいはその内部にマウントされた
ヒートパイプ・セクション４０ａ、及び、西パネル３０
の内壁と外壁の間、あるいはその内部にマウントされた
ヒートパイプ・セクション４０ｃを有する。セクション
４０ａ及びセクション４０ｃを接続する横断ヒートパイ
プ・セクション４０ｂが地球パネル２４に沿って走り、
セクション４０ｃ及びセクション４０ａの他の一端を接
続し循環ループを完結する横断ヒートパイプ・セクショ
ン４０ｄが反地球パネル２６に沿って走っている。ヒー
トパイプ循環ループ４０の合計数及びそれらの容量、位
置は特定の宇宙船の熱消散要件に依存し、当業者によれ
ば、通常の熱計算を用いることによって容易に確定する
ことができる。
【００１８】図７は、内壁及び外壁、ならびにヒートパ
イプ・セクション４０ａを通して切断した東パネル２８
の断面図である（西パネル３０の断面も同様である）。
ヒートパイプ・セクション４０ａは、好ましくは薄いア
ルミフォイルで一般に作られている内部面及び外部面の
スキン（フェーススキン）、シートあるいはフォイル４
４及び４５の間で保持されている。好ましくは従来技術
においてよく知られているハニカム構造の熱伝導クロス
支柱あるいはリボン４６がフェーススキン４４及び４５
を保持している。高温動作装置４８は、東パネル２８の
内面の内部フェーススキン４４及びクロス支柱４６に取
付けられ、宇宙船１８の内部方向にマウントされてい
る。装置４８によって生成された熱は、第１に内部フェ
ーススキン４４を通して導かれ、その一部は吸収されヒ
ートパイプ・ループ４０を介して西パネル３０に再分配
される。残りの熱は、外部スキン４５を通してクロス支
柱４６に沿って導かれ、最も外側の従来の表面あるいは
ラジエータ・パネル４２を介して宇宙に放射される。好
ましくはＯＳＲで作られていたラジエータ・パネル４２
は、入射太陽光を反射する一方、赤外線又は熱放射の黒
体ラジエータのように作用する。東パネル２８の内部か
らの熱エネルギの内のいくらかはラジエータ・パネル４
２に吸収され、宇宙へ放射される。
イプ・セクション４０ａを通して切断した東パネル２８
の断面図である（西パネル３０の断面も同様である）。
ヒートパイプ・セクション４０ａは、好ましくは薄いア
ルミフォイルで一般に作られている内部面及び外部面の
スキン（フェーススキン）、シートあるいはフォイル４
４及び４５の間で保持されている。好ましくは従来技術
においてよく知られているハニカム構造の熱伝導クロス
支柱あるいはリボン４６がフェーススキン４４及び４５
を保持している。高温動作装置４８は、東パネル２８の
内面の内部フェーススキン４４及びクロス支柱４６に取
付けられ、宇宙船１８の内部方向にマウントされてい
る。装置４８によって生成された熱は、第１に内部フェ
ーススキン４４を通して導かれ、その一部は吸収されヒ
ートパイプ・ループ４０を介して西パネル３０に再分配
される。残りの熱は、外部スキン４５を通してクロス支
柱４６に沿って導かれ、最も外側の従来の表面あるいは
ラジエータ・パネル４２を介して宇宙に放射される。好
ましくはＯＳＲで作られていたラジエータ・パネル４２
は、入射太陽光を反射する一方、赤外線又は熱放射の黒
体ラジエータのように作用する。東パネル２８の内部か
らの熱エネルギの内のいくらかはラジエータ・パネル４
２に吸収され、宇宙へ放射される。
【００１９】ラジエータ・パネル４２は、更に入射太陽
光の赤外線又は熱エネルギの一部を実質的に吸収する。
図２の軌道位置Ｂでは、吸収された太陽エネルギは東パ
ネル２８の内部へ導かれ、一部は装置４８に達する。し
かし、大部分は熱交換流体に吸収され、ヒートパイプ・
ループ４０内を循環し、日陰になっている西パネル３０
を暖める。特に、熱エネルギは、ヒートパイプ・セクシ
ョン４０ａ内の流体によって吸収され、横断ヒートパイ
プ・セクション４０ｂ、パネル３０内の横断ヒートパイ
プ・セクション４０ｃに伝導され、ループ４０から吸収
された熱エネルギが西パネル３０上の機器を暖める。横
断ヒートパイプ・セクション４０ｂ及び横断ヒートパイ
プ・セクション４０ｄは、それぞれパネル２４及び２６
内に必ずしもマウントされる必要は無い。特定の宇宙船
の熱の要件によって、これらのパイプは地球パネル２４
及び反地球パネル２６から熱的に分離されるか、あるい
は、パネルの内壁及び外壁の中にマウントされる。先の
従来の宇宙船では、地球及び反地球パネルはラジエータ
・パネルとして機能しない。図６，７に示されるヒート
パイプの並列の配置は、地上での熱試験には特に有利で
ある。無重力環境は、水平のヒートパイプについてのみ
地上でシミュレートすることができる。衛星１８につい
ては、地面に水平に北パネル２１及び南パネル２２を配
置することによって容易に実行できる。この場合、北パ
ネル及び南パネルの熱循環パイプは水平で、他のパネル
中の熱循環パイプ・ループ４０もまた水平である。
光の赤外線又は熱エネルギの一部を実質的に吸収する。
図２の軌道位置Ｂでは、吸収された太陽エネルギは東パ
ネル２８の内部へ導かれ、一部は装置４８に達する。し
かし、大部分は熱交換流体に吸収され、ヒートパイプ・
ループ４０内を循環し、日陰になっている西パネル３０
を暖める。特に、熱エネルギは、ヒートパイプ・セクシ
ョン４０ａ内の流体によって吸収され、横断ヒートパイ
プ・セクション４０ｂ、パネル３０内の横断ヒートパイ
プ・セクション４０ｃに伝導され、ループ４０から吸収
された熱エネルギが西パネル３０上の機器を暖める。横
断ヒートパイプ・セクション４０ｂ及び横断ヒートパイ
プ・セクション４０ｄは、それぞれパネル２４及び２６
内に必ずしもマウントされる必要は無い。特定の宇宙船
の熱の要件によって、これらのパイプは地球パネル２４
及び反地球パネル２６から熱的に分離されるか、あるい
は、パネルの内壁及び外壁の中にマウントされる。先の
従来の宇宙船では、地球及び反地球パネルはラジエータ
・パネルとして機能しない。図６，７に示されるヒート
パイプの並列の配置は、地上での熱試験には特に有利で
ある。無重力環境は、水平のヒートパイプについてのみ
地上でシミュレートすることができる。衛星１８につい
ては、地面に水平に北パネル２１及び南パネル２２を配
置することによって容易に実行できる。この場合、北パ
ネル及び南パネルの熱循環パイプは水平で、他のパネル
中の熱循環パイプ・ループ４０もまた水平である。
【００２０】熱循環パイプ・ループ４０が無く、図２の
軌道位置Ｂで太陽エネルギが東パネル２８に最も直接入
射する場合、西パネル３０は日陰で軌道上で最も涼しい
地点にあるとき、日周の温度変動を最小にするために熱
エネルギが最も必要とされる。位置Ｂは、正に本発明に
よるヒートパイプループ４０が東パネル２８から最多の
太陽エネルギあるいは熱を吸収し西パネル３０に転送す
る。図４は、ヒートパイプ・ループ４０を備えた西パネ
ル３０の軌道に沿う温度を理想化してプロットして示し
ている。軌道位置Ｂにおける西パネル３０の温度は上昇
し、位置Ｄにおいて８５℃のピーク温度に達することに
注意すべきである。位置Ａ及びＣにおける最小温度は５
５．５℃に上昇し、このため日周の温度変動は、図３の
４９．４℃に比較し図４では２９．５℃になっている。
パネル３０は位置Ａ及びＣで更に暖まることは無い。こ
れらの位置では、東パネル又は西パネル上に直接の太陽
エネルギが無く、ヒートパイプループ４０は一方のパネ
ルを暖めるために転送するための太陽エネルギを有して
いないからである。しかしながら、これは、地球パネル
及び反地球パネルの横断ヒートパイプ・セクション４０
ｂ及び４０ｄがこれらのパネルへの入射太陽エネルギか
ら熱的に絶縁されていると仮定した場合である。
軌道位置Ｂで太陽エネルギが東パネル２８に最も直接入
射する場合、西パネル３０は日陰で軌道上で最も涼しい
地点にあるとき、日周の温度変動を最小にするために熱
エネルギが最も必要とされる。位置Ｂは、正に本発明に
よるヒートパイプループ４０が東パネル２８から最多の
太陽エネルギあるいは熱を吸収し西パネル３０に転送す
る。図４は、ヒートパイプ・ループ４０を備えた西パネ
ル３０の軌道に沿う温度を理想化してプロットして示し
ている。軌道位置Ｂにおける西パネル３０の温度は上昇
し、位置Ｄにおいて８５℃のピーク温度に達することに
注意すべきである。位置Ａ及びＣにおける最小温度は５
５．５℃に上昇し、このため日周の温度変動は、図３の
４９．４℃に比較し図４では２９．５℃になっている。
パネル３０は位置Ａ及びＣで更に暖まることは無い。こ
れらの位置では、東パネル又は西パネル上に直接の太陽
エネルギが無く、ヒートパイプループ４０は一方のパネ
ルを暖めるために転送するための太陽エネルギを有して
いないからである。しかしながら、これは、地球パネル
及び反地球パネルの横断ヒートパイプ・セクション４０
ｂ及び４０ｄがこれらのパネルへの入射太陽エネルギか
ら熱的に絶縁されていると仮定した場合である。
【００２１】図８及び図９に示される好ましい実施例に
よれば、軌道位置Ａ及びＣにおいて東及び西パネルを更
に暖める手段を付加することにより、更に日周変動を低
減することができる。これらの手段の１つ又は組合せに
よって、図５に示す西パネル３０の温度変動を実現でき
る。軌道位置Ａ及びＣの西パネル３０の温度は上昇し、
全体の日周変動は１３℃まで減少している。これは、東
及び西パネル上に宇宙船１８が位置Ａ及びＣにある間動
作する、電気ヒータ（図示していない）を配置すること
によって容易に実行される。第２の望ましいオプション
は、図８に示すように太陽熱ヒータ４６ａ及び４６ｂを
用いることである。太陽熱ヒータ４６ａ及び４６ｂは、
地球パネル２４の東及び西の端に沿って配置され北パネ
ル２１及び南パネル２２の間に伸びた黒い材料のストラ
イプである。太陽熱ヒータ又は黒いストライプ４６ａ及
び４６ｂは、横断ヒートパイプ・セクション４０ｂを熱
的に結合している。従って、黒いストライプが位置Ａに
おいて太陽エネルギを吸収する場合、エネルギはヒート
パイプ・セクション４０ｂに転送され、東パネル２８及
び西パネル３０に輸送される。図９は、軌道位置Ａ以外
の位置でストライプ４６ａ及び４６ｂを太陽エネルギか
ら遮る日除けパネル４８ａ及び４８ｂを示している。Ａ
以外の軌道位置でストライプの吸収エネルギが適切な量
を超える場合にこの日除けが用いられる。これと同様に
反地球パネル２６の東及び西の端に沿って配置された黒
いストライプ又は日除け（図示していない）は位置Ｃに
おける日周変動を低減する。もちろん、ヒートパイプ・
ループ４０の面間隔によっては、パネル２４及び２６の
端に沿った連続的なストライプではなく、２つ以上の黒
いパッチを用いることも望ましい。
よれば、軌道位置Ａ及びＣにおいて東及び西パネルを更
に暖める手段を付加することにより、更に日周変動を低
減することができる。これらの手段の１つ又は組合せに
よって、図５に示す西パネル３０の温度変動を実現でき
る。軌道位置Ａ及びＣの西パネル３０の温度は上昇し、
全体の日周変動は１３℃まで減少している。これは、東
及び西パネル上に宇宙船１８が位置Ａ及びＣにある間動
作する、電気ヒータ（図示していない）を配置すること
によって容易に実行される。第２の望ましいオプション
は、図８に示すように太陽熱ヒータ４６ａ及び４６ｂを
用いることである。太陽熱ヒータ４６ａ及び４６ｂは、
地球パネル２４の東及び西の端に沿って配置され北パネ
ル２１及び南パネル２２の間に伸びた黒い材料のストラ
イプである。太陽熱ヒータ又は黒いストライプ４６ａ及
び４６ｂは、横断ヒートパイプ・セクション４０ｂを熱
的に結合している。従って、黒いストライプが位置Ａに
おいて太陽エネルギを吸収する場合、エネルギはヒート
パイプ・セクション４０ｂに転送され、東パネル２８及
び西パネル３０に輸送される。図９は、軌道位置Ａ以外
の位置でストライプ４６ａ及び４６ｂを太陽エネルギか
ら遮る日除けパネル４８ａ及び４８ｂを示している。Ａ
以外の軌道位置でストライプの吸収エネルギが適切な量
を超える場合にこの日除けが用いられる。これと同様に
反地球パネル２６の東及び西の端に沿って配置された黒
いストライプ又は日除け（図示していない）は位置Ｃに
おける日周変動を低減する。もちろん、ヒートパイプ・
ループ４０の面間隔によっては、パネル２４及び２６の
端に沿った連続的なストライプではなく、２つ以上の黒
いパッチを用いることも望ましい。
【００２２】日周変動を低減する３番めのオプション
は、地球２４及び反地球パネル２６上にラジエータ・パ
ネル又はＯＳＲを配置し、ヒートパイプ４０ｂ及び４０
ｄが入射太陽エネルギを軌道位置Ａ及びＣにあるこれら
のパネルからそれぞれ東パネル２８及び西パネル３０に
輸送できるようにすることである。このオプションによ
れば、地球２４及び反地球パネル２６上に付加的な高温
動作機器を配置でき、各表面を十分に利用することが可
能になる。しかしながら、地球パネル２４は、通常、通
信アンテナ機器によって占められ、付加装置を保持する
ことができる領域は最も制限されている。反地球デッキ
２６は、同様に付加装置を保持することができるが、そ
の領域は通常、主衛星スラスタ用に確保されている。
は、地球２４及び反地球パネル２６上にラジエータ・パ
ネル又はＯＳＲを配置し、ヒートパイプ４０ｂ及び４０
ｄが入射太陽エネルギを軌道位置Ａ及びＣにあるこれら
のパネルからそれぞれ東パネル２８及び西パネル３０に
輸送できるようにすることである。このオプションによ
れば、地球２４及び反地球パネル２６上に付加的な高温
動作機器を配置でき、各表面を十分に利用することが可
能になる。しかしながら、地球パネル２４は、通常、通
信アンテナ機器によって占められ、付加装置を保持する
ことができる領域は最も制限されている。反地球デッキ
２６は、同様に付加装置を保持することができるが、そ
の領域は通常、主衛星スラスタ用に確保されている。
【００２３】ある種の宇宙船の軌道位置Ａ及びＣにおけ
る西パネル及び東パネルを暖める特に望ましい方法は、
いかなる付加的な加熱手段も加えず、予め存在する機器
の利用によって実際実行される。ほとんどの衛星は、反
地球デッキと西パネル及び東パネルを連結する端部に突
き出た大きな反射アンテナを有している。図１０は、パ
ネル２６及び２８を連結する端部に付けられたリフレク
タ５０、パネル２６及び３０を連結する端部に付けられ
たリフレクタ５１を示している。アタッチメントの正確
な位置は宇宙船によって変るが、本発明には重要ではな
い。リフレクタ５０及び５１は、ＲＦ信号を反射するよ
うに設計されており、通常、黒い。従って、リフレクタ
は熱エネルギの黒体ラジエータとして作用する。実際、
リフレクタが直接の太陽エネルギを受ける場合、それら
が７０℃近くの温度に達することは珍しくない。リフレ
クタ５０及び５１は太陽から熱エネルギを吸収し、その
熱エネルギを再放射する。そのかなりの部分は吸収さ
れ、従って、その近くの東パネル２８及び西パネル３０
を暖める。これらのパネルの表面、ＯＳＲは熱エネルギ
の黒体吸収器／ラジエータである。更に、リフレクタ５
０及び５１は宇宙船１８の軌道位置Ａ及びＣで最も直接
の太陽エネルギを受け、従って熱を最も必要とするとき
に正にパネル３０及び２８効果的に暖める。従って、リ
フレクタ５０及び５１によって、図３の日周温度変動は
実質的に低減され、西パネル３０の軌道位置に対する温
度プロットは図５に類似した日周温度変動を示す。
る西パネル及び東パネルを暖める特に望ましい方法は、
いかなる付加的な加熱手段も加えず、予め存在する機器
の利用によって実際実行される。ほとんどの衛星は、反
地球デッキと西パネル及び東パネルを連結する端部に突
き出た大きな反射アンテナを有している。図１０は、パ
ネル２６及び２８を連結する端部に付けられたリフレク
タ５０、パネル２６及び３０を連結する端部に付けられ
たリフレクタ５１を示している。アタッチメントの正確
な位置は宇宙船によって変るが、本発明には重要ではな
い。リフレクタ５０及び５１は、ＲＦ信号を反射するよ
うに設計されており、通常、黒い。従って、リフレクタ
は熱エネルギの黒体ラジエータとして作用する。実際、
リフレクタが直接の太陽エネルギを受ける場合、それら
が７０℃近くの温度に達することは珍しくない。リフレ
クタ５０及び５１は太陽から熱エネルギを吸収し、その
熱エネルギを再放射する。そのかなりの部分は吸収さ
れ、従って、その近くの東パネル２８及び西パネル３０
を暖める。これらのパネルの表面、ＯＳＲは熱エネルギ
の黒体吸収器／ラジエータである。更に、リフレクタ５
０及び５１は宇宙船１８の軌道位置Ａ及びＣで最も直接
の太陽エネルギを受け、従って熱を最も必要とするとき
に正にパネル３０及び２８効果的に暖める。従って、リ
フレクタ５０及び５１によって、図３の日周温度変動は
実質的に低減され、西パネル３０の軌道位置に対する温
度プロットは図５に類似した日周温度変動を示す。
【００２４】サイズ、重量及び打ち上げロケットのフェ
アリングにより通常制限された従来の衛星は、５，００
０ワット未満のＤＣ電力、３，０００ワットを越えない
ＲＦ輻射電力、及び２，０００ワットを越えない消散放
射電力を扱う。本発明による構成は、１５−２０キロワ
ットのＤＣ電力、６，５００ワットのＲＦ輻射電力、及
び１３，５００ワットの熱放射する能力まで可能であ
る。
アリングにより通常制限された従来の衛星は、５，００
０ワット未満のＤＣ電力、３，０００ワットを越えない
ＲＦ輻射電力、及び２，０００ワットを越えない消散放
射電力を扱う。本発明による構成は、１５−２０キロワ
ットのＤＣ電力、６，５００ワットのＲＦ輻射電力、及
び１３，５００ワットの熱放射する能力まで可能であ
る。
【００２５】東パネル及び西パネル間の熱の転送が日周
温度変動の低減にどう結びつくかについては、次の理論
的な説明によってよりよく理解される。当業者は、ラジ
エータ・パネルの熱エネルギ保存に関する次の方程式を
理解するであろう。
温度変動の低減にどう結びつくかについては、次の理論
的な説明によってよりよく理解される。当業者は、ラジ
エータ・パネルの熱エネルギ保存に関する次の方程式を
理解するであろう。
【００２６】
【数１】
【００２７】ここで、Ｔ4に比例した項は温度Ｔ（単
位：ケルヴィン）及び放射率εを有するラジエータ・パ
ネルから放射される単位エリア当たりの電力である。定
数σ＝５．６７×１０-8Ｗａｔｔｓ／ｍ2・Ｋはステフ
ァン−ボルツマン定数である。寿命近傍のＯＳＲパネル
に対して、説明上の理由からε＝０．７８とする。上記
方程式の左項は、ラジエータ・パネルに吸収されている
単位エリアについての電力を表す。最初の項はＯＳＲに
吸収された太陽熱あるいは赤外線エネルギである。太陽
に垂直なパネルに突き当たる太陽エネルギの流束はおよ
そ、Ｇ＝１３８５Ｗａｔｔｓ／ｍ2であり、吸収率αは
ＯＳＲが吸収する入射太陽エネルギの一部である。ＯＳ
Ｒの寿命における典型的な値はＯＳＲ＝０．２３５であ
り、１より十分小さい。なぜなら、前述のようにＯＳＲ
は太陽からの流束のうち光を反射し、赤外線の吸収は小
さいからである。太陽の入射がラジエータ・パネルの垂
直方向に対して角度φをなすとき、ラジエータ・パネル
に入射する太陽放射は垂直方向に入射する場合のｃｏｓ
φに減少する。第２項のＱ／Ａｐは、宇宙船機器によっ
て消散されパネルが吸収する熱エネルギのラジエータパ
ネル・エリアＡｐ当たりの電力Ｑである。この項Ｑ／Ａ
ｐはラジエータ消散能力と呼ばれる。
位：ケルヴィン）及び放射率εを有するラジエータ・パ
ネルから放射される単位エリア当たりの電力である。定
数σ＝５．６７×１０-8Ｗａｔｔｓ／ｍ2・Ｋはステフ
ァン−ボルツマン定数である。寿命近傍のＯＳＲパネル
に対して、説明上の理由からε＝０．７８とする。上記
方程式の左項は、ラジエータ・パネルに吸収されている
単位エリアについての電力を表す。最初の項はＯＳＲに
吸収された太陽熱あるいは赤外線エネルギである。太陽
に垂直なパネルに突き当たる太陽エネルギの流束はおよ
そ、Ｇ＝１３８５Ｗａｔｔｓ／ｍ2であり、吸収率αは
ＯＳＲが吸収する入射太陽エネルギの一部である。ＯＳ
Ｒの寿命における典型的な値はＯＳＲ＝０．２３５であ
り、１より十分小さい。なぜなら、前述のようにＯＳＲ
は太陽からの流束のうち光を反射し、赤外線の吸収は小
さいからである。太陽の入射がラジエータ・パネルの垂
直方向に対して角度φをなすとき、ラジエータ・パネル
に入射する太陽放射は垂直方向に入射する場合のｃｏｓ
φに減少する。第２項のＱ／Ａｐは、宇宙船機器によっ
て消散されパネルが吸収する熱エネルギのラジエータパ
ネル・エリアＡｐ当たりの電力Ｑである。この項Ｑ／Ａ
ｐはラジエータ消散能力と呼ばれる。
【００２８】もし機器が高温動作装置及び低温動作装置
に分離されず、東パネル２８及び西パネル３０と共にマ
ウントされたならば、北パネル２１及び南パネル２２と
同じ温度、例えばＴ＝５５℃＝３２８Ｋでこれらのパネ
ルが維持されなければならない。その場合、東パネル２
８が装置から取除くことができる熱消散量Ｑ／Ａｐは、
に分離されず、東パネル２８及び西パネル３０と共にマ
ウントされたならば、北パネル２１及び南パネル２２と
同じ温度、例えばＴ＝５５℃＝３２８Ｋでこれらのパネ
ルが維持されなければならない。その場合、東パネル２
８が装置から取除くことができる熱消散量Ｑ／Ａｐは、
【００２９】
【数２】
【００３０】ここで太陽光は東パネル２８に垂直（すな
わち、軌道位置Ｂ）であり、東パネル及び西パネルの間
に熱転送手段は存在しないと仮定している。もし、代っ
て、本発明により機器が高温動作装置及び低温動作装置
に分離され、高温動作装置を東パネル２８及び西パネル
３０に設けた場合、軌道位置Ｂにおいて東パネル２８は
より高温、例えばＴ＝８５℃＝３５８Ｋで動作する。こ
のようなパネルの消散能力は
わち、軌道位置Ｂ）であり、東パネル及び西パネルの間
に熱転送手段は存在しないと仮定している。もし、代っ
て、本発明により機器が高温動作装置及び低温動作装置
に分離され、高温動作装置を東パネル２８及び西パネル
３０に設けた場合、軌道位置Ｂにおいて東パネル２８は
より高温、例えばＴ＝８５℃＝３５８Ｋで動作する。こ
のようなパネルの消散能力は
【００３１】
【数３】
【００３２】であり、式（１）で与えられる値よりもか
なり大きい。宇宙船１８が軌道位置Ｂにあるとき、東パ
ネル２８は直射日光を受け、温度はＴ＝８５℃＝３５８
Ｋであり、西パネルは直射日光を受けていない。しかし
ながら、西パネル３０は、装置からなお東パネルと同じ
熱消散、Ｑ／Ａｐ＝４０１Ｗ／ｍ2を取除くに違いない
（電子機器は各パネルに等しく配置されていると仮定し
ている）。従って、位置Ｅにあり、東西間の熱転送手段
が組込まれていないとき、パネル３０の温度は、
なり大きい。宇宙船１８が軌道位置Ｂにあるとき、東パ
ネル２８は直射日光を受け、温度はＴ＝８５℃＝３５８
Ｋであり、西パネルは直射日光を受けていない。しかし
ながら、西パネル３０は、装置からなお東パネルと同じ
熱消散、Ｑ／Ａｐ＝４０１Ｗ／ｍ2を取除くに違いない
（電子機器は各パネルに等しく配置されていると仮定し
ている）。従って、位置Ｅにあり、東西間の熱転送手段
が組込まれていないとき、パネル３０の温度は、
【００３３】
【数４】
【００３４】従って、本発明による熱転送手段が無い場
合、日周の温度変動は図３に示されるように８５℃−３
５．６℃＝４９．４℃である。ここで、熱転送手段、す
なわちヒートパイプ・ループ４０が東パネルへの入射太
陽エネルギの一部、例えば３５％を吸収し、西パネル３
０にそれを転送する場合を考える。宇宙船１８が位置Ｂ
にあり、太陽光が直接Ｔ＝８５℃の東パネル２８に入射
し、西パネル３０には直接の入射が無い場合、東パネル
の電力方程式は、
合、日周の温度変動は図３に示されるように８５℃−３
５．６℃＝４９．４℃である。ここで、熱転送手段、す
なわちヒートパイプ・ループ４０が東パネルへの入射太
陽エネルギの一部、例えば３５％を吸収し、西パネル３
０にそれを転送する場合を考える。宇宙船１８が位置Ｂ
にあり、太陽光が直接Ｔ＝８５℃の東パネル２８に入射
し、西パネル３０には直接の入射が無い場合、東パネル
の電力方程式は、
【００３５】
【数５】
【００３６】ここで、Ｑ／Ａｐ＝４０１Ｗ／ｍ2、φ＝
９０°である。これは、ヒートパイプ・ループ４０によ
り、Ｑ／Ａｐ＝５１５Ｗ／ｍ2が得られ、１００Ｗ／ｍ2
以上の改善である。西パネル３０は、ヒートパイプ・ル
ープ４０から東パネル２８が吸収した入射太陽エネルギ
の約３５％を受けている。更に、西パネル３０は、西パ
ネルにマウントされた電子機器から消散Ｑ／Ａｐ＝５１
５Ｗ／ｍ2を吸収している。次のエネルギ保存方程式
は、西パネル３０の温度を決定する。
９０°である。これは、ヒートパイプ・ループ４０によ
り、Ｑ／Ａｐ＝５１５Ｗ／ｍ2が得られ、１００Ｗ／ｍ2
以上の改善である。西パネル３０は、ヒートパイプ・ル
ープ４０から東パネル２８が吸収した入射太陽エネルギ
の約３５％を受けている。更に、西パネル３０は、西パ
ネルにマウントされた電子機器から消散Ｑ／Ａｐ＝５１
５Ｗ／ｍ2を吸収している。次のエネルギ保存方程式
は、西パネル３０の温度を決定する。
【００３７】
【数６】
【００３８】西パネルは、位置Ｂで相当に暖められる。
しかしながら、もし追加の加熱手段（黒ストライプある
いはリフレクタ）が組込まれなければ、一方のパネルが
達する最低温度は位置Ａ及びＣにいる場合である。これ
らの位置では、西パネル３０及び東パネル２８の温度
は、
しかしながら、もし追加の加熱手段（黒ストライプある
いはリフレクタ）が組込まれなければ、一方のパネルが
達する最低温度は位置Ａ及びＣにいる場合である。これ
らの位置では、西パネル３０及び東パネル２８の温度
は、
【００３９】
【数７】
【００４０】日周はしたがって８５℃−５５．５℃＝２
９．５℃であり、いくつかの応用には適用可能かもしれ
ない。しかしながら、前述のようにリフレクタ５０及び
５１又は黒ストライプ４６ａ、４６ｂを有している場
合、この最小温度を大きく上昇させる。黒ストライプの
太陽熱ヒータを加える好ましい実施例を実施するため
に、放射率εs＝０．８５，吸収度＝０．８５の図８，
９に示すストライプ材料４６ａ、４６ｂを考える。１つ
のストライプ、例えば４６ｂのエリア面積をＡsとす
る。西パネル３０のエリアはＡｐのままである。概算に
おいては、１つのストライプ４６ｂに吸収された太陽エ
ネルギは西パネル３０に完全に転送されることが仮定さ
れている。Ａsが、位置ＡあるいはＣにおいてストライ
プ４６ｂに吸収された太陽エネルギが、位置Ｂにおいて
東パネル２８から西パネル３０に転送された熱量に等し
いようなエリアの大きさとすると
９．５℃であり、いくつかの応用には適用可能かもしれ
ない。しかしながら、前述のようにリフレクタ５０及び
５１又は黒ストライプ４６ａ、４６ｂを有している場
合、この最小温度を大きく上昇させる。黒ストライプの
太陽熱ヒータを加える好ましい実施例を実施するため
に、放射率εs＝０．８５，吸収度＝０．８５の図８，
９に示すストライプ材料４６ａ、４６ｂを考える。１つ
のストライプ、例えば４６ｂのエリア面積をＡsとす
る。西パネル３０のエリアはＡｐのままである。概算に
おいては、１つのストライプ４６ｂに吸収された太陽エ
ネルギは西パネル３０に完全に転送されることが仮定さ
れている。Ａsが、位置ＡあるいはＣにおいてストライ
プ４６ｂに吸収された太陽エネルギが、位置Ｂにおいて
東パネル２８から西パネル３０に転送された熱量に等し
いようなエリアの大きさとすると
【００４１】
【数８】
【００４２】これから位置Ａ及びＣにおいて西パネルが
温度Ｔ＝７２．３℃を有するという結果が得られ、これ
は位置Ｂにおける温度と同じである。ストライプと西パ
ネルのエリアの比は次の関係を満たす。
温度Ｔ＝７２．３℃を有するという結果が得られ、これ
は位置Ｂにおける温度と同じである。ストライプと西パ
ネルのエリアの比は次の関係を満たす。
【００４３】
【数９】
【００４４】例えば、エリアＡが６．０ｍ×４．２ｍと
すると、１つのストライプの適切な大きさは６．０ｍ×
４０．７ｃｍである。日周の温度変動は、８５℃―７
２．３℃＝１２．７℃と、必要とされる値よりも十分小
さな値に低減する。当業者であれば容易に所定の応用に
対するストライプの大きさを知ることができる。特に、
日周の温度変動が大きくても構わなければ、ストライプ
の幅を狭くすることができる。更に、ヒートパイプ・ル
ープ４０によって輸送されたエネルギの一部は実質的
に、例えば２５％低減できる。位置Ａ及びＣにおける最
小温度を上昇させるためにストライプ、ＯＳＲ、リフレ
クタ、及び電気ヒータの任意の組合せを組込むことがで
きる。
すると、１つのストライプの適切な大きさは６．０ｍ×
４０．７ｃｍである。日周の温度変動は、８５℃―７
２．３℃＝１２．７℃と、必要とされる値よりも十分小
さな値に低減する。当業者であれば容易に所定の応用に
対するストライプの大きさを知ることができる。特に、
日周の温度変動が大きくても構わなければ、ストライプ
の幅を狭くすることができる。更に、ヒートパイプ・ル
ープ４０によって輸送されたエネルギの一部は実質的
に、例えば２５％低減できる。位置Ａ及びＣにおける最
小温度を上昇させるためにストライプ、ＯＳＲ、リフレ
クタ、及び電気ヒータの任意の組合せを組込むことがで
きる。
【００４５】上記した本発明の実施例は例示であり、当
業者であれば容易に変形することができる。従って、本
発明は添付した請求の範囲にのみ制限され、上記した実
施例に限定されるとみなされてはならない。
業者であれば容易に変形することができる。従って、本
発明は添付した請求の範囲にのみ制限され、上記した実
施例に限定されるとみなされてはならない。
【図１】地球に関して周回する宇宙船及びそのパネルの
配置を示す図である。
配置を示す図である。
【図２】地球を中心とする軌道に沿った異なる位置で太
陽エネルギを受ける宇宙船の各々の４枚の側面パネルを
説明する図である。
陽エネルギを受ける宇宙船の各々の４枚の側面パネルを
説明する図である。
【図３】従来技術による宇宙船の西パネルの軌道位置に
対する温度をプロットした図である。
対する温度をプロットした図である。
【図４】本発明によるヒートパイプ循環ループを設け、
また図２の位置Ａ及び位置Ｃにおいて付加的な加熱手段
を設けなかった場合の宇宙船の西パネルの軌道位置に対
する温度をプロットした図である。
また図２の位置Ａ及び位置Ｃにおいて付加的な加熱手段
を設けなかった場合の宇宙船の西パネルの軌道位置に対
する温度をプロットした図である。
【図５】本発明の好ましい実施例による完全な熱転送手
段を有する宇宙船の西パネルの軌道位置に対する温度を
プロットした図である。
段を有する宇宙船の西パネルの軌道位置に対する温度を
プロットした図である。
【図６】東パネル及び西パネルの間の熱を転送するヒー
トパイプ・ループを備えた宇宙船船体の斜視図である。
トパイプ・ループを備えた宇宙船船体の斜視図である。
【図７】図６の線７−７に沿った東パネルの断面図であ
り、パネル内壁にマウントされた、より高い温度能力の
機器、パネル壁の間に埋込まれたヒートパイプ、及び外
側のパネル壁にマウントされたラジエータ材料を示す図
である。
り、パネル内壁にマウントされた、より高い温度能力の
機器、パネル壁の間に埋込まれたヒートパイプ、及び外
側のパネル壁にマウントされたラジエータ材料を示す図
である。
【図８】本発明の好ましい実施例による、ヒートパイプ
・ループと、軌道位置Ａにおける熱を東パネル及び西パ
ネルに転送する地球パネルデッキ上に設けた黒いストラ
イプを示す宇宙船船体の斜視図である。
・ループと、軌道位置Ａにおける熱を東パネル及び西パ
ネルに転送する地球パネルデッキ上に設けた黒いストラ
イプを示す宇宙船船体の斜視図である。
【図９】他の好ましい実施例による、図８と同一の熱転
送手段を備え、更に、図２の軌道位置Ａ以外において黒
いストライプによって吸収される熱を低減するための日
除けパネルを付加した宇宙船船体の斜視図である。
送手段を備え、更に、図２の軌道位置Ａ以外において黒
いストライプによって吸収される熱を低減するための日
除けパネルを付加した宇宙船船体の斜視図である。
【図１０】本発明の他の好ましい実施例による、図２の
軌道位置Ａ及びＣにおいて東パネル及び西パネルを暖
め、宇宙船に通信能力を提供する通信反射板を東パネル
及び西パネルにマウントした宇宙船の斜視図である。
軌道位置Ａ及びＣにおいて東パネル及び西パネルを暖
め、宇宙船に通信能力を提供する通信反射板を東パネル
及び西パネルにマウントした宇宙船の斜視図である。
１８ 宇宙船 ２１，２２，２４，２６，２８，３０ パネル ４０ ヒートパイプ・ループ ４０ａ−４０ｄ ヒートパイプ・セクション ４２ ラジエータ・パネル ４４，４５ フェーススキン ４６ クロス支柱 ４６ａ、４６ｂ ストライプ ４８ 高温動作装置
Claims (13)
- 【請求項１】 地球に関する静止軌道に配置され地球に
対して実質的に固定された向きを有する宇宙船であっ
て、 内面に取付けた電子機器を含むコンパートメントを囲む
複数の面パネルを有し、 前記面パネルは、太陽への露出が最小であり、前記電子
機器の搭載に安全な内面を提供する北向きパネル及び南
向きパネルを含み、 前記面パネルは、更に、連続的に回転して太陽への露出
姿勢が日周的に変化し、内面に取付けた電子機器を損傷
するほど極度に温度上昇する４つの側面パネルを含み、 前記側面パネルは、対向する地球向きパネル及び反地球
向きパネル、対向する東向きパネル及び西向きパネルを
含み、 前記東向きパネル及び西向きパネルは、太陽に露出して
いる前記パネルの１つから熱を吸収し、前記パネルの他
方に循環させ、前記東向きパネル及び前記西向きパネル
の温度を緩和して、前記内面に取付けた電子機器の損傷
を防ぐための熱交換流体を含む少なくとも１つの連続循
環システムが熱的に接触して設けられ、前記機器にとっ
て安全な取付け領域として利用できるエリアを実質的に
増加させたことを特徴とする宇宙船。 - 【請求項２】 請求項１記載の宇宙船であって、前記東
向きパネル及び前記西向きパネルの各々は内部壁及び外
部壁に空間を有し、前記連続循環システムは前記壁の間
の前記空間に配置されることを特徴とする宇宙船。 - 【請求項３】 請求項２記載の宇宙船であって、前記循
環システムは空間を置いて平行に配置された複数の熱伝
導性の連続導管を有し、前記連続導管の各々は対向する
前記パネルに熱を転送して両パネルの温度を緩和するた
めの循環熱交換流体を含むことを特徴とする宇宙船。 - 【請求項４】 請求項１記載の宇宙船であって、熱吸収
手段が前記地球向きパネル及び前記反地球向きパネルの
外部表面に設けられ、前記連続循環システムと熱交換的
に関連して、前記東向きパネル及び前記西向きパネルの
何れも直接太陽に露出しない軌道位置において熱を吸収
し前記東向きパネル及び前記西向きパネルに熱を転送す
ることを特徴とする宇宙船。 - 【請求項５】 請求項４記載の宇宙船であって、前記地
球向きパネル及び前記反地球向きパネルが直接太陽に露
出しない軌道位置において、前記熱吸収手段を遮蔽する
手段を更に有することを特徴とする宇宙船。 - 【請求項６】 請求項１記載の宇宙船であって、前記宇
宙船の外部に設けられた通信リフレクタが、前記連続循
環システムと熱交換的に関連して、前記東向きパネル及
び前記西向きパネルの何れも直接太陽に露出しない軌道
位置において入射太陽光を吸収し前記東向きパネル及び
前記西向きパネルに熱を転送することを特徴とする宇宙
船。 - 【請求項７】 地球に関する静止軌道に配置された宇宙
船であって、 前記宇宙船は、地球に対して実質的に固定された姿勢を
有し熱生成装置を含むコンパートメントを囲む複数の面
パネルを有し、 前記複数の面パネルは、実質的に東向きのパネル及び実
質的に西向きのパネルを含み、 前記東向きのパネル及び前記西向きのパネルの各々は、
前記コンパートメントへの側内部及び側外部を有し、 前記東向きのパネル及び前記西向きのパネルは、太陽に
実質的に露出する位置と太陽への露出が最小になる位置
との間で交互に回転して前記パネルにピーク温度及び周
期的温度変動を生ぜしめ、 前記宇宙船は、前記ピーク温度及び前記周期的温度変動
を低減する熱転送手段を更に有し、 前記熱転送手段は、 ａ．前記東向きのパネル及び前記西向きのパネルの外部
表面に取付けられ、前記コンパートメント内の前記装置
からの熱を宇宙に放射し前記パネルへの入射太陽エネル
ギの内限られた量を吸収するラジエータ手段と、 ｂ．太陽に実質的に露出した前記パネルの内の１つに吸
収された太陽エネルギーの前記限られた量の一部を太陽
への露出が最小のパネルへ転送する熱分配手段と、を有
し、 これにより、太陽に実質的に露出した前記パネルのピー
ク温度は低下し、太陽への露出が最小の前記パネルの最
低温度は上昇して前記周期的温度変動は低減され、前記
パネルの内側に大きな温度変動により特性が劣化する装
置のためのマウント領域を設けることを特徴とする宇宙
船。 - 【請求項８】 請求項７記載の宇宙船であって、前記複
数の面パネルは限られた太陽露出を受け、温度に敏感な
装置を付加して取付けるための安全な表面を提供する互
いに対向する実質的に北向きのパネル及び実質的に南向
きのパネルを有することを特徴とする宇宙船。 - 【請求項９】 請求項８記載の宇宙船であって、前記東
向きのパネル及び前記西向きのパネルの平均温度は、前
記北向きのパネル及び前記南向きのパネルの平均温度よ
りも２０℃以上高いことを特徴とする宇宙船。 - 【請求項１０】 請求項７記載の宇宙船であって、温度
変動により特性が劣化し前記東向きのパネル及び前記西
向きのパネルの内側に取付けられる装置は、進行波管増
幅器、無線周波数スイッチ、出力マルチプレクサ、無線
周波数導波管、及び無線周波数電力コンバイナからなる
機器のグループから選択されることを特徴とする宇宙
船。 - 【請求項１１】 請求項７記載の宇宙船であって、 前記熱分配手段は、太陽露出を受ける前記パネルの１つ
から熱を吸収し前記パネルの他方にそれを循環させて前
記東向きのパネル及び前記西向きのパネルの温度を緩和
する、熱交換流体を含み前記パネルの双方との熱接触を
有する少なくとも１つの連続循環システムを有すること
を特徴とする宇宙船。 - 【請求項１２】 請求項１１記載の宇宙船であって、 前記熱交換流体は、水、アンモニア及びトルエンの内か
ら選択されることを特徴とする宇宙船。 - 【請求項１３】 請求項７記載の宇宙船であって、 前記ラジエータ手段は、光学放射に対しては高反射であ
り赤外線放射に対しては略黒体として振る舞う材料から
なることを特徴とする宇宙船。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US08/895363 | 1997-07-16 | ||
| US08/895,363 US6073887A (en) | 1997-07-16 | 1997-07-16 | High power spacecraft with full utilization of all spacecraft surfaces |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH1191699A true JPH1191699A (ja) | 1999-04-06 |
Family
ID=25404407
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP10202333A Pending JPH1191699A (ja) | 1997-07-16 | 1998-07-16 | 宇宙船全表面を利用した高電力宇宙船 |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6073887A (ja) |
| EP (1) | EP0891926A1 (ja) |
| JP (1) | JPH1191699A (ja) |
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| FR2815323B1 (fr) * | 2000-10-16 | 2003-01-31 | Cit Alcatel | Perfectionnements apportes aux satellites geostationnaires |
| US6591899B1 (en) * | 2000-11-21 | 2003-07-15 | Space Systems/Loral, Inc. | Spacecraft multi-directional loop heat pipe thermal systems |
| US6854510B2 (en) * | 2001-04-24 | 2005-02-15 | Space Systems/Loral, Inc. | Spacecraft radiator system and method using cross-coupled deployable thermal radiators |
| FR2853883B1 (fr) * | 2003-04-15 | 2006-01-27 | Cit Alcatel | Satellite comportant des moyens de transfert thermique d'une etagere supportant des equipements vers des panneaux radiateurs |
| FR2905933B1 (fr) * | 2006-09-15 | 2008-12-26 | Astrium Sas Soc Par Actions Si | Dispositif de gestion des flux thermiques dans un engin spatial et engin spatial equipe d'un tel dispositif |
| CA2665700C (en) * | 2006-10-12 | 2013-11-19 | Bell Helicopter Textron Inc. | Vibration-attenuating hard-mounted pylon |
| US20220228811A9 (en) * | 2008-07-21 | 2022-07-21 | The Regents Of The University Of California | Titanium-based thermal ground plane |
| FR2963981A1 (fr) * | 2010-08-20 | 2012-02-24 | Astrium Sas | Coupole absorbante pour tube a collecteur rayonnant |
| FR2983981B1 (fr) * | 2011-12-09 | 2014-08-22 | Thales Sa | Procede et systeme de commande d'un ensemble d'au moins deux satellites, concus pour fournir un service sur une orbite geostationnaire, rendant ledit service sur une orbite non-geostationnaire |
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| FR3015956B1 (fr) * | 2013-12-30 | 2018-05-18 | Thales | Architecture de satellite de telecommunications |
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| US12438603B2 (en) * | 2020-09-23 | 2025-10-07 | Viasat, Inc. | Modulating satellite capacity |
| WO2023161717A1 (en) * | 2022-02-25 | 2023-08-31 | Network Access Associates Limited | Space vehicle thermal management system and method for manufacture thereof |
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-
1998
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- 1998-07-16 JP JP10202333A patent/JPH1191699A/ja active Pending
Also Published As
| Publication number | Publication date |
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| US6073887A (en) | 2000-06-13 |
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