JP5496212B2 - 宇宙船のための、熱源からの熱負荷を制御する熱モジュール、及び宇宙船モジュール式熱プラットホーム - Google Patents

Description

本発明は、熱負荷を制御するプラットホームに関し、特に宇宙船で使用するためのプラットホームに関する。

宇宙船の構成部品及びサブシステムの大部分は、制限された温度範囲で動作しなければならない。このために、熱制御は、宇宙船の設計及び操作における重要な問題となり、重量、出力及び費用の面で宇宙船の全体的な予算に重大な影響を与える。

宇宙船の熱制御は、宇宙船の全体的な熱平衡を利用している。すなわち、熱負荷は、熱シンクとして働く深宇宙に廃棄しなければならない。このシンクと宇宙船は連結されていないので、この廃棄は、衛星の外表面に設置された専用の放熱器を通した熱放射によって実行される。

宇宙船の熱負荷は、内部は宇宙船機器の散逸から、外部は太陽及び地球から、又は宇宙船が軌道に乗っている天体から来る。したがって、宇宙船で使用される熱システムは、非常に高温で、しかも断続的に動作する機器を制御可能でなければならない。

現在の熱制御の最新技術は、受動的及び能動的方法に基づき、それらの方法は出力が機能的である必要がある要素、又はない要素に依存する。これらの既知の要素のうち幾つかは、コーティング、多層断熱材（ＭＬＩ）、加熱装置、熱パイプ、ループ熱パイプ、毛管ポンプ式ループ、機械ポンプ式ループなどであり、断熱、放射、熱輸送、温度均質化又は加熱機能を有する。熱要件は様々であり、宇宙環境は過酷であるので、これらの熱要素は非常に慎重に選択、設計、製造し、組み込まねばならない。

文献ＵＳ４，１６２，７０１号は、実質的に一定の温度に維持された宇宙船用熱制御キャニスタを開示している。キャニスタ壁上の固定コンダクタンスの熱パイプが、放熱器構造に装着された可変コンダクタンス熱パイプ（ＶＣＨＰ）に接続される。放熱器構造の有効放射区域は、計器のパッケージ又はキャニスタ壁の感知温度に応答してＶＣＨＰによって制御される。この比較は、ＶＣＨＰの非圧縮性ガスを含むガス容器内の加熱装置を制御する。ＶＣＨＰは、キャニスタと放熱器の間に配置するか、又はキャニスタ壁と１つ又は複数の放熱器との間に直接結合することができる。この解決法は要素レベルに適用することができるが、宇宙船全体の熱制御に使用することは困難である。この設計は、小さい宇宙船にとって非常に重く、非常に費用がかかる。さらに、大型の宇宙船では、搭載された機器から熱を収集して伝達し、この熱をＶＣＨＰで放熱器に分配するために、追加の特別なシステムが必要になる。これによって、この設計は非常に複雑になり、それほど効率的でなく（多くの熱インタフェースがある）、信頼性が低くなる。また、ＶＣＨＰは十分な可撓性でないので、大きな出力（最大数百ワット）を短い距離（最大２〜３ｍ）伝達することができない。

文献ＵＳ６，４７８，２５８号は、宇宙船で使用するループ式熱パイプを開示している。ループ式ピーとパイプの冷却システムは、１つ又は複数の内部に配置された機器パネルの内向きの表面から外部に配置された放熱器パネルへと配索されたループ式熱パイプを備える。熱は、各ループ式熱パイプの蒸発器端で収集され、個々のループ式熱パイプの凝縮器端に輸送される。冷却システムに使用されるループ式熱パイプは可撓性であり、容易に配索され、したがって複数の放熱器パネル間の熱分配を最適化するために、複数の放熱器パネルに配索することができる。冷却システムに使用されるループ式熱パイプの総数は、全体的な熱負荷に依存する。システムは、また、内部に配置された機器パネルの選択された内向きの表面に装着された１つ又は複数の固定コンダクタンスの熱パイプを備える。このシステムの問題は、ループ式熱パイプが熱伝達デバイスにすぎないので、機器の温度を制御することが不可能なことである。

文献ＪＰ２００１３１５７００号は、宇宙船の熱制御システムを開示し、システムは熱を空間に放射する放熱器の回転をなくすか、又は最小化することにより、振動及び慣性力の発生を最小化する。システムは放熱器パネル、制御ユニット及びセレクタ弁を備え、宇宙船内で発生した熱は、放熱器パネルを回転せずにセレクタ弁を切り換えることによって空間に放射され、したがって慣性力又は振動の発生が防止される。このシステムの問題は、熱設計の複雑さに関連する。すなわち、２つの対向する放熱器を熱的に十分分離しなければならないが、この目的に到達することは困難である。何故なら、熱交換器が埋め込まれた１つの放熱器が別の放熱器の頂部に配置されるからである。したがって、ＪＰ２００１３１５７００号の熱制御システムは、狭い範囲（数度）で良好な温度の安定を提供することができない。

本発明に最も近い先行技術と考えられ、請求項１のプリアンブルのベースとなる文献ＵＳ６，０７３，８８８号は、断続的に直射日光に曝露する放射表面を備える増強した衛星熱遮断システムを開示している。システムは地球周回衛星、特に静止軌道の衛星に適用され、システムは熱負荷からの熱を深空間に放出するために面に装着された熱放射体を備える。熱伝導体が、熱負荷と熱放射体の間に延在する。システムは、熱負荷の温度が所定のレベルより高い場合に冷却し、熱負荷の温度が所定のレベルより低下した場合に、熱放射体から熱負荷を分離するために、熱負荷を熱放射体に接続するように動作可能である熱スイッチも備える。この発明は、能動的温度制御装置があるＶＣＨＰアーキテクチャに基づく。加熱装置が、非圧縮性ガスで充填されたＶＣＨＰ容器上に設置される。コンピュータが、放熱器の温度を関数として加熱装置の出力を支配する（各放熱器に専用の温度センサを設置しなければならない）。ＶＣＨＰの欠点については既に上述している。また、このシステムは受動的熱制御システムであるが、加熱装置及び制御電子系は専用の電力を必要とし、これは宇宙の用途にとって重要な問題である。ＵＳ６，０７３，８８８号特許の熱スイッチは、オン／オフデバイスとして動作する。すなわち、このようなタイプの制御は熱慣性が重要な役割を果たす熱システムに十分なほど精密かつ敏感ではない。

本発明は、上述した欠点の解決を指向する。

ＵＳ４，１６２，７０１号 ＵＳ６，４７８，２５８号 ＪＰ２００１３１５７００号 ＵＳ６，０７３，８８８号

本発明は、宇宙船で使用するために汎用的な宇宙船モジュール式熱プラットホーム（ＳＭＴＰと呼ばれる）を提供することを意図し、このプラットホームは、宇宙船のミッション及び計画のシナリオに関係なく、様々な観測機器／修理モジュール又は搭載電子系を簡単かつ迅速に組み付け、装着することができる。分析した先行技術の文献はすべて特定の特徴を有し、したがって既知の熱制御システムは、各顧客の要件に従って適合／再設計し、往々にして再検定しなければならない。本発明の熱制御システムは受動的であり、衛星の他のシステムから完全に独立している。

本発明は、熱源から来る熱負荷を制御し、特に宇宙船で使用するプラットホームを提供し、このプラットホームはモジュール式であり、少なくとも１つの熱モジュールを備える。上記熱モジュールは、２相ループシステムと、断熱システムと、熱遮断システムを備え、２相ループシステムは、バイパス管路と、熱流調整器と、集熱器と、凝縮器とを備える。

本発明のモジュール式プラットホームは、宇宙における衛星の方向に関係なく、高い熱負荷を管理することができ、様々な宇宙ミッション及び軌道で使用することができる。

本発明の好ましい実施形態では、熱モジュール（ＴＭと呼ばれる）バイパス管路付き２相ループシステム（ＴＰＢＬと呼ばれる）内で流体を循環するために出力を消費する必要がない。何故なら、毛管効果により上記ＴＰＢＬ内で流体（熱媒体）を循環させることができ、熱流調整器が流体流の一部をバイパスすることによって温度制御を提供するからである。熱流調整器は可撓性の収縮ベローズによって分離された２つのチャンバ、すなわち、主チャンバと、第２のチャンバとを備える。

主チャンバは、ベローズで接合された３つの開口部と、可動要素とを備える。このチャンバは２相ループシステムの一部であり、作動流体（通常、２相ループシステムのこの部分では、作動流体は蒸気である）が主チャンバの開口部を通って循環する。主チャンバの可動要素は、開口部のうち２つを接続／遮断し、それに対応して集熱器と凝縮器の間、又は集熱器とバイパス管路の間を接続することができる。また、主チャンバの可動要素は、３つの経路（集熱器、凝縮器及びバイパス管路）のすべてを接続する何らかの中間位置を有することができる。この場合、温度調節が実行され、全熱流の一部が凝縮器をバイパスしている。

第２のチャンバは、温度設定点を調節するために使用される。この第２のチャンバは、所定の圧力値の気体（例えばアルゴン、窒素）が充填される。この圧力は温度制御ファクタである。すなわち、制御される機器の温度が規定値より低い場合、作動流体の対応する飽和蒸気圧は第２のチャンバ内の気体の圧力より低くなる。すなわち、凝縮器への経路が閉鎖され、すべての流れがバイパス管路へと導かれる。入熱が増大するとすぐに、（凝縮器が制御される機器より低温である場合は）凝縮器への接続が開き始める。何故なら、２相ループシステム内の圧力が第２のチャンバ内の圧力より高くなるからである。主チャンバの可動要素は、熱負荷に従ってその位置を自動調整する。熱遮断システムの１つが、例えば太陽への曝露などにより冷却された宇宙船の機器より高温である場合、ＳＭＴＰの残りの「暗い」熱遮断システムは、２相ループシステムの熱流調整器のおかげで「余分」な熱を環境へ散逸させる。このようなアプローチは、新しい宇宙船の設計に大きい融通性を提供し、宇宙船の設計、製造及び試験段階に必要な時間、費用及び資源を大幅に削減する。何故なら、宇宙船の搭載機器の配置構成及び設置に、宇宙用に認定された標準で定番のモジュール式プラットホームが使用されるからである。本発明のモジュール式熱プラットホームは、必要な温度（顧客によって指定された熱流調整器の設定点）を確保し、機器（ＳＭＴＰ）の最大出力損は、任意の可能な作戦／ミッションのシナリオで、出力レベルごとに幾つかの異なるプラットホームから、又は幾つかのモジュール式熱プラットホームを組み立てることによって）選択することができる。

この方法で、文献ＵＳ４，１６２，７０１号のシステムとは異なり、本発明の提示された宇宙船モジュール式熱プラットホーム（ＳＭＴＰ）のバイパス管路付き２相ループ（ＴＰＢＬ）は、追加のシステム／インタフェースが全くない状態で、１つのユニットとして熱遮断システムの表面上の熱を収集し、長距離を伝達して、分配することができる。このシステムでは、最大熱伝達距離は最大数十メートルであり、最大出力は１０ｋＷである。

文献ＵＳ６，４７８，２５８号とは対照的に、本発明の宇宙船モジュール式熱プラットホームの提示された設計の顕著な形態は、（好ましい実施形態の）受動的調整器がある熱伝達ユニット（バイパス管路付き２相ループシステム：ＴＰＢＬ）が存在することである。ＴＰＢＬ集熱器は熱源に直接、又は１つの熱パイプ（例えば蒸気チャンバタイプ）を通して、又は熱パイプ網（ネットワーク）を通して間接的に接続することができる。

文献ＪＰ２００１３１５７００号に関して、本発明では熱流をバイパスすることによって受動的な温度制御ができる。

文献ＵＳ６，０７３，８８８号とは対照的に、本発明では比例制御が提供される。すなわち、ＴＰＢＬ熱流調整器は熱流の一部の向きを凝縮器（熱遮断システムに熱結合されている）内へと向きを変え、熱流の第２の部分は、比例動作によりバイパス管路を通って集熱器に戻る。

本発明の他の特徴及び利点を、添付図面との関連でその目的の例示的実施形態に関する以下の詳細な説明で開示する。

本発明の特徴、目的及び利点は、添付図面との関連でこの説明を読むことによって明白になる。
本発明による宇宙船モジュール式熱プラットホーム（ＳＭＴＰ）の熱モジュール（ＴＭ）の略機能図を示す。 本発明による宇宙船モジュール式熱プラットホーム（ＳＭＴＰ）の熱モジュール（ＴＭ）のバイパス管路付き２相ループシステム（ＴＰＢＬ）の略機能図を示す。 ４つの熱モジュール（ＴＭ）を備える、本発明による宇宙船モジュール式熱プラットホーム（ＳＭＴＰ）の略図を示す。 図３の宇宙船モジュール式熱プラットホーム（ＳＭＴＰ）の全体図を示す。 図３の宇宙船モジュール式熱プラットホーム（ＳＭＴＰ）の底面図を示す。 図３の宇宙船モジュール式熱プラットホーム（ＳＭＴＰ）の熱モジュール（ＴＭ）の一方のバイパス管路付き２相ループシステムの詳細側面図を示す。 本発明によるＳＭＴＰがその上で機能する軌道及び宇宙船の姿勢の略図を示す。 本発明によるＳＭＴＰの挙動をモデリングするために使用される熱の数学的モデルの略図を示す。 本発明によるＳＭＴＰの挙動をモデリングするために使用される６ノードモデルを示す。 熱パイプ等化を備える、本発明によるＳＭＴＰの挙動をモデリングするために使用されるモデルを示す。 本発明による宇宙船モジュール式熱プラットホーム（ＳＭＴＰ）の熱モジュール（ＴＭ）のバイパス管路付き２相ループシステム（ＴＰＢＬ）の熱流調整器の構成部品の詳細図を示す。

本発明は熱源３から来る熱負荷を制御する宇宙船モジュール式熱プラットホーム２（ＳＭＴＰ）（図３）を提供するよう意図され、このプラットホーム２はモジュール式であり、少なくとも１つの熱モジュール１（ＴＭ）（図１）を備える。熱モジュール１は、以下の要素を備える。
−通常は搭載電子機器を備える少なくとも１つの熱源３
−以下を備えるバイパス管路付き２相（液体及び蒸気）ループシステム５
・バイパス管路６
・集熱器７（好ましくは、蒸発器）
・２つの相、すなわち、蒸気及び液体用の輸送管路８、９
・熱流調整器１０（好ましくは、熱調整弁）
・凝縮器１１
−多層断熱材（ＭＬＩ）などの断熱システム１２
−好ましくは放熱器を備える熱遮断システム１３
−熱シンク１４（通常は、宇宙）。

熱モジュール１は、また、等温化システム４を備えることができ、このシステムは、好適には、熱パイプフレーム網（ネットワーク）を備える。

２相ループシステム５（図２）は、熱モジュール１（図１）の主要な要素である。特殊ポンプ（本発明の好ましい実施形態では、ポンプは受動的毛管ポンプであり、集熱器７と同一の要素とすることができる）が２相ループシステム５内に２相（液体及び蒸気）の流体循環を提供する。しかし、２相ループシステム５のポンプは、毛管ポンプ（好ましいタイプ）ばかりでなく他のタイプ、すなわち、機械、電気流体力学、ジェット、圧電バイモルフ、熱脈動、浸透圧式などであってもよい。言及したすべてのケースで、毛管ポンプ輸送を除き、ポンプは追加の要素であり、通常は輸送管路８、９の液体管路上に配置され、何らかの電力量又は消費電力を必要とする。

本発明の上述した好ましい実施形態（毛管ポンプを使用し、このポンプは集熱器７と同一の要素である）では、２相ループシステム５内で流体を循環するための電力量又は消費電力を必要としない。何故なら、毛管効果によって２相ループシステム５内で流体（熱媒体）が循環でき、熱流調整器１０が流体の流れの一部をバイパスすることによって温度制御をするからである。熱流調整器１０は、可撓性の収縮ベローズ３３によって分離された２つのチャンバ３１及び３２、すなわち、主チャンバ３１と、第２のチャンバ３２とを備える（図１１）。

主チャンバ３１は、３つの開口部３４、３５及び３６と、ベローズ３３に接合する可動要素３７とを備える。この主チャンバ３１は２相ループシステム５の一部であり、作動流体（通常、２相ループシステム５のこの部分では、作動流体は蒸気である）は開口部３４、３５及び３６を通って主チャンバ３１内で循環する。主チャンバ３１の可動要素３７は、開口部のうち２つ（３４，３５及び３４，３６）を接続／遮断し、それに対応して蒸発器７と凝縮器１１の間（３４，３５）、又は蒸発器７とバイパス管路６の間（３４，３６）を接続することができる。また、主チャンバ３１の可動要素３７は、３つの経路（３４，３５，３６）、すなわち、蒸発器７、凝縮器１１及びバイパス管路６のすべてを同時に接続する（図１１に示すような）何らかの中間位置を有することができる。この場合、温度調節が実行され、全熱流の一部が凝縮器１１をバイパスしている。

第２のチャンバ３２は、温度設定点を調節するために使用される。この第２のチャンバ３２には、所定の圧力値の気体（例えばアルゴン、窒素）が充填される。この圧力は温度制御ファクタである。すなわち、制御される機器の温度が規定値より低い場合、作動流体の対応する飽和蒸気圧は第２のチャンバ３２内の気体の圧力より低くなる。すなわち、凝縮器１１への経路３５が閉鎖され、すべての流れがバイパス管路６、３６へと向けられる。流入した熱が増大するとすぐに、（凝縮器１１が制御される機器より低温である場合は）凝縮器１１への接続３５が開き始める。何故なら、２相ループシステム５内の圧力が第２のチャンバ３２内の圧力より高くなるからである。主チャンバ３１の可動要素３７は、熱負荷に従ってその位置を自動調整する。熱遮断システム１３の１つ（通常は放熱器）が、例えば太陽への曝露などにより、冷却された宇宙船の機器より高温になった場合、宇宙船モジュール式熱プラットホーム２の他の熱モジュール１の残りの「暗い」熱遮断システム１３は、２相ループシステム５の熱流調整器１０により、「余分」な熱を環境へ散逸させる。このようなアプローチは、新しい宇宙船の設計に大きい融通性を提供し、宇宙船の設計、製造及び試験段階に必要な時間、費用及び資源を大幅に削減する。何故なら、宇宙船の搭載機器の配置構成及び設置に、宇宙用に認定された標準で定番の熱モジュール１が使用されるからである。本発明の宇宙船モジュール式熱プラットホーム２（ＳＭＴＰ）は、任意の可能な作戦／ミッションのシナリオで、必要な温度（熱流調整器１０の設定温度は顧客によって指定される）及び機器（熱モジュール１は、出力レベルごとに幾つかの異なるモジュールから、又は宇宙船モジュール式熱プラットホーム２を形成する幾つかの熱モジュール１を組み立てることによって選択することができる）の最大出力損を確保する。

熱モジュール１の機能は図１で見ることができる。搭載電子機器などの熱源３は、その底板を通して熱出力を送出する。上記熱出力は、等温システム４によって熱モジュール１の支持構造にわたって広がり、集熱器７に到達する。特定の状態の集熱器７は、均熱器の役割を果たすことができ、そのような理由から等温化システム４は任意選択であるが、本発明の熱モジュール１の好ましい要素である。すなわち、等温化システム４及び集熱器７は同じデバイスであるか、又は１つのアイテム内に統合することができる。

熱モジュール１は２つの機能を有し、一方は熱源３の熱出力を収集して、熱遮断システム１３へと伝達することであり、他方は熱出力の一部をバイパスして集熱器７に戻すことによって、宇宙船の熱源３の温度を調節することである。このバイパスは、熱源３が通常の場合に過冷却されることを回避するために必要である。何故なら、熱遮断システム１３は、宇宙船のミッションで起こり得る最高温度の状態に基づいて設計されているからである。

熱モジュール１の数が増加すると（例えば４つまで増加し、これは長方形の宇宙船モジュール式熱プラットホームＳＭＴＰ２を構成し、４つの、又は最大６つの熱遮断システム１３を備え、したがってＳＭＴＰ２の側部に配置された６つの熱遮断システム１３を備える宇宙船を構成する）、熱制御に融通性を与え、宇宙船で使用可能なすべての区域を熱の散逸の観点で効率的に使用する可能性を与える。熱遮断システム１３の温度が集熱器７の温度より（例えば宇宙船が太陽に曝露することにより）高くなった場合は、熱流調整器１０が熱スイッチとして働き、熱遮断システム１３と熱源３を熱的に十分分離する。この状況で、宇宙船モジュール式熱プラットホームＳＭＴＰ２を形成する他の熱モジュール１は、余分な熱出力を取り、それを宇宙又は熱シンク１４に廃棄する。何故なら、他の熱モジュール１の熱遮断システム１３が異なる方向に配置され、太陽に曝露していないからである（図９参照）。

熱流調整器１０、通常は調整弁は電子的に、又は圧力によって起動することができる。調整弁１０が電子的に起動されている場合、熱モジュール１は、熱遮断システム１３内に配置された温度センサ（図示せず）も備え、これらのセンサがＴＢＰＬ５内の熱流を調節する命令を提供する。熱遮断システム１３及び熱制御すべき宇宙船の部分は、可能な限り相互から完全に断熱しなければならない。熱遮断システム１３は放射性又は／及び伝導性であってよい。

１つ又は幾つかの熱モジュール１で完全な宇宙船モジュール式熱プラットホーム（ＳＭＴＰ）２を形成することができる。ＳＭＴＰ２の典型的な構成は長方形のブロックである。図３の場合、ＳＭＴＰ２は４つの熱モジュール１を備える。ＳＭＴＰ２の側部の少なくとも１つは、設置された熱遮断システム１３を備える。幾つかの宇宙船モジュール式熱プラットホーム（ＳＭＴＰ）２を組み合わせる、及び／又は他の熱アーキテクチャに埋め込み、出力消費を減少させて熱遮断能力を増加させることにより、熱アーキテクチャの最適な熱管理を提供することができる。

本発明のＳＭＴＰ２の異なる図及び詳細を図４から図６に示す。

本発明の熱モジュール１及び宇宙船モジュール式熱プラットホーム（ＳＭＴＰ）２の主な形態及び特徴は、以下の通りである。
−モジュール方式
−拡張性
−自動調節
−宇宙での宇宙船方向からの独立性
−任意の方向で地上にて宇宙船を試験する可能性。何故なら、通常の一定又は可変コンダクタンスの熱パイプ（ＶＣＨＰ）とは対照的に、ＴＰＢＬ５は重力場で任意の位置にて動作できるからである。これは、毛管芯（ポンプ）の孔の有効直径が非常に小さいことにより、重力に抗して最大数メートルまで動作することができる毛管ポンプ輸送のループの顕著な形態であり、宇宙船で使用される典型的な熱パイプは、蒸発器が凝縮器より上にある場合、最大数センチメートルまで水平方向で、又は非常に小さい勾配でしか動作できない。
−自立運転
−受動的でエネルギ効率がよい。何故なら、熱モジュール１のための電力量がゼロまで減少する（好ましい設計において）か、又は毛管ポンプ以外を使用する場合は最小値まで減少するからである。
−通常の一定又は可変コンダクタンスの熱パイプとは対照的に、熱源３からの高い熱負荷を管理する可能性。
−バイパス熱調整器の設計及び特徴にしか依存しない精密な温度制御。
−宇宙船内の電子機器の配置構成の融通性。何故なら、ＴＰＢＬ５内の輸送管路８、９及びバイパス管路６の直径が小さく、したがって複雑な配索が非常に容易だからである。
−普遍性：本発明のＳＭＴＰ２は様々な宇宙ミッション又は軌道に使用することができる（実際には、１つのパラメータしか検証しなくてよい。そのパラメータは、ＳＭＴＰ２の熱遮断能力は最高温度の環境状態における最大熱負荷以上でなければならないという事である）。

本発明の宇宙船モジュール式熱プラットホーム２の性能は、軌道に、及び上記ＳＭＴＰ２が設置された宇宙船の姿勢に依存する。ＳＭＴＰ２の熱性能は、任意の最高動作温度で廃棄すべき最大熱から、及びＳＭＴＰ２を最低温度に維持するために必要な熱出力の消費から導出することができる。

使用されるＳＭＴＰ２を設計するために熱の数学的モデルを使用して計算する。図９及び図１０に見られるように、計算手段に６ノードモデルが使用されている。放熱器などの各熱遮断システム１３は、拡散性ノード１６、１７、１８及び１９としてモデル化されている。ＳＭＴＰ２及びそれに取り付けられた電気ユニット２０は１つの等温ノード２１を形成し、それは（検証の場合は）拡散性であるか、又は（加熱装置のサイズ決定の場合は）境界温度とすることができる。残りのノードは、−２６９℃の境界温度に設定された宇宙又は熱シンク１４である。

放熱器などの熱遮断システム１３は、放射によって熱シンク１４又は宇宙につながっている。ＳＭＴＰ２は、熱パイプの温度に応じて、ＴＰＢＬ５の可変伝導性カップリング２２、２３、２４、２５によって各熱遮断システム１３に連結される。

本発明のＳＭＴＰ２の別の実施形態は、上記熱遮断システム１３の作業状態を等化するために、上記ＳＭＴＰ２を形成する２つの熱モジュール１の対向する熱遮断システム１３へ熱パイプ２６によって接続するものであり、この熱パイプによる等化は、対向する熱遮断システム１３の間の伝導性カップリング２７及び２８（図８、図９参照）によってモデル化され、熱はバイパス管路６にバイパスされる。

得られた試験結果によると、所与のミッション及びＴＰＢＬ５の構成（静止軌道、低地球軌道及び太陽同期軌道などの典型的なミッションのシナリオ）の場合、得られた結果は、ＴＰＢＬ５の熱流調整器１０（又は弁）が閉じている場合は熱損を補償する。すなわち、熱源３の温度は熱流調整器１０の設定点以下であり、したがって輸送管路８、９は熱を熱遮断システム１３へとポンプ輸送していない。

熱源３及び外部環境が最高温度の状態（熱光学的材料が寿命最後でその特性が劣化した状態、且つ、熱源３が最大出力散逸及び太陽アルベド及び地球放射が最大の状態）である場合において、等化熱パイプ２６がある状態、及びない状態のＳＭＴＰ２で試験を行った。両方の構成で、等化熱パイプ２６がある状態、及びない状態で、ＳＭＴＰ２の温度は実際的に同じである。２つの構成又は実施形態の唯一の違いは、熱遮断システム１３にある。すなわち、熱遮断システム１３の熱偏位が等化熱パイプ２６の構成によって減衰する。

熱源３及び環境が最低温度の状態（熱光学的材料が寿命開始の状態の特性を有し、且つ、熱源３の出力散逸が最小、スタンバイ又は最小出力モード、及び太陽アルベド及び地球放射が最小の状態）である場合において、等化熱パイプ２６がある状態、及びない状態のＳＭＴＰ２で試験を行った。ＳＭＴＰ２の温度は非常に安定している。

本発明を好ましい実施形態との関連で詳細に説明してきたが、その範囲内で変更を導入することができ、それはこれらの実施形態によって制限されるのではなく、添付の特許請求の範囲の内容によって制限されると考えられることは明白である。

Claims (9)

1. 宇宙船のための、熱源（３）からの熱負荷を制御する熱モジュール（１）であって、２相ループシステム（５）と、熱遮断システム（１３）とを備え、前記２相ループシステム（５）が、集熱器（７）と、熱流調整器（１０）と、バイパス管路（６）と、凝縮器（１１）とを備え、前記凝縮器（１１）と前記熱遮断システム（１３）が、熱的に結合され、前記２相ループシステム（５）の前記熱流調整器（１０）が、前記熱負荷の一部分の流れの向きを前記熱源（３）から前記凝縮器（１１）へと変え、該凝縮器から前記熱遮断システム（１３）が前記熱負荷を熱シンク（１４）に向け、前記熱負荷の他の部分の流れを、比例動作により前記バイパス管路（６）を通してバイパスさせ、且つ、前記熱源（３）の過冷却を回避するために前記集熱器（７）に戻すことによって前記熱源（３）の温度が調節され、前記熱流調整器（１０）が、収縮ベローズ（３３）によって分離された２つのチャンバ（３１，３２）を備え、主チャンバ（３１）が、前記２相ループシステム（５）の一部であって、前記熱負荷の循環を制御し、第２のチャンバ（３２）が、前記熱モジュール（１）の温度設定点を調節するために使用されることを特徴とする熱モジュール（１）。
2. 前記主チャンバ（３１）が、前記収縮ベローズ（３３）に接合された可動要素（３７）を備え、前記可動要素（３７）が前記熱モジュール（１）に加わる前記熱負荷に従ってその位置を自動調節することができ、したがって前記集熱器（７）と前記凝縮器（１１）が連結される位置、前記集熱器（７）と前記バイパス管路（６）が連結される位置、及び前記集熱器（７）と前記凝縮器（１１）と前記バイパス管路（６）が連結される中間位置を採用できることを特徴とする、請求項１に記載の宇宙船のための、熱負荷を制御する熱モジュール（１）。
3. 前記第２のチャンバ（３２）が所定の圧力値の気体で充填され、この気体が温度制御ファクタとして作用し、前記熱モジュール（１）内の前記温度が規定値より低い場合、前記２相ループシステム（５）内の前記流体の対応する前記圧力が、前記第２のチャンバ（３２）内の前記気体の前記圧力より低くなり、前記凝縮器（１１）への経路が閉じて、全熱流を前記バイパス管路（６）へ向けることができるようにし、前記熱モジュール（１）内の前記温度が上昇すると、前記２相ループシステム（５）内の前記圧力が前記第２のチャンバ（３２）内の前記圧力より高くなるので、前記凝縮器（１１）への前記接続が開き始めることを特徴とする、請求項１又は２に記載の宇宙船のための、熱負荷を制御する熱モジュール（１）。
4. 断熱システム（１２）をさらに備えることを特徴とする、請求項１〜３のいずれかに記載の宇宙船のための、熱負荷を制御する熱モジュール（１）。
5. 熱パイプフレーム網を備える等温化システム（４）をさらに備えることを特徴とする、請求項１〜４のいずれかに記載の宇宙船のための、熱負荷を制御する熱モジュール（１）。
6. 前記２相ループシステム（５）内に２相流体の循環を提供する受動的毛管ポンプをさらに備えることを特徴とする、請求項１〜５のいずれかに記載の宇宙船のための、熱負荷を制御する熱モジュール（１）。
7. 前記受動的毛管ポンプが、前記集熱器（７）と同一の要素であることを特徴とする、請求項６に記載の宇宙船で使用して熱負荷を制御する熱モジュール（１）。
8. 請求項１〜７のいずれかに記載の少なくとも１つの熱モジュール（１）を備える宇宙船モジュール式熱プラットホーム（２）であって、該宇宙船モジュール式熱プラットホーム（２）を組み合わせる、及び／又は他の熱アーキテクチャに埋め込み、出力消費を減少させて熱遮断能力を増大させることにより、前記熱アーキテクチャの最適な熱管理を提供できることを特徴とする、宇宙船モジュール式熱プラットホーム（２）。
9. 少なくとも２つの熱モジュール（１）の対向する熱遮断システム（１３）が、熱パイプ（２６）によって接続されることにより、前記熱遮断システム（１３）の作業状態を等化し、前記熱が前記少なくとも２つの熱モジュール（１）の前記バイパス管路（６）のそれぞれにバイパスされていることを特徴とする、請求項８に記載の宇宙船モジュール式熱プラットホーム（２）。