超小型衛星の熱設計に関する
成果報告
北海道大学 大学院工学研究院
准教授 戸谷 剛
● 短期開発・低コスト ● 機器が動作するように温度制御超小型衛星での熱制御系への要望
達成目標
● 温度が均一化できるところを増やす設計 （複雑度を下げる） ● 少節点解析でのパラメータサーベイ （複雑度を下げつつ、信頼性を確保） ● 受動的熱制御を主体とする。（システムと設計 の複雑度を下げる。） ● 接触コンダクタンスの影響を少なくする設計 （試験の簡素化） ● 空気中での熱平衡試験＋真空での高温試験 ● 蓄熱材（システムや電源系と独立した熱制御） ● 温度が変化しやすい。 ● 一方、面内の温度差は少ない。 ● 全ての機器の温度を能動制御するの に十分な電力がない。 ● 短時間だけ多量の熱を出す機器が多 い（通信機、データ圧縮）。超小型衛星の熱的特徴
研究方針
● 超小型衛星の熱設計の標準化 ←超小型衛星の短期開発に貢献 ● 新規熱制御素材の開発 ←高発熱機器に対応2
超小型衛星の熱設計法の標準化
熱設計
方針
A. 衛星全体の熱容量で温度
変動を少なくする。
B. 外部熱入力の変動を内部構
造に伝えにくくする。
● 外部構造－内部構造間 熱伝導を断熱、放射を調節 ● 外部構造間、内部構造 熱伝導と放射を促進 ● 熱クリティカル機器は内部 構造に設置 ● 外部構造－内部構造間 熱伝導と放射を促進 ● 外部構造間、内部構造間 熱伝導と放射を促進解析
手法
１節点解析
２節点解析
● 外部構造に１節点、内部構造に１節点 ● 外部構造－内部構造間の熱伝導を0 ● 設計温度範囲を満たす αO-out、εO-out、 εO-in、εI を絞り込む。 ● 衛星全体を１節点 ● 外部構造－内部構造間の熱伝導を∞ ● 設計温度範囲を満たす αO-out、εO-outを 絞り込む。少節点
解析で
絞り込
んだ後
多節点解析
パラメータサーベイ ● 少節点解析で絞り込んだパラメータを使う。 ● 少節点解析で設計温度範囲に入らなかった コンポーネントに対し、コンポーネント－構造 間の熱伝導の断熱、放射を調節する。 伝熱シート 断熱材0.0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 1.0 0.0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 1.0 1~9 10~19 20~29 アロジン1000 アロジン1200 黒アルマイト 白アルマイト εO-out αO-out
超小型衛星用熱設計法の検証
表2 搭載機器の消費電力量と多節点解析での設計温度範囲 設計温度範囲 消費電力 [W] 内面 搭載 機器 OBC -30 ～ 60 5.00 GPS受信機 -30 ～ 70 0.13 テレメ送信機 -30 ～ 85 0.00 ミッション送信機 -30 ～ 80 0.00 コマンド受信機 -30 ～ 85 1.00 ミッションカメラ - 0.00 バッテリー 5 ～ 35 ‐ スラスター -20 ～ 130 0.00 外面 搭載 機器 ジャイロ -40 ～ 85 1.50 サンセンサ -40 ～ 85 0.75 磁気センサ -45 ～ 75 0.06 磁気トルカ -40 ～ 85 3.56 スタートラッカー -20 ～ 35 2.50 リアクションホイール -20 ～ 50 1.65 ほどよし１号機へ適用 表1 少節点解析モデル諸元一節点 二節点 サイズ 0.5 × 0.5 × 0.5 m3 比熱 720 J/(kg K) 質量 49.6 kg 外部構造：20.7 ｋｇ内部構造：28.9 kg 消費電力 15.35 W 外部構造：10.02 W内部構造：5.33 W 設計温度 範囲 10～40 ℃ 外部構造：-20～40℃内部構造：10～40℃ 表2 最悪低温条件と最悪高温条件 最悪低温条件 最悪高温条件 太陽定数 1309 [W/m2] 1414 [W/m2] 地球赤外放射 189 [W/m2] 261 [W/m2] アルベド係数 0.2 0.4 ● 熱設計方針Aを満た す解はなかった。 ● 熱設計方針Bを満た す解は存在した。 少節点解析の結果 アロジン1000 αO-out 0.15 εO-out 0.038 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 -20 -10 0 10 20 30 40 50 T em pe ra tu re εO-in ×10 + εI 黒アルマイト εO-in 0.88 εI 0.88 を選択 を選択4
超小型衛星用熱設計法の検証
多節点解析の結果 コンポーネント 最悪低温条件 最悪高温条件 OBC -0.6 ～ 11.3 24.3 ～ 41.5 GPS受信機 -4.6 ～ 11.1 19.3 ～ 41.5 テレメトリ送信機 -3.3 ～ 10.7 21.1 ～ 41.2 ミッション送信機 -7.0 ～ 11.7 17.1 ～ 42.7 コマンド受信機 -3.6 ～ 11.8 20.7 ～ 42.0 バッテリ -0.7 ～ 11.3 24.2 ～ 41.5 ジャイロ -7.0 ～ 11.6 16.9 ～ 42.3 サンセンサ -9.2 ～ 13.8 14.0 ～ 44.3 磁気センサ -9.2 ～ 12.2 14.0 ～ 42.8 磁気トルカ -9.1 ～ 13.5 14.1 ～ 44.1 スタートラッカー -7.2 ～ 11.9 16.5 ～ 41.8 リアクションホイール -6.7 ～ 11.8 17.6 ～ 42.6 スラスタ 0.78 ～ 4.8 27.5 ～ 33.8 コンポーネント 最悪低温条件 最悪高温条件 OBC -7.6 ～ 6.6 17.5 ～ 37.5 GPS受信機 -12.5 ～ 7.7 10.9 ～ 39.1 テレメトリ送信機 -10.0 ～ 6.3 14.3 ～ 38.3 ミッション送信機 -8.2 ～ 6.3 16.8 ～ 37.3 コマンド受信機 -8.8 ～ 6.7 16.1 ～ 37.9 バッテリ -2.4 ～ 2.0 *1 24.8 ～ 31.0 ジャイロ -8.7 ～ 6.4 16.1 ～ 37.3 サンセンサ -17.3 ～ 11.0 4.8 ～ 42.9 磁気センサ -16.9 ～ 9.3 5.4 ～ 41.0 磁気トルカ -17.1 ～ 10.7 5.1 ～ 42.8 スタートラッカー -9.9 ～ 6.8 14.3 ～ 35.0 リアクションホイール -8.2 ～ 6.3 16.8 ～ 37.3 スラスタ -4.4 ～ 0.2 22.3 ～ 29.7 表4 最悪低温条件と最悪高温条件 最悪低温条件 最悪高温条件 太陽定数 1309 [W/m2] 1414 [W/m2] 地球赤外放射 189 [W/m2] 261 [W/m2] アルベド係数 0.2 0.4 LTDN +1時間(12:00) -1時間(10:00) 劣化 アロジン1000 アロジン1000 白アルマイト ε =0.06 α =0.20 α =0.68,ε =0.88 表5 少節点解析結果を反映した結果 表6 変更後の結果 表5から表6への設計変更点 ● 地球指向面(-Z面)を内部構造側にする。 ● スタートラッカーのフード部外側の表面処理を黒 アルマイトに変更 ● バッテリと構体間を熱伝導を断熱 ● -X面外側の表面処理を白アルマイトに変更 *1 バッテリ2.9 W使用時は、4.1 ～ 8.3 ℃ ●大学院生が10ヶ月で熱設 計を完了できた。 成果発表1. Tsuyoshi Totani, et al., “New Procedure for Thermal Design of Micro- and Nano-satellites Pointing to Earth”, Transaction of JSASS, Aerospace Japan, now printing.
2. Tsuyoshi Totani, et al., ”Thermal Design Procedure for Micro- and Nano-satellites Pointing to Earth”, Journal of Thermophysics and Heat Transfer, now printing.
3. Tsuyoshi Totani, et al., “One Nodal Thermal Analysis for Nano and Micro Satellites on Sun-Synchronous and Circular Orbits”, Transaction of JSASS, 11, pp.71-78, 2013.
5
新規熱制御材の選定
衛星に入出熱する放射量
衛星の１面の面積
l
2に比
例する。
熱容量
mc ：１℃温度上昇
させるために必要な熱量
パラメータ
mc/l
2は、入出
熱する放射量に対する温
度変化の感度を示す。
G
s∑
i= A CA
piα+
q
IR(
F
n s−e+4 F
p s−e)
ε
+
G
sa( F
n s−e+
4 F
p s−e)α
K
a−
ε
6σ T
4=
mc
l
2dT
dt
q
IR(
F
n s−e+4 F
p s−e)
ε
−
ε
6 σ T
4=
mc
l
2dT
dt
地球 太陽 衛星アルベド
地球赤外放射
太陽直達
日射
赤外放射
内部発熱新規熱制御材の選定
● 超小型衛星は、質量を増やすことは難しい。
比熱の大きい物質
超小型衛星は、相乗り方式（Piggybag方式）で
打上げられることが多く、質量制限がある。
● カメラ、通信機など短時間に多量の熱を出す機器が多い。
蓄熱材
相変化を伴う蓄熱材 欠点 通常重力下 微小重力下 蓄熱材 容器との濡れが悪いと... 蓄熱量の低下7 0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 1 0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 1 c=688 c=1000 c=2000 ε α
新規熱制御材の選定 － 比熱の効果
H: 500 km LTDN: 11設計温度範囲を満たす
α と ε の
組合せ数：比熱の増加とともに増
える。
衛星表面の
α と ε の組合せの選
択肢を増やすには、衛星全体の
比熱を高くすることが効果的。
Model B ：太陽電池セルの光学特性 宇宙機「しんえん」 「ほどよし１号機」 超小型衛星は、太陽電池をボディに貼 るボディーマウント型が主流8
蓄熱材
材質
蓄熱温度[ ]
℃
蓄熱量[kJ/kg] 蓄熱方法
n-Tetradecane
(C
14H
30)
6
228
固相－液相
相変化
n-Hexadecane
(C
16H
34)
17
237
固相－液相
相変化
n-Octadecane
（
C
18H
38）
28
244
固相－液相
相変化
n-Eicosane
(C
20H
42)
37
246
固相－液相
相変化
n-Octacosane
C
28H
58)
62
253
固相－液相
相変化
Trans-1,4-polybutadien
72
112
固相－固相
構造転移
微小重力下での液相と壁面での濡れ性の問題を考えると、固相－固相の
構造転移は適している。
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トランス
-1,4-ポリブタジエン
作成方法
1. 十分に窒素置換したオートクレーブ中にトルエン
37.5 Lを入れ、ブタジエン12.5
Lを加えた後、触媒としてオキシバナジウムトリクロライド250 mmol，助触媒として
ジエチルアルミニウムクロライドを
1250 mmolを加えて、重合を開始する。
2. 重合は窒素雰囲気下、
5℃で30分間行う。
3. 重合溶液を
2倍量のエタノールに加えて、重合体を析出沈殿されて回収する。
4. 回収したポリマーをエタノールによって洗浄した後、老化防止剤イルガノックス
1076を3 wt%混合し、乾燥させる。
化学物質
純度
イルガノックス1076
98 % minimum
ブタジエン
99 % minimum
ジエチルアルミニウムクロライド
15 % in ヘキサン
エタノール
99.5 %
トルエン
99.5 %
オキシバナジウムトリクロライド
99 %
10
蓄熱量測定
測定方法
示差走査熱量計(Differential scanning calorimetry, DSC)
メトラー・トレド DSC1
200
-10
0
時間, s
温
度
, ℃
1回目測定 ２回目測定 昇温速度：１０℃/min. 降温速度：-１０℃/min.25
10分11 CDCl3 b : 5.42 ppm a : 2.03 ppm H2O TMS
H
H
n
a
b
成分分析
1H NMR spectrum
プロトンNMR Nuclear Magnetic Resonance 重クロロホルム（溶媒）
テトラメチルシラン （基準物質）
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DSCを用いた測定結果ー蓄熱量、蓄熱温度
mW -4 -2 0 2 4 °C 0 20 40 60 80 100 120 140 160 180 ^exo trans_1,4_polybutadien_5_1st_2nd30.08.2013 19:3 8:01 STARe SW 11.00Hokkaido Univ: METTLER
Temperature, ℃ He at F lo w, m W 1 st Measurement 2nd Measurement 昇温速度：+5℃/min. 降温速度：-5℃/min. 積分 -117.67 mJ 正規化 -36.21 Jg^-1 オンセット 122.12 °C ピーク 130.25 °C 積分 -260.06 mJ 正規化 -80.02 Jg^-1 オンセット 67.76 °C ピーク 73.50 °C mW -8 -6 -4 -2 0 °C 0 20 40 60 80 100 120 140 160 180 ^exo trans_1_4_polybutadien_1st 30.08.2013 19:5 4:28 STARe SW 11.00
Hokkaido Univ: METTLER
Temperature, ℃ He at F lo w, m W 73.50℃ -80.02 J/g 昇温速度：+5℃/min. 積分 102.87 mJ 正規化 31.65 Jg^-1 オンセット 117.04 °C ピーク 114.42 °C 積分 274.03 mJ 正規化 84.32 Jg^-1 オンセット 59.24 °C ピーク 56.83 °C mW -2 0 2 4 6 8 °C 0 20 40 60 80 100 120 140 160 180
^exo Trans_1 _4_polybutadien_5_1st_down30.08.2013 20:1 3:18
STARe SW 11.00
Hokkaido Univ: METTLER
Temperature, ℃ He at F lo w, m W 降温速度：-5℃/min. 56.24 ℃ 84.32 J/g
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蓄熱・放熱温度と蓄熱・放熱量
昇降温速度，℃/分 蓄熱・放熱温度，℃ 蓄熱・放熱量，J/g
+2
72.63
-79.63
+5
73.50
-80.02
+10
75.00
-80.07
-2
58.00
+87.57
-5
56.83
+84.32
-10
54.83
+83.36
DSC測定の特徴
昇降温速度が大きくなると，蓄熱・放熱温度が下流にずれる．
成果発表4. Tsuyoshi Totani, et al., “Heat Storage Material without Phase-change for Micro and Nano Satellite”, Transaction of JSASS, Aerospace Japan, now printing.
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