講演資料 - Japanほどよし超小型衛星プロジェクト

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
達成目標
超小型衛星での熱制御系への要望
● 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
● 短期開発・低コスト
● 機器が動作するように温度制御
超小型衛星の熱的特徴
● 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）。
研究方針
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　伝熱シート
解析
１節点解析
手法 ● 衛星全体を１節点
断熱材
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∞ ● 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を ● 設計温度範囲を満たす αO-out、εO-out、
絞り込む。
εO-in、εI を絞り込む。
パラメータサーベイ
少節点
解析で
絞り込
んだ後
多節点解析
● 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。
3
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
表1　少節点解析モデル諸元
ほどよし１号機へ適用
一節点
サイズ
二節点
0.5 × 0.5 × 0.5 m3
720 J/(kg K)
比熱
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
10～40 ℃
外部構造：-20～40℃
内部構造：10～40℃
設計温度
範囲
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
消費電力 [W]
OBC
-30 ～ 60
5.00
GPS受信機
-30 ～ 70
0.13
テレメ送信機
-30 ～ 85
0.00
-30 ～ 80
0.00
-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
ジャイロ
-40 ～ 85
1.50
サンセンサ
-40 ～ 85
0.75
-45 ～ 75
0.06
-40 ～ 85
3.56
-20 ～ 35
2.50
-20 ～ 50
1.65
内面ミッション送信機
搭載
機器コマンド受信機
表2　最悪低温条件と最悪高温条件
最悪低温条件
設計温度範囲
磁気センサ
外面
搭載磁気トルカ
機器
スタートラッカー
0.4
リアクションホイール
1.0
● 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 α
す解は存在した。
O-out
0.15
εO-out
0.038
0.8
0.7
0.6
0.5
0.4
0.2
0.1
を選択
50
10~19
アロジン1000
黒アルマイト
0.3
アロジン1000
αO-out
0.9
1~9
20~29
アロジン1200
白アルマイト
0.0
0.0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 1.0
εO-out
40
Temperature
少節点解析の結果
30
20
10
黒アルマイト
0
-10
-20
1
2
3
4
5
6
7
εO-in ×10 + εI
8
9 10
εO-in
0.88
εI
0.88
を選択
4
超小型衛星用熱設計法の検証
表5 少節点解析結果を反映した結果
多節点解析の結果
表6 変更後の結果
コンポーネント
最悪低温条件
最悪高温条件
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
OBC
-7.6 ～ 6.6
17.5 ～ 37.5
GPS受信機
-4.6 ～ 11.1
19.3 ～ 41.5
GPS受信機
-12.5 ～ 7.7
10.9 ～ 39.1
テレメトリ送信機
-3.3 ～ 10.7
21.1 ～ 41.2
テレメトリ送信機
-10.0 ～ 6.3
14.3 ～ 38.3
ミッション送信機
-7.0 ～ 11.7
17.1 ～ 42.7
ミッション送信機
-8.2 ～ 6.3
16.8 ～ 37.3
コマンド受信機
-3.6 ～ 11.8
20.7 ～ 42.0
コマンド受信機
-8.8 ～ 6.7
16.1 ～ 37.9
バッテリ
-0.7 ～ 11.3
24.2 ～ 41.5
バッテリ
-2.4 ～ 2.0 *1
24.8 ～ 31.0
ジャイロ
-7.0 ～ 11.6
16.9 ～ 42.3
ジャイロ
-8.7 ～ 6.4
16.1 ～ 37.3
サンセンサ
-9.2 ～ 13.8
14.0 ～ 44.3
サンセンサ
-17.3 ～ 11.0
4.8 ～ 42.9
表5から表6への設計変更点
磁気センサ
-9.2 ～ 12.2
14.0 ～ 42.8
磁気センサ
-16.9 ～ 9.3
5.4 ～ 41.0
● 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
磁気トルカ
-9.1 ～ 13.5
14.1 ～ 44.1
磁気トルカ
-17.1 ～ 10.7
5.1 ～ 42.8
スタートラッカー
-7.2 ～ 11.9
16.5 ～ 41.8
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
-6.7 ～ 11.8
17.6 ～ 42.6
リアクションホイール
-8.2 ～ 6.3
16.8 ～ 37.3
スラスタ
0.78 ～ 4.8
27.5 ～ 33.8
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/m ]
1414 [W/m ]
地球赤外放射
189 [W/m2]
261 [W/m2]
アルベド係数
2
2
0.2
0.4
LTDN
+1時間(12:00)
-1時間(10:00)
劣化
アロジン1000
ε =0.06
アロジン1000
α =0.20
白アルマイト
α =0.68, ε =0.88
●大学院生が10ヶ月で熱設
計を完了できた。
*1 バッテリ2.9 W使用時は、4.1 ～ 8.3 ℃
成果発表査読付き論文
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.
新規熱制御材の選定
5
赤外放射
太陽
太陽直達
日射
衛星
衛星に入出熱する放射量
衛星の１面の面積 l2 に比
例する。
内部発熱
地球赤外放射
アルベド
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/l2 は、入出
熱する放射量に対する温
度変化の感度を示す。
地球
C
mc dT
l 2 dt
mc dT
q IR ( F n s−e +4 F p s−e ) ε −ε 6 σ T 4 = 2
l dt
G s ∑ A pi α+q IR ( F n s−e +4 F p s−e ) ε +G s a ( F n s−e +4 F p s−e )α K a −ε 6σ T 4 =
i= A
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。
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。
比熱の大きい物質
● 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
容器との濡れが悪いと...
蓄熱材
蓄熱量の低下
新規熱制御材の選定　－　比熱の効果
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。
α
1
0.9 H: 500 km
0.8 LTDN: 11
0.7
0.6
0.5
Model B
0.4
0.3
c=688
c=1000
0.2
c=2000
0.1
0
0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 1
ε
7
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。
：太陽電池セルの光学特性
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
宇宙機「しんえん」
「ほどよし１号機」
蓄熱材
材質
8
蓄熱温度[℃]
蓄熱量[kJ/kg] 蓄熱方法
n-Tetradecane
(C14H30)
6
228
固相－液相
相変化
n-Hexadecane
(C16H34)
17
237
固相－液相
相変化
n-Octadecane
（C18H38）
28
244
固相－液相
相変化
n-Eicosane
(C20H42)
37
246
固相－液相
相変化
n-Octacosane
C28H58)
62
253
固相－液相
相変化
Trans-1,4polybutadien
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。
トランス-1,4-ポリブタジエン
9
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 %
蓄熱量測定
10
測定方法
示差走査熱量計(Differential scanning calorimetry, DSC)
メトラー・トレド DSC1
10分
1回目測定
２回目測定
温度, ℃
200
25
0
-10
時間, s
降温速度：-１０℃/min.
昇温速度：１０℃/min.
成分分析
1
11
H NMR spectrum
重クロロホルム（溶媒）
CDCl3
プロトンNMR　Nuclear Magnetic Resonance
a
H
b
H
a : 2.03 ppm
n
テトラメチルシラン
（基準物質）
b : 5.42 ppm
TMS
H 2O
12
DSCを用いた測定結果ー蓄熱量、蓄熱温度
^exo
trans_1_4_polybutadien_1st 30.08.2013 19:5 4:28
昇温速度：+5℃/min.
trans_1,4_polybutadien_5_1st_2nd
30.08.2013 19:3 8:01
降温速度：-5℃/min.
^exo
st
1 Measurement
nd
2 Measurement
4
2
昇温速度：+5℃/min.
0
-2
積分
-260.06 mJ
正規化
オンセット
-80.02 Jg^-1
67.76 °C
ピーク
73.50 °C
-4
-6
-8
0
73.50℃
0
20
40
60
積分
-117.67 mJ
正規化
オンセット
ピーク
-36.21 Jg^-1
122.12 °C
130.25 °C
-80.02 J/g
80
100
120
140
Hokkaido Univ: METTLER
Temperature, ℃
-2
^exo
160
180
°C
S TAR e SW 11.00
Trans_1 _4_polybutadien_5_1st_down
30.08.2013 20:1 3:18
mW
-4
0
20
40
60
Hokkaido Univ: METTLER
80
100
120
140
Temperature, ℃
160
180
S TAR e SW 11.00
降温速度：-5℃/min.
8
°
C
Heat Flow, mW
Heat Flow, mW
mW
Heat Flow, mW
mW
6
積
分
正
規
化
4 オ
ン
セ
ッ
ト
ピ
ー
ク
274.
03 mJ
84.
32 Jg^-1
59.
24 °
C
56.
83 °
C
積
分
正
規
化
102.
87 mJ
31.
65 Jg^-1
オ
ン
セ
ッ
ト
ピ
ー
ク
117.
04 °
C
114.
42 °
C
2
0
56.24 ℃
84.32 J/g
0
80
-2
20
40
60
Hokkaido Univ: METTLER
100
120
140
Temperature, ℃
160
180
°
C
S TAR e SW 11.00
蓄熱・放熱温度と蓄熱・放熱量
13
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．
成果発表査読付き論文
4. Tsuyoshi Totani, et al., “Heat Storage Material without Phase-change for Micro and Nano
Satellite”, Transaction of JSASS, Aerospace Japan, now printing.
14
宇宙実証
ほどよし４号機へ搭載
名古屋大
蓄熱パネル
熱量測定板
北海道大
蓄熱器
蓄熱材
まとめ
15
● 超小型衛星の熱設計の標準化について研究を行
い、熱設計手順を確立しました。
←超小型衛星の短期開発に貢献
● 新規熱制御素材の開発を行い、固体ー固体の結
晶構造転移で蓄熱する蓄熱器を開発しました。
←高発熱機器に対応

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