特開 2024-142415 排熱構造体、及び宇宙飛行体

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】公開特許公報(A)

(11)【公開番号】P2024142415

(43)【公開日】2024-10-11

(54)【発明の名称】排熱構造体、及び宇宙飛行体

(51)【国際特許分類】

   B64G 1/50 20060101AFI20241003BHJP

【ＦＩ】

B64G1/50 300

B64G1/50 600

【審査請求】未請求

【請求項の数】9

【出願形態】ＯＬ

(21)【出願番号】P 2023054550

(22)【出願日】2023-03-30

(71)【出願人】

【識別番号】000006208

【氏名又は名称】三菱重工業株式会社

(74)【代理人】

【識別番号】100149548

【弁理士】

【氏名又は名称】松沼 泰史

(74)【代理人】

【識別番号】100162868

【弁理士】

【氏名又は名称】伊藤 英輔

(74)【代理人】

【識別番号】100161702

【弁理士】

【氏名又は名称】橋本 宏之

(74)【代理人】

【識別番号】100189348

【弁理士】

【氏名又は名称】古都 智

(74)【代理人】

【識別番号】100196689

【弁理士】

【氏名又は名称】鎌田 康一郎

(72)【発明者】

【氏名】仲鉢 貴臣

(72)【発明者】

【氏名】梓澤 直人

(57)【要約】

【課題】さらに向上した排熱性能を有し、かつさらに軽量化された排熱構造体、及び宇宙飛行体を提供する。
【解決手段】排熱構造体は、主壁を有する宇宙飛行体の排熱構造体であって、主壁の外側で、軸線に沿って延びる複数の伝熱管と、主壁に対向するとともに、伝熱管よりも外側に位置する排熱板と、伝熱管を外周側から囲う円周壁部と、を備え、排熱板には、伝熱管に対応する位置に設けられ、軸線方向から見て、円周壁部の径方向外側に位置することで外側を向く底面部、及び底面部から外側に向かって延びる一対の側面部によって画成される凹部が形成されている。
【選択図】図２

【特許請求の範囲】

【請求項1】

主壁を有する宇宙飛行体の排熱構造体であって、
前記主壁の外側で、軸線に沿って延びる複数の伝熱管と、
前記主壁に対向するとともに、前記伝熱管よりも前記外側に位置する排熱板と、
前記伝熱管を外周側から囲う円周壁部と、
を備え、
前記排熱板には、前記伝熱管に対応する位置に設けられ、前記軸線方向から見て、前記円周壁部の径方向外側に位置することで前記外側を向く底面部、及び該底面部から前記外側に向かって延びる一対の側面部によって画成される凹部が形成されている排熱構造体。

【請求項2】

前記一対の側面部の一方から他方に向かって突出する一対のリブをさらに備える請求項１に記載の排熱構造体。

【請求項3】

前記一対のリブは、前記軸線方向から見て、前記主壁から前記外側に向かう方向における位置が互いに異なっているとともに、前記外側から見て前記一対のリブ同士の少なくとも一部が互いに重なっている請求項２に記載の排熱構造体。

【請求項4】

前記一対の側面部の前記外側の端縁は、前記排熱板よりも前記外側に突出している請求項１から３のいずれか一項に記載の排熱構造体。

【請求項5】

前記一対の側面部は、前記軸線方向から見て、一方から他方に向かうように湾曲している請求項４に記載の排熱構造体。

【請求項6】

前記一対の側面部の前記外側の端縁は、前記主壁から前記外側に向かう方向から見て互いに重複し、かつ互いに異なる曲率を有することで間に隙間を形成している請求項５に記載の排熱構造体。

【請求項7】

前記軸線方向から見て、前記排熱板の内面と前記円周壁部との間の空間を接続する傾斜面を有する充填部をさらに備える請求項１に記載の排熱構造体。

【請求項8】

前記主壁を有する機体と、
前記主壁に設けられた請求項１に記載の排熱構造体と、
を備える宇宙飛行体。

【請求項9】

前記主壁を有するパネル本体と、
該パネル本体の外側に設けられた請求項１に記載の排熱構造体と、
を備える宇宙飛行体。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本開示は、排熱構造体、及び宇宙飛行体に関する。

【背景技術】

【0002】

宇宙を航行する宇宙機や人工衛星（以下では、これらを宇宙飛行体と総称する。）には、宇宙空間の温度変化から機器を保護するために、主壁の外側に設けられた伝熱管を通じて宇宙空間と内部との間で熱交換（吸熱と排熱）を行っている。この種の排熱構造体として、下記特許文献１に記載されたものが知られている。下記特許文献１に係る構造では、伝熱管の外側に排熱板と、バンパーとが層状に設けられている。排熱板とバンパーとの間には伝熱促進剤が介在している。これにより、宇宙空間から飛来するスペースデブリやメテオロイドの衝突から伝熱管を保護することができるとされている。

【先行技術文献】

【特許文献】

【0003】

【特許文献1】特開平６－２０７７９３号公報

【発明の概要】

【発明が解決しようとする課題】

【0004】

しかしながら、上記のように伝熱管の外側に排熱板とバンパーに加えて伝熱促進剤を層状に設けた場合、伝熱経路が長くなることから、伝熱管から宇宙空間への熱の放射が阻害されてしまう。また、部材の点数が多くなることから、構造体の重量が増加してしまうという課題もある。

【0005】

本開示は上記課題を解決するためになされたものであって、さらに向上した排熱性能を有し、かつさらに軽量化された排熱構造体、及び宇宙飛行体を提供することを目的とする。

【課題を解決するための手段】

【0006】

上記課題を解決するために、本開示に係る排熱構造体は、主壁を有する宇宙飛行体の排熱構造体であって、前記主壁の外側で、軸線に沿って延びる複数の伝熱管と、前記主壁に対向するとともに、前記伝熱管よりも前記外側に位置する排熱板と、前記伝熱管を外周側から囲う円周壁部と、を備え、前記排熱板には、前記伝熱管に対応する位置に設けられ、前記軸線方向から見て、前記円周壁部の径方向外側に位置することで前記外側を向く底面部、及び該底面部から前記外側に向かって延びる一対の側面部によって画成される凹部が形成されている。

【0007】

本開示に係る宇宙飛行体は、前記主壁を有する機体と、前記主壁に設けられた上記の排熱構造体と、を備える。

【発明の効果】

【0008】

本開示によれば、さらに向上した排熱性能を有し、かつさらに軽量化された排熱構造体、及び宇宙飛行体を提供することができる。

【図面の簡単な説明】

【0009】

【図1】本開示の第一実施形態に係る宇宙飛行体の構成を示す模式図である。

【図2】本開示の第一実施形態に係る排熱構造体の構成を示す断面図である。

【図3】本開示の第二実施形態に係る排熱構造体の構成を示す断面図である。

【図4】本開示の第三実施形態に係る排熱構造体の構成を示す断面図である。

【図5】本開示の第三実施形態に係る排熱構造体の変形例を示す断面図である。

【図6】本開示の第四実施形態に係る排熱構造体の構成を示す断面図である。

【図7】本開示の各実施形態に共通する排熱構造体の変形例を示す断面図である。

【図8】本開示の各実施形態に共通する宇宙飛行体の変形例を示す斜視図である。

【発明を実施するための形態】

【0010】

＜第一実施形態＞
以下、本開示の第一実施形態に係る宇宙飛行体１、及び排熱構造体２について、図１と図２を参照して説明する。

【0011】

（宇宙飛行体１の構成）
宇宙飛行体１は、地上から打ち上げられた後、宇宙空間を航行する輸送機械、又は人工衛星である。図１では、宇宙飛行体１として、宇宙を航行する宇宙機１０の例を示している。図１に示すように、宇宙機１０は、宇宙機本体１１（機体）と、推進装置１２と、排熱構造体２と、を備える

【0012】

宇宙機本体１１は、人員や貨物を搭載するための与圧空間を内部に有する容器状をなしている。与圧空間は、主壁１３によって密封された空間である。宇宙機本体１１の内部には、操縦装置や航法装置、生命維持装置等の各種機器も搭載されている。宇宙機本体１１には、推進装置１２が取り付けられている。推進装置１２としては、固体燃料又は液体燃料をエネルギー源とするロケットエンジンが一例として挙げられる。その他、推進装置１２としてイオンエンジンを用いることも可能である。推進装置１２を駆動することによって、宇宙機本体１１の推進方向、水深速度が適宜調節される。

【0013】

（排熱構造体２の構成）
排熱構造体２は、宇宙機本体１１の外表面を覆うようにして設けられている。排熱構造体２は、主として、宇宙機本体１１の内部で生じた熱を宇宙空間に向けて放射によって排熱するための装置である。図２に示すように、排熱構造体２は、伝熱管２１と、排熱板２２と、円周壁部２３と、を有する。

【0014】

伝熱管２１は、上記した主壁１３の外側で、つまり宇宙空間に面する側に複数設けられている。図２中では、伝熱管２１が円管状をなしている例について示している。伝熱管２１は、軸線Ｘに沿って延びている。伝熱管２１の内部には熱媒体が流通する流路が形成されている。この伝熱管２１が、軸線Ｘと交差する方向に間隔をあけて複数設けられている。詳しくは図示しないが、伝熱管２１は、宇宙機１０内部の熱交換器に接続されている。一例として、熱交換器を通る熱媒体と内部空間の空気とが熱交換することで、当該熱媒体は昇温され、内部空間の温度は下がる。

【0015】

排熱板２２は、伝熱管２１のさらに外側に設けられ、主壁１３との間に空間を形成している。当該空間には、断熱材等が充填されていてもよいし、空洞であってもよい。また、図示しない支持部材が設けられていてもよい。排熱板２２の外側の面は宇宙空間に面している。排熱板２２の内側の面は上記の空間を介して主壁１３に対向している。（軽量化のため、排熱版２２そのものが主壁１３であっても良い）

【0016】

伝熱管２１の周囲には、円周壁部２３が設けられている。円周壁部２３は、伝熱管２１に沿って軸線Ｘ方向に延びるとともに、当該軸線Ｘを中心とする円管状の断面形状を有している。円周壁部２３と伝熱管２１との間には隙間が形成されていない。つまり、円周壁部２３の内周側の孔に伝熱管２１が隙間なく挿通されている。

【0017】

円周壁部２３の径方向外側であって排熱板２２側の面には、底面部３１が形成されている。底面部３１は、円周壁部２３と一体に形成され、その外側を向く面は宇宙空間に面する底面３２とされている。底面３２は、排熱板２２と平行に広がる平面状をなしている。さらに、この底面部３１には、底面３２側から外側に向かって延びる一対の側面部３３が形成されている。これら側面部３３は、軸線Ｘを挟んで互いに間隔をあけて対向している。また、それぞれの側面部３３は、伝熱管２１の延在長さ全域にわたって軸線Ｘ方向に延びるとともに、主壁１３側から排熱板２２側に向けて直線状に突出している。側面部３３の外側の端縁は、排熱板２２に接続されている。一対の側面部３３における互いに対向する面は、側面３４とされている。これら一対の側面３４と上記の底面３２とによって形成される空間は、凹部３５とされている。つまり、この凹部３５の表面を介して、伝熱管２１内の熱媒体の熱が宇宙空間に放射されるように構成されている。なお、側面部３３における側面３４とは反対側の面（裏面３６）は、円周壁部２３の外周面と面一になっている。

【0018】

（作用効果）
ここで、宇宙を航行する宇宙機１０や人工衛星には、宇宙空間の温度変化から機器を保護するために、主壁１３の外側に設けられた伝熱管２１を通じた宇宙空間と内部との間で熱交換（吸熱と排熱）を行っている。この種の排熱構造として、伝熱管２１の外側に排熱板２２とバンパーとを層状に設ける構成等が従来採用されていた。排熱板２２とバンパーとの間には伝熱促進剤が介在している。これにより、宇宙空間から飛来するスペースデブリやメテオロイドの衝突から伝熱管２１を保護することができるとされている。しかしながら、上記のように伝熱管２１の外側に排熱板２２とバンパーに加えて伝熱促進剤を層状に設けた場合、伝熱経路が長くなることから、伝熱管２１から宇宙空間への熱の放射が阻害されてしまう。また、部材の点数が多くなることから、構造体の重量が増加してしまうという課題もある。そこで、本実施形態に係る排熱構造体２は、上述の各構成を採用している。

【0019】

上記構成によれば、伝熱管２１が底面部３１を介して短い距離で宇宙空間側（外側）に対向している。また、凹部３５が形成されていることによって、宇宙空間に接する表面積が増大する。具体的には、凹部３５の底面３２、及び一対の側面３４が形成されている分だけ、排熱板２２の表面積が増大する。このため、これら底面３２、及び側面３４を通じて、排熱板２２からの熱の放射量をさらに大きく確保することができる。これにより、伝熱管２１からの熱の放射が促進されて、排熱性能を向上させることができる。その結果、宇宙機１０の内部の居住性が高まるとともに、各種装置を安定的に動作させることが可能となる。

【0020】

さらに、上記構成では、底面部３１を囲むようにして一対の側面部３３によって凹部３５が形成されている。これにより、スペースデブリ等の飛翔体が伝熱管２１に直接的に衝突してしまう可能性を低減することができる。特に、凹部３５に対する斜め方向からの飛翔体の衝突を有効に回避することができる。また、凹部３５の幅寸法よりも大きい飛翔体であれば、当該凹部３５を通過しないことから、伝熱管２１に対して飛翔体の衝撃が直接的に及んでしまう可能性を低減することができる。このように少ない部材で飛翔体に対する保護性能が向上できることから、排熱構造体２の軽量化をも実現することができる。したがって、宇宙機１０の打ち上げコストや建造コストをさらに削減することが可能となる。

【0021】

以上、本開示の第一実施形態について説明した。なお、本開示の要旨を逸脱しない限りにおいて、上記の構成に種々の変更や改修を施すことが可能である。

【0022】

＜第二実施形態＞
次に、本開示の第二実施形態について、図３を参照して説明する。なお、上記の第一実施形態と同様の構成については同一の符号を付し、詳細な説明を省略する。図３に示すように、本実施形態に係る排熱構造体１０２は、第一実施形態で説明した構成に加えて、側面３４から延びる複数のリブ３７をさらに備えている。

【0023】

リブ３７は、互いに対向する一対の側面３４のうちの一方から他方に向かって突出する板状をなしている。図３の例では、軸線Ｘ方向から見たリブ３７の断面形状は矩形である。また、リブ３７は排熱板２２と平行になるようにして延びるとともに、伝熱管２１の延在長さの全域にかけて軸線Ｘ方向に延びている。

【0024】

これら一対のリブ３７は、軸線Ｘに対する径方向、つまり主壁１３側から外側（宇宙空間側）に向かう方向における位置が互いに異なっている。また、外側から見た場合、これらリブ３７の少なくとも一部は互いに重なり合っている。具体的には、リブ３７の先端同士が互いに重複している。したがって、外側から見た場合、リブ３７に遮られているために凹部３５の底面３２は外側に露呈していない状態となっている。他方で、リブ３７同士の間には、径方向の隙間が形成されている。また、各リブ３７と底面３２との間にもそれぞれ隙間が形成されている。これにより、軸線Ｘ方向から見ると、一対のリブ３７によって、外側から底面３２に至るまでのジグザグの間隙が形成されている。この間隙は、底面３２から外側に向けての熱の放射経路となっている。

【0025】

（作用効果）
上記構成によれば、一対のリブ３７が凹部３５内に設けられていることで、これらリブ３７によって凹部３５内への飛翔体の侵入を防ぐことができる。したがって、伝熱管２１を当該飛翔体からさらに安定的に保護することができる。これにより、飛翔体の衝突による伝熱管２１の損壊が回避され、宇宙機１０の航行安全性をさらに向上させることが可能となる。

【0026】

また、上記構成によれば、一対のリブ３７では、主壁１３から外側に向かう方向における位置が互いに異なっている。さらに、外側から見てリブ３７同士の少なくとも一部が互いに重なっている。これにより、リブ３７同士の間には間隙が形成されつつも、外側から見た場合に凹部３５内の底面部３１がリブ３７によって遮られており、外側に露呈していない状態となる。したがって、ジグザグ状の間隙によって伝熱管２１からの熱の放射経路を確保しつつも、飛翔体に対する保護性能をさらに向上させることが可能となる。これにより、飛翔体の衝突による伝熱管２１の損壊が回避され、宇宙機１０の航行安全性をより一層向上させることが可能となる。

【0027】

加えて、リブ３７が設けられている分だけ、排熱板２２の表面積が増大することから、熱の放射量をさらに大きく確保することもできる。これにより、排熱構造体１０２としての排熱性能が向上する。したがって、例えば伝熱管２１の総延長距離を従来よりも短く抑えることも可能となる。その結果、排熱構造体１０２の製造に要するコストが削減される。また、排熱構造体１０２のさらなる軽量化も実現することができる。

【0028】

以上、本開示の第二実施形態について説明した。なお、本開示の要旨を逸脱しない限りにおいて、上記の構成に種々の変更や改修を施すことが可能である。

【0029】

＜第三実施形態＞
続いて、本開示の第三実施形態について、図４と参照して説明する。なお、上記の各実施形態と同様の構成については同一の符号を付し、詳細な説明を省略する。図４に示すように、本実施形態に係る排熱構造体２０２では、上述した一対の側面部３３の外側の端縁が、排熱板２２よりもさらに外側に突出している。この突出している部分は、事後的に取り付けられてもよいし、排熱板２２とともに一体に成形されていてもよい。これら側面部３３同士の間には、上述したものと同様の凹部３５が形成されている。軸線Ｘに対する径方向において、凹部３５の底面３２と排熱板２２の位置は一致している。

【0030】

さらに、一対の側面部３３では、その先端部が一方から他方に向かって互いに近接する方向に湾曲している。なお、本実施形態では、これら先端部同士の間には隙間が形成されている。つまり、一対の側面部３３の断面形状は、軸線Ｘを通る対称面を基準として面対称となっている。さらに言い換えれば、一対の側面部３３同士では、湾曲形状、又は曲率が同一である。

【0031】

（作用効果）
上記構成によれば、排熱板２２の表面から側面部３３の外側の端縁が突出した状態となっている。これにより、当該一対の側面部３３によって飛翔体から伝熱管２１を保護することができる。特に、側面部３３に対する斜め方向から飛来する飛翔体から伝熱管２１を有効に保護することができる。また、これら側面部３３が突出している分だけ、排熱板２２と宇宙空間が接する表面積が拡大するため、熱の放射量をさらに拡大することが可能となる。したがって、例えば伝熱管２１の総延長距離を従来よりも短く抑えることも可能となる。その結果、排熱構造体２０２の製造に要するコストが削減される。また、排熱構造体２０２のさらなる軽量化も実現することができる。

【0032】

さらに、上記構成によれば、側面部３３が一方から他方に向かうように湾曲していることから、外側から見た場合のこれら側面部３３同士の間の隙間が狭くなる。したがって、側面部３３同士の間の凹部３５に飛翔体が侵入してしまう可能性をさらに低減することができる。言い換えると、側面部３３同士の間の隙間よりも大きな寸法体格を有する飛翔体は、この隙間を通過することがない。このため、飛翔体に対する保護性能をより一層向上させることが可能となる。

【0033】

以上、本開示の第三実施形態について説明した。なお、本開示の要旨を逸脱しない限りにおいて、上記の構成に種々の変更や改修を施すことが可能である。

【0034】

例えば、第三実施形態の変形例として図５に示すように、一対の側面部３３の湾曲形状、又は曲率が互いに異なっていてもよい。この場合、湾曲形状、又は曲率が異なっていることによって、側面部３３の先端部同士が外側から見て互いに重なり合っている。また、軸線Ｘに対する径方向においては、側面部３３の先端部同士の間に隙間が形成されている。この構成によれば、外側から見た場合に、一対の側面部３３同士が互いに重複していることから、凹部３５の底面３２が外側に露呈してしまうことがない。これにより、飛翔体が凹部３５内に侵入してしまう可能性をさらに低減することができる。加えて、これら側面部３３同士の曲率が互いに異なることで間に隙間が形成されていることから、伝熱管２１からの熱の放射経路が側面部３３によって遮られることがない。これにより、伝熱管２１からの熱の放射をさらに促進することが可能となる。したがって、例えば伝熱管２１の総延長距離を従来よりも短く抑えることも可能となる。その結果、排熱構造体２０２の製造に要するコストが削減される。また、排熱構造体２のさらなる軽量化も実現することができる。

【0035】

＜第四実施形態＞
次に、本開示の第四実施形態について、図６を参照して説明する。なお、上記の各実施形態と同様の構成については同一の符号を付し、詳細な説明を省略する。図６に示すように、本実施形態に係る排熱構造体３０２では、第三実施形態と同様に側面部３３の先端部が外側に突出している。さらに、軸線Ｘに対する径方向において、排熱板２２と底面３２との位置が互いに異なっている。具体的には、底面３２は排熱板２２よりも径方向内側（軸線Ｘに近接する側）に位置している。また、側面部３３は、それぞれ軸線Ｘに対する径方向に平行な方向に直線状に延びている。

【0036】

（作用効果）
上記構成によれば、排熱板２２の表面から側面部３３が突出した状態となっている。これにより、当該一対の側面部３３によって飛翔体から伝熱管２１を保護することができる。また、これら側面部３３が突出している分だけ、排熱板２２と宇宙空間が接する表面積が拡大するため、熱の放射量をさらに拡大することが可能となる。したがって、例えば伝熱管２１の総延長距離を従来よりも短く抑えることも可能となる。その結果、排熱構造体３０２の製造に要するコストが削減される。また、排熱構造体３０２のさらなる軽量化も実現することができる。

【0037】

また、上記構成によれば、排熱板２２よりも底面３２が径方向内側に位置していることから、伝熱管２１と側面部３３の先端部との間の距離を大きく確保することができる。言い換えると、見かけ上の凹部３５の深さを大きくすることができる。これにより、伝熱管２１に飛翔体の衝撃が伝わってしまう可能性をより一層低減することができる。したがって、排熱構造体３０２の保護性能をさらに向上させることができる。

【0038】

以上、本開示の第四実施形態について説明した。なお、本開示の要旨を逸脱しない限りにおいて、上記の構成に種々の変更や改修を施すことが可能である。

【0039】

＜その他の実施形態＞
以上、本開示の各実施形態について図面を参照して詳述したが、具体的な構成はこの実施の形態に限られるものではなく、本開示の要旨を逸脱しない範囲の設計変更等も含まれる。

【0040】

例えば、図７に変形例として示す構成を採ることも可能である。この構成では、第四実施形態で説明した構成に加えて、充填部３８がさらに設けられている。充填部３８は、軸線Ｘ方向から見て、排熱板２２の内面と円周壁部２３との間の空間を接続する傾斜面３９を有する。傾斜面３９と排熱板２２、及び円周壁部２３で囲まれた空間は当該充填部３８によって占められている。排熱構造体３０２の組み立ての際には、円周壁部２３と一対の充填部３８、及び排熱板２２に分けて部品構成される。つまり、円周壁部２３と一対の充填部３８を排熱板２２の表面に溶接等によって結合することで排熱構造体３０２が形成される。また、充填部３８が設けられていることによって、排熱板２２と円周壁部２３の剛性が向上する。これにより、飛翔体の衝突による衝撃から排熱構造体２をさらに堅固に保護することができる。なお、充填部３８の傾斜面３９の形状は一例であって、強度を増すために表面にさらなる凹凸等が形成されていてもよい。

【0041】

上記構成によれば、充填部３８を有することで、排熱板２２の内面と、当該充填部３８を含む円周壁部２３との間の接合面積を増やすことができる。これにより、単位面積当たりに求められる結合強度が小さくなる。その結果、排熱構造体３０２を製造する際の加工コストを大幅に削減することが可能となる。

【0042】

さらに、図８に宇宙飛行体１の変形例として示すように、人工衛星４０に排熱構造体２を用いることも可能である。人工衛星４０は、直方体又は立方体状の衛星本体４１と、この衛星本体４１に対して収納・展開可能な状態で接続された板状の排熱パネル４２と、を有する。排熱パネル４２は、上記の主壁１３を有するパネル本体４３と、このパネル本体４３の外側両面、又は片面に取り付けられた排熱構造体２を有する。このような構成であっても、上述したものと同様の作用効果を得ることができる。また、この他、月面を走行する探査車両に排熱構造体２を設けてもよい。

【0043】

なお、図１や図８で示した宇宙飛行体１の構成はあくまで一例であって、設計や仕様に応じて種々の形状、態様を採り得る。また、排熱構造体２が設けられる位置や面積も設計や仕様に応じて適宜決定されてよい。

【0044】

さらに、第二実施形態で説明したリブ３７は、外側から見て互いに重なり合っていなくてもよい。また、軸線Ｘに対する径方向において、これら一対のリブ３７が同一の位置に設けられていてもよい。さらには、リブ３７の設けられる数も一対に限定されず、凹部３５の容積によっては３つ以上のリブ３７が設けられていてもよい。

【0045】

また、第三実施形態と第四実施形態の構成を互いに組み合わせることも可能である。つまり、側面部３３の先端部が湾曲しつつ、排熱板２２と底面部３１との径方向位置が互いに異なっていてもよい。この構成によっても上述したものと同様の作用効果を得ることができる。

【0046】

加えて、排熱板２２と主壁１３の間の空間には、重量制限が許す限りにおいて、断熱材等が充填されていてもよい。しかし、上記実施形態のように何も充填しない構成の方が軽量化に資する上で有利である。また、主壁１３が排熱板２２と同様に排熱のための機能を有していてもよい。つまり、主壁１３が排熱板２２に熱的に接続されている構成を採ることが可能である。

【0047】

また、上記の各実施形態では、円周壁部２３の内周側に伝熱管２１が挿通されている例について説明した。しかしながら、円周壁部２３と伝熱管２１とを一体に形成することも可能である。つまり、円周壁部２３に形成された軸線方向に延びる孔が伝熱管として機能し、その内部には熱媒体が流通する。このような構成によっても上述したものと同様の作用効果を得ることができる。

【0048】

＜付記＞
各実施形態に記載の排熱構造体２、及び宇宙飛行体１は、例えば以下のように把握される。

【0049】

（１）第１の態様に係る排熱構造体２は、主壁１３を有する宇宙飛行体１の排熱構造体２であって、前記主壁１３の外側で、軸線Ｘに沿って延びる複数の伝熱管２１と、前記主壁１３に対向するとともに、前記伝熱管２１よりも前記外側に位置する排熱板２２と、前記伝熱管２１を外周側から囲う円周壁部２３と、を備え、前記排熱板２２には、前記伝熱管２１に対応する位置に設けられ、前記軸線Ｘ方向から見て、前記円周壁部２３の径方向外側に位置することで前記外側を向く底面部３１、及び該底面部３１から前記外側に向かって延びる一対の側面部３３によって画成される凹部３５が形成されている。

【0050】

上記構成によれば、伝熱管２１が底面部３１を介して短い距離で宇宙空間側（外側）に対向している。また、凹部３５が形成されていることによって、宇宙空間に接する表面積が増大するため、熱の放射量をさらに大きく確保することができる。これにより、当該伝熱管２１からの熱の放射が促進されて、排熱性能を向上させることができる。さらに、底面部３１を囲むようにして一対の側面部３３によって凹部３５が形成されている。これにより、スペースデブリ等の飛翔体が伝熱管２１に直接的に衝突してしまう可能性を低減することができる。特に、凹部３５に対する斜め方向からの飛翔体の衝突を有効に回避することができる。少ない部材で飛翔体に対する保護性能が向上できることから、排熱構造体２の軽量化をも実現することができる。

【0051】

（２）第２の態様に係る排熱構造体２は、（１）の排熱構造体２であって、前記一対の側面部３３の一方から他方に向かって突出する一対のリブ３７をさらに備える。

【0052】

上記構成によれば、一対のリブ３７が凹部３５内に設けられていることで、これらリブ３７によって凹部３５内への飛翔体の侵入を防ぐことができる。したがって、伝熱管２１を当該飛翔体から保護することができる。

【0053】

（３）第３の態様に係る排熱構造体２は、（２）の排熱構造体２であって、前記一対のリブ３７は、前記軸線Ｘ方向から見て、前記主壁１３から前記外側に向かう方向における位置が互いに異なっているとともに、前記外側から見て前記一対のリブ３７同士の少なくとも一部が互いに重なっている。

【0054】

上記構成によれば、一対のリブ３７では、主壁１３から外側に向かう方向における位置が互いに異なっている。さらに、外側から見てリブ３７同士の少なくとも一部が互いに重なっている。これにより、リブ３７同士の間には隙間が形成されつつも、外側から見た場合に凹部３５内の底面部３１がリブ３７によって遮られており、外側に露呈していない状態となる。したがって、伝熱管２１からの熱の放射経路を確保しつつ、飛翔体に対する保護性能をさらに向上させることが可能となる。

【0055】

（４）第４の態様に係る排熱構造体２は、（１）から（３）のいずれか一態様に係る排熱構造体２であって、前記一対の側面部３３の前記外側の端縁は、前記排熱板２２よりも前記外側に突出している。

【0056】

上記構成によれば、排熱板２２の表面から側面部３３が突出した状態となっている。これにより、当該一対の側面部３３によって飛翔体から伝熱管２１を保護することができる。また、これら側面部３３が突出している分だけ、排熱板２２と宇宙空間が接する表面積が拡大するため、熱の放射量をさらに拡大することが可能となる。

【0057】

（５）第５の態様に係る排熱構造体２は、（４）の排熱構造体２であって、前記一対の側面部３３は、前記軸線Ｘ方向から見て、一方から他方に向かうように湾曲している。

【0058】

上記構成によれば、側面部３３が一方から他方に向かうように湾曲していることから、外側から見た場合のこれら側面部３３同士の間の隙間が狭くなる。したがって、側面３４同士の間の凹部３５に飛翔体が侵入してしまう可能性をさらに低減することができる。

【0059】

（６）第６の態様に係る排熱構造体２は、（５）の排熱構造体２であって、前記一対の側面部３３の前記外側の端縁は、前記主壁１３から前記外側に向かう方向から見て互いに重複し、かつ互いに異なる曲率を有することで間に隙間を形成している。

【0060】

上記構成によれば、外側から見た場合に、一対の側面部３３同士が互いに重複していることから、凹部３５の底面３２が外側に露呈してしまうことがない。これにより、飛翔体が凹部３５内に侵入してしまう可能性をさらに低減することができる。加えて、これら側面部３３同士の曲率が互いに異なることで間に隙間が形成されていることから、伝熱管２１からの熱の放射経路が側面部３３によって遮られることがない。したがって、伝熱管２１からの熱の放射をさらに促進することが可能となる。

【0061】

（７）第７の態様に係る排熱構造体２は、（１）から（６）のいずれか一態様に係る排熱構造体２であって、前記軸線Ｘ方向から見て、前記排熱板２２の内面と前記円周壁部２３との間の空間を接続する傾斜面３９を有する充填部３８をさらに備える。

【0062】

上記構成によれば、充填部３８を有することで、排熱板２２の内面と、当該充填部３８を含む円周壁部２３との間の接合面積を増やすことができる。これにより、単位面積当たりに求められる結合強度が小さくなる。その結果、排熱構造体２を製造する際の加工コストを大幅に削減することが可能となる。

【0063】

（８）第８の態様に係る宇宙飛行体１は、前記主壁１３を有する機体と、前記主壁１３に設けられた（１）から（７）のいずれか一態様に係る排熱構造体２と、を備える。

【0064】

上記構成によれば、放熱性能が向上し、かつ軽量化された排熱構造体２を有する宇宙飛行体１を提供することができる。

【0065】

（９）第９の態様に係る宇宙飛行体１は、前記主壁１３を有するパネル本体４３と、該パネル本体４３の外側に設けられた（１）から（７）のいずれか一態様に係る排熱構造体２と、を備える。

【0066】

上記構成によれば、放熱性能が向上し、かつ軽量化された排熱構造体２を有する宇宙飛行体１を提供することができる。

【符号の説明】

【0067】

１…宇宙飛行体 ２…排熱構造体 １０…宇宙機 １１…宇宙機本体 １２…推進装置 １３…主壁 ２１…伝熱管 ２２…排熱板 ２３…円周壁部 ３１…底面部 ３２…底面 ３３…側面部 ３４…側面 ３５…凹部 ３６…裏面 ３７…リブ ３８…充填部 ３９…傾斜面 ４０…人工衛星 ４１…衛星本体 ４２…排熱パネル ４３…パネル本体 １０２…排熱構造体 ２０２…排熱構造体 ３０２…排熱構造体 Ｘ…軸線

【図1】

【図2】

【図3】

【図4】

【図5】

【図6】

【図7】

【図8】