★０１：人工衛星の内と外の温度
宇宙の温度は、ビッグバンを仮定しますと、宇宙誕生から３分後に１０億度
でしたが、３０万年後は３０００Ｋまで下がりました。さらに宇宙の膨張に伴
い、今日では約２．７５Ｋ（約－２７０．４℃）の温度まで下がっています。
それは、１９６５年アルノ・ペンジャスとロバート・ウィルソン等によって観
測された背景放射で説明されます。
そして、この様な宇宙に人工衛星を飛翔させると、地球近傍では次の３つの
ふく射、反射エネルギーの影響を受けます。
（１）太陽光のふく射エネルギー、
（２）地球アルベドと呼ばれ、太陽光の地球表面での反射エネルギー、
（３）地球赤外ふく射と呼ばれ、地球表面温度約２８８Ｋ（約１５℃）からの
ふく射エネルギーです。
これらのエネルギーは、１ｍ２当り人工衛星に太陽光で約１４００Ｗ、地球ア
ルベドおよび地球赤外ふく射では高度５００ｋｍにおいてそれぞれ約３５０Ｗ
と約２３７Ｗ入射します。地球近傍ですら、人工衛星は複雑な外部熱環境に晒
されます。惑星探査では、太陽光のふく射エネルギーは地球近傍に比べ水星で
約１０倍、火星では２分の１、そして木星では２７分の１と、いっそう厳しい
変化に晒されます。
ここで、直径１０ｃｍの球の宇宙空間における温度を、表面が白色と黒色の
場合について考えてみます。球は２．７５Ｋの温度場に置かれ、かつ球の半分
は太陽光に晒されています。この時、球が太陽光を吸収する割合、太陽光吸収
率αＳは黒色で約９６％と大きく、白色では約２４％と小さく、また、球自身
のエネルギーを宇宙空間に放出する割合、全半球放射率εＨは黒色、白色共に
約８６％と大きい値を有しています。その結果、温度は黒色で２０℃、白色で
は－７３℃になります。つまり、宇宙での物体の温度はαＳとεＨの熱物性に
よって定まります。人工衛星もこの原理を利用して温度制御を行っています。
次に、少し複雑になりますが人工衛星の内部温度についてお話しします。人
工衛星に搭載される電子機器類は、地上で使用される電子機器と同様に－１０
～６０℃の温度範囲内に収められて、はじめて正常に動作します。そのため、
人工衛星は大型・小型に係らず動作温度範囲内に収める熱設計が必要になりま
す。熱設計の基本的な考え方は、ラジエータと呼ばれる放熱面を除き、衛星全
体を多層断熱材ＭＬＩ（Multilayer Insulation）で包んで温度を制御します。
ＭＬＩは、太陽光、地球アルベド、地球赤外放射等の外部から衛星への入熱
と搭載機器の発熱等の内部から宇宙への放熱に対して断熱する役目をします。
両面アルミ蒸着ポリエステルフィルムとポリエステルネットを交互に１０層程
重ね合せ、その最外層にアルミ蒸着ポリイミドフィルムを１層付加し、構成さ
れます。最外層のフィルムは耐熱性、耐電子線・陽子線性、耐紫外線性に優れ
た宇宙材料です。ＭＬＩの断熱性能は９０％以上と優れ、軽量で扱いが容易で
す。
一方、ラジエータは搭載機器の発熱を宇宙空間にラジエータを介して放熱し、
機器の温度を制御する役目をします。ガラスや高分子フィルムに銀蒸着を施し
た材料が用いられ、太陽光を反射し、かつ全半球放射率が大きい特性を有して
います。最近、材料自身の温度で全半球放射率が高温で大きく、低温では小さ
くなる放射率可変デバイスＳＲＤ（Smart Radiation Device）が開発されてい
ます。ペロブスカイト型Ｍｎ酸化物を基材にしています。ＳＲＤを使うことに
より、機器が高温の時多くの熱を放熱し、低温の時には放熱が抑えられヒータ
電力の削減が可能になります。
これまで、人工衛星の温度についてお話をしてきましたが、私たち自身が宇
宙と結ばれていることを、想い起こしてください。雲一つない冬の夜、外に出
ますと体温がいっきに奪われます。それは放射冷却といい、体が低温の宇宙と
ふく射交換を行っているためです。さらに言うならば、太陽系は直径約１０万
光年、厚さ５，０００～１５，０００光年の天の川銀河系の中心から約１６，
０００光年のところで、速度２５０ｋｍ／ｓで動いています。そして、私たち
は公転３０ｋｍ／ｓ、自転０．５ｋｍ／ｓの地球の上に立っているのです。
（大西 晃、おおにし・あきら）
出典： ISASメールマガジン第278号
宇宙の温度は、ビッグバンを仮定しますと、宇宙誕生から３分後に１０億度
でしたが、３０万年後は３０００Ｋまで下がりました。さらに宇宙の膨張に伴
い、今日では約２．７５Ｋ（約－２７０．４℃）の温度まで下がっています。
それは、１９６５年アルノ・ペンジャスとロバート・ウィルソン等によって観
測された背景放射で説明されます。
そして、この様な宇宙に人工衛星を飛翔させると、地球近傍では次の３つの
ふく射、反射エネルギーの影響を受けます。
（１）太陽光のふく射エネルギー、
（２）地球アルベドと呼ばれ、太陽光の地球表面での反射エネルギー、
（３）地球赤外ふく射と呼ばれ、地球表面温度約２８８Ｋ（約１５℃）からの
ふく射エネルギーです。
これらのエネルギーは、１ｍ２当り人工衛星に太陽光で約１４００Ｗ、地球ア
ルベドおよび地球赤外ふく射では高度５００ｋｍにおいてそれぞれ約３５０Ｗ
と約２３７Ｗ入射します。地球近傍ですら、人工衛星は複雑な外部熱環境に晒
されます。惑星探査では、太陽光のふく射エネルギーは地球近傍に比べ水星で
約１０倍、火星では２分の１、そして木星では２７分の１と、いっそう厳しい
変化に晒されます。
ここで、直径１０ｃｍの球の宇宙空間における温度を、表面が白色と黒色の
場合について考えてみます。球は２．７５Ｋの温度場に置かれ、かつ球の半分
は太陽光に晒されています。この時、球が太陽光を吸収する割合、太陽光吸収
率αＳは黒色で約９６％と大きく、白色では約２４％と小さく、また、球自身
のエネルギーを宇宙空間に放出する割合、全半球放射率εＨは黒色、白色共に
約８６％と大きい値を有しています。その結果、温度は黒色で２０℃、白色で
は－７３℃になります。つまり、宇宙での物体の温度はαＳとεＨの熱物性に
よって定まります。人工衛星もこの原理を利用して温度制御を行っています。
次に、少し複雑になりますが人工衛星の内部温度についてお話しします。人
工衛星に搭載される電子機器類は、地上で使用される電子機器と同様に－１０
～６０℃の温度範囲内に収められて、はじめて正常に動作します。そのため、
人工衛星は大型・小型に係らず動作温度範囲内に収める熱設計が必要になりま
す。熱設計の基本的な考え方は、ラジエータと呼ばれる放熱面を除き、衛星全
体を多層断熱材ＭＬＩ（Multilayer Insulation）で包んで温度を制御します。
ＭＬＩは、太陽光、地球アルベド、地球赤外放射等の外部から衛星への入熱
と搭載機器の発熱等の内部から宇宙への放熱に対して断熱する役目をします。
両面アルミ蒸着ポリエステルフィルムとポリエステルネットを交互に１０層程
重ね合せ、その最外層にアルミ蒸着ポリイミドフィルムを１層付加し、構成さ
れます。最外層のフィルムは耐熱性、耐電子線・陽子線性、耐紫外線性に優れ
た宇宙材料です。ＭＬＩの断熱性能は９０％以上と優れ、軽量で扱いが容易で
す。
一方、ラジエータは搭載機器の発熱を宇宙空間にラジエータを介して放熱し、
機器の温度を制御する役目をします。ガラスや高分子フィルムに銀蒸着を施し
た材料が用いられ、太陽光を反射し、かつ全半球放射率が大きい特性を有して
います。最近、材料自身の温度で全半球放射率が高温で大きく、低温では小さ
くなる放射率可変デバイスＳＲＤ（Smart Radiation Device）が開発されてい
ます。ペロブスカイト型Ｍｎ酸化物を基材にしています。ＳＲＤを使うことに
より、機器が高温の時多くの熱を放熱し、低温の時には放熱が抑えられヒータ
電力の削減が可能になります。
これまで、人工衛星の温度についてお話をしてきましたが、私たち自身が宇
宙と結ばれていることを、想い起こしてください。雲一つない冬の夜、外に出
ますと体温がいっきに奪われます。それは放射冷却といい、体が低温の宇宙と
ふく射交換を行っているためです。さらに言うならば、太陽系は直径約１０万
光年、厚さ５，０００～１５，０００光年の天の川銀河系の中心から約１６，
０００光年のところで、速度２５０ｋｍ／ｓで動いています。そして、私たち
は公転３０ｋｍ／ｓ、自転０．５ｋｍ／ｓの地球の上に立っているのです。
（大西 晃、おおにし・あきら）
出典： ISASメールマガジン第278号