JP6383296B2 - 飛しょう体、および、飛しょう体と母機との組み合わせ - Google Patents
飛しょう体、および、飛しょう体と母機との組み合わせ Download PDFInfo
- Publication number
- JP6383296B2 JP6383296B2 JP2015011796A JP2015011796A JP6383296B2 JP 6383296 B2 JP6383296 B2 JP 6383296B2 JP 2015011796 A JP2015011796 A JP 2015011796A JP 2015011796 A JP2015011796 A JP 2015011796A JP 6383296 B2 JP6383296 B2 JP 6383296B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- heat
- flying body
- flying
- heat transfer
- heat dissipation
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
Images
Landscapes
- Cooling Or The Like Of Electrical Apparatus (AREA)
Description
いくつかの実施形態の飛しょう体と母機との組み合わせは、上記段落のいずれかに記載の飛しょう体と、前記放熱部材が設けられた母機(1)とを備える。前記放熱部材は、前記飛しょう体(2)を分離可能に支持する支持部材である。
本明細書において、「飛しょう体外殻」とは、飛しょう体本体の外殻を意味する。飛しょう体本体の外殻には、飛しょう体本体の全ての外表面が包含される。なお、飛しょう体から分離されるインレットカバーおよびロケットモータは、飛しょう体本体に包含されない。
(飛しょう体の概要)
図1は、母機1(例えば、飛行機)に搭載された飛しょう体2を示す。飛しょう体2には、電子機器(図1には、図示されていない。)が搭載されている。飛しょう体2に搭載された電子機器は、飛しょう体2が母機1に搭載されている時に、待機電力を含む電力を消費する。そして、電子機器は、電力の消費によって、発熱する。また、電子機器からの総発熱量は、母機1の飛しょう時間が増加するにつれて、増加する。実施形態では、電子機器の温度上昇を抑制するために、電子機器からの熱を、飛しょう体2の外部に放熱する。
図2Aは、飛しょう体の概略縦断面図であり、放熱部材20が分離される前の状態を示す。図2Bは、飛しょう体の概略縦断面図であり、放熱部材20が分離された後の状態を示す。
飛しょう体2には、冷却対象機器10が搭載されている。冷却対象機器10は、飛しょう体外殻70の内側に配置される。図2Aに記載の例では、飛しょう体2には、2つの冷却対象機器10A、および、10Bが搭載されている。なお、飛しょう体2に搭載される冷却対象機器10Aは、1個であってもよいし、3個以上であってもよい。冷却対象機器10Aは、例えば、光学機器であってもよいし、光学機器と電子機器との組み合わせであってもよい。光学機器は、例えば、赤外線カメラであってもよい。冷却対象機器10Bは、例えば、電子機器であってもよい。光学機器および/または電子機器は、電力を消費することにより発熱する。
冷却対象機器10(冷却対象機器10A、10B)からの熱は、熱伝達部材30を介して、放熱部材20に伝達される。熱伝達部材30は、熱伝導率の高い材料によって構成される。熱伝達部材30の熱伝導率は、例えば、1W/(m・K)以上である。熱伝達部材30は、例えば、アルミニウムを含んでいてもよい。
放熱部材20は、飛しょう体2の周囲の空気と接触可能に配置されている。放熱部材20の少なくとも一部は、飛しょう体外殻70の外側(すなわち、外部)に配置される。放熱部材20の全体が、飛しょう体外殻70の外側に配置されてもよい。図2Aに記載の例では、放熱部材20は、外殻70の凹部に配置されている(必要であれば、図2Bに記載された外殻70の凹部26を参照。)。図2Aに記載の例では、放熱部材20の外表面の少なくとも一部は、飛しょう体2の外表面の一部と面一である。放熱部材20の外表面と、飛しょう体2の外表面とを面一にすることで、放熱部材20が配置されることによる飛しょう体2の空力抵抗の増加を抑制することができる。放熱部材20は、例えば、板状部材である。放熱部材20を板状とすることで、放熱部材20と飛しょう体2の周囲の空気との接触面積が、例えば熱伝達部材要素30Bの断面積に比べて、大きくなる。このため、放熱部材20の放熱効率が向上する。なお、放熱部材20と飛しょう体2の周囲の空気との接触面積を増加させるために、放熱部材20の表面に、フィン等の凸部を設けてもよい。
実施形態では、冷却対象機器10と、熱伝達部材30と、放熱部材とが熱伝達経路を構成する。熱伝達経路の一部は、飛しょう体外殻70の内部に配置され、熱伝達経路の一部は、飛しょう体外殻70の外部に配置される。換言すれば、熱伝達経路は、飛しょう体外殻70を貫通する。熱伝達経路が、飛しょう体外殻70を貫通する構成は、他の実施形態または他の変形例にも適用可能である。
飛しょう体2は、ジェットエンジン50を備えていてもよい。ジェットエンジン50は、例えば、ラムジェットエンジン、スクラムジェットエンジンである。ジェットエンジン50は、インレット52と、燃焼部54と、ノズル56とを備える。インレット52から取り込まれた空気は、燃焼部54において燃料と混合される。燃料と空気との混合気体は、燃焼部54において燃焼する。燃焼により生じた燃焼ガスは、ノズル56から排出される。ノズル56から燃焼ガスを排出することにより、ジェットエンジンは、推力を得る。
飛しょう体2の外殻70は、断熱層72(なお、断熱層72は、一点鎖線で示されている。)を含んでいてもよい。外殻70が断熱層72を含む場合には、空力加熱により発生する熱が、飛しょう体2の内部の冷却対象機器10に伝達されることが抑制される。なお、熱伝達部材30と、放熱部材20とが接触する領域には、断熱層72が設けられていない。換言すれば、熱伝達部材30または放熱部材20のうちの少なくとも一方は、断熱層72を貫通するように配置されている。断熱層72は、断熱材料によって構成される。断熱材料の熱伝導率は、熱伝達部材30の熱伝導率よりも小さい。断熱材料の熱伝導率は、例えば、1W/(m・K)未満である。
図2Bは、放熱部材20が分離された後の状態を示す。飛しょう体2の対気速度が上昇するにつれて、空力加熱により発生する熱量が増加する。空力加熱に起因して、放熱部材20から、熱伝達部材30を介して、冷却対象機器10に伝達される熱量が、冷却対象機器10から、熱伝達部材30を介して、放熱部材20に伝達される熱量を超える場合を想定する。この場合、放熱部材20は、冷却対象機器10の冷却に寄与しない。このため、この場合、放熱部材20は、飛しょう体2から分離されることが望ましい。
図3Aは、図2Aの一部拡大断面図であり、分離機構の一例を示す。分離機構は、火薬82と、点火器84と、制御線86とを備える。放熱部材20と、飛しょう体2とは、接合部88において接合されている。火薬82への着火により、接合部88は破断し、放熱部材20が、飛しょう体2から分離される。点火器84は、制御装置から伝達される分離指令信号によって作動する。制御装置は、例えば、冷却対象機器10B(電子機器)である。制御装置は、コンピュータであってもよい。また、分離指令信号は、例えば、制御線86を介して、制御装置(冷却対象機器10B)から、点火器84に伝達される。なお、図3Aに記載の例では、1つの接合部88と1つの火薬とが記載されている。しかし、接合部の個数、火薬を配置する場所の数は、任意である。
図4Aおよび図4Bに、外殻70の凹部の形状の変形例を示す。図4Aは、放熱部材20Aが分離される前の状態を示し、図4Bは、放熱部材20Aが分離された後の状態を示す。図4Aに示されるように、放熱部材20Aは、傾斜面201Aを有する前端部200A(飛しょう体の機首側の端部)を備える。また、放熱部材20Bは、傾斜面201Bを有する後端部200B(飛しょう体の機首側と反対側の端部)を備える。また、図4Bに示されるように、外殻70の凹部26Aは、機首側の傾斜面260Aを備える。傾斜面260Aは、平面状の傾斜面であってもよいし、曲面状の傾斜面であってもよい。傾斜面260Aの存在により、放熱部材20Aが飛しょう体2から分離された後において、飛しょう体2の空力抵抗が低減される。また、外殻70の凹部26Aは、機首側と反対側の傾斜面260Bを備える。傾斜面260Bは、平面状の傾斜面であってもよいし、曲面状の傾斜面であってもよい。傾斜面260Bの存在により、放熱部材20Aが飛しょう体2から分離された後において、飛しょう体2の空力抵抗が低減される。また、傾斜面260Bの存在により、放熱部材20Aの凹部26Aからの離脱が、円滑に行われる。
飛しょう体2は、冷却対象機器10を強制冷却する強制冷却装置を含んでいてもよい。図5に強制冷却装置の一例を示す。強制冷却装置60は、例えば、ペルチェ素子である。図5に記載の例では、強制冷却装置60(ペルチェ素子)の吸熱部62が、冷却対象機器10Bに接続され、強制冷却装置60(ペルチェ素子)の発熱部64が、熱伝達部材30に接続されている。強制冷却装置60の存在により、冷却対象機器10を冷却する能力が向上する。また、強制冷却装置60の作動により発生する熱は、熱伝達部材30を介して、放熱部材20に伝達される。このため、強制冷却装置60の作動により発生する熱が、飛しょう体2の内部に蓄積されることが抑制される。また、強制冷却装置60の冷却性能によっては、冷却対象機器10を飛しょう体2の周囲の空気の温度以下に冷却することができる。
図6Aおよび図6Bに、放熱部材の変形例を示す。図6Aは、飛しょう体の概略縦断面図であり、放熱部材20Bが分離される前の状態を示す。図6Bは、飛しょう体の概略縦断面図であり、放熱部材20Bが分離された後の状態を示す。
図7A乃至図7Cに、放熱部材の変形例を示す。図7Aは、飛しょう体の概略縦断面図であり、放熱部材20Cが分離される前の状態を示す。図7Bは、図7Aの一部拡大断面図であり、放熱部材20Cの拡大図である。図7Cは、飛しょう体の概略縦断面図であり、放熱部材20Cが分離された後の状態を示す。
図8A乃至図8Cに、放熱部材の変形例を示す。図8Aは、飛しょう体の概略縦断面図であり、放熱部材が分離される前の状態を示す。図8Bは、図8Aの一部拡大断面図である。図8Cは、飛しょう体の概略縦断面図であり、放熱部材が分離された後の状態を示す。
図9A乃至図9Cに、放熱部材の変形例を示す。図9Aは、飛しょう体の概略縦断面図であり、放熱部材が分離される前の状態を示す。図9Bは、図9Aの一部拡大断面図であり、放熱部材100を拡大した図である。図9Cは、飛しょう体の概略縦断面図であり、放熱部材が分離された後の状態を示す。
図10A乃至図10Cに、放熱部材の変形例を示す。図10Aは、母機1および飛しょう体2の概略側面図であり、飛しょう体2から放熱部材(パイロン3)が分離される前の状態を示す。図10Bは、飛しょう体2およびパイロン3の概略縦断面図を示す。図10Cは、母機1および飛しょう体2の概略側面図であり、飛しょう体2から放熱部材(パイロン3)が分離された後の状態を示す。
2 :飛しょう体
3 :パイロン
5 :主翼
10 :冷却対象機器
10A :冷却対象機器
10B :冷却対象機器
20 :放熱部材
20A :放熱部材
20B :放熱部材
20C :放熱部材
20D :放熱部材
20E :放熱部材
22 :第2接触部
26 :凹部
26A :凹部
27 :層状部
28 :凸部
30 :熱伝達部材
30A :第1の熱伝達部材要素
30B :第2の熱伝達部材要素
32 :第1接触部
34 :温度センサ
35 :温度センサ
40 :インレットカバー
40A :放熱部材
42 :第2接触部
50 :ジェットエンジン
52 :インレット
54 :燃焼部
56 :ノズル
60 :強制冷却装置
62 :吸熱部
64 :発熱部
70 :外殻
72 :断熱層
74 :断熱層が設けられていない部分
82 :火薬
84 :点火器
86 :制御線
88 :接合部
90 :アクチュエータ
92 :ロッド
94 :制御線
96 :圧縮ばね
100 :放熱部材
102 :第2接触部
200A :前端部
200B :後端部
201A :傾斜面
201B :傾斜面
260A :傾斜面
260B :傾斜面
302 :第2接触部
Claims (16)
- 飛しょう体外殻の内側に配置される冷却対象機器と、
少なくとも一部が飛しょう体外殻の外側に配置される放熱部材と、
前記放熱部材に、前記冷却対象機器からの熱を伝達する熱伝達部材と
を具備し、
前記熱伝達部材は、前記放熱部材に接触して配置され、
前記熱伝達部材は、前記放熱部材から分離可能であり、
前記放熱部材は、前記飛しょう体外殻の外表面に接触して配置され、
前記放熱部材は、空力加熱または空力せん断により前記外表面から消失する材料を含む
飛しょう体。 - 前記飛しょう体外殻は、断熱層を含み、
前記放熱部材または前記熱伝達部材は、前記断熱層を貫通する
請求項1に記載の飛しょう体。 - 前記放熱部材は、板状部材である
請求項1または2に記載の飛しょう体。 - 前記熱伝達部材を前記放熱部材から分離する分離機構と、
前記分離機構を作動させる制御装置と
を更に備える
請求項1乃至3のいずれか一項に記載の飛しょう体。 - 飛しょう体外殻の内側に配置される冷却対象機器と、
少なくとも一部が飛しょう体外殻の外側に配置される放熱部材に、前記冷却対象機器からの熱を伝達する熱伝達部材と
を具備し、
前記熱伝達部材は、前記放熱部材に接触して配置され、
前記熱伝達部材は、前記放熱部材から分離可能であり、
前記熱伝達部材および前記放熱部材の間の分離を、母機から分離された後に行う
飛しょう体。 - 前記放熱部材を具備する
請求項5に記載の飛しょう体。 - 前記飛しょう体外殻は、断熱層を含み、
前記放熱部材または前記熱伝達部材は、前記断熱層を貫通する
請求項6に記載の飛しょう体。 - 前記放熱部材は、板状部材である
請求項6または7記載の飛しょう体。 - 前記放熱部材は、前記飛しょう体外殻の凹部に配置される
請求項6乃至8のいずれか一項に記載の飛しょう体。 - 前記放熱部材は、インレットカバーである
請求項6乃至8のいずれか一項に記載の飛しょう体。 - 前記放熱部材は、ロケットモータである
請求項6または7に記載の飛しょう体。 - 前記熱伝達部材は、ヒートパイプを含む
請求項5乃至11のいずれか一項に記載の飛しょう体。 - 前記冷却対象機器を強制冷却する強制冷却装置を更に含み、
前記熱伝達部材は、前記強制冷却によって発生する熱を前記放熱部材に伝達する
請求項5乃至12のいずれか一項に記載の飛しょう体。 - 前記放熱部材は、前記飛しょう体外殻の外表面に接触して配置され、
前記放熱部材は、空力加熱または空力せん断により前記外表面から消失する材料を含む
請求項6乃至8のいずれか一項に記載の飛しょう体。 - 前記熱伝達部材を前記放熱部材から分離する分離機構と、
前記分離機構を作動させる制御装置と
を更に備える
請求項5乃至14のいずれか一項に記載の飛しょう体。 - 請求項5に記載の飛しょう体と、前記放熱部材が設けられた母機とを備え、
前記放熱部材は、前記飛しょう体を分離可能に支持する支持部材である
飛しょう体と母機との組み合わせ。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2015011796A JP6383296B2 (ja) | 2015-01-23 | 2015-01-23 | 飛しょう体、および、飛しょう体と母機との組み合わせ |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2015011796A JP6383296B2 (ja) | 2015-01-23 | 2015-01-23 | 飛しょう体、および、飛しょう体と母機との組み合わせ |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2016136079A JP2016136079A (ja) | 2016-07-28 |
JP6383296B2 true JP6383296B2 (ja) | 2018-08-29 |
Family
ID=56513017
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2015011796A Active JP6383296B2 (ja) | 2015-01-23 | 2015-01-23 | 飛しょう体、および、飛しょう体と母機との組み合わせ |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JP6383296B2 (ja) |
Families Citing this family (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP6555203B2 (ja) | 2016-07-08 | 2019-08-07 | 株式会社デンソー | 蒸発器ユニット |
Family Cites Families (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH04106100U (ja) * | 1991-02-25 | 1992-09-11 | 三菱重工業株式会社 | 断熱性飛しよう体 |
US6578491B2 (en) * | 2001-09-10 | 2003-06-17 | Raytheon Company | Externally accessible thermal ground plane for tactical missiles |
-
2015
- 2015-01-23 JP JP2015011796A patent/JP6383296B2/ja active Active
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JP2016136079A (ja) | 2016-07-28 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
KR101993069B1 (ko) | 항공기 배터리 격납 포드들 | |
US10605279B2 (en) | Energy-deposition systems, equipment and methods for modifying and controlling shock waves and supersonic flow | |
US8434292B2 (en) | Ceramic-encased hot surface igniter system for jet engines | |
JP6548678B2 (ja) | 分離可能な保護フェアリングを有するミサイル | |
US4014485A (en) | Gas cooling system for hypersonic vehicle nosetip | |
US20170021917A1 (en) | Aerodynamically oriented thermal protection system of hypersonic vehicles | |
US10274199B2 (en) | Jet engine, flying object, and method of operating jet engine | |
JP2012532786A (ja) | 第1の部分と第2の部分を静かに線形に分離する装置 | |
JP6383296B2 (ja) | 飛しょう体、および、飛しょう体と母機との組み合わせ | |
US3130940A (en) | Heat shield | |
Ru et al. | Design and optimization of micro-semiconductor bridge used for solid propellant microthrusters array | |
US9989013B2 (en) | Rocket motors and their use | |
WO2015146357A1 (ja) | 燃焼器、ジェットエンジン、飛しょう体及びジェットエンジンの動作方法 | |
RU2495788C2 (ru) | Крыло гиперзвукового летательного аппарата в условиях его аэродинамического нагрева | |
US20160271431A1 (en) | Safety device for aircraft | |
US11332254B2 (en) | Pyrotechnic energy conversion system for ejection assembly | |
US3114524A (en) | Hypersonic velocity leading edge | |
US3458197A (en) | Consumable infrared flare tow target | |
US10894606B2 (en) | Use of infrared transparent airframe materials for passive cooling of internal components | |
Złoty et al. | Analysis of cooling of the exhaust system in a small airplane by applying the ejector effect | |
Dhawan et al. | Thermal Protection for a Re-Entry Vehicle Using Heat Ablation Process | |
RU175109U1 (ru) | Расплавляемый фиксатор | |
Vernacchia | Development, modeling and testing of a slow-burning solid rocket propulsion system | |
RU2784244C1 (ru) | Замковое устройство для фиксации трансформируемых элементов наноспутника формата CubeSat | |
RU2738430C1 (ru) | Антенный обтекатель |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
RD04 | Notification of resignation of power of attorney |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A7424 Effective date: 20160825 |
|
A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20170829 |
|
A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20180426 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20180509 |
|
A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20180706 |
|
RD03 | Notification of appointment of power of attorney |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A7423 Effective date: 20180706 |
|
TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20180725 |
|
A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20180803 |
|
R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Ref document number: 6383296 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |