JPH0313770A - 宇宙往還機等の冷媒用冷却装置および蒸発式熱交換器 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 ［発明の目的］ （産業上の利用分野） 本発明は宇宙往還機等に搭載された内部装置などから発
生する熱を除去する冷媒用冷却装置および上記冷却装置
において使用される蒸発式熱交換器に関する。

（従来の技術） 衛崖や宇宙ステーション等の宇宙軌道上装置、宇宙往還
機（以下、宇宙往還機等と称する）では、搭載された電
子機器やアクチュエーターなど様々な熱源から放出され
る熱を宇宙空間に棄てる必要があり、専用の冷却装置を
備えている。従来の冷却装置の一例を第１０図に示す。

熱源１により生じた熱はその熱源１に付属する熱交換器
により除去される。熱源１より除去された熱は循環導管
２内を流れる冷却媒体により放熱板３に運ばれる。

この放熱板３は外部の宇宙空間に開かれ輻射伝熱により
放熱し、冷却媒体の温度を低下させる。冷却された媒体
は循環導管２を通ってポンプ４で昇圧され、閉じた経路
を循環する。

しかし、上記の放熱板３は場合によっては使用不能であ
ったり、放熱板３による放熱量が要求排熱量以下になる
ことがある。そのような状況では放熱板３以外の放熱手
段が必要となり、その中の一つの有力な手段が冷却媒体
の蒸発潜熱を利用する蒸発式熱交換器５であり、系内に
これを組込むことが行なわれる。なお、図中符号６は冷
却媒体供給装置を示している。しかし、蒸発式熱交換器
５内では冷却媒体の気相と液相が混在した状態になるこ
とが多く、宇宙軌道上のような微小重力の環境下では、
地上機器として利用されている蒸発式熱交換器のうち多
くの形式のものが使用困難になってしまう。微小重力下
においても比較的容易に使用できる形式としては、冷却
媒体を噴霧するフラッシュ蒸発式熱交換器、細管内に冷
却媒体を高速で流す高速強制対流蒸発式熱交換器等が挙
げられる。

ところで、宇宙往還機（例えば米国のスペースシャトル
）では機体の一部を開いて放熱板として使用するが、上
昇および帰還時には放熱板を開くことができない。この
ため上昇および帰還時には放熱板以外の放熱装置が必要
となる。第１１図にはスペースシャトルで使用された蒸
発式熱交換器と同形式の蒸発式熱交換器を従来例として
示しである。この従来例では、円筒形の容器２］の外側
に被冷却媒体ａが流れる流路２２が設けられており、容
器２１の上方には噴霧ノズル２３が設けられている。冷
却媒体すは液相の状態で噴霧ノズル２３から噴霧され、
容器２１内の飽和温度にほぼ等しい温度で容器２１の円
筒隔壁２４の内面に衝突し、円筒隔壁２４を介して被冷
却媒体ａから熱を奪い蒸発する。蒸発して気相となった
冷却媒体すは、容器２１の下方に設けられた蒸気出口２
５から出口配管に排出される。一方、被冷却媒体ａは入
口ヘッダ２６から流路２２に供給され、円筒隔壁２４を
介して冷却媒体すと熱交換し、冷却されて出口ヘッダ２
７から蒸発式熱交換器の外へ取出される。なお、噴霧ノ
ズル２３に供給される冷却媒体すは媒体タンク２８に蓄
えられており、断続的に弁２つを開閉して媒体タンク２
８から噴射ノズル２３にかけて冷却媒体すを流すように
している。

（発明が解決しようとする課＋ＸＵ） このような蒸発式熱交換器では、被冷却媒体ａは流路２
２に沿って徐々に温度が低下するが、冷却媒体すは円筒
隔壁２４上のいずれの地点においてもほぼ等しい温度に
なっている。従って、被冷却媒体ａと冷却媒体すは円筒
隔壁２４の各地点で温度差が異なる。すなわち、入口ヘ
ッダ２６に近い地点はど温度差が大きくなる。このため
、交換熱量にも場所によって大きな差が生じ、熱交換器
としての効率が著しく低下する。また冷却媒体すの温度
は、被冷却媒体ａの出口温度よりも低いので、被冷却媒
体ａの入口ヘッダ２６付近では、被冷却媒体ａと冷却媒
体すとの間の温度差が大きくなり過ぎて、急激な沸騰が
引き起こされ、被冷却媒体ａの液滴が円筒隔壁２４から
離脱させられ、蒸発式熱交換器の性能が一層低下するこ
とがある。

以上の問題点に対する対策として、従来例に示した蒸発
式熱交換器を複数台数用いて、それらを被冷却媒体ａが
各蒸発式熱交換器を順番に流れるように接続し、冷却媒
体すの温度も各蒸発式熱交換器毎に変えるという方法が
考えられるが、この場合には円筒形の容器２１が複数個
並ぶことになり、冷却装置全体が占める体積が大きくな
ってしまう。また、冷却媒体すの伝熱特性を向上させる
ため、冷却媒体すを薄く均一に散布する必要があるが、
この場合、スプレー角度を広げるためにある程度の空間
が必要となり、蒸発式熱交換器の体積が大きくなる。宇
宙往還機等のような限られた空間を利用する宇宙軌道上
装置の搭載機器としては、体積の増加は大きな欠点であ
り、時には致命的ともなりかねない。

そこで、本発明の目的は、宇宙往還機等に搭載して用い
られる蒸発式熱交換器の体積の縮小を図り、冷媒用冷却
装置および蒸発式熱交換器を提供することにある。

［発明の構成］ （課題を解決するための手段） 本発明は上記の目的を達成するために、冷却媒体が循環
する閉じた経路内に配置された放熱板と蒸発式熱交換器
とを有し、宇宙往還機等の飛行中、放熱板による冷却媒
体への冷却作用が生じないとき、蒸発式熱交換器が働き
、冷却媒体が冷却されるようになっている宇宙往還機等
の冷媒用冷却装置において、蒸発式熱交換器に導かれる
冷却媒体自身の一部を蒸発させることにより残りの大部
分の冷却媒体について蒸発潜熱により冷却せしめるよう
に該蒸発式熱交換器の熱交換部を構成したことを特徴と
するものである。

また、本発明による蒸発式熱交換器は横断面でみて短形
かつ全体として偏平な形状が保たれるように形成され、
内部を宇宙空間と連通せしめる開口部を有する本体胴と
、この本体胴内の宇宙空間との連通部を除く領域を区画
して形成された入口および出口ヘッダと、これらの入口
および出口ヘッダを連絡して宇宙空間との連通部に配置
され、壁面を貫く複数の微小な透孔を有する管状ないし
断面短形の伝熱壁で構成される伝熱体と、この伝熱体の
外面全域を覆う多孔質な被覆体とを備えることを特徴と
するものである。

（作用） 宇宙往還機等は上昇および帰還などの際には放熱板が使
用できない。そこで、本発明の冷媒用冷却装置では、蒸
発式熱交換器へ熱源で温度上昇した冷却媒体を導く。す
ると、上記熱交換器の伝熱体内を流れる冷却媒体は、そ
の一部が壁面に穿たれた微小な透孔から流出し、壁面の
多孔質な被覆層内へ浸透する。このとき、伝熱体の外側
は開口部を介して宇宙空間と連通し、高真空状態となっ
ているため、冷却媒体はそこで蒸発し、周囲から蒸発潜
熱を専うので、伝熱体の壁面を介して冷却媒体の主流を
冷却する。本発明による蒸発式熱交換器はスプレーで他
の流体（冷却媒体）を噴射する方式としないことからス
プレーが広がる空間が不要であり、伝熱体の形状および
配置場所が自由に決められるので、熱交換部を小形に構
成することがｉｉＪ能になる。

（実施例） 以Ｆ、本発明による冷媒用冷却装置の一実施例を第１図
を参照して説明する。なお、本図中、第１０図に示され
る部分と同一の部分には同一の符号を付してその説明を
省略する。

第１図において、符号７で示される蒸発式熱交換器は循
環導管２の経路内に設けられている。さらに、蒸発式熱
交換器７の入口側経路と連絡管８を介して結ばれた貯蔵
タンク９が設けられ、そこから連絡管８の経路内に備え
られる注入弁１０の開閉動作により適宜冷却媒体が送り
込まれる。また、循環導管２内を流れる冷却媒体の圧力
を検出する圧力検出器１１が設けられ、その出力信号が
調節器１２にて設定信号と比較され、操作信号が注入弁
１０に対して出力されるようになっている。

一方、蒸発式熱交換器７の入口側の循環導管２から分岐
されて蒸発式熱交換器７の出口側の循環導管２に結ばれ
るバイパス管１３が設けられ、この経路内を通る冷却媒
体が蒸発式熱交換器７の部分を迂回させられるようにな
っている。なお、図中符号１４はバイパス弁、符号１５
は熱交換器人口弁をそれぞれ示している。

次に、上記構成によるところの作用を説明する。

宇宙往還機の上昇あるいは帰還時には放熱阪３を使用す
ることができないために蒸発式熱交換器７が使用される
。それぞれの熱＃ｊ　１にて発生した熱は冷却媒体によ
り蒸発式熱交換器７へ運ばれる。

冷却媒体は蒸発式熱交換器７内にて後記のように一部が
蒸発して残りの部分の温度が下がる。冷！、１１された
冷却媒体はポンプにより昇圧され、閉じた経路を循環す
る。

この間、蒸発式熱交換器７において、冷却媒体の一部が
蒸発して失われるため、系内の圧力が次第に低下する。

この圧力の低下か圧力検出器１１で検出され、出力信号
が調節器１２において設定信号と比較され、その出力信
号により２位置動作形の注入弁１０が開かれて貯蔵タン
ク９内に貯蔵された冷却媒体が連絡管８を通して循環導
管２内に送り込まれる。これにより、蒸発で失われた冷
却媒体が補われ、系内の圧力が一定に保たれる。

ここで、上記実施例にて使用される蒸発式熱交換器７を
第２図ないし第４図を参照して説明する。

第２図および第３図において、符号３１は本体胴を示し
ており、この本体胴３１内には相対する２枚の管板３２
ａ、３２ｂにより区画された入口および出口ヘッダ３３
および３４が形成されている。双方の管板３２ａ、３２
ｂの間に位置する気化室３５には復数の伝熱管３６が配
置され、冷却媒体の通路を形成している。伝熱管３６の
詳細を示す第４図を参照すると、ぞれぞれ伝熱管３６は
壁面を貫く多数の微小な透孔３７を有する。そして、そ
の壁面外側は多孔質な材料である。金属性ウィックある
いは焼結金属などの被覆層３８で覆われている。すなわ
ち、伝熱管３６の内外は透孔３７と多孔質な被覆層３８
とにより通じており、内側から開口３９（第２図参照）
を介して宇宙空間と通じている気化室３５にかけてＷｔ
量の冷却媒体が導かれる。

なお、図中符号４０および４１は循環導管２と結ばれる
媒体入口および出口管を示している。符号４２は逆止弁
を示している。

次に、上記構成による蒸発式熱交換器７の作用を説明す
る。熱源１から放出される熱を奪って温度上昇した冷却
媒体が媒体入口管４０を経て人口ヘッダ３３に流れると
、そこに開口している各伝熱管３６にそれぞれ分配され
る。伝熱管３６内に導かれた冷却媒体の一部は透孔３７
を通って多孔質な被覆層３８に達し、内部に浸透して行
く。このとき、気化室３５は開口３９を介して宇宙空間
と通じており、高レベルの真空に保たれているため、被
覆層３８に浸透してそこを通り抜けた冷却媒体は瞬時に
蒸発し、開口３９から宇宙空間に流出して行く。冷却媒
体が蒸発するとき、蒸発潜熱を被覆層３８から奪うから
、伝熱管３６の壁面を介して内部を流れる冷却媒体の温
度が低下する。

この熱の移動を促進するには第４図に示されるように伝
熱管３６の壁面内側に溝を多数刻むのがよい。この後、
冷却された冷却媒体は出口ヘッダ３４に導かれ、さらに
媒体出口管４１を通って循環導管２へと送られる。蒸発
式熱交換器７が運転されるときの冷却媒体の流れは上記
のとおりであるが、放熱板３を機能させる間は蒸発式熱
交換器７を迂回して冷却媒体を流す。すなわち、このと
き熱交換器人口弁１５が全閉され、バイパス弁１４が全
開される。これによりバイパス管１３を通る流れが形成
され、放熱板３の働きに支障は生じない。なお、逆止弁
４２はこの放熱板３が使用される間、蒸発式熱交換器７
に逆流してくる冷却媒体の流れを断つ。かくして、蒸発
式熱交換器７により冷却媒体の冷却が効果的になされ、
従来技術のように冷却媒体スプレーから噴射してその液
膜を形成する必要が全くなく、伝熱管３６により構成さ
れる熱交換部を自由な形状に形成することができ、小形
化がなし遂げられる。従って、蒸発式熱交換器７の体積
が増大するのを免れることができる。

また、第５図ないし第７図は本発明の他の実施例を示し
ている。本実施例では上記実施例における伝熱管３６に
代わり、断面短形の伝熱壁で構成される偏平伝熱体４３
が使用される。この偏平伝熱体４３の壁面には第７図に
示されるように微小な透孔４４が穿設されており、また
壁面外側は上記実施例と同様に多孔質な被覆層４５によ
り覆われている。

従って、偏平伝熱体４３内を流れる冷却媒体の一部は透
孔４４から流出して被覆層４５内に浸透し、気化室３５
に達したところで蒸発させられる。

このとき、蒸発潜熱を周囲から奪うため、偏平伝熱体４
３内を流れる冷却媒体が冷却される。この偏平伝熱体４
３は伝熱管３６を用いる場合と優るとも劣らず、小形化
された熱交換部を構成するのに寄与するものである。

さらに、第８図および第９図を参照して本発明の別な実
施例を説明する。

第８図において、符号５１は本体胴であって、この本体
胴５１内は管板５２によって内部が仕切られ、入口およ
び出口ヘッダ５３および５４が形成されている。管板５
２により区画されたもう一方の部屋は気化室５５であっ
て、ここにＵ字伝熱体５６が収容されている。このＵ字
伝熱体５６の一方の開口は人口ヘッダ５３に、また他方
の開口は出口ヘッダ５４にそれぞれ臨ませて冷却媒体が
本体胴５１内で反転して元に戻る流れが形成される。第
９図に示されるようにＵ字伝熱体５６は上記実施例同様
に断面短形で、全体が偏平な形状につくられる。そして
、壁面を貫く微小な透孔５７と、壁面外側の多孔質な被
覆層５８とを備えるも上記実施例と同様である。なお、
図中符号５つは宇宙空間と通じさせた開口を示している
。

本実施例の冷却作用については第２図および第５図に示
される実施例で述べたところと全く同様である。上記し
た直線状伝熱管３６および偏平伝熱体４３による場合、
葭に、冷却媒体の温度が高くなると、伝熱管３６および
偏平伝熱体４３と、本体胴３１との温度差が大きくなり
、本体胴３１と管板３２ａ、３２ｂとの接続部等で双方
の熱膨脹差により高い応力が発生する懸念があるが、本
実施例におい”ＣはＵ字伝熱体５６が熱膨脹する際に他
から拘束を受けない構造となっており、高い応力が発生
する懸念がなく、損傷の回避に極めて有効なものである
。

［発明の効果］ 以上の説明から明らかなように本発明は宇宙往還機等の
冷媒用冷却装置において、蒸発式熱交換器を冷却媒体自
身の一部を蒸発させ、これにより残り大部分の冷却媒体
について蒸発潜熱により冷却せしめるように構成したの
で、蒸発式熱交換器全体の体積が増加するのをくい止め
ることができ、宇宙往還機等に搭載される冷媒用冷却装
置の設置スペースが減少するという効果を奏する。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明による冷媒用冷却装置を示す系統構成図
、第２図は本発明による蒸発式熱交換器の一実施例を示
す断面図、第３図は第２図の■−■線に沿う断面図、第
４図は本発明による伝熱管の断面図、第５図は本発明の
他の実施例を示す断面図、第６図は第５図のＶＩ−ＶＩ
線に沿う断面図、第７図は本発明による偏平伝熱体の断
面図、第８図は本発明のさらに異なる実施例を示す断面
図、第９図は第８図のＩＸ−ＩＸ線に沿う断面図、第１
０図は従来の冷媒用冷却装置を示す系統図、第１１図は
従来の蒸発式熱交換器を示す断面図である。 １・・・・・・・・・熱源 ３・・・・・・・・・放熱板 ７・・・・・・・・・蒸発式熱交換器 ９・・・・・・・・・貯蔵 １０・・・・・・・・・注入弁 １１・・・・・・・・・圧力検出器 １３・・・・・・・・・バイパス管 １４・・・・・・・・・バイパス弁 ３１・・・・・・・・・本体胴 ３３．５３・・・入口ヘッダ ３４．５４・・・出口ヘッダ ３５．５５・・・気化室 ３６・・・・・・・・・伝熱管 ３７．４４．５７・・・透孔 ３８．４５．５８・・・被覆層 ４３・・・・・・・・・偏平伝熱体 ５６・・・・・・・・・Ｕ字伝熱体

Claims (3)

【特許請求の範囲】
1. （１）冷却媒体が循環する閉じた経路内に配置された放
   熱板と蒸発式熱交換器とを有し、宇宙往還機等の飛行中
   、前記放熱板による冷却媒体への冷却作用が生じないと
   き、前記蒸発式熱交換器が働き、冷却媒体が冷却される
   ようになっている宇宙往還機等の冷媒用冷却装置におい
   て、前記蒸発式熱交換器に導かれる冷却媒体自身の一部
   を蒸発させることにより残りの大部分の冷却媒体につい
   て蒸発潜熱により冷却せしめるように該蒸発式熱交換器
   の熱交換部を構成したことを特徴とする宇宙往還機等の
   冷媒用冷却装置。
2. （２）前記蒸発式熱交換器に冷却媒体を貯蔵しておく貯
   蔵タンクを付属させたことを特徴とする請求項１記載の
   宇宙往還機等の冷媒用冷却装置。
3. （３）横断面でみて短形かつ全体として偏平な形状が保
   たれるように形成され、内部を宇宙空間と連通せしめる
   開口部を有する本体胴と、この本体胴内の宇宙空間との
   連通部を除く領域を区画して形成された入口および出口
   ヘッダと、これらの入口および出口ヘッダを連絡して前
   記宇宙空間との連通部に配置され、壁面を貫く複数の微
   少な透孔を有する管状ないし断面短形の伝熱壁で構成さ
   れる伝熱体と、この伝熱体の外面全域を覆う多孔質な被
   覆体とを備えることを特徴とする蒸発式熱交換器。