JPH04271999A - 冷却構造体の製造方法 - Google Patents
冷却構造体の製造方法Info
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- JPH04271999A JPH04271999A JP5348091A JP5348091A JPH04271999A JP H04271999 A JPH04271999 A JP H04271999A JP 5348091 A JP5348091 A JP 5348091A JP 5348091 A JP5348091 A JP 5348091A JP H04271999 A JPH04271999 A JP H04271999A
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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。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は冷却構造体及びその製造
方法に関するものである。 【０００２】 【従来の技術】近年、通常の航空機と同様に、水平に離
陸して上昇し、宇宙空間に到達し得るスペースプレーン
の研究が進められている。 【０００３】図８はスペースプレーンの一例を示すもの
で、該スペースプレーンは、機体１の下部にスクラムジ
ェットエンジン２を一体的に組込み、ラム圧縮された空
気に燃料を投入して燃焼させ、その燃焼ガスを噴出させ
ることにより推進力を得て極超音速で飛行を行うように
なっている。 【０００４】スクラムジェットエンジン２は、スペース
プレーンの機体１の下部に、幅方向に効率良く配置する
ことができるように、空気取込口３から燃焼器、ノズル
部に至るまで、矩形断面形状に形成され、更に、空気取
込口３や燃料噴射ストラットの前縁部は、空気をより多
く取込めるように、尖った形状に形成される。 【０００５】前記スペースプレーンが極超音速で大気中
を飛行するときには、空気取込口３、燃料噴射ストラッ
ト、翼４などの前縁部材に大気中の分子が衝突して運動
エネルギーが熱エネルギーに変換し、前記前縁部材の先
端が局部的に高温となって前縁部材に悪影響を与える。 【０００６】このため、前縁部材の内部に冷媒流路を形
成し、該冷媒流路に冷媒を流通させることによって、前
縁部材を積極的に冷却する必要がある。 【０００７】 【発明が解決しようとする課題】ところが前縁部材に冷
媒流路をボーリング等の機械加工によって形成させよう
としても、前縁部材の厚さ寸法が機体部分においては５
〜１０ｍｍ、また、エンジン部分においては、０．５〜
１ｍｍと小さいため、冷媒流路を前縁部材の先端内部ま
で機械加工により形成させることは技術的にむずかしく
、機械加工のみによって冷却を効果的に行える冷媒流路
を形成することはできない。 【０００８】一方、複数の部材を組立てて、内部に冷媒
流路を有する前縁部材を形成することも考えられるが、
各部材をろう付によって固着したとすると、高温による
ろうの溶融が生じて前縁部材が分離してしまう。 【０００９】本発明は上述の問題点を解決するもので、
高温に対して効果的な冷却を行うことのできる冷却構造
体を提供することを目的としている。 【００１０】 【課題を解決するための手段】本発明の請求項１に記載
の冷却構造体においては、後端から前端に向って徐々に
近接する２つの傾斜面及び前後方向に貫通する冷媒供給
流路を有し、且つ前記傾斜面に前後方向へ延び且つ前記
冷媒供給流路の前端に連通する溝を設けた冷却構造体内
部材と、該冷却構造体内部材の表面を被覆する冷却構造
体外壁とを備え、前端部が前記冷媒供給流路の前端部に
連通する冷媒戻り流路を前記溝と冷却構造体外壁によっ
て形成する。 【００１１】本発明の請求項２に記載の冷却構造体の製
造方法においては、後端から前端に向って徐々に近接す
る傾斜面を上下に有する部材に、前後方向に貫通する後
端側冷媒供給流路を穿設したうえ、前記傾斜面に前後方
向へ延びる後端側溝を設けて冷却構造体基部を形成し、
前記後端側冷媒供給流路と後端側溝に可溶材を充填せし
め、前記冷却構造体基部の前端に、電鋳により金属を付
着させて一次金属層を形成し、該一次金属層の前端から
後端へ向けて前記冷却構造体基部の後端側冷媒供給流路
に連通する前端側冷媒供給流路を穿設し、一次金属層の
表面に、前記前端側冷媒供給流路と前記冷却構造体基部
の後端側溝に連通する前端側溝を設けて冷却構造体基部
と一次金属層とからなる冷却構造体内部材を形成し、前
記前端側冷媒供給流路と前端側溝に可溶材を充填せしめ
、前記冷却構造体内部材の表面に電鋳により金属を付着
させて二次金属層よりなる冷却構造体外壁を形成した後
、前記可溶材を加熱して各冷媒流路及び各溝から外部へ
流出させ、前記冷却構造体内部材と、冷却構造体外壁と
の間に前端側冷媒供給流路の前端部に連通する上下冷媒
戻り流路を形成する。 【００１２】 【作用】本発明の冷却構造体では、冷却供給流路に冷媒
を流入させると、該冷媒が冷却構造体外壁の前端部に衝
突して冷却構造体の前端部から集中的に熱を吸収し、冷
却構造体の前端部を効果的に冷却せしめる。 【００１３】本発明の冷却構造体の製造方法においては
、冷却構造体基端部の前端部に電鋳により一次金属層を
付着させて冷却構造体内部材を形成し、更に冷却構造体
内部材に電鋳により二次金属層を付着させて冷却構造体
外壁を形成するので冷却構造体を一体的に構成すること
ができ、高温によって冷却構造体内部材と冷却構造体外
壁とが分離することがない。 【００１４】 【実施例】以下、本発明の実施例を図面を参照しつつ説
明する。 【００１５】図１は本発明の冷却構造体の一実施例であ
り、図中１２は、後端Ｂ側から前端Ａ側に向って徐々に
近接する傾斜面１５を有する部材に、前後方向に貫通す
る冷媒供給流路１０，６を穿設したうえ、前記傾斜面１
５に前後方向に延び且つ前記前端側冷媒供給流路１０に
連通する前端側溝１１，７を設けた冷却構造体内部材、
１３は冷却構造体内部材１２の表面を被覆する冷却構造
体外壁、１４は冷却構造体外壁１３と前記冷却構造体内
部材１２の前端側溝１１，７とによって形成され、前端
部が前記前端側冷媒供給流路１０の前端部に連通する冷
媒戻り流路を示している。 【００１６】以下、図１から図７によって、上述した冷
却構造体の製造手順を説明する。 【００１７】後端Ｂ側から前端Ａ側に向って徐々に近接
する傾斜面１５を有する部材に、前後方向に貫通する複
数の後端側冷媒供給流路６を機械加工によって穿設した
うえ、前記傾斜面１５に前後方向に延びる前記後端側冷
媒供給流路６と同数の後端側溝７を機械加工によって設
けて冷却構造体基部５を形成する（図２、図７参照）。 【００１８】冷却、構造体基部５の表面に研掃処理、脱
脂処理、マスキング等の前処理を施した後、後端側冷媒
供給流路６と後端側溝７にワックス（低融点可溶材）８
を充填せしめ、その表面を導電処理せしめた後、冷却構
造体基部５を電鋳槽に入れて電鋳を行ない、冷却構造体
基部５の前端Ａ側部分に一次金属層９を形成する（図３
参照）。 【００１９】一次金属層９が形成されたならば、冷却構
造体基部５を電鋳槽より取出し、水洗い洗浄処理、熱処
理等を行い、ワックス（低融点可溶材）を排出させた後
、一次金属層９の表面を機械加工により平坦に、且つ一
次金属層９が全体的に所定の形状になるようにする。 【００２０】次いで、後端側冷媒供給流路６よりも流路
断面積の小さい前端側冷媒供給流路１０を、一次金属層
９の前端Ａ側から後端側冷媒供給流路６に連通するよう
に機械加工によって穿設したうえ、一次金属層９の表面
に、前記前端側冷媒供給流路１０と後端側溝７に連通す
る前端側溝１１を機械加工によって設けて、前記冷却構
造体基部５と一次金属層９とからなる冷却構造体内部材
１２を形成する（図４参照）。 【００２１】冷却構造体内部材１２の表面に脱脂処理、
マスキング等の前処理を施した後、前端側冷媒供給流路
１０、前端側溝１１、後端側冷媒供給流路６、後端側溝
７にワックス（低融点可溶材）８を充填せしめ、その表
面を導電処理せしめた後、冷却構造体内部材１２を電鋳
槽に入れて電鋳を行い、後端Ｂ側端面を除く冷却構造体
内部材１２の表面に二次金属層１３を形成する（図５参
照）。 【００２２】二次金属層１３が形成されたならば、冷却
構造体内部材１２を電鋳槽より取外し、水洗い処理等を
行った後、二次金属層１３の表面を機械加工により平坦
に、且つ二次金属層１３が全体的に所定の形状になるよ
うに加工し、更に、二次金属層１３が形成された冷却構
造体内部材１２を温水槽に入れてワックス（低融点可溶
材）８を加熱、溶融させることにより該ワックス（低融
点可溶材）８を冷媒供給流路６，１０、溝７，１１から
外部へ流出させ、冷却構造体内部材１２と二次金属層１
３よりなる冷却構造体外壁との間に、前端側冷媒供給流
路１０の前端Ａ側部分に連通し、且つ該連通部分から冷
却構造体内部材１２の後端Ｂ側へ向って延びる冷媒戻り
流路１４を形成する（図１、図６参照）。 【００２３】上述した手順によって製造した冷却構造体
を図８に示すスペースプレーンの空気取込口３等の高温
条件下にさらされる前縁部材に用いるときには、後端側
冷媒供給流路６へ冷媒を供給する。 【００２４】後端側冷媒供給流路６に流入した冷媒は、
前端側冷媒供給流路１０のほうが冷媒供給流路６よりも
流路断面積が小さくなっているため、前端側冷媒供給流
路１０へ流入するときに流速が高くなる。 【００２５】更に、前端側冷媒供給流路１０より噴出す
る冷媒は、二次金属層１３よりなる冷却構造体外壁の前
端部に衝突し、冷却構造体の尖端部から集中的に熱を吸
収することによって冷却構造体の前端部を効果的に冷却
せしめ、昇温された冷媒は、冷媒戻り流路１４を後端Ｂ
側へ向って流れ、冷却構造体の外部へ流出する。 【００２６】このように、本実施例の冷却構造体におい
ては、冷却供給流路１０より噴出する冷媒の衝突噴流に
よって冷却構造体外壁の尖端部を冷却するので、冷却構
造体の前端部を効果的に冷却することができる。 【００２７】また、冷却構造体基部５に、一次金属層９
、二次金属層１３を電鋳により付着させて冷却構造体を
一体的に形成しているので、高温によって、冷却構造体
基部５、一次金属層９、二次金属層１３が分離すること
がない。 【００２８】なお、本発明は上述の実施例のみに限定さ
れるものではなく、冷却構造体をスペースプレーン以下
の高温条件下にさらされる部材に適用すること、冷媒供
給流路及び溝の形状や数を適宜変更すること、その他、
本発明の要旨を逸脱しない範囲内で種々変更を加え得る
ことは勿論である。 【００２９】 【発明の効果】以上説明したように、本発明の冷却構造
体及びその製造方法によれば、下記の如き種々の優れた
効果を奏し得る。 【００３０】（１）本発明の冷却構造体においては、冷
媒供給流路より噴出する冷媒の衝突噴流によって冷却構
造体外壁の前端部を冷却するので、冷却構造体の前端部
を効果的に冷却することができる。 【００３１】（２）本発明の冷却構造体の製造方法にお
いては、一次金属層及び二次金属層を電鋳によって形成
するので、微細な寸法で複雑な形状の冷媒戻り流路を容
易に形成でき、厚さ寸法が小さく、且つ各部の寸法が正
確な冷却構造体を製造することが可能になる。 【００３２】（３）本発明の冷却構造体の製造方法にお
いては、冷却構造体基部に、一次金属層、二次金属層を
電鋳により付着させて冷却構造体を一体的に形成するの
で、高温によって冷却構造体を構成する各部材が分離す
ることがない。
方法に関するものである。 【０００２】 【従来の技術】近年、通常の航空機と同様に、水平に離
陸して上昇し、宇宙空間に到達し得るスペースプレーン
の研究が進められている。 【０００３】図８はスペースプレーンの一例を示すもの
で、該スペースプレーンは、機体１の下部にスクラムジ
ェットエンジン２を一体的に組込み、ラム圧縮された空
気に燃料を投入して燃焼させ、その燃焼ガスを噴出させ
ることにより推進力を得て極超音速で飛行を行うように
なっている。 【０００４】スクラムジェットエンジン２は、スペース
プレーンの機体１の下部に、幅方向に効率良く配置する
ことができるように、空気取込口３から燃焼器、ノズル
部に至るまで、矩形断面形状に形成され、更に、空気取
込口３や燃料噴射ストラットの前縁部は、空気をより多
く取込めるように、尖った形状に形成される。 【０００５】前記スペースプレーンが極超音速で大気中
を飛行するときには、空気取込口３、燃料噴射ストラッ
ト、翼４などの前縁部材に大気中の分子が衝突して運動
エネルギーが熱エネルギーに変換し、前記前縁部材の先
端が局部的に高温となって前縁部材に悪影響を与える。 【０００６】このため、前縁部材の内部に冷媒流路を形
成し、該冷媒流路に冷媒を流通させることによって、前
縁部材を積極的に冷却する必要がある。 【０００７】 【発明が解決しようとする課題】ところが前縁部材に冷
媒流路をボーリング等の機械加工によって形成させよう
としても、前縁部材の厚さ寸法が機体部分においては５
〜１０ｍｍ、また、エンジン部分においては、０．５〜
１ｍｍと小さいため、冷媒流路を前縁部材の先端内部ま
で機械加工により形成させることは技術的にむずかしく
、機械加工のみによって冷却を効果的に行える冷媒流路
を形成することはできない。 【０００８】一方、複数の部材を組立てて、内部に冷媒
流路を有する前縁部材を形成することも考えられるが、
各部材をろう付によって固着したとすると、高温による
ろうの溶融が生じて前縁部材が分離してしまう。 【０００９】本発明は上述の問題点を解決するもので、
高温に対して効果的な冷却を行うことのできる冷却構造
体を提供することを目的としている。 【００１０】 【課題を解決するための手段】本発明の請求項１に記載
の冷却構造体においては、後端から前端に向って徐々に
近接する２つの傾斜面及び前後方向に貫通する冷媒供給
流路を有し、且つ前記傾斜面に前後方向へ延び且つ前記
冷媒供給流路の前端に連通する溝を設けた冷却構造体内
部材と、該冷却構造体内部材の表面を被覆する冷却構造
体外壁とを備え、前端部が前記冷媒供給流路の前端部に
連通する冷媒戻り流路を前記溝と冷却構造体外壁によっ
て形成する。 【００１１】本発明の請求項２に記載の冷却構造体の製
造方法においては、後端から前端に向って徐々に近接す
る傾斜面を上下に有する部材に、前後方向に貫通する後
端側冷媒供給流路を穿設したうえ、前記傾斜面に前後方
向へ延びる後端側溝を設けて冷却構造体基部を形成し、
前記後端側冷媒供給流路と後端側溝に可溶材を充填せし
め、前記冷却構造体基部の前端に、電鋳により金属を付
着させて一次金属層を形成し、該一次金属層の前端から
後端へ向けて前記冷却構造体基部の後端側冷媒供給流路
に連通する前端側冷媒供給流路を穿設し、一次金属層の
表面に、前記前端側冷媒供給流路と前記冷却構造体基部
の後端側溝に連通する前端側溝を設けて冷却構造体基部
と一次金属層とからなる冷却構造体内部材を形成し、前
記前端側冷媒供給流路と前端側溝に可溶材を充填せしめ
、前記冷却構造体内部材の表面に電鋳により金属を付着
させて二次金属層よりなる冷却構造体外壁を形成した後
、前記可溶材を加熱して各冷媒流路及び各溝から外部へ
流出させ、前記冷却構造体内部材と、冷却構造体外壁と
の間に前端側冷媒供給流路の前端部に連通する上下冷媒
戻り流路を形成する。 【００１２】 【作用】本発明の冷却構造体では、冷却供給流路に冷媒
を流入させると、該冷媒が冷却構造体外壁の前端部に衝
突して冷却構造体の前端部から集中的に熱を吸収し、冷
却構造体の前端部を効果的に冷却せしめる。 【００１３】本発明の冷却構造体の製造方法においては
、冷却構造体基端部の前端部に電鋳により一次金属層を
付着させて冷却構造体内部材を形成し、更に冷却構造体
内部材に電鋳により二次金属層を付着させて冷却構造体
外壁を形成するので冷却構造体を一体的に構成すること
ができ、高温によって冷却構造体内部材と冷却構造体外
壁とが分離することがない。 【００１４】 【実施例】以下、本発明の実施例を図面を参照しつつ説
明する。 【００１５】図１は本発明の冷却構造体の一実施例であ
り、図中１２は、後端Ｂ側から前端Ａ側に向って徐々に
近接する傾斜面１５を有する部材に、前後方向に貫通す
る冷媒供給流路１０，６を穿設したうえ、前記傾斜面１
５に前後方向に延び且つ前記前端側冷媒供給流路１０に
連通する前端側溝１１，７を設けた冷却構造体内部材、
１３は冷却構造体内部材１２の表面を被覆する冷却構造
体外壁、１４は冷却構造体外壁１３と前記冷却構造体内
部材１２の前端側溝１１，７とによって形成され、前端
部が前記前端側冷媒供給流路１０の前端部に連通する冷
媒戻り流路を示している。 【００１６】以下、図１から図７によって、上述した冷
却構造体の製造手順を説明する。 【００１７】後端Ｂ側から前端Ａ側に向って徐々に近接
する傾斜面１５を有する部材に、前後方向に貫通する複
数の後端側冷媒供給流路６を機械加工によって穿設した
うえ、前記傾斜面１５に前後方向に延びる前記後端側冷
媒供給流路６と同数の後端側溝７を機械加工によって設
けて冷却構造体基部５を形成する（図２、図７参照）。 【００１８】冷却、構造体基部５の表面に研掃処理、脱
脂処理、マスキング等の前処理を施した後、後端側冷媒
供給流路６と後端側溝７にワックス（低融点可溶材）８
を充填せしめ、その表面を導電処理せしめた後、冷却構
造体基部５を電鋳槽に入れて電鋳を行ない、冷却構造体
基部５の前端Ａ側部分に一次金属層９を形成する（図３
参照）。 【００１９】一次金属層９が形成されたならば、冷却構
造体基部５を電鋳槽より取出し、水洗い洗浄処理、熱処
理等を行い、ワックス（低融点可溶材）を排出させた後
、一次金属層９の表面を機械加工により平坦に、且つ一
次金属層９が全体的に所定の形状になるようにする。 【００２０】次いで、後端側冷媒供給流路６よりも流路
断面積の小さい前端側冷媒供給流路１０を、一次金属層
９の前端Ａ側から後端側冷媒供給流路６に連通するよう
に機械加工によって穿設したうえ、一次金属層９の表面
に、前記前端側冷媒供給流路１０と後端側溝７に連通す
る前端側溝１１を機械加工によって設けて、前記冷却構
造体基部５と一次金属層９とからなる冷却構造体内部材
１２を形成する（図４参照）。 【００２１】冷却構造体内部材１２の表面に脱脂処理、
マスキング等の前処理を施した後、前端側冷媒供給流路
１０、前端側溝１１、後端側冷媒供給流路６、後端側溝
７にワックス（低融点可溶材）８を充填せしめ、その表
面を導電処理せしめた後、冷却構造体内部材１２を電鋳
槽に入れて電鋳を行い、後端Ｂ側端面を除く冷却構造体
内部材１２の表面に二次金属層１３を形成する（図５参
照）。 【００２２】二次金属層１３が形成されたならば、冷却
構造体内部材１２を電鋳槽より取外し、水洗い処理等を
行った後、二次金属層１３の表面を機械加工により平坦
に、且つ二次金属層１３が全体的に所定の形状になるよ
うに加工し、更に、二次金属層１３が形成された冷却構
造体内部材１２を温水槽に入れてワックス（低融点可溶
材）８を加熱、溶融させることにより該ワックス（低融
点可溶材）８を冷媒供給流路６，１０、溝７，１１から
外部へ流出させ、冷却構造体内部材１２と二次金属層１
３よりなる冷却構造体外壁との間に、前端側冷媒供給流
路１０の前端Ａ側部分に連通し、且つ該連通部分から冷
却構造体内部材１２の後端Ｂ側へ向って延びる冷媒戻り
流路１４を形成する（図１、図６参照）。 【００２３】上述した手順によって製造した冷却構造体
を図８に示すスペースプレーンの空気取込口３等の高温
条件下にさらされる前縁部材に用いるときには、後端側
冷媒供給流路６へ冷媒を供給する。 【００２４】後端側冷媒供給流路６に流入した冷媒は、
前端側冷媒供給流路１０のほうが冷媒供給流路６よりも
流路断面積が小さくなっているため、前端側冷媒供給流
路１０へ流入するときに流速が高くなる。 【００２５】更に、前端側冷媒供給流路１０より噴出す
る冷媒は、二次金属層１３よりなる冷却構造体外壁の前
端部に衝突し、冷却構造体の尖端部から集中的に熱を吸
収することによって冷却構造体の前端部を効果的に冷却
せしめ、昇温された冷媒は、冷媒戻り流路１４を後端Ｂ
側へ向って流れ、冷却構造体の外部へ流出する。 【００２６】このように、本実施例の冷却構造体におい
ては、冷却供給流路１０より噴出する冷媒の衝突噴流に
よって冷却構造体外壁の尖端部を冷却するので、冷却構
造体の前端部を効果的に冷却することができる。 【００２７】また、冷却構造体基部５に、一次金属層９
、二次金属層１３を電鋳により付着させて冷却構造体を
一体的に形成しているので、高温によって、冷却構造体
基部５、一次金属層９、二次金属層１３が分離すること
がない。 【００２８】なお、本発明は上述の実施例のみに限定さ
れるものではなく、冷却構造体をスペースプレーン以下
の高温条件下にさらされる部材に適用すること、冷媒供
給流路及び溝の形状や数を適宜変更すること、その他、
本発明の要旨を逸脱しない範囲内で種々変更を加え得る
ことは勿論である。 【００２９】 【発明の効果】以上説明したように、本発明の冷却構造
体及びその製造方法によれば、下記の如き種々の優れた
効果を奏し得る。 【００３０】（１）本発明の冷却構造体においては、冷
媒供給流路より噴出する冷媒の衝突噴流によって冷却構
造体外壁の前端部を冷却するので、冷却構造体の前端部
を効果的に冷却することができる。 【００３１】（２）本発明の冷却構造体の製造方法にお
いては、一次金属層及び二次金属層を電鋳によって形成
するので、微細な寸法で複雑な形状の冷媒戻り流路を容
易に形成でき、厚さ寸法が小さく、且つ各部の寸法が正
確な冷却構造体を製造することが可能になる。 【００３２】（３）本発明の冷却構造体の製造方法にお
いては、冷却構造体基部に、一次金属層、二次金属層を
電鋳により付着させて冷却構造体を一体的に形成するの
で、高温によって冷却構造体を構成する各部材が分離す
ることがない。
【図１】本発明の冷却構造体の一実施例を示す部分切断
斜視図である。
斜視図である。
【図２】本発明の冷却構造体の製造方法の手順の一例を
示す断面図である。
示す断面図である。
【図３】本発明の冷却構造体の製造方法の手順の一例を
示す断面図である。
示す断面図である。
【図４】本発明の冷却構造体の製造方法の手順の一例を
示す断面図である。
示す断面図である。
【図５】本発明の冷却構造体の製造方法の手順の一例を
示す断面図である。
示す断面図である。
【図６】本発明の冷却構造体の製造方法の手順の一例を
示す断面図である。
示す断面図である。
【図７】図２に示す冷却構造体基部の部分切断斜視図で
ある。
ある。
【図８】スペースプレーンの一例を示す斜視図である。
５ 冷却構造体基部
６ 後端側冷媒供給流路
７ 後端側溝
８ ワックス（低融点可溶材）
９ 一次金属層
１０ 前端側冷媒供給流路
１１ 前端側溝
１２ 冷却構造体内部材
１３ 二次金属層
１４ 冷媒戻り流路
１５ 傾斜面
Claims (2)
- 【請求項１】 後端から前端に向って徐々に近接する
２つの傾斜面及び前後方向に貫通する冷媒供給流路を有
し、且つ前記傾斜面に前後方向へ延び且つ前記冷媒供給
流路の前端に連通する溝を設けた冷却構造体内部材と、
該冷却構造体内部材の表面を被覆する冷却構造体外壁と
を備え、前端部が前記冷媒供給流路の前端部に連通する
冷媒戻り流路を前記溝と冷却構造体外壁によって形成し
たことを特徴とする冷却構造体。 - 【請求項２】 後端から前端に向って徐々に近接する
傾斜面を上下に有する部材に、前後方向に貫通する後端
側冷媒供給流路を穿設したうえ、前記傾斜面に前後方向
へ延びる後端側溝を設けて冷却構造体基部を形成し、前
記後端側冷媒供給流路と後端側溝に可溶材を充填せしめ
、前記冷却構造体基部の前端に、電鋳により金属を付着
させて一次金属層を形成し、該一次金属層の前端から後
端へ向けて前記冷却構造体基部の後端側冷媒供給流路に
連通する前端側冷媒供給流路を穿設し、一次金属層の表
面に、前記前端側冷媒供給流路と前記冷却構造体基部の
後端側溝に連通する前端側溝を設けて冷却構造体基部と
一次金属層とからなる冷却構造体内部材を形成し、前記
前端側冷媒供給流路と前端側溝に可溶材を充填せしめ、
前記冷却構造体内部材の表面に電鋳により金属を付着さ
せて二次金属層よりなる冷却構造体外壁を形成した後、
前記可溶材を加熱して各冷媒流路及び各溝から外部へ流
出させ、前記冷却構造体内部材と、冷却構造体外壁との
間に前端側冷媒供給流路の前端部に連通する上下冷媒戻
り流路を形成することを特徴とする冷却構造体の製造方
法。
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|---|---|---|---|
| JP03053480A JP3096312B2 (ja) | 1991-02-25 | 1991-02-25 | 冷却構造体の製造方法 |
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|---|---|---|---|
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| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04271999A true JPH04271999A (ja) | 1992-09-28 |
| JP3096312B2 JP3096312B2 (ja) | 2000-10-10 |
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ID=12944012
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|---|---|---|---|
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| JP (1) | JP3096312B2 (ja) |
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|---|---|---|---|---|
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| CN102152849A (zh) * | 2011-03-22 | 2011-08-17 | 北京航空航天大学 | 一种高超飞行器前缘冲击+微小直通道+气膜冷却结构 |
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1991
- 1991-02-25 JP JP03053480A patent/JP3096312B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2016132391A (ja) * | 2015-01-21 | 2016-07-25 | 三菱航空機株式会社 | 航空機、および胴体の冷却構造 |
| CN105000166A (zh) * | 2015-04-29 | 2015-10-28 | 中国航空工业集团公司北京航空材料研究院 | 一种用于高马赫飞行器的隔热结构 |
| CN105366029A (zh) * | 2015-12-14 | 2016-03-02 | 北京航空航天大学 | 高超声速飞行器主动冷却结构和气液两相流离心螺旋强化换热方法 |
| CN105366029B (zh) * | 2015-12-14 | 2017-08-04 | 北京航空航天大学 | 高超声速飞行器主动冷却结构和气液两相流离心螺旋强化换热方法 |
| CN108298097A (zh) * | 2017-04-25 | 2018-07-20 | 北京空天技术研究所 | 一种小尺度强化换热结构 |
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