JPH07257498A - 航空宇宙乗物基本構造の熱調節システム - Google Patents
航空宇宙乗物基本構造の熱調節システムInfo
- Publication number
- JPH07257498A JPH07257498A JP6037008A JP3700894A JPH07257498A JP H07257498 A JPH07257498 A JP H07257498A JP 6037008 A JP6037008 A JP 6037008A JP 3700894 A JP3700894 A JP 3700894A JP H07257498 A JPH07257498 A JP H07257498A
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- JP
- Japan
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- fluid
- temperature
- load bearing
- base structure
- bearing surface
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 極超音速航空宇宙乗物の基礎構造補強要素の
温度分布を正常化するための手段を提供する。 【構成】 極超音速航空宇宙乗物の構造補強部材（３
０）内のキャビティ（３６）を通して温度制御流体を循
環させることにより、そのような部材の破壊的な温度勾
配を正常化することができ、機械的要求に対する残留応
力を保つことができる。
温度分布を正常化するための手段を提供する。 【構成】 極超音速航空宇宙乗物の構造補強部材（３
０）内のキャビティ（３６）を通して温度制御流体を循
環させることにより、そのような部材の破壊的な温度勾
配を正常化することができ、機械的要求に対する残留応
力を保つことができる。
Description
【０００１】
【発明の分野】この発明は極超音速乗物に関し、特に、
そのような乗物の基礎内部構造補強部材にわたる温度勾
配を、乗物に組込まれた中心ダクトを通して温度制御さ
れた流体を循環させることによって正常化するためのシ
ステムに関する。
そのような乗物の基礎内部構造補強部材にわたる温度勾
配を、乗物に組込まれた中心ダクトを通して温度制御さ
れた流体を循環させることによって正常化するためのシ
ステムに関する。
【０００２】スペースシャトル、ＮＡＳＰ、および計画
されているマッハ３から５の民間輸送航空機などのよう
な極超音速航空宇宙乗物は、それらが低層の地球大気か
ら出るおよびそれに突入する際に、外皮温度の急速でか
つ極端な変化を経験する。対応して、温度は軌道または
大気外動作の間、非常に低いレベルまで下がる。
されているマッハ３から５の民間輸送航空機などのよう
な極超音速航空宇宙乗物は、それらが低層の地球大気か
ら出るおよびそれに突入する際に、外皮温度の急速でか
つ極端な変化を経験する。対応して、温度は軌道または
大気外動作の間、非常に低いレベルまで下がる。
【０００３】胴体内部構造要素および外部外板は、華氏
−４００度から＋１６００度の温度変化を経験し、外板
はときには再突入時に３０分の飛行経路にわたって２０
００度の温度変化を経験する。
−４００度から＋１６００度の温度変化を経験し、外板
はときには再突入時に３０分の飛行経路にわたって２０
００度の温度変化を経験する。
【０００４】
【先行技術の説明】より強力なエンジン、液体水素およ
び新種のモノプロペラントなどの高比推力燃料へのアク
セスが容易になったこと、ならびに単一ステージで軌道
にのる必要性が高まった結果として、極超音速乗物は、
大気ガスからの摩擦熱によって構造に対し損傷を与える
ことなく、最大マッハ２５までの速度を可能にする様々
な熱保護システムを伴って設計されるようになった。
び新種のモノプロペラントなどの高比推力燃料へのアク
セスが容易になったこと、ならびに単一ステージで軌道
にのる必要性が高まった結果として、極超音速乗物は、
大気ガスからの摩擦熱によって構造に対し損傷を与える
ことなく、最大マッハ２５までの速度を可能にする様々
な熱保護システムを伴って設計されるようになった。
【０００５】スペースシャトルのタイルおよびアポロの
断熱機首熱遮蔽は、高速摩擦適応技術の典型的なもので
ある。より新しい構造冷却手段の使用が開示されてお
り、たとえば構造部材から熱交換表面へ熱を伝達するた
めの中空導管システムを規定するニグマン（Niggeman）
の米国特許第4,786,015 号におけるようなものや、ヒー
トパイプ手段を使用して実際の乗物構造を冷却するため
の熱除去システムに対するフォシュ／ローニング（Fosc
h/Lawning ）他の米国特許第4,273,304 号などである。
これらの特許のいずれにも、または文献をサーチして見
出された他の如何なるものにも、この発明の構造要素温
度正常化特徴は与えられていない。正常化システムは必
要に応じて加熱および冷却を行ない、個々の構造部材の
熱によって誘発された応力を排除する。この応力はその
ような部材の外荷重支持表面によって支持される外板と
内荷重支持表面によって支持される内部システムとの間
の温度差が極端な状態によって生じるものである。支持
要素のラジアルスパンにわたる温度勾配のために、温度
の極端な状態での熱膨張は、部材それ自体にかなりの歪
を誘発し、支持ならびに離陸および降下の操縦または高
速加速プロファイルからの応力のために必要な強度を部
材から奪う。
断熱機首熱遮蔽は、高速摩擦適応技術の典型的なもので
ある。より新しい構造冷却手段の使用が開示されてお
り、たとえば構造部材から熱交換表面へ熱を伝達するた
めの中空導管システムを規定するニグマン（Niggeman）
の米国特許第4,786,015 号におけるようなものや、ヒー
トパイプ手段を使用して実際の乗物構造を冷却するため
の熱除去システムに対するフォシュ／ローニング（Fosc
h/Lawning ）他の米国特許第4,273,304 号などである。
これらの特許のいずれにも、または文献をサーチして見
出された他の如何なるものにも、この発明の構造要素温
度正常化特徴は与えられていない。正常化システムは必
要に応じて加熱および冷却を行ない、個々の構造部材の
熱によって誘発された応力を排除する。この応力はその
ような部材の外荷重支持表面によって支持される外板と
内荷重支持表面によって支持される内部システムとの間
の温度差が極端な状態によって生じるものである。支持
要素のラジアルスパンにわたる温度勾配のために、温度
の極端な状態での熱膨張は、部材それ自体にかなりの歪
を誘発し、支持ならびに離陸および降下の操縦または高
速加速プロファイルからの応力のために必要な強度を部
材から奪う。
【０００６】この発明の譲受人に譲渡された「一体構造
および熱保護システム（Integral Structure and Therm
al Protection System）」と題された米国特許出願第24
8,687 号は、革新的な一体外板／内部構造システムにつ
いて記載しており、このシステムは高い外皮温度のその
ような外板を支持する基礎乗物構造に対する影響を最小
限にする。上に挙げた明細書の各々は外部または外皮伝
導高温度から基礎乗物構造を保護することを求めるもの
であるが、いずれもがこの発明の温度正常化装置および
概念を用いていない。この発明では、必ずしも冷却のみ
に限られない温度調節流体が部材にわたる温度を正常化
するために使用され、熱の差によって生じる内部応力を
低減する。
および熱保護システム（Integral Structure and Therm
al Protection System）」と題された米国特許出願第24
8,687 号は、革新的な一体外板／内部構造システムにつ
いて記載しており、このシステムは高い外皮温度のその
ような外板を支持する基礎乗物構造に対する影響を最小
限にする。上に挙げた明細書の各々は外部または外皮伝
導高温度から基礎乗物構造を保護することを求めるもの
であるが、いずれもがこの発明の温度正常化装置および
概念を用いていない。この発明では、必ずしも冷却のみ
に限られない温度調節流体が部材にわたる温度を正常化
するために使用され、熱の差によって生じる内部応力を
低減する。
【０００７】
【発明の概要】極超音速航空宇宙乗物の構造補強部材に
わたる熱応力を緩和するために、この発明は流体調節装
置のアレイを組込み、装置に作られた通路を通して温度
制御された流体を循環させるものである。適切な流体温
度制御により、さらに流体と補強部材通路との間の既知
の熱伝達特徴を利用して、部材にわたる温度の放射状の
分布は正常化されて制御され、その中の内部応力は大幅
に低減される。
わたる熱応力を緩和するために、この発明は流体調節装
置のアレイを組込み、装置に作られた通路を通して温度
制御された流体を循環させるものである。適切な流体温
度制御により、さらに流体と補強部材通路との間の既知
の熱伝達特徴を利用して、部材にわたる温度の放射状の
分布は正常化されて制御され、その中の内部応力は大幅
に低減される。
【０００８】プログラムされたコンピュータ手段または
事象により動くシステムコントローラを使用して、計画
された飛行事象の前に構造部材をある温度条件に予め調
節してもよいし、または乗物構造上および流体ライン中
にあるのセンサが温度の変化を検出したときに、流れお
よび流体温度を公称以外の条件に調節してもよい。
事象により動くシステムコントローラを使用して、計画
された飛行事象の前に構造部材をある温度条件に予め調
節してもよいし、または乗物構造上および流体ライン中
にあるのセンサが温度の変化を検出したときに、流れお
よび流体温度を公称以外の条件に調節してもよい。
【０００９】この発明の通常の応用のために、外および
内荷重支持表面を有する一般に円状または卵型の構成の
構造支持部材は、乗物外板および内部システムに機械的
に結合されるが、基礎構造のロンジロンへの接続のため
の他の設備であってもよい。これらの部材は中空であ
り、流体通路がその中を走り、部材をシステム導管に結
合するための入口および出口ポートならびに調節装置を
有する。支持要素のサイズは胴体に沿うその位置に基づ
いて変化し、その中の通路のサイズもまた流れおよび正
常化された温度応答時間の必要性を考慮するように変え
られ得る。当然、要素を通る大きな流れが速ければ速い
ほど、大きな温度の制御によってその温度を正常化する
可能性は大きくなる。
内荷重支持表面を有する一般に円状または卵型の構成の
構造支持部材は、乗物外板および内部システムに機械的
に結合されるが、基礎構造のロンジロンへの接続のため
の他の設備であってもよい。これらの部材は中空であ
り、流体通路がその中を走り、部材をシステム導管に結
合するための入口および出口ポートならびに調節装置を
有する。支持要素のサイズは胴体に沿うその位置に基づ
いて変化し、その中の通路のサイズもまた流れおよび正
常化された温度応答時間の必要性を考慮するように変え
られ得る。当然、要素を通る大きな流れが速ければ速い
ほど、大きな温度の制御によってその温度を正常化する
可能性は大きくなる。
【００１０】そのような要素の内表面は、乗物の内部装
置およびシステムを支持するために使用される。内荷重
支持表面と外荷重支持表面との間の距離はかなりあって
もよく、放射状の温度勾配はこの発明によって正常化さ
れないシステムにおいては壊滅的になることもある。こ
の発明が部材の加熱および冷却の双方に使用できること
は、飛行プロファイルおよびミッション要求が満たされ
ることになるので、重要である。
置およびシステムを支持するために使用される。内荷重
支持表面と外荷重支持表面との間の距離はかなりあって
もよく、放射状の温度勾配はこの発明によって正常化さ
れないシステムにおいては壊滅的になることもある。こ
の発明が部材の加熱および冷却の双方に使用できること
は、飛行プロファイルおよびミッション要求が満たされ
ることになるので、重要である。
【００１１】各要素には調節流体の流入および排出のた
めの入口および出口ポートが設けられる。乗物構造の同
じ領域のいくつかの要素は１組の流体調節装置によって
正常化され得る。ソレノイドおよび様々なオリフィス弁
もまたこれらの装置に組込まれてもよく、コンピュータ
制御がシステム全体にわたって分布される流体温度セン
サに応答して使用される。
めの入口および出口ポートが設けられる。乗物構造の同
じ領域のいくつかの要素は１組の流体調節装置によって
正常化され得る。ソレノイドおよび様々なオリフィス弁
もまたこれらの装置に組込まれてもよく、コンピュータ
制御がシステム全体にわたって分布される流体温度セン
サに応答して使用される。
【００１２】流体ライン中または流体温度調節装置内の
温度センサは、空気伝送データプロセッサに結合されて
もよく、このプロセッサは所与の要素または所与の組の
要素に対して流速または流体温度の変化を引起こすよう
にされ得る。既知の再突入温度プロファイルのような要
求の予測にもまた、予測された事象の前に構造要素を予
め調節することによって備えることができる。このよう
な進んだ調節または正常化により、要素の強度および性
能のかなりの部分を補うことができる。そうでなけれ
ば、要素の強度および性能は、非生産的でかつ厄介な熱
内部応力の差に対処するのに費やされてしまうことにな
る。
温度センサは、空気伝送データプロセッサに結合されて
もよく、このプロセッサは所与の要素または所与の組の
要素に対して流速または流体温度の変化を引起こすよう
にされ得る。既知の再突入温度プロファイルのような要
求の予測にもまた、予測された事象の前に構造要素を予
め調節することによって備えることができる。このよう
な進んだ調節または正常化により、要素の強度および性
能のかなりの部分を補うことができる。そうでなけれ
ば、要素の強度および性能は、非生産的でかつ厄介な熱
内部応力の差に対処するのに費やされてしまうことにな
る。
【００１３】したがって、この発明の目的は、極超音速
航空宇宙乗物の基礎構造補強要素における温度分布を正
常化して、調節しなければ存在するであろう熱によって
誘発される応力を緩和するための手段を提供することで
ある。
航空宇宙乗物の基礎構造補強要素における温度分布を正
常化して、調節しなければ存在するであろう熱によって
誘発される応力を緩和するための手段を提供することで
ある。
【００１４】この目的とともに、要素と温度制御流体と
の間の熱の強制対流伝達によって構造要素の温度を正常
化することによって、構造強度の利用可能性を最大限に
し、そのような乗物の重量を最少限にすることを目的と
する。
の間の熱の強制対流伝達によって構造要素の温度を正常
化することによって、構造強度の利用可能性を最大限に
し、そのような乗物の重量を最少限にすることを目的と
する。
【００１５】これらの目的は以下の図面に概略的に描か
れるこの発明によって達成可能である。
れるこの発明によって達成可能である。
【００１６】
【好ましい実施例の詳細な説明】図１はこの発明のシス
テム１０の概略図を示す。窒素ガス（Ｎ2 ）のような相
応な熱容量および処理特性を有する作動流体１２は温度
調節器セット１４に導入され、温度調節器セット１４は
ヒータ、熱交換器、フィルタ、ラジエータ、コンプレッ
サ、ヒートシンクおよびその温度を制御するための他の
手段を含んでもよい。図１は乗物の燃料システムから与
えられる冷たい水素ガスのような流体を冷却するための
典型的な支持要素を示す。窒素、アルゴン、フレオンま
たはその混合物のようなガスは適切な熱交換器作動流体
を含む。ガス状の窒素、Ｎ2 、は、好ましいタイプの作
動流体１２である。この開示の極超音速乗物のための好
ましい燃料は半解けの雪のような形態のスラッシュ液体
水素、つまりＳＬＨであるので、燃料システムからの栓
１６は冷たい水素ガスを与え、このガスは作動流体用冷
却器としての調節器セット１４の熱交換器を通して循環
される。構造要素温度の正常化が特に必要とされる場合
には、セット１４にはヒータもまた設けられ得る。
テム１０の概略図を示す。窒素ガス（Ｎ2 ）のような相
応な熱容量および処理特性を有する作動流体１２は温度
調節器セット１４に導入され、温度調節器セット１４は
ヒータ、熱交換器、フィルタ、ラジエータ、コンプレッ
サ、ヒートシンクおよびその温度を制御するための他の
手段を含んでもよい。図１は乗物の燃料システムから与
えられる冷たい水素ガスのような流体を冷却するための
典型的な支持要素を示す。窒素、アルゴン、フレオンま
たはその混合物のようなガスは適切な熱交換器作動流体
を含む。ガス状の窒素、Ｎ2 、は、好ましいタイプの作
動流体１２である。この開示の極超音速乗物のための好
ましい燃料は半解けの雪のような形態のスラッシュ液体
水素、つまりＳＬＨであるので、燃料システムからの栓
１６は冷たい水素ガスを与え、このガスは作動流体用冷
却器としての調節器セット１４の熱交換器を通して循環
される。構造要素温度の正常化が特に必要とされる場合
には、セット１４にはヒータもまた設けられ得る。
【００１７】コントローラ１８は空気伝送コンピュータ
または予めプログラムされた事象タイマによって制御さ
れ、作動流体の温度を変えてミッション要求に適応す
る。熱電対、サーミスタまたは抵抗温度計のような、装
置の内部にあり、かつ正常化システム全体にわたる温度
センサ２０は、コンピュータ手段によって、またはプロ
グラマブルコントローラ１８によって、分析のためのネ
ットワークに組込まれ、システム作動流体１２の温度を
変える。
または予めプログラムされた事象タイマによって制御さ
れ、作動流体の温度を変えてミッション要求に適応す
る。熱電対、サーミスタまたは抵抗温度計のような、装
置の内部にあり、かつ正常化システム全体にわたる温度
センサ２０は、コンピュータ手段によって、またはプロ
グラマブルコントローラ１８によって、分析のためのネ
ットワークに組込まれ、システム作動流体１２の温度を
変える。
【００１８】調節された温度の流体１２は調節装置１４
からポンプ動作で出され、入口マニホールド２２にポン
プ動作で送られ構造補強要素３０に達する。流れ制御弁
２４は、コントローラ手段１８で発生した信号によって
個々にまたは一斉に動かされ得る。バイパスループ２６
は多岐の要素入口２２の減少した要求に備えるために使
用されてもよく、不必要なＮ2 は調節装置１４の中を再
循環される。
からポンプ動作で出され、入口マニホールド２２にポン
プ動作で送られ構造補強要素３０に達する。流れ制御弁
２４は、コントローラ手段１８で発生した信号によって
個々にまたは一斉に動かされ得る。バイパスループ２６
は多岐の要素入口２２の減少した要求に備えるために使
用されてもよく、不必要なＮ2 は調節装置１４の中を再
循環される。
【００１９】動作条件下で、システムコントローラ手段
１８は、図２に示されるような要素３０にわたる勾配Ｔ
1 −Ｔ2 を正常化するための温度および流れ条件をすで
に決定している。システムマニホールド２２からの温度
調節されたＮ2 は、導管２８を通って支持要素３０の入
口ポート３２へと送られる。図１のコンプレッサまたは
ポンプ３４により、流体１２は要素３０の流体管３６を
横断し、その内壁３８に衝撃を与える。熱は流体と壁と
の間を対流式に伝達され、放射状の温度差の正常化が結
果として達成される。内荷重支持表面４０における温度
が外荷重支持表面４２における温度より低ければ、熱は
循環流体からその冷たい方の領域に伝えられ、一方外板
面の高温により熱は支持要素から作動流体へと伝えられ
る。熱交換処理は要素３０の放射部分にわたる極端な温
度差を排除し、熱膨張／収縮応力は部材の温度正常化に
より最小限にされる。
１８は、図２に示されるような要素３０にわたる勾配Ｔ
1 −Ｔ2 を正常化するための温度および流れ条件をすで
に決定している。システムマニホールド２２からの温度
調節されたＮ2 は、導管２８を通って支持要素３０の入
口ポート３２へと送られる。図１のコンプレッサまたは
ポンプ３４により、流体１２は要素３０の流体管３６を
横断し、その内壁３８に衝撃を与える。熱は流体と壁と
の間を対流式に伝達され、放射状の温度差の正常化が結
果として達成される。内荷重支持表面４０における温度
が外荷重支持表面４２における温度より低ければ、熱は
循環流体からその冷たい方の領域に伝えられ、一方外板
面の高温により熱は支持要素から作動流体へと伝えられ
る。熱交換処理は要素３０の放射部分にわたる極端な温
度差を排除し、熱膨張／収縮応力は部材の温度正常化に
より最小限にされる。
【００２０】通路サイズおよび流速の変化の典型的な支
持要素の残留強度に対する影響は、図３に示される寸法
を有するもののような様々な設計の支持要素に対して設
計上考慮される。他の形状の通路（図４参照）は類似の
流れおよび寸法に対して異なった残留強度を示すであろ
う。
持要素の残留強度に対する影響は、図３に示される寸法
を有するもののような様々な設計の支持要素に対して設
計上考慮される。他の形状の通路（図４参照）は類似の
流れおよび寸法に対して異なった残留強度を示すであろ
う。
【図１】システム流体の熱調節のために使用される典型
的な装置アレイの概略図である。
的な装置アレイの概略図である。
【図２】内部流体通路を示す構造補強要素の部分仮想図
である。
である。
【図３】長方形寸法を有する典型的な流体通路の断面図
である。
である。
【図４】長方形寸法以外の流体通路の型を示す断面図で
ある。
ある。
１０ システム １２ 作動流体 １４ 調節器セット １６ タップ １８ コントローラ ２０ 温度センサ ２２ 入口 ２４ 流れ制御弁 ３０ 構造補強要素
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 マーティン・エル・シャンケン アメリカ合衆国、92708 カリフォルニア 州、ファウンテン・バレイ、セコイア・ス トリート、16599 (72)発明者 ピーター・オー・パクソン アメリカ合衆国、90274 カリフォルニア 州、ランチョ・パロス・バーデス、ナンタ スケット・ドライブ、32640、ナンバー・ ６ (72)発明者 ドゥウェイン・シィ・ジョンストン アメリカ合衆国、92071 カリフォルニア 州、サンティー、タマー・テラス、10792、 アパートメント・ディー (72)発明者 マス・ギラーモ アメリカ合衆国、90623 カリフォルニア 州、ラ・パルマ、ケント・サークル、4781
Claims (5)
- 【請求項１】 航空宇宙乗物基本構造の熱調節システム
であって、 ある量の作動流体と、 流体温度調節装置と、 導管手段を含む流体伝達手段と、 １つ以上の基本構造支持要素とを含み、 そのような各支持要素は内および外荷重支持表面、なら
びに前記表面の中間にあって、一般にそれらに対して中
心にある流体管を有し、 各管は入口および出口ポートを有し、 各ポートは前記導管手段に結合され、前記システムはさ
らに前記調節システムのまわりに選択的に配置される温
度センサ手段と、 前記調節装置および伝達手段が前記支持要素を介して流
体の温度および流速を変えることができるようにする制
御手段とを含む、システム。 - 【請求項２】 前記温度調節装置は流体加熱手段および
流体冷却手段の双方を含む、請求項１に記載のシステ
ム。 - 【請求項３】 前記外荷重支持表面は熱伝達関係で乗物
外板に機械的に結合されるようにされ、前記内荷重支持
表面は熱伝達関係で乗物内部構成要素に機械的に結合さ
れるようにされる、請求項１に記載のシステム。 - 【請求項４】 前記内部構成要素はスラッシュ水素燃料
タンクを含む、請求項１に記載のシステム。 - 【請求項５】 前記制御手段は前記温度および流体の流
速を制御するためのプログラム可能な手段を含む、請求
項１に記載のシステム。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6037008A JPH07257498A (ja) | 1994-03-08 | 1994-03-08 | 航空宇宙乗物基本構造の熱調節システム |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6037008A JPH07257498A (ja) | 1994-03-08 | 1994-03-08 | 航空宇宙乗物基本構造の熱調節システム |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH07257498A true JPH07257498A (ja) | 1995-10-09 |
Family
ID=12485671
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP6037008A Withdrawn JPH07257498A (ja) | 1994-03-08 | 1994-03-08 | 航空宇宙乗物基本構造の熱調節システム |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH07257498A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9523668B2 (en) | 2010-01-19 | 2016-12-20 | Tohoku University | Fuel property determination method and fuel property determination device |
| US9562868B2 (en) | 2010-11-18 | 2017-02-07 | Tohoku University | Combustion experimental apparatus |
-
1994
- 1994-03-08 JP JP6037008A patent/JPH07257498A/ja not_active Withdrawn
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9523668B2 (en) | 2010-01-19 | 2016-12-20 | Tohoku University | Fuel property determination method and fuel property determination device |
| US9562868B2 (en) | 2010-11-18 | 2017-02-07 | Tohoku University | Combustion experimental apparatus |
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