JPH09250892A - Cold plate for space equipment - Google Patents
Cold plate for space equipmentInfo
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- JPH09250892A JPH09250892A JP8059780A JP5978096A JPH09250892A JP H09250892 A JPH09250892 A JP H09250892A JP 8059780 A JP8059780 A JP 8059780A JP 5978096 A JP5978096 A JP 5978096A JP H09250892 A JPH09250892 A JP H09250892A
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- heat transfer
- transfer tube
- space
- honeycomb
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
- F28F—DETAILS OF HEAT-EXCHANGE AND HEAT-TRANSFER APPARATUS, OF GENERAL APPLICATION
- F28F3/00—Plate-like or laminated elements; Assemblies of plate-like or laminated elements
- F28F3/12—Elements constructed in the shape of a hollow panel, e.g. with channels
Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は、宇宙機に搭載され
る通信機器および電気制御装置などの宇宙機器が発生す
る熱を吸熱して冷却するために用いられる宇宙機器用コ
ールドプレートに関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a cold plate for space equipment used for absorbing and cooling heat generated by space equipment such as communication equipment and electric control equipment mounted on the spacecraft.
【０００２】[0002]
【従来の技術】典型的な先行技術は、図６にその断面が
示されている。上下の表面材１，２間には心材３が介在
されてサンドイッチ構造とされる。2. Description of the Related Art A typical prior art is shown in cross section in FIG. A core material 3 is interposed between the upper and lower surface materials 1 and 2 to form a sandwich structure.
【０００３】図７は、心材３の一部を示す斜視図であ
る。１枚の金属板がプレス加工によって屈曲され、矢符
４の方向に流過される液体の熱媒体との接触面積が増加
する。FIG. 7 is a perspective view showing a part of the core material 3. One metal plate is bent by press working, and the contact area with the heat medium of the liquid flowing in the direction of arrow 4 increases.
【０００４】表面材１，２の側部は側板５によって封止
され、熱媒体が前述の矢符４の方向（すなわち図６の紙
面に垂直方向）に圧送される。表面材１，２のうち、一
方の表面材が、熱を発生する宇宙機器に当接されて固定
される。The side portions of the surface materials 1 and 2 are sealed by side plates 5, and the heat medium is pressure-fed in the direction of the arrow 4 (that is, the direction perpendicular to the paper surface of FIG. 6). One of the surface materials 1 and 2 is brought into contact with and fixed to a space device that generates heat.
【０００５】この先行技術では、図６および図７の上下
方向に作用する力に対する強度を向上するために、表面
材１，２を厚くする必要があり、したがって重量が大き
くなるという問題がある。この力は、ロケットの打ち上
げ時の約１０〜２０Ｇの加速度によって、またその打ち
上げ時の振動によって作用する。さらにこの力は、一方
の表面材を宇宙機器に、熱伝達を良好にして固定するた
めに密着する際にも、作用される。In this prior art, in order to improve the strength against the force acting in the vertical direction of FIGS. 6 and 7, it is necessary to make the surface materials 1 and 2 thick, and therefore the weight becomes large. This force acts by the acceleration of about 10 to 20 G at the time of launch of the rocket and by the vibration at the time of launch. Moreover, this force is also exerted when one surface material is brought into close contact with the space equipment for good heat transfer and fixation.
【０００６】この先行技術の他の問題は、表面材１，２
および側板５によって熱媒体が漏洩しないようにするた
めに、耐圧密封構造の容器にする必要があるということ
である。したがって表面材１，２と側板５とは溶接部分
６，７においてたとえばろう付け溶接を施す。したがっ
てこのような熱媒体の耐圧要求および加工性などの観点
から、表面材１，２を厚くする必要がある。Another problem with this prior art is that the surface materials 1, 2
Also, in order to prevent the heat medium from leaking by the side plate 5, it is necessary to use a container having a pressure-proof sealed structure. Therefore, the surface materials 1, 2 and the side plate 5 are brazed and welded at the welded portions 6, 7. Therefore, it is necessary to thicken the surface materials 1 and 2 from the viewpoints of pressure resistance requirement and workability of the heat medium.
【０００７】全体構成は異なるが、このような構造のコ
ールドプレートは特開昭６３−２９１９６号に示されて
いる。Although the overall structure is different, a cold plate having such a structure is shown in JP-A-63-29196.
【０００８】[0008]
【発明が解決しようとする課題】本発明の目的は、強度
が高く、しかも軽量である宇宙機器用コールドプレート
を提供することである。SUMMARY OF THE INVENTION An object of the present invention is to provide a cold plate for space equipment which has high strength and is lightweight.
【０００９】[0009]
【課題を解決するための手段】本発明は、一対の平行な
金属製板状表面材の間に、金属板状体から成りかつ多数
の隣接したハニカム状空間を有する金属製ハニカム心材
がサンドイッチされ、表面材の対向する各表面に、心材
の両端面が当接し、前記ハニカム状空間の軸線は、表面
材の厚み方向に平行であり、前記ハニカム状空間の前記
軸線に垂直な軸線を有する金属製伝熱管が、一方の表面
材の心材側の一表面にろう付け溶接され、しかも心材を
貫通して屈曲して配置され、伝熱管内に熱媒体が圧送さ
れ、前記一方の表面材の他表面に、放熱すべき宇宙機器
が固定されることを特徴とする宇宙機器用コールドプレ
ートである。 また本発明は、ハニカム状空間は、その空間の軸線に垂
直な断面が正６角形であり、伝熱管は、真円の断面を有
し、伝熱管の相互の間隔は、ハニカム状空間の仮想外接
円の直径以上に選ばれることを特徴とする。 また本発明は、伝熱管の外径は、前記仮想外接円の直径
未満に選ばれることを特徴とする。 また本発明は、一対の表面材の対向する表面間の間隔
は、伝熱管の外径に等しく選ばれることを特徴とする。 また本発明は、一対の各表面材の対向する表面および心
材の端面の固定、ならびに心材および伝熱管の外表面の
固定は、熱硬化性合成樹脂接着剤によって行うことを特
徴とする。 また本発明は、一対の平行な金属製板状表面材の間に、
金属板状体から成りかつ多数の隣接したハニカム状空間
を有する金属製ハニカム心材がサンドイッチされ、表面
材の対向する各表面に、心材の両端面が当接し、前記ハ
ニカム状空間の軸線は、表面材の厚み方向に平行であ
り、前記ハニカム状空間の前記軸線に垂直な軸線を有す
る金属製伝熱管が、心材を貫通して屈曲して配置され、
伝熱管内に熱媒体が圧送され、ハニカム状空間は、その
空間の軸線に垂直な断面が正６角形であり、伝熱管は、
真円の断面を有し、伝熱管の相互の間隔は、ハニカム状
空間の仮想外接円の直径以上に選ばれ、伝熱管の外径
は、前記仮想外接円の直径未満に選ばれ、一対の表面材
の対向する表面間の間隔は、伝熱管の外径に等しく選ば
れ、伝熱管は、一方の表面材の心材側の一表面にろう付
け溶接され、一対の各表面材の対向する表面および心材
の端面の固定、ならびに心材および伝熱管の外表面の固
定は、熱硬化性合成樹脂接着剤によって行い、前記一方
の表面材の他表面に、放熱すべき宇宙機器が固定される
ことを特徴とする宇宙機器用コールドプレートである。 また本発明は、一方の金属製板状表面材の一表面上に、
金属製伝熱管をろう付け溶接する第１ステップと、前記
一方表面材の前記一表面と伝熱管の外表面とに、熱硬化
性合成樹脂接着剤を塗付する第２ステップと、金属板状
体から成りかつ多数の隣接したハニカム状空間を有しか
つ伝熱管が嵌め込まれる切欠きを有する心材の前記切欠
きに伝熱管を嵌め込み、心材の一端面と前記一方表面材
の前記一表面とを当接する第３ステップと、他方の金属
製板状表面材の心材側の一表面に熱硬化性合成樹脂接着
剤を塗付する第４ステップと、心材の他端面に熱硬化性
合成樹脂接着剤を塗付する第５ステップと、前記他方表
面材の前記一表面と心材の前記他端面とを当接する第６
ステップと、真空の空間内または不活性ガスの充填され
た空間内で、加熱によって前記接着剤を硬化して、前記
一方表面材の前記一表面および心材の一端面、心材の切
欠きの内表面および伝熱管の外表面、ならびに前記他方
表面材の前記一表面および心材の他端面を接着する第７
ステップとを含むことを特徴とする宇宙機器用コールド
プレートの製造方法である。According to the present invention, a metal honeycomb core material made of a metal plate and having a large number of adjacent honeycomb spaces is sandwiched between a pair of parallel metal plate surface materials. , Each opposite surface of the surface material, both end surfaces of the core material abut, the axis of the honeycomb-shaped space is parallel to the thickness direction of the surface material, a metal having an axis perpendicular to the axis of the honeycomb-shaped space The heat transfer tube is brazed and welded to one surface of one of the surface materials on the side of the core material, and the heat transfer tube is arranged so as to bend through the core material, and the heat medium is pumped into the heat transfer tube. It is a cold plate for space equipment, characterized in that space equipment to be dissipated is fixed on the surface. Further, in the present invention, the honeycomb-shaped space has a regular hexagonal cross section perpendicular to the axis of the space, the heat transfer tubes have a perfect circular cross section, and the mutual intervals of the heat transfer tubes are the virtual spaces of the honeycomb-shaped space. The feature is that the diameter is selected to be larger than the diameter of the circumscribed circle. Further, the present invention is characterized in that the outer diameter of the heat transfer tube is selected to be less than the diameter of the virtual circumscribed circle. Further, the present invention is characterized in that the distance between the opposed surfaces of the pair of surface materials is selected to be equal to the outer diameter of the heat transfer tube. Further, the present invention is characterized in that the opposing surfaces of the pair of surface materials and the end surface of the core material are fixed, and the outer surfaces of the core material and the heat transfer tube are fixed by a thermosetting synthetic resin adhesive. Further, the present invention, between a pair of parallel plate-shaped metal surface material,
A honeycomb core material made of a metal plate and having a large number of adjacent honeycomb-shaped spaces is sandwiched, each facing surface of the surface material is contacted by both end surfaces of the core material, and the axis of the honeycomb-shaped space is a surface. A heat transfer tube made of metal, which is parallel to the thickness direction of the material and has an axis perpendicular to the axis of the honeycomb-shaped space, is arranged by bending through the core material,
The heat medium is pumped into the heat transfer tube, and the honeycomb-shaped space has a regular hexagonal cross section perpendicular to the axis of the space.
The cross-section of a perfect circle, the mutual spacing of the heat transfer tube is selected to be equal to or larger than the diameter of the virtual circumscribing circle of the honeycomb-shaped space, the outer diameter of the heat transfer tube is selected to be less than the diameter of the virtual circumscribing circle, and a pair of The spacing between the facing surfaces of the surface material is selected to be equal to the outer diameter of the heat transfer tube, and the heat transfer tube is brazed and welded to one surface of one surface material on the core material side, and the facing surface of each pair of surface materials is opposed. The end faces of the core material and the outer surfaces of the core material and the heat transfer tubes are fixed with a thermosetting synthetic resin adhesive, and the space equipment to be radiated is fixed to the other surface of the one surface material. It is a characteristic cold plate for space equipment. Further, the present invention, on one surface of one metal plate-like surface material,
A first step of brazing and welding a metal heat transfer tube, a second step of applying a thermosetting synthetic resin adhesive to the one surface of the one surface material and the outer surface of the heat transfer tube, and a metal plate shape Fitting the heat transfer tube into the notch of the core material having a plurality of adjacent honeycomb-shaped spaces and having a notch into which the heat transfer tube is fitted, one end surface of the core material and the one surface of the one surface material A third step of abutting, a fourth step of applying a thermosetting synthetic resin adhesive to one surface of the other metal plate-shaped surface material on the core material side, and a thermosetting synthetic resin adhesive to the other end surface of the core material And a sixth step of applying the one surface of the other surface material and the other end surface of the core material to each other.
Step, in a vacuum space or in a space filled with an inert gas, to cure the adhesive by heating, the one surface of the one surface material and one end surface of the core material, the inner surface of the notch of the core material And an outer surface of the heat transfer tube, and the one surface of the other surface material and the other end surface of the core material are bonded together.
And a step of manufacturing a cold plate for space equipment.
【００１０】本発明に従えば、表面材間にハニカム心材
がサンドイッチされた構成を有し、これによって一対の
表面材が相互に近接する方向に作用する圧縮力に対する
強度を向上することができる。したがってロケットの打
ち上げ時に作用する大きな加速度および振動によって本
件コールドプレートが変形するおそれがない。また一方
の表面材を、放熱すべき宇宙機器に、金箔などの比較的
展性の優れたフイラを介して圧接して固定し、熱伝達率
を向上する構成とするとき、その圧接時の力によって本
件コールドプレートが変形するおそれはない。しかもこ
のハニカム心材を用いることによって、表面材を薄くす
ることができ、これによって軽量化を図ることができ、
しかも強度を上述のように大きくすることができる。 また本発明に従えば、液体または気体などの熱媒体が圧
送されて流過する伝熱管は、心材を貫通して屈曲して配
置されており、したがって前述の図６および図７に関連
して説明した先行技術のように一対の表面材の対向する
表面間の全ての空間に熱媒体が流過される構成とはなっ
ていないので、熱媒体の耐圧密封構造にする必要がな
く、またその耐圧密封構造のためのろう付け溶接などを
施す必要がなく、このことによってもまた表面材を薄く
することができ、軽量化を図ることができる。 心材はハニカム状空間を有し、本件コールドプレートの
全体の重量に対する割合は小さく、したがって表面材が
薄い程、全体の重量を大きく減少することができる。こ
の観点から、表面材を薄くすることができるということ
は、軽量化のために重要なことである。本発明によれ
ば、上述のように大きな強度を保ったままで、軽量化を
図ることができる。 本発明に従えば、放熱すべき宇宙機器が固定される一方
の表面材の他方表面材に対向する一表面に、伝熱管がろ
う付け溶接されるので、熱を発生する宇宙機器からの熱
を高い熱伝達効率で、伝熱管に流過される熱媒体に熱伝
達することができる。 さらに本発明に従えば、ハニカム状空間は正６角形であ
り、伝熱管は真円の断面を有し、伝熱管の相互の間隔
を、ハニカム状空間の仮想外接円の直径以上に選ぶこと
によって、一対の表面材の近接方向に作用する圧縮力に
対する大きな強度を確保することができる。 さらに本発明に従えば、伝熱管の外径を、前記仮想外接
円の直径未満に選ぶことによっても、強度の向上を図る
ことができる。 小形化を図るために、一対の表面材の対向する表面間の
間隔を、伝熱管の外径に等しく選び、コールドプレート
を薄く構成することができる。 表面材の心材との組立のために、熱硬化性合成樹脂から
成る接着剤を用い、これによって宇宙空間における高温
度の状況の下においても、確実な接着を保つことができ
る。このような接着剤を用いることによってコールドプ
レートの製造が容易である。この製造時において接着剤
を真空の空間内またはＮ2などの不活性ガスの充填され
た空間内にて加熱によって硬化することによって、接着
剤の不所望な化学反応を防いで接着力を高く維持するこ
とができる。According to the present invention, the honeycomb core material is sandwiched between the surface materials, whereby the strength against the compressive force acting in the direction in which the pair of surface materials approach each other can be improved. Therefore, there is no risk that the cold plate will be deformed by the large acceleration and vibration that act when the rocket is launched. Also, when one surface material is pressure-contacted and fixed to space equipment to be dissipated through a filler having a relatively excellent malleability such as gold foil, the heat transfer coefficient is increased. There is no risk of the cold plate being deformed by this. Moreover, by using this honeycomb core material, it is possible to make the surface material thin, and thus it is possible to reduce the weight,
Moreover, the strength can be increased as described above. Further, according to the present invention, the heat transfer tube through which the heat medium such as liquid or gas is pumped and flows through is arranged to be bent through the core material, and therefore, in relation to FIGS. 6 and 7 described above. Since the heat medium is not configured to flow through all the spaces between the opposed surfaces of the pair of surface materials as in the prior art described above, it is not necessary to provide a pressure-resistant sealing structure for the heat medium, and It is not necessary to perform brazing welding or the like for the pressure tight sealing structure, which also makes it possible to thin the surface material and achieve weight reduction. The core material has a honeycomb-shaped space, and its ratio to the total weight of the cold plate of the present invention is small. Therefore, the thinner the surface material is, the greater the total weight can be reduced. From this point of view, the ability to make the surface material thin is important for weight reduction. According to the present invention, it is possible to reduce the weight while maintaining the high strength as described above. According to the present invention, the heat transfer tube is brazed and welded to one surface of the one surface material to which the space equipment to be dissipated is fixed, the surface being opposed to the other surface material. With high heat transfer efficiency, it is possible to transfer heat to the heat medium flowing through the heat transfer tube. Further in accordance with the present invention, the honeycomb-shaped space is a regular hexagon, the heat transfer tubes have a cross section of a perfect circle, and the distance between the heat transfer tubes is selected to be equal to or larger than the diameter of the virtual circumscribed circle of the honeycomb-shaped space. Therefore, it is possible to secure a large strength against the compressive force acting in the approaching direction of the pair of surface materials. Further, according to the present invention, the strength can be improved also by selecting the outer diameter of the heat transfer tube to be smaller than the diameter of the virtual circumscribed circle. In order to reduce the size of the cold plate, it is possible to make the cold plate thin by selecting the distance between the facing surfaces of the pair of surface materials to be equal to the outer diameter of the heat transfer tube. For the assembly of the surface material with the core material, an adhesive consisting of a thermosetting synthetic resin is used, whereby a reliable bond can be maintained even under the high temperature conditions in outer space. The cold plate can be easily manufactured by using such an adhesive. At the time of this manufacturing, the adhesive is hardened by heating in a vacuum space or a space filled with an inert gas such as N 2 to prevent an unwanted chemical reaction of the adhesive and maintain a high adhesive strength. can do.
【００１１】[0011]
【発明の実施の形態】図１は本発明の実施の一形態の横
断面図であり、図２はその縦断面図である。宇宙空間で
用いられる宇宙機には、宇宙機器１１が吸熱のためのコ
ールドプレート１２を介して取付けられて固定される。
一対の平行な金属製板状表面材１３，１４の間に、金属
板状体から成るハニカム心材１５がサンドイッチされ
る。心材１４は、その横断面が図３に拡大して示される
ように、多数の隣接したハニカム状空間１６を有する。
ハニカム状空間１６は、その空間１６の軸線に垂直な断
面が正６角形である。この空間１６の軸線は、図１およ
び図３の紙面に垂直方向であり、図２の上下方向であ
る。1 is a cross-sectional view of an embodiment of the present invention, and FIG. 2 is a vertical cross-sectional view thereof. A space device 11 is attached and fixed to a space machine used in outer space via a cold plate 12 for absorbing heat.
A honeycomb core material 15 made of a metal plate-shaped body is sandwiched between a pair of parallel metal plate-shaped surface materials 13, 14. The core material 14 has a large number of adjacent honeycomb-shaped spaces 16 as shown in the enlarged cross-sectional view of FIG.
The honeycomb-shaped space 16 has a regular hexagonal cross section perpendicular to the axis of the space 16. The axis of the space 16 is perpendicular to the paper surface of FIGS. 1 and 3, and is the vertical direction of FIG.
【００１２】図４は、図１〜図３に示されるコールドプ
レート１２の分解斜視図である。表面材１３，１４の対
向する各表面１３ａ，１４ａには、心材１５の両端面１
５ａ，１５ｂがそれぞれ当接する。ハニカム状空間１６
の軸線は、表面材１３，１４の厚み方向に平行である。FIG. 4 is an exploded perspective view of the cold plate 12 shown in FIGS. Both facing surfaces 13a and 14a of the surface materials 13 and 14 have opposite end surfaces 1 of the core material 15, respectively.
5a and 15b contact each other. Honeycomb space 16
The axis of is parallel to the thickness direction of the surface materials 13 and 14.
【００１３】金属製伝熱管１７は、直線状に延びる直線
部１８と、屈曲した屈曲部１９とを有し、心材１５を貫
通して配置される。心材１５には、伝熱管１７が貫通す
る切欠き２０が形成される。伝熱管１７は、真円の断面
を有する。伝熱管１７の直線部１８の相互の間隔Ｌ１
は、ハニカム状空間１６の仮想外接円２１の直径Ｄ１以
上に選ばれる（Ｌ１≧Ｄ１）。伝熱管１７の外径Ｄ２
は、前記仮想外接円２１の直径Ｄ１未満に選ばれる（Ｄ
２＜Ｄ１）。一対の表面材１３，１４の対向する表面１
３ａ，１４ａ間の間隔Ｌ２は、伝熱管１７の外径Ｄ２に
等しく選ばれ（Ｌ２＝Ｄ２）、また本発明の実施の他の
形態では、Ｌ２＞Ｄ２であってもよい。The metal heat transfer tube 17 has a linear portion 18 that extends linearly and a bent portion 19 that is bent, and is disposed so as to penetrate the core material 15. A notch 20 through which the heat transfer tube 17 penetrates is formed in the core material 15. The heat transfer tube 17 has a perfect circular cross section. Distance L1 between the straight portions 18 of the heat transfer tube 17
Is selected to be not less than the diameter D1 of the virtual circumscribing circle 21 of the honeycomb-shaped space 16 (L1 ≧ D1). Outer diameter D2 of heat transfer tube 17
Is less than the diameter D1 of the virtual circumscribed circle 21 (D
2 <D1). Opposing surface 1 of a pair of surface materials 13, 14
The distance L2 between 3a and 14a is selected to be equal to the outer diameter D2 of the heat transfer tube 17 (L2 = D2), and in another embodiment of the present invention, L2> D2 may be satisfied.
【００１４】伝熱管１７は一方の表面材１３の心材１５
側の一表面１３ａにろう付け溶接され、これによって熱
伝達効率を向上する。The heat transfer tube 17 has a core material 15 of one surface material 13.
The one surface 13a on the side is brazed and welded, which improves heat transfer efficiency.
【００１５】一対の各表面材１３，１４の対向する表面
１３ａ，１４ａと心材１５の両端面１５ａ，１５ｂは、
接着剤によって固定される。また心材１５の切欠き２０
の内表面と伝熱管１７の外表面とは、接着剤を用いて固
定される。接着剤は、熱硬化性合成樹脂から成り、たと
えばエポキシなどである。The facing surfaces 13a and 14a of the pair of surface materials 13 and 14 and both end surfaces 15a and 15b of the core material 15 are
It is fixed with an adhesive. Also, the notch 20 of the core material 15
The inner surface of the heat transfer tube 17 and the outer surface of the heat transfer tube 17 are fixed with an adhesive. The adhesive is made of a thermosetting synthetic resin, such as epoxy.
【００１６】前記一方の表面材１３の他表面１３ｂは、
放熱すべき宇宙機器１１の表面に、金箔などから成るフ
イラ２２を介して強固に密着されて固定され、熱伝達率
が向上される。The other surface 13b of the one surface member 13 is
The heat transfer coefficient is improved by firmly adhering to and fixing the surface of the space equipment 11 to be dissipated through a filler 22 made of gold foil or the like.
【００１７】コールドプレート１２の製造方法を述べ
る。先ず、一方の表面材１３の一表面１３ａ上に伝熱管
１７をろう付け溶接する。次に前記一表面１３ａと伝熱
管１７の外表面とに、接着剤を噴霧してスプレー塗りな
どの手法で塗付する。次に、心材１５の切欠き２０に伝
熱管１７を嵌め込み、かつ心材１５の一端面１５ａと表
面材１３の一表面１３ａとを当接する。A method of manufacturing the cold plate 12 will be described. First, the heat transfer tube 17 is brazed and welded to the one surface 13a of the one surface material 13. Next, the one surface 13a and the outer surface of the heat transfer tube 17 are sprayed with an adhesive and applied by a technique such as spray coating. Next, the heat transfer tube 17 is fitted into the notch 20 of the core material 15, and one end surface 15a of the core material 15 and one surface 13a of the surface material 13 are brought into contact with each other.
【００１８】他方の表面材１４の心材１５側の一表面１
４ａに接着剤を噴霧してスプレー塗りなどの手法で塗付
する。また心材１５の他端面１５ｂに同様に接着剤を塗
付する。こうして表面材１４の一表面１４ａと心材１５
の端面１５ｂとを当接した状態とする。One surface 1 of the other surface material 14 on the side of the core material 15
4a is sprayed with an adhesive and applied by a technique such as spray coating. Similarly, an adhesive is applied to the other end surface 15b of the core material 15. Thus, the one surface 14a of the surface material 14 and the core material 15
The end surface 15b is contacted.
【００１９】そこで真空の空間内またはＮ2などの不活
性ガスの充填された空間内で、加熱によって接着剤を硬
化させる。これによって表面材１３の表面１３ａと心材
１５の一端面１５ａとを接着して固定する。また心材１
５の切欠き２０の内表面と伝熱管１７の外表面とを接着
して固定する。さらにもう１つの表面材１４の表面１４
ａと心材１５の端面１５ｂとを接着して固定する。本発
明の実施の他の形態では、接着剤の塗付する順序は、変
更されてもよい。接着剤はスプレー塗りのほかに、他の
手法で塗付してもよい。Therefore, the adhesive is hardened by heating in a vacuum space or a space filled with an inert gas such as N 2 . As a result, the surface 13a of the surface material 13 and the one end surface 15a of the core material 15 are bonded and fixed. Also heartwood 1
The inner surface of the notch 20 and the outer surface of the heat transfer tube 17 are bonded and fixed. Surface 14 of another surface material 14
a and the end surface 15b of the core material 15 are adhered and fixed. In another embodiment of the present invention, the order of applying the adhesive may be changed. The adhesive may be applied by another method other than spray coating.
【００２０】表面材１３，１４の厚みは、たとえば０．
６〜０．８ｍｍであり、心材１５も同様な厚みを有する
金属帯板を用いて構成される。表面材１３，１４と心材
１５とはたとえばアルミニウムなどの材料から成り、ま
た心材１５と伝熱管１７とは、アルミニウム、銅、真鍮
などの材料から成ってもよい。The thickness of the surface materials 13, 14 is, for example, 0.
The core material 15 has a thickness of 6 to 0.8 mm, and is made of a metal strip having a similar thickness. The surface materials 13 and 14 and the core material 15 may be made of a material such as aluminum, and the core material 15 and the heat transfer tube 17 may be made of a material such as aluminum, copper or brass.
【００２１】図１〜図４に示される本発明に従ういわば
ハニカムタイプのコールドプレート１２と、前述の先行
技術である図６および図７に示されるいわばプレートフ
ィンタイプのコールドプレートとは、どちらもサンドイ
ッチ構造という点では同じ構造であり、その強度を曲げ
剛性Ｄで概略評価すると、以下の近似式１で与えられ
る。Both the so-called honeycomb type cold plate 12 according to the present invention shown in FIGS. 1 to 4 and the so-called plate fin type cold plate shown in FIGS. 6 and 7 which are the above-mentioned prior arts are both sandwiches. The structure is the same in terms of structure, and its strength is roughly evaluated by bending rigidity D, which is given by the following approximate expression 1.
【００２２】[0022]
【数１】 [Equation 1]
【００２３】また、重量Ｍは以下の式で与えられる。The weight M is given by the following equation.
【００２４】 Ｍ ＝ （２ｐfｔf＋ｐcｔc）・Ｓ＋Ｍe …（２） ただし、Ｅf：表面材の縦弾性係数 Ｓ ：表面材の面
積 ｔf：表面材の厚さ ｐf：表面材の密度 ｔc：心材の厚さ ｐc：心材の密度 Ｍe：端部の処理に関わって生じる重量 この概略評価では、表面材および心材に同材質、同厚の
ものを使用すれば、同強度のプレートフィンタイプとハ
ニカムタイプのコールドプレートの重量比較が行えるこ
とになり、この場合、両者間の重量差は（１）心材の密
度差（フィンであるかハニカムであるかによって同じ体
積でも重量が異なるため）と、（２）内部に充満してい
る液が漏れないようにするために必要となる端部の処理
に関わって生じる重量分とに拠ることとなる。心材の密
度は表面材の密度に比べかなり小さいため、全体重量に
与える影響は少なく、両者の重量差は（２）の理由が主
因となる。この重量がコールドプレート全体の重量に対
して占める割合は全体重量によって異なり、表面材が薄
いほど影響が大きくなる。M = (2p f t f + p c t c ) · S + M e (2) where E f : longitudinal elastic modulus of surface material S: surface material area t f : surface material thickness p f : density t c of the surface material: density of core material M e:: thickness p c in the core material in the weight caused involved in processing ends this schematic evaluation, the surface material and the same material in the core, the use of those same thickness , It is possible to compare the weights of plate fin type and honeycomb type cold plates of the same strength. In this case, the weight difference between the two is (1) core material density difference (the same volume depending on whether it is fin or honeycomb). However, since the weights are different), and (2) the weight generated by the treatment of the end portion that is necessary to prevent the liquid filled inside from leaking. Since the density of the core material is considerably smaller than the density of the surface material, it has little influence on the overall weight, and the reason for the difference (2) is the main reason. The ratio of this weight to the weight of the entire cold plate depends on the overall weight, and the thinner the surface material, the greater the influence.
【００２５】したがって本発明のコールドプレートと前
述の図６および図７の先行技術とを同強度としたとき、
本発明によれば、重量を小さくすることができることが
理解される。Therefore, when the cold plate of the present invention and the prior art of FIGS. 6 and 7 have the same strength,
It is understood that according to the present invention, weight can be reduced.
【００２６】前述の図６および図７の先行技術におい
て、表面材１，２の厚みを本発明の実施の一形態におけ
る表面材１３，１４の厚みに比べて大きくしなければな
らないという理由を述べる。図６および図７のプレート
フィンタイプの場合には、内部に充満している液が漏れ
ないようにするために耐圧密封構造の容器にして、表面
材１，２の側部においても溶接／ろう付けなどを施す必
要がある。そのため、耐圧要求や加工性などを考慮する
と、最低限１〜２ｍｍ以上の厚みが必要となり、本発明
の表面材１３，１４の厚み（０．６〜０．８ｍｍ程度）
に対して、厚くなることになる。そのため、プレートフ
ィンタイプでは、重量も増大することになってしまう。
これに対して本発明では、軽量化を上述のように図るこ
とができるのである。In the prior arts of FIGS. 6 and 7 described above, the reason why the thickness of the surface materials 1 and 2 must be made larger than the thickness of the surface materials 13 and 14 in the embodiment of the present invention will be described. . In the case of the plate fin type shown in FIGS. 6 and 7, in order to prevent the liquid filling the inside from leaking, a container having a pressure-resistant sealing structure is used, and welding / waxing is performed also on the side portions of the surface materials 1 and 2. It is necessary to add attachments. Therefore, in consideration of pressure resistance requirements and workability, a minimum thickness of 1 to 2 mm is required, and the thickness of the surface materials 13, 14 of the present invention (about 0.6 to 0.8 mm).
On the other hand, it will be thicker. Therefore, in the plate fin type, the weight also increases.
On the other hand, in the present invention, weight reduction can be achieved as described above.
【００２７】図５は、図１〜図４に示される本発明の実
施の一形態のコールドプレート１２が用いられる単相流
体ループ方式熱制御システムの全体の構成を示す系統図
である。伝熱管１７の端部２２，２３は、ラジエータヘ
ッダ２４に管路２５，２６を介して循環ループが形成さ
れ、この管路２５，２６にはまた、熱交換器２７が接続
されてもよい。管路２５にはアキュムレータ２８が接続
され、また液体の熱媒体を循環するポンプ２９が介在さ
れる。ラジエータヘッダ２４は、ラジエータ３０に接続
される。ラジエータ３０は、蛇行した伝熱管から成り、
またヒートパイプから成り、熱媒体の熱を輻射によって
放熱する。熱交換器２７は、たとえば電動機などのアク
チュエータからの熱を放熱し、また作業者の呼吸用空気
を冷却するためなどに用いられる。FIG. 5 is a system diagram showing the overall structure of a single-phase fluid loop system thermal control system in which the cold plate 12 of the embodiment of the present invention shown in FIGS. 1 to 4 is used. At the ends 22 and 23 of the heat transfer tube 17, a circulation loop is formed in the radiator header 24 via the conduits 25 and 26, and a heat exchanger 27 may also be connected to the conduits 25 and 26. An accumulator 28 is connected to the pipe 25, and a pump 29 for circulating a liquid heat medium is interposed. The radiator header 24 is connected to the radiator 30. The radiator 30 consists of a meandering heat transfer tube,
Further, it is composed of a heat pipe and radiates the heat of the heat medium by radiation. The heat exchanger 27 is used, for example, to radiate heat from an actuator such as an electric motor and to cool the breathing air of the worker.
【００２８】[0028]
【発明の効果】本発明によれば、一対の表面材の間にハ
ニカム心材をサンドイッチしたので、大きな強度を得る
ことができ、また心材を貫通する伝熱管を屈曲して配置
したので、加熱媒体の耐圧密封構造の容器にする必要が
なくなる。これによって一対の表面材を薄くすることが
でき、これによって図６および図７に示される先行技術
に比べて大幅な軽量化を図ることができる。According to the present invention, since the honeycomb core material is sandwiched between the pair of surface materials, a large strength can be obtained, and the heat transfer tube penetrating the core material is arranged in a bent manner, so that the heating medium is It is no longer necessary to use a pressure-tight sealed container. As a result, the pair of surface materials can be made thin, which can significantly reduce the weight as compared with the prior art shown in FIGS. 6 and 7.
【００２９】放熱すべき宇宙機器が固定される一方の表
面材には伝熱管がろう付け溶接されているので、熱伝達
効率を高くすることができる。宇宙機に搭載される装置
は、高強度、軽量化、高効率化が強く要求されており、
本発明によれば、この要求に応えることができる優れた
コールドプレートが実現される。Since the heat transfer tube is brazed and welded to the one surface material on which the space equipment to be radiated is fixed, the heat transfer efficiency can be increased. The devices mounted on spacecraft are strongly required to have high strength, light weight, and high efficiency.
According to the present invention, an excellent cold plate that can meet this demand is realized.
【００３０】本発明のコールドプレートの重量を小さく
することができるので、熱制御系の全体の重量を小さく
することが可能となる。その結果、宇宙機に搭載する制
御装置および通信装置などの宇宙機器の重量に余裕を持
たせることができ、設計が容易になる。Since the weight of the cold plate of the present invention can be reduced, it is possible to reduce the overall weight of the thermal control system. As a result, it is possible to allow the weight of space equipment such as a control device and a communication device mounted on the spacecraft to have a margin, which facilitates the design.
【００３１】さらに本発明によれば、強度を向上するこ
とができるので、本件コールドプレートを強度面板とし
て使用することができるようになる。したがって宇宙機
器が固定されたコールドプレートをそのまま宇宙機に固
定することができ、従来から宇宙機器の取付けのために
別途必要としていた強度面板を省略することができ、こ
れによって熱制御系の重量を大幅に軽減することができ
るようになる。Further, according to the present invention, since the strength can be improved, the cold plate of the present invention can be used as a strength face plate. Therefore, the cold plate to which the space equipment is fixed can be fixed to the space machine as it is, and the strength face plate, which was conventionally required for mounting the space equipment, can be omitted, which reduces the weight of the thermal control system. You will be able to significantly reduce.
【図１】本発明の実施の一形態の宇宙機器用コールドプ
レート１２の横断面図である。FIG. 1 is a cross-sectional view of a cold plate 12 for space equipment according to an embodiment of the present invention.
【図２】コールドプレート１２の縦断面図である。FIG. 2 is a vertical sectional view of a cold plate 12.
【図３】心材１５の一部の拡大した平面図である。FIG. 3 is an enlarged plan view of a part of the core material 15.
【図４】図１〜図３に示されるコールドプレート１２の
分解した状態を示す側面図である。4 is a side view showing an exploded state of the cold plate 12 shown in FIGS. 1 to 3. FIG.
【図５】コールドプレート１２を備える単相流体ループ
方式熱制御システムの全体の構成を示す系統図である。FIG. 5 is a system diagram showing an overall configuration of a single-phase fluid loop thermal control system including a cold plate 12.
【図６】先行技術の一部の断面図である。FIG. 6 is a partial cross-sectional view of the prior art.
【図７】図６に示される先行技術におけるフイン３の一
部を示す斜視図である。FIG. 7 is a perspective view showing a part of the fin 3 in the prior art shown in FIG.
１１ 宇宙機器 １２ コールドプレート １３，１４ 表面材 １３ａ，１４ａ 表面 １５ 心材 １５ａ，１５ｂ 端面 １６ ハニカム状空間 １７ 伝熱管 ２０ 切欠き ２１ 仮想外接円 ２２ フイラ 11 Space Equipment 12 Cold Plate 13, 14 Surface Material 13a, 14a Surface 15 Core Material 15a, 15b End Face 16 Honeycomb Space 17 Heat Transfer Tube 20 Notch 21 Virtual Circular Circle 22 Fira
Claims (7)
金属板状体から成りかつ多数の隣接したハニカム状空間
を有する金属製ハニカム心材がサンドイッチされ、 表面材の対向する各表面に、心材の両端面が当接し、 前記ハニカム状空間の軸線は、表面材の厚み方向に平行
であり、 前記ハニカム状空間の前記軸線に垂直な軸線を有する金
属製伝熱管が、一方の表面材の心材側の一表面にろう付
け溶接され、しかも心材を貫通して屈曲して配置され、 伝熱管内に熱媒体が圧送され、 前記一方の表面材の他表面に、放熱すべき宇宙機器が固
定されることを特徴とする宇宙機器用コールドプレー
ト。1. Between a pair of parallel metal plate-like surface materials,
A honeycomb honeycomb core made of a metal plate and having a large number of adjacent honeycomb-shaped spaces is sandwiched, and the opposite surfaces of the surface member are contacted by both end faces of the core member, and the axis of the honeycomb-shaped space is a surface. A metal heat transfer tube that is parallel to the thickness direction of the material and has an axis perpendicular to the axis of the honeycomb-shaped space, is brazed and welded to one surface of the core material side of one surface material, and further penetrates the core material. A cold plate for space equipment, wherein the space equipment to be dissipated is fixed to the other surface of the one surface material by being bent and arranged so that a heat medium is pumped into the heat transfer tube.
直な断面が正６角形であり、 伝熱管は、真円の断面を有し、 伝熱管の相互の間隔は、ハニカム状空間の仮想外接円の
直径以上に選ばれることを特徴とする請求項１記載の宇
宙機器用コールドプレート。2. The honeycomb-shaped space has a regular hexagonal cross section perpendicular to the axis of the space, the heat transfer tubes have a perfect circular cross section, and the mutual intervals of the heat transfer tubes are the virtual spaces of the honeycomb space. The cold plate for space equipment according to claim 1, wherein the cold plate is selected to have a diameter not smaller than the circumscribed circle.
未満に選ばれることを特徴とする請求項２記載の宇宙機
器用コールドプレート。3. The cold plate for space equipment according to claim 2, wherein an outer diameter of the heat transfer tube is selected to be less than a diameter of the virtual circumscribed circle.
は、伝熱管の外径に等しく選ばれることを特徴とする請
求項１〜３のうちの１つに記載の宇宙機器用コールドプ
レート。4. The cold plate for space equipment according to claim 1, wherein the distance between the opposed surfaces of the pair of surface materials is selected to be equal to the outer diameter of the heat transfer tube. .
材の端面の固定、ならびに心材および伝熱管の外表面の
固定は、熱硬化性合成樹脂接着剤によって行うことを特
徴とする請求項１〜４のうちの１つに記載の宇宙機器用
コールドプレート。5. The thermosetting synthetic resin adhesive is used to fix the facing surfaces of the pair of surface materials and the end surfaces of the core material, and to fix the outer surfaces of the core material and the heat transfer tube. The cold plate for space equipment according to any one of 1 to 4.
金属板状体から成りかつ多数の隣接したハニカム状空間
を有する金属製ハニカム心材がサンドイッチされ、 表面材の対向する各表面に、心材の両端面が当接し、 前記ハニカム状空間の軸線は、表面材の厚み方向に平行
であり、 前記ハニカム状空間の前記軸線に垂直な軸線を有する金
属製伝熱管が、心材を貫通して屈曲して配置され、 伝熱管内に熱媒体が圧送され、 ハニカム状空間は、その空間の軸線に垂直な断面が正６
角形であり、 伝熱管は、真円の断面を有し、 伝熱管の相互の間隔は、ハニカム状空間の仮想外接円の
直径以上に選ばれ、 伝熱管の外径は、前記仮想外接円の直径未満に選ばれ、 一対の表面材の対向する表面間の間隔は、伝熱管の外径
に等しく選ばれ、 伝熱管は、一方の表面材の心材側の一表面にろう付け溶
接され、 一対の各表面材の対向する表面および心材の端面の固
定、ならびに心材および伝熱管の外表面の固定は、熱硬
化性合成樹脂接着剤によって行い、 前記一方の表面材の他表面に、放熱すべき宇宙機器が固
定されることを特徴とする宇宙機器用コールドプレー
ト。6. A pair of parallel metal plate-like surface materials,
A honeycomb honeycomb core made of a metal plate and having a large number of adjacent honeycomb-shaped spaces is sandwiched, and the opposite surfaces of the surface member are contacted by both end faces of the core member, and the axis of the honeycomb-shaped space is a surface. A metal heat transfer tube, which is parallel to the thickness direction of the material and has an axis perpendicular to the axis of the honeycomb-shaped space, is arranged so as to bend through the core material, and the heat medium is pumped into the heat transfer tube. The cross section perpendicular to the axis of the space is positive 6
The heat transfer tube has a rectangular cross section, the mutual distance between the heat transfer tubes is selected to be equal to or larger than the diameter of the virtual circumscribed circle of the honeycomb-shaped space, and the outer diameter of the heat transfer tube is equal to that of the virtual circumscribed circle. Less than the diameter, the distance between the facing surfaces of the pair of surface materials is chosen to be equal to the outer diameter of the heat transfer tube, the heat transfer tube being brazed to one surface of one surface material on the core side, Fix the facing surface of each surface material and the end surface of the core material, and fix the outer surface of the core material and the heat transfer tube with a thermosetting synthetic resin adhesive, and radiate heat to the other surface of the one surface material. A cold plate for space equipment, in which space equipment is fixed.
金属製伝熱管をろう付け溶接する第１ステップと、 前記一方表面材の前記一表面と伝熱管の外表面とに、熱
硬化性合成樹脂接着剤を塗付する第２ステップと、 金属板状体から成りかつ多数の隣接したハニカム状空間
を有しかつ伝熱管が嵌め込まれる切欠きを有する心材の
前記切欠きに伝熱管を嵌め込み、心材の一端面と前記一
方表面材の前記一表面とを当接する第３ステップと、 他方の金属製板状表面材の心材側の一表面に熱硬化性合
成樹脂接着剤を塗付する第４ステップと、 心材の他端面に熱硬化性合成樹脂接着剤を塗付する第５
ステップと、 前記他方表面材の前記一表面と心材の前記他端面とを当
接する第６ステップと、 真空の空間内または不活性ガスの充填された空間内で、
加熱によって前記接着剤を硬化して、前記一方表面材の
前記一表面および心材の一端面、心材の切欠きの内表面
および伝熱管の外表面、ならびに前記他方表面材の前記
一表面および心材の他端面を接着する第７ステップとを
含むことを特徴とする宇宙機器用コールドプレートの製
造方法。7. A metal plate-shaped surface material on one surface,
A first step of brazing and welding a metal heat transfer tube; a second step of applying a thermosetting synthetic resin adhesive to the one surface of the one surface material and the outer surface of the heat transfer tube; Fitting the heat transfer tube into the notch of the core material having a plurality of adjacent honeycomb-shaped spaces and having a notch into which the heat transfer tube is fitted, one end surface of the core material and the one surface of the one surface material Third step of abutting, fourth step of applying thermosetting synthetic resin adhesive to one surface of the core side of the other metal plate-like surface material, and thermosetting synthetic resin adhesive to the other end surface of the core material The fifth to apply
A step of abutting the one surface of the other surface material and the other end surface of the core material, and in a vacuum space or a space filled with an inert gas,
By curing the adhesive by heating, the one surface of the one surface material and one end surface of the core material, the inner surface of the notch of the core material and the outer surface of the heat transfer tube, and the one surface of the other surface material and the core material. And a seventh step of adhering the other end surface to each other.
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|---|---|---|---|
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Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8991478B2 (en) | 2010-03-29 | 2015-03-31 | Hamilton Sundstrand Space Systems International, Inc. | Compact two sided cold plate with transfer tubes |
| RU2782333C1 (en) * | 2022-04-21 | 2022-10-25 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Method for manufacturing a three-layer honeycomb panel with heat pipes built in it |
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| JPS5388254A (en) * | 1977-01-12 | 1978-08-03 | Matsushita Refrig Co | Method of manufacturing cooling equipment |
| JPH0492170U (en) * | 1990-12-25 | 1992-08-11 |
-
1996
- 1996-03-15 JP JP8059780A patent/JP2992476B2/en not_active Expired - Fee Related
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| RU2783873C1 (en) * | 2022-04-21 | 2022-11-21 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" им. академика М.Ф. Решетнёва" | Honeycomb panel |
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