航空機・宇宙機用流体冷却システム及び航空機・宇宙機用流体冷却方法
【課題】航空機・宇宙機に設置された配管内の流体を効率良く冷却することができ、流体の冷却に必要な流体量を低減することが可能な航空機・宇宙機用流体冷却システム及び航空機・宇宙機用流体冷却方法を提供することを目的とする。
【解決手段】流体冷却システム１は、貯蔵タンク４からポンプ８に流体を供給するフィードライン６と、ポンプ８を通過した推進薬を膨張させて、フィードライン６の外周に推進薬を供給し、フィードライン６内部の推進薬を冷却し、膨張した推進薬を外部に排出する冷却部２６とを備える。
【解決手段】流体冷却システム１は、貯蔵タンク４からポンプ８に流体を供給するフィードライン６と、ポンプ８を通過した推進薬を膨張させて、フィードライン６の外周に推進薬を供給し、フィードライン６内部の推進薬を冷却し、膨張した推進薬を外部に排出する冷却部２６とを備える。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機・宇宙機に設置された配管内の流体を冷却する航空機・宇宙機用流体冷却システム及び航空機・宇宙機用流体冷却方法に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
液体ロケットの多くは、極低温流体、例えば液体水素などの液体燃料及び液体酸素を推進薬としており、エンジン着火時に要求される機器温度や推進薬供給温度を低温に維持する必要がある。
【０００３】
図４を参照して、液体ロケットにて推進薬供給温度を維持する流体冷却システム３について説明する。流体冷却システム３は、人工衛星等を積んで、軌道修正しながら惑星周囲を慣性飛行する第２段ロケットに使用される。
【０００４】
貯蔵タンク４からポンプ８まで推進薬を供給するフィードライン６、及びポンプ８からメインライン１１の先に接続されたエンジン（図示せず。）まで推進薬を供給するメインライン９，１１、及び内部流体は、第２段ロケットが宇宙空間を慣性飛行中、外部又はポンプ８からの入熱によって温度上昇する。そこで、液体冷却システム３は、外部入熱によって飽和温度以上になりフィードライン６及びメインライン９，１１に溜まった推進薬を一定間隔で外部（宇宙空間）に廃棄する。外部に推進薬が廃棄されることによって、フィードライン６及びメインライン９，１１内部は、貯蔵タンク４内の低温の推進薬に置換される。
【０００５】
図４に示す流体冷却システム３の場合、第２段ロケットがエンジンで推進薬を燃焼させずに慣性飛行している間は、通常、メインバルブ１０、予冷弁１４及びベアリング予冷弁１６が閉状態にある。そして、慣性飛行中に推進薬の置換が実行される場合、予冷弁１４とベアリング予冷弁１６が開放されて、フィードライン６及びメインライン９に溜まった推進薬が、排気管１３及び排気口１８を介して外部に廃棄される。
【０００６】
非特許文献１には、流体を微小流量ずつ廃棄して、配管内を連続置換することによって、流体を予冷する技術が開示されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００７】
【特許文献１】特開平６−３４７１１３号公報
【非特許文献】
【０００８】
【非特許文献１】Bernard F.Kutter, Frank Zegler, Jon Barr, Mari Gravlee, Jake Szatkowski, Jeff Patton,Scott Ward, "Ongoing Launch Vehicle Innovation at United Launch Alliance",IEEE 2010-1020.
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
しかし、従来の技術では、慣性飛行時間が長くなるほど、予冷のために廃棄しなければならない推進薬量（すなわち燃焼に使用されない無効推進薬量）が過大となる。そのため、貯蔵タンクには、無効推進薬量分を見込んだ推進薬を搭載する必要があるため、重量の増大につながり、ロケット打ち上げ能力の向上の妨げとなっている。
【００１０】
本発明は、このような事情に鑑みてなされたものであって、航空機・宇宙機に設置された配管内の流体を効率良く冷却することができ、流体の冷却に必要な流体量を低減することが可能な航空機・宇宙機用流体冷却システム及び航空機・宇宙機用流体冷却方法を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００１１】
上記課題を解決するために、本発明の航空機・宇宙機用流体冷却システム及び航空機・宇宙機用流体冷却方法は以下の手段を採用する。
すなわち、本発明に係る航空機・宇宙機用流体冷却システムは、貯蔵タンクからポンプに流体を供給する第１供給管、又はポンプから燃焼器に流体を供給する第２供給管と、ポンプを通過した流体を膨張させて、第１供給管及び第２供給管の少なくともいずれか一方の外周に流体を供給し、第１供給管及び第２供給管の少なくともいずれか一方の内部の流体を冷却し、膨張した流体を外部に排出する冷却部とを備える。
【００１２】
この発明によれば、流体は、例えば液化した状態で貯蔵タンクに貯蔵されており、第１供給管を介して、貯蔵タンクからポンプへ供給され、第２供給管を介して、ポンプから燃焼器へ供給される。流体は、例えば水素、ＬＮＧ等の液体燃料、又は液体酸素である。冷却部では、ポンプを通過した流体が膨張することによって低温化し、低温化した流体が、第１供給管及び第２供給管の少なくともいずれか一方の外周側から第１供給管及び第２供給管の少なくともいずれか一方の内部の流体を冷却する。その後、膨張した流体は外部に排出される。
【００１３】
第１供給管及び第２供給管の少なくともいずれか一方の内部の流体は、冷却部によって冷却されるため、低温で維持される。したがって、燃焼器が作動して流体を燃焼する前の状態において、第１供給管及び第２供給管の少なくともいずれか一方の内部に流体が滞留し、外部から熱を受けて飽和温度以上になることを防止できる。また、貯蔵タンクから第１供給管を経てポンプを通過した流体が冷却部へ供給されるため、流体が冷却部へ供給されると、第１供給管とポンプ内の流体は、貯蔵タンクから供給される流体で置換される。したがって、貯蔵タンクから供給される比較的低温の流体によって、第１供給管とポンプを冷却できる。なお、冷却部における冷却用の流体を気液二相流とした場合、蒸発潜熱を利用でき、交換熱量を大きくすることができるため、効率的に第１供給管又は第２供給管内の流体を冷却できる。なお、ポンプは、例えばターボポンプである。
【００１４】
上記発明において、冷却部は、第１供給管及び第２供給管の少なくともいずれか一方の長さ方向に沿って外周に流体を供給してもよい。
【００１５】
この発明によれば、第１供給管及び第２供給管の少なくともいずれか一方の外周に供給された流体は、第１供給管及び第２供給管の少なくともいずれか一方の長さ方向、すなわち管路に沿って流れるため、内部の流体を効率的に冷却できる。
【００１６】
上記発明において、冷却部は、第１供給管及び第２供給管の少なくともいずれか一方と二重配管を形成し、二重配管の内管が第１供給管又は第２供給管であって、冷却部は、二重配管の外管と内管の間に流体を通過させてもよい。
【００１７】
この発明によれば、内管である第１供給管又は第２供給管内の流体は、内管を包含する外管と内管の間を通過する流体によって冷却されるため、低温の流体との接触面積が広く、効率的に温度が降下する。
【００１８】
また、本発明に係る航空機・宇宙機用流体冷却方法は、貯蔵タンクとポンプを連結する第１供給管の内部を介して貯蔵タンクからポンプへ流体を供給するステップと、ポンプを通過した流体を膨張させるステップと、膨張した流体を、第１供給管の外周、及びポンプと燃焼器を連結する第２供給管の外周の少なくともいずれか一方に供給するステップと、第１供給管の外周及び第２供給管の外周の少なくともいずれか一方に供給された流体が、第１供給管の内部及び第２供給管の内部の少なくともいずれか一方の流体を冷却するステップと、第１供給管の内部及び第２供給管の内部の少なくともいずれか一方の流体を冷却した、第１供給管の外周及び第２供給管の外周の少なくともいずれか一方に供給された流体を外部に排出するステップとを備える。
【発明の効果】
【００１９】
本発明によれば、航空機・宇宙機に設置された配管内の流体を効率良く冷却することができ、流体の冷却に必要な流体量を低減することができる。
【図面の簡単な説明】
【００２０】
【図１】本発明の第１実施形態に係る流体冷却システムを示す配管図である。
【図２】二重配管を示す部分拡大断面図である。
【図３】本発明の第２実施形態に係る流体冷却システムを示す配管図である。
【図４】従来の流体冷却システムを示す配管図である。
【発明を実施するための形態】
【００２１】
以下に、本発明に係る実施形態について、図面を参照して説明する。
［第１実施形態］
以下、本発明の第１実施形態に係る流体冷却システム１について、図１を用いて説明する。流体冷却システム１は、液体ロケット、特に、人工衛星等を積んで、軌道修正しながら惑星周囲を慣性飛行する第２段ロケット等に使用される。
【００２２】
流体冷却システム１は、冷却部２６がフィードライン６を冷却することによって、フィードライン６内の推進薬を冷却することができる。推進薬は、流体の一例であり、例えば液体水素などの液体燃料、又は液体酸素である。推進薬は、エンジン（図示せず。）の燃焼に使用される。流体冷却システム１は、液体ロケット内における液体燃料系統と液体酸素系統の２系統にそれぞれ設けられてもよいし、いずれか一方の系統のみに設けられてもよい。なお、液体酸素のほうが、液体燃料に比べて分子量が大きいため、液体酸素系統に設けられる場合のほうが液体燃料系統に設けられる場合よりも、後述する廃棄量削減の効果が高い。
【００２３】
第２段ロケットは、推進薬を貯蔵する貯蔵タンク４と、推進薬をエンジンに供給するポンプ８を有する。ポンプ８は、例えばターボポンプである。なお、本発明は、ターボポンプ以外のポンプを用いるエンジンシステムにも適用可能である。
【００２４】
フィードライン６は、第１供給管の一例であり、貯蔵タンク４に設けられた取出し口５と、ポンプ８を連結している。フィードライン６は、貯蔵タンク４からポンプ８へ推進薬を供給する。なお、フィードライン６とポンプ８の接続部分には、蛇腹状の管材であるベローズ７が使用される。ベローズ７によれば、フィードライン６とポンプ８の間に可とう性を持たせることができる。フィードライン６は、取出し口５からベローズ７の入口までの間、二重配管２７の内管を構成する。
【００２５】
メインライン９，１１は、第２供給管の一例であり、メインバルブ１０を介してポンプ８とエンジン（燃焼器）を連結している。メインライン９，１１は、ポンプ８からエンジンに推進薬を供給する。メインライン９は、ポンプ８からメインバルブ１０までの配管であり、メインライン１１は、メインバルブ１０からエンジンまでの配管である。
【００２６】
メインバルブ１０は、第２段ロケットの軌道修正などのため、エンジンで推進薬を燃焼させる際は開状態にされ、慣性飛行中であってエンジンで推進薬を燃焼させない間は閉状態にされる。
【００２７】
メインライン９には、分岐部１２が設けられ、排気管１３が分岐部１２に接続される。排気管１３は、排気口１８が設けられており、排気口１８から推進薬を廃棄する。また、排気管１３には、予冷弁１４が設けられる。予冷弁１４は、エンジン燃焼中、及び慣性飛行中ともに、通常は閉状態である。予冷弁１４は、外部からの入熱によって飽和し、メインライン９に溜まった推進薬を廃棄する場合に開状態にされる。
【００２８】
ポンプ８には、ベアリング予冷ライン１５が接続される。ベアリング予冷ライン１５は、ポンプ８と、合流部１７を連結している。合流部１７は、ベアリング予冷ライン１５と排気管１３との合流地点である。ベアリング予冷ライン１５には、ベアリング予冷弁１６が設けられる。ベアリング予冷弁１６は、エンジン停止中にポンプ８に設けられたベアリング（図示せず。）を冷却するため、開状態にされる。ベアリングは、ベアリング予冷ライン１５を通過する推進薬によって冷却される。ベアリングを冷却した推進薬は、排気管１３及び排気口１８を介して外部に廃棄される。ベアリング予冷弁１６は、エンジン燃焼中及びベアリングの冷却が不要な間は、閉状態にされる。
【００２９】
ベアリング予冷ライン１５には、分岐部２１が設けられ、冷却部入口管２２が分岐部２１に接続される。冷却部入口管２２は、分岐部２１と、外管入口２５を連結している。外管入口２５は、冷却部２６の入口であって、フィードライン６の外周のうち貯蔵タンク４側に設けられる。なお、外管入口２５は、フィードライン６の外周のうちポンプ８側に設けられてもよい。冷却部入口管２２には、上流オリフィス２３と、開閉弁２４が設けられる。開閉弁２４は、冷却部２６に推進薬を通過させる際、開状態にされ、冷却部２６に推進薬を通過させない場合に、閉状態にされる。
【００３０】
冷却部２６は、二重配管２７の外管であり、二重配管２７のうち内管を構成するフィードライン６と接触しつつ、フィードライン６の外周を包含する。冷却部２６の出口である外管出口２８には、冷却部出口管２９が接続される。外管出口２８は、フィードライン６の外周のうちポンプ８側に設けられる。なお、外管出口２８は、外管入口２５がポンプ８側に設けられるとき、フィードライン６の外周のうち貯蔵タンク４側に設けられてもよい。冷却部出口管２９は、外管出口２８と、合流部３１を連結している。合流部３１は、冷却部出口管２９と、排気管１３との合流地点である。冷却部出口管２９には、下流オリフィス３０が設けられる。冷却部出口管２９は、排気管１３及び排気口１８を介して、膨張した推進薬を外部へ廃棄する。
【００３１】
上流オリフィス２３と下流オリフィス３０は、それぞれ流量調整機構を有しており、開閉弁２４が開状態にあるとき、上流オリフィス２３と下流オリフィス３０間で、推進薬をジュール・トムソン効果によって膨張させる。その結果、上流オリフィス２３と下流オリフィス３０間で、推進薬は低温化し、冷却部２６を通過する低温の推進薬が、フィードライン６内の推進薬を冷却する。上流オリフィス２３と下流オリフィス３０は、事前試験によって得られる流量に基づいて、例えば固定である。なお、上流オリフィス２３と下流オリフィス３０は、可変としてもよく、温度に応じて冷却部２６を流れる流量を変化させるようにしてもよい。
【００３２】
冷却部２６に供給された推進薬は、フィードライン６の管路方向に沿って流れることによって、フィードライン６内の推進薬を効率的に冷却できる。また、冷却部２６への推進薬の供給は、慣性飛行中、エンジンの着火前にわたって常時継続させてもよい。常時推進薬を流し続けたとしても、膨張低温化の効果によって、従来の間欠的に推進薬を廃棄し、置換する方法に比べて、推進薬の廃棄量を削減できる。
【００３３】
図２を参照して、二重配管２７について説明する。
二重配管２７は、内管３３と外管３４からなる。内管３３内部は、フィードライン６であって、貯蔵タンク４からポンプ８へ流れる推進薬が通過する。外管３４と内管３３の間は、冷却部２６であって、膨張低温化した推進薬が通過する。
【００３４】
冷却部２６を低温化した推進薬が通過することによって、外管３４を介する外部からの入熱がフィードライン６を通過する推進薬へ伝達されるのを防ぐ。また、冷却部２６を通過する推進薬が、内管３３の外周側から、フィードライン６を通過する推進薬を冷却し、飽和した推進薬を凝縮させる。
【００３５】
二重配管２７によれば、内管３３は、外管３４と内管３３を通過する推進薬との接触面積が広く、効率的に内管３３内部の推進薬の温度を低下させることができる。なお、内管３３の外周部にフィンを設けて、熱伝達を促進させるようにしてもよい。
【００３６】
フィードライン６内部の推進薬は、冷却部２６によって冷却されるため、低温で維持される。したがって、エンジンが作動して推進薬を燃焼する前の状態において、フィードライン６内部に推進薬が滞留し、外部から熱を受けて飽和温度以上になることを防止できる。また、貯蔵タンク４からフィードライン６を経てポンプ８を通過した推進薬が冷却部２６へ供給されるため、推進薬が冷却部２６へ供給されると、フィードライン６とポンプ８内の推進薬は、貯蔵タンク４から供給される推進薬で置換される。したがって、貯蔵タンク４から供給される比較的低温の推進薬によって、フィードライン６とポンプ８を冷却できる。
【００３７】
なお、冷却部２６における冷却用の推進薬を気液二相流とした場合、冷却部２６内部では沸騰と強制対流が生じる。そして、冷却部２６内部の推進薬の蒸発潜熱を利用でき、交換熱量を大きくすることができるため、効率的にフィードライン６内の流体を冷却できる。
【００３８】
［第２実施形態］
次に、本発明の第２実施形態に係る流体冷却システム２について、図３を用いて説明する。尚、第１実施形態と重複する構成については省略する。
【００３９】
上述した第１実施形態では、冷却部２６がフィードライン６の外周部に設けられる場合について説明したが、第２実施形態では、冷却部２６がメインライン９の外周部に設けられる。そして、メインライン９と冷却部２６によって、二重配管３２が構成される。メインライン９は、二重配管３２の内管を構成する。
【００４０】
本実施形態の外管入口２５は、冷却部２６の入口であって、メインライン９の外周のうちポンプ８側に設けられる。なお、外管入口２５は、メインライン９の外周のうちエンジン側に設けられてもよい。冷却部２６は、二重配管３２の外管であり、二重配管３２のうち内管を構成するメインライン９と接触しつつ、メインライン９の外周を包含する。外管出口２８は、メインライン９の外周のうちエンジン側に設けられる。なお、外管出口２８は、外管入口２５がエンジン側に設けられるとき、メインライン９の外周のうちポンプ８側に設けられてもよい。
【００４１】
本実施形態では、上流オリフィス２３と下流オリフィス３０間で、推進薬が低温化し、冷却部２６を通過する低温の推進薬が、メインライン９内の推進薬を冷却する。
【００４２】
冷却部２６に供給された推進薬は、メインライン９の管路方向に沿って流れることによって、メインライン９内の推進薬を効率的に冷却できる。
【００４３】
メインライン９内部の推進薬は、冷却部２６によって冷却されるため、低温で維持される。したがって、エンジンが作動して推進薬を燃焼する前の状態において、メインライン９内部に推進薬が滞留し、外部から熱を受けて飽和温度以上になることを防止できる。また、貯蔵タンク４からフィードライン６を経てポンプ８を通過した推進薬が冷却部２６へ供給されるため、推進薬が冷却部２６へ供給されると、フィードライン６とポンプ８内の推進薬は、貯蔵タンク４から供給される推進薬で置換される。したがって、貯蔵タンク４から供給される比較的低温の推進薬によって、フィードライン６とポンプ８を冷却できる。
【００４４】
以上、本発明の第１、第２実施形態によれば、推進薬の膨張低温化によって、フィードライン６又はメインライン９内の推進薬を冷却できる。また、従来の間欠的に推進薬を廃棄し、置換する方法に比べて、推進薬の廃棄量を削減できる。システム条件によっては、廃棄量を１／３以下に削減できる。
【００４５】
なお、上記第１実施形態と第２実施形態では、いずれか一つのシステムからなる場合について説明したが、本発明は、第１実施形態と第２実施形態を組み合わせたシステムとすることも可能である。また、推進薬の膨張低温化や推進薬の置換によって冷却できる対象は、フィードライン６又はメインライン９内部の推進薬や、ポンプ８に限られず、二重配管２７，３２の外管３４近傍の部材も含まれる。
【００４６】
また、上記実施形態では、液体ロケットのうち第２段ロケットの場合について説明したが、本発明はこの例に限定されず、液体燃料及び液体酸素などの極低温流体を使用してエンジンを燃焼させる航空機や宇宙機にも適用できる。更に、上記実施形態では、冷却部２６は、二重配管２７，３２の外管３４と内管３３の間で構成されるとしたが、本発明はこの例に限定されない。膨張低温化させた推進薬がフィードライン６又はメインライン９と接触して、熱伝達できればよく、二重配管を使用しない構成でもよい。
【００４７】
また、上記実施形態では、ジュール・トムソン効果によって推進薬の膨張低温化する例について説明したが、他の方法によって推進薬を膨張低温化させて、フィードライン６又はメインライン９内の推進薬を冷却させてもよい。
【符号の説明】
【００４８】
１，２，３ 流体冷却システム
４ 貯蔵タンク
５ 取出し口
６ フィードライン（第１供給管）
７ ベローズ
８ ポンプ
９，１１ メインライン（第２供給管）
１０ メインバルブ
１２ 分岐部
１３ 排気管
１４ 予冷弁
１５ ベアリング予冷ライン
１６ ベアリング予冷弁
１７ 合流部
１８ 排気口
２１ 分岐部
２２ 冷却部入口管
２３ 上流オリフィス
２４ 開閉弁
２５ 外管入口
２６ 冷却部
２７，３２ 二重配管
２８ 外管出口
２９ 冷却部出口管
３０ 下流オリフィス
３１ 合流部
３３ 内管
３４ 外管
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機・宇宙機に設置された配管内の流体を冷却する航空機・宇宙機用流体冷却システム及び航空機・宇宙機用流体冷却方法に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
液体ロケットの多くは、極低温流体、例えば液体水素などの液体燃料及び液体酸素を推進薬としており、エンジン着火時に要求される機器温度や推進薬供給温度を低温に維持する必要がある。
【０００３】
図４を参照して、液体ロケットにて推進薬供給温度を維持する流体冷却システム３について説明する。流体冷却システム３は、人工衛星等を積んで、軌道修正しながら惑星周囲を慣性飛行する第２段ロケットに使用される。
【０００４】
貯蔵タンク４からポンプ８まで推進薬を供給するフィードライン６、及びポンプ８からメインライン１１の先に接続されたエンジン（図示せず。）まで推進薬を供給するメインライン９，１１、及び内部流体は、第２段ロケットが宇宙空間を慣性飛行中、外部又はポンプ８からの入熱によって温度上昇する。そこで、液体冷却システム３は、外部入熱によって飽和温度以上になりフィードライン６及びメインライン９，１１に溜まった推進薬を一定間隔で外部（宇宙空間）に廃棄する。外部に推進薬が廃棄されることによって、フィードライン６及びメインライン９，１１内部は、貯蔵タンク４内の低温の推進薬に置換される。
【０００５】
図４に示す流体冷却システム３の場合、第２段ロケットがエンジンで推進薬を燃焼させずに慣性飛行している間は、通常、メインバルブ１０、予冷弁１４及びベアリング予冷弁１６が閉状態にある。そして、慣性飛行中に推進薬の置換が実行される場合、予冷弁１４とベアリング予冷弁１６が開放されて、フィードライン６及びメインライン９に溜まった推進薬が、排気管１３及び排気口１８を介して外部に廃棄される。
【０００６】
非特許文献１には、流体を微小流量ずつ廃棄して、配管内を連続置換することによって、流体を予冷する技術が開示されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００７】
【特許文献１】特開平６−３４７１１３号公報
【非特許文献】
【０００８】
【非特許文献１】Bernard F.Kutter, Frank Zegler, Jon Barr, Mari Gravlee, Jake Szatkowski, Jeff Patton,Scott Ward, "Ongoing Launch Vehicle Innovation at United Launch Alliance",IEEE 2010-1020.
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
しかし、従来の技術では、慣性飛行時間が長くなるほど、予冷のために廃棄しなければならない推進薬量（すなわち燃焼に使用されない無効推進薬量）が過大となる。そのため、貯蔵タンクには、無効推進薬量分を見込んだ推進薬を搭載する必要があるため、重量の増大につながり、ロケット打ち上げ能力の向上の妨げとなっている。
【００１０】
本発明は、このような事情に鑑みてなされたものであって、航空機・宇宙機に設置された配管内の流体を効率良く冷却することができ、流体の冷却に必要な流体量を低減することが可能な航空機・宇宙機用流体冷却システム及び航空機・宇宙機用流体冷却方法を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００１１】
上記課題を解決するために、本発明の航空機・宇宙機用流体冷却システム及び航空機・宇宙機用流体冷却方法は以下の手段を採用する。
すなわち、本発明に係る航空機・宇宙機用流体冷却システムは、貯蔵タンクからポンプに流体を供給する第１供給管、又はポンプから燃焼器に流体を供給する第２供給管と、ポンプを通過した流体を膨張させて、第１供給管及び第２供給管の少なくともいずれか一方の外周に流体を供給し、第１供給管及び第２供給管の少なくともいずれか一方の内部の流体を冷却し、膨張した流体を外部に排出する冷却部とを備える。
【００１２】
この発明によれば、流体は、例えば液化した状態で貯蔵タンクに貯蔵されており、第１供給管を介して、貯蔵タンクからポンプへ供給され、第２供給管を介して、ポンプから燃焼器へ供給される。流体は、例えば水素、ＬＮＧ等の液体燃料、又は液体酸素である。冷却部では、ポンプを通過した流体が膨張することによって低温化し、低温化した流体が、第１供給管及び第２供給管の少なくともいずれか一方の外周側から第１供給管及び第２供給管の少なくともいずれか一方の内部の流体を冷却する。その後、膨張した流体は外部に排出される。
【００１３】
第１供給管及び第２供給管の少なくともいずれか一方の内部の流体は、冷却部によって冷却されるため、低温で維持される。したがって、燃焼器が作動して流体を燃焼する前の状態において、第１供給管及び第２供給管の少なくともいずれか一方の内部に流体が滞留し、外部から熱を受けて飽和温度以上になることを防止できる。また、貯蔵タンクから第１供給管を経てポンプを通過した流体が冷却部へ供給されるため、流体が冷却部へ供給されると、第１供給管とポンプ内の流体は、貯蔵タンクから供給される流体で置換される。したがって、貯蔵タンクから供給される比較的低温の流体によって、第１供給管とポンプを冷却できる。なお、冷却部における冷却用の流体を気液二相流とした場合、蒸発潜熱を利用でき、交換熱量を大きくすることができるため、効率的に第１供給管又は第２供給管内の流体を冷却できる。なお、ポンプは、例えばターボポンプである。
【００１４】
上記発明において、冷却部は、第１供給管及び第２供給管の少なくともいずれか一方の長さ方向に沿って外周に流体を供給してもよい。
【００１５】
この発明によれば、第１供給管及び第２供給管の少なくともいずれか一方の外周に供給された流体は、第１供給管及び第２供給管の少なくともいずれか一方の長さ方向、すなわち管路に沿って流れるため、内部の流体を効率的に冷却できる。
【００１６】
上記発明において、冷却部は、第１供給管及び第２供給管の少なくともいずれか一方と二重配管を形成し、二重配管の内管が第１供給管又は第２供給管であって、冷却部は、二重配管の外管と内管の間に流体を通過させてもよい。
【００１７】
この発明によれば、内管である第１供給管又は第２供給管内の流体は、内管を包含する外管と内管の間を通過する流体によって冷却されるため、低温の流体との接触面積が広く、効率的に温度が降下する。
【００１８】
また、本発明に係る航空機・宇宙機用流体冷却方法は、貯蔵タンクとポンプを連結する第１供給管の内部を介して貯蔵タンクからポンプへ流体を供給するステップと、ポンプを通過した流体を膨張させるステップと、膨張した流体を、第１供給管の外周、及びポンプと燃焼器を連結する第２供給管の外周の少なくともいずれか一方に供給するステップと、第１供給管の外周及び第２供給管の外周の少なくともいずれか一方に供給された流体が、第１供給管の内部及び第２供給管の内部の少なくともいずれか一方の流体を冷却するステップと、第１供給管の内部及び第２供給管の内部の少なくともいずれか一方の流体を冷却した、第１供給管の外周及び第２供給管の外周の少なくともいずれか一方に供給された流体を外部に排出するステップとを備える。
【発明の効果】
【００１９】
本発明によれば、航空機・宇宙機に設置された配管内の流体を効率良く冷却することができ、流体の冷却に必要な流体量を低減することができる。
【図面の簡単な説明】
【００２０】
【図１】本発明の第１実施形態に係る流体冷却システムを示す配管図である。
【図２】二重配管を示す部分拡大断面図である。
【図３】本発明の第２実施形態に係る流体冷却システムを示す配管図である。
【図４】従来の流体冷却システムを示す配管図である。
【発明を実施するための形態】
【００２１】
以下に、本発明に係る実施形態について、図面を参照して説明する。
［第１実施形態］
以下、本発明の第１実施形態に係る流体冷却システム１について、図１を用いて説明する。流体冷却システム１は、液体ロケット、特に、人工衛星等を積んで、軌道修正しながら惑星周囲を慣性飛行する第２段ロケット等に使用される。
【００２２】
流体冷却システム１は、冷却部２６がフィードライン６を冷却することによって、フィードライン６内の推進薬を冷却することができる。推進薬は、流体の一例であり、例えば液体水素などの液体燃料、又は液体酸素である。推進薬は、エンジン（図示せず。）の燃焼に使用される。流体冷却システム１は、液体ロケット内における液体燃料系統と液体酸素系統の２系統にそれぞれ設けられてもよいし、いずれか一方の系統のみに設けられてもよい。なお、液体酸素のほうが、液体燃料に比べて分子量が大きいため、液体酸素系統に設けられる場合のほうが液体燃料系統に設けられる場合よりも、後述する廃棄量削減の効果が高い。
【００２３】
第２段ロケットは、推進薬を貯蔵する貯蔵タンク４と、推進薬をエンジンに供給するポンプ８を有する。ポンプ８は、例えばターボポンプである。なお、本発明は、ターボポンプ以外のポンプを用いるエンジンシステムにも適用可能である。
【００２４】
フィードライン６は、第１供給管の一例であり、貯蔵タンク４に設けられた取出し口５と、ポンプ８を連結している。フィードライン６は、貯蔵タンク４からポンプ８へ推進薬を供給する。なお、フィードライン６とポンプ８の接続部分には、蛇腹状の管材であるベローズ７が使用される。ベローズ７によれば、フィードライン６とポンプ８の間に可とう性を持たせることができる。フィードライン６は、取出し口５からベローズ７の入口までの間、二重配管２７の内管を構成する。
【００２５】
メインライン９，１１は、第２供給管の一例であり、メインバルブ１０を介してポンプ８とエンジン（燃焼器）を連結している。メインライン９，１１は、ポンプ８からエンジンに推進薬を供給する。メインライン９は、ポンプ８からメインバルブ１０までの配管であり、メインライン１１は、メインバルブ１０からエンジンまでの配管である。
【００２６】
メインバルブ１０は、第２段ロケットの軌道修正などのため、エンジンで推進薬を燃焼させる際は開状態にされ、慣性飛行中であってエンジンで推進薬を燃焼させない間は閉状態にされる。
【００２７】
メインライン９には、分岐部１２が設けられ、排気管１３が分岐部１２に接続される。排気管１３は、排気口１８が設けられており、排気口１８から推進薬を廃棄する。また、排気管１３には、予冷弁１４が設けられる。予冷弁１４は、エンジン燃焼中、及び慣性飛行中ともに、通常は閉状態である。予冷弁１４は、外部からの入熱によって飽和し、メインライン９に溜まった推進薬を廃棄する場合に開状態にされる。
【００２８】
ポンプ８には、ベアリング予冷ライン１５が接続される。ベアリング予冷ライン１５は、ポンプ８と、合流部１７を連結している。合流部１７は、ベアリング予冷ライン１５と排気管１３との合流地点である。ベアリング予冷ライン１５には、ベアリング予冷弁１６が設けられる。ベアリング予冷弁１６は、エンジン停止中にポンプ８に設けられたベアリング（図示せず。）を冷却するため、開状態にされる。ベアリングは、ベアリング予冷ライン１５を通過する推進薬によって冷却される。ベアリングを冷却した推進薬は、排気管１３及び排気口１８を介して外部に廃棄される。ベアリング予冷弁１６は、エンジン燃焼中及びベアリングの冷却が不要な間は、閉状態にされる。
【００２９】
ベアリング予冷ライン１５には、分岐部２１が設けられ、冷却部入口管２２が分岐部２１に接続される。冷却部入口管２２は、分岐部２１と、外管入口２５を連結している。外管入口２５は、冷却部２６の入口であって、フィードライン６の外周のうち貯蔵タンク４側に設けられる。なお、外管入口２５は、フィードライン６の外周のうちポンプ８側に設けられてもよい。冷却部入口管２２には、上流オリフィス２３と、開閉弁２４が設けられる。開閉弁２４は、冷却部２６に推進薬を通過させる際、開状態にされ、冷却部２６に推進薬を通過させない場合に、閉状態にされる。
【００３０】
冷却部２６は、二重配管２７の外管であり、二重配管２７のうち内管を構成するフィードライン６と接触しつつ、フィードライン６の外周を包含する。冷却部２６の出口である外管出口２８には、冷却部出口管２９が接続される。外管出口２８は、フィードライン６の外周のうちポンプ８側に設けられる。なお、外管出口２８は、外管入口２５がポンプ８側に設けられるとき、フィードライン６の外周のうち貯蔵タンク４側に設けられてもよい。冷却部出口管２９は、外管出口２８と、合流部３１を連結している。合流部３１は、冷却部出口管２９と、排気管１３との合流地点である。冷却部出口管２９には、下流オリフィス３０が設けられる。冷却部出口管２９は、排気管１３及び排気口１８を介して、膨張した推進薬を外部へ廃棄する。
【００３１】
上流オリフィス２３と下流オリフィス３０は、それぞれ流量調整機構を有しており、開閉弁２４が開状態にあるとき、上流オリフィス２３と下流オリフィス３０間で、推進薬をジュール・トムソン効果によって膨張させる。その結果、上流オリフィス２３と下流オリフィス３０間で、推進薬は低温化し、冷却部２６を通過する低温の推進薬が、フィードライン６内の推進薬を冷却する。上流オリフィス２３と下流オリフィス３０は、事前試験によって得られる流量に基づいて、例えば固定である。なお、上流オリフィス２３と下流オリフィス３０は、可変としてもよく、温度に応じて冷却部２６を流れる流量を変化させるようにしてもよい。
【００３２】
冷却部２６に供給された推進薬は、フィードライン６の管路方向に沿って流れることによって、フィードライン６内の推進薬を効率的に冷却できる。また、冷却部２６への推進薬の供給は、慣性飛行中、エンジンの着火前にわたって常時継続させてもよい。常時推進薬を流し続けたとしても、膨張低温化の効果によって、従来の間欠的に推進薬を廃棄し、置換する方法に比べて、推進薬の廃棄量を削減できる。
【００３３】
図２を参照して、二重配管２７について説明する。
二重配管２７は、内管３３と外管３４からなる。内管３３内部は、フィードライン６であって、貯蔵タンク４からポンプ８へ流れる推進薬が通過する。外管３４と内管３３の間は、冷却部２６であって、膨張低温化した推進薬が通過する。
【００３４】
冷却部２６を低温化した推進薬が通過することによって、外管３４を介する外部からの入熱がフィードライン６を通過する推進薬へ伝達されるのを防ぐ。また、冷却部２６を通過する推進薬が、内管３３の外周側から、フィードライン６を通過する推進薬を冷却し、飽和した推進薬を凝縮させる。
【００３５】
二重配管２７によれば、内管３３は、外管３４と内管３３を通過する推進薬との接触面積が広く、効率的に内管３３内部の推進薬の温度を低下させることができる。なお、内管３３の外周部にフィンを設けて、熱伝達を促進させるようにしてもよい。
【００３６】
フィードライン６内部の推進薬は、冷却部２６によって冷却されるため、低温で維持される。したがって、エンジンが作動して推進薬を燃焼する前の状態において、フィードライン６内部に推進薬が滞留し、外部から熱を受けて飽和温度以上になることを防止できる。また、貯蔵タンク４からフィードライン６を経てポンプ８を通過した推進薬が冷却部２６へ供給されるため、推進薬が冷却部２６へ供給されると、フィードライン６とポンプ８内の推進薬は、貯蔵タンク４から供給される推進薬で置換される。したがって、貯蔵タンク４から供給される比較的低温の推進薬によって、フィードライン６とポンプ８を冷却できる。
【００３７】
なお、冷却部２６における冷却用の推進薬を気液二相流とした場合、冷却部２６内部では沸騰と強制対流が生じる。そして、冷却部２６内部の推進薬の蒸発潜熱を利用でき、交換熱量を大きくすることができるため、効率的にフィードライン６内の流体を冷却できる。
【００３８】
［第２実施形態］
次に、本発明の第２実施形態に係る流体冷却システム２について、図３を用いて説明する。尚、第１実施形態と重複する構成については省略する。
【００３９】
上述した第１実施形態では、冷却部２６がフィードライン６の外周部に設けられる場合について説明したが、第２実施形態では、冷却部２６がメインライン９の外周部に設けられる。そして、メインライン９と冷却部２６によって、二重配管３２が構成される。メインライン９は、二重配管３２の内管を構成する。
【００４０】
本実施形態の外管入口２５は、冷却部２６の入口であって、メインライン９の外周のうちポンプ８側に設けられる。なお、外管入口２５は、メインライン９の外周のうちエンジン側に設けられてもよい。冷却部２６は、二重配管３２の外管であり、二重配管３２のうち内管を構成するメインライン９と接触しつつ、メインライン９の外周を包含する。外管出口２８は、メインライン９の外周のうちエンジン側に設けられる。なお、外管出口２８は、外管入口２５がエンジン側に設けられるとき、メインライン９の外周のうちポンプ８側に設けられてもよい。
【００４１】
本実施形態では、上流オリフィス２３と下流オリフィス３０間で、推進薬が低温化し、冷却部２６を通過する低温の推進薬が、メインライン９内の推進薬を冷却する。
【００４２】
冷却部２６に供給された推進薬は、メインライン９の管路方向に沿って流れることによって、メインライン９内の推進薬を効率的に冷却できる。
【００４３】
メインライン９内部の推進薬は、冷却部２６によって冷却されるため、低温で維持される。したがって、エンジンが作動して推進薬を燃焼する前の状態において、メインライン９内部に推進薬が滞留し、外部から熱を受けて飽和温度以上になることを防止できる。また、貯蔵タンク４からフィードライン６を経てポンプ８を通過した推進薬が冷却部２６へ供給されるため、推進薬が冷却部２６へ供給されると、フィードライン６とポンプ８内の推進薬は、貯蔵タンク４から供給される推進薬で置換される。したがって、貯蔵タンク４から供給される比較的低温の推進薬によって、フィードライン６とポンプ８を冷却できる。
【００４４】
以上、本発明の第１、第２実施形態によれば、推進薬の膨張低温化によって、フィードライン６又はメインライン９内の推進薬を冷却できる。また、従来の間欠的に推進薬を廃棄し、置換する方法に比べて、推進薬の廃棄量を削減できる。システム条件によっては、廃棄量を１／３以下に削減できる。
【００４５】
なお、上記第１実施形態と第２実施形態では、いずれか一つのシステムからなる場合について説明したが、本発明は、第１実施形態と第２実施形態を組み合わせたシステムとすることも可能である。また、推進薬の膨張低温化や推進薬の置換によって冷却できる対象は、フィードライン６又はメインライン９内部の推進薬や、ポンプ８に限られず、二重配管２７，３２の外管３４近傍の部材も含まれる。
【００４６】
また、上記実施形態では、液体ロケットのうち第２段ロケットの場合について説明したが、本発明はこの例に限定されず、液体燃料及び液体酸素などの極低温流体を使用してエンジンを燃焼させる航空機や宇宙機にも適用できる。更に、上記実施形態では、冷却部２６は、二重配管２７，３２の外管３４と内管３３の間で構成されるとしたが、本発明はこの例に限定されない。膨張低温化させた推進薬がフィードライン６又はメインライン９と接触して、熱伝達できればよく、二重配管を使用しない構成でもよい。
【００４７】
また、上記実施形態では、ジュール・トムソン効果によって推進薬の膨張低温化する例について説明したが、他の方法によって推進薬を膨張低温化させて、フィードライン６又はメインライン９内の推進薬を冷却させてもよい。
【符号の説明】
【００４８】
１，２，３ 流体冷却システム
４ 貯蔵タンク
５ 取出し口
６ フィードライン（第１供給管）
７ ベローズ
８ ポンプ
９，１１ メインライン（第２供給管）
１０ メインバルブ
１２ 分岐部
１３ 排気管
１４ 予冷弁
１５ ベアリング予冷ライン
１６ ベアリング予冷弁
１７ 合流部
１８ 排気口
２１ 分岐部
２２ 冷却部入口管
２３ 上流オリフィス
２４ 開閉弁
２５ 外管入口
２６ 冷却部
２７，３２ 二重配管
２８ 外管出口
２９ 冷却部出口管
３０ 下流オリフィス
３１ 合流部
３３ 内管
３４ 外管
【特許請求の範囲】
【請求項１】
貯蔵タンクからポンプに流体を供給する第１供給管、又は前記ポンプから燃焼器に前記流体を供給する第２供給管と、
前記ポンプを通過した前記流体を膨張させて、前記第１供給管及び前記第２供給管の少なくともいずれか一方の外周に前記流体を供給し、前記第１供給管及び前記第２供給管の少なくともいずれか一方の内部の前記流体を冷却し、膨張した前記流体を外部に排出する冷却部と、
を備える航空機・宇宙機用流体冷却システム。
【請求項２】
前記冷却部は、前記第１供給管及び前記第２供給管の少なくともいずれか一方の長さ方向に沿って外周に前記流体を供給する請求項１に記載の航空機・宇宙機用流体冷却システム。
【請求項３】
前記冷却部は、前記第１供給管及び前記第２供給管の少なくともいずれか一方と二重配管を形成し、前記二重配管の内管が前記第１供給管又は前記第２供給管であって、前記冷却部は、前記二重配管の外管と前記内管の間に前記流体を通過させる請求項１又は２に記載の航空機・宇宙機用流体冷却システム。
【請求項４】
貯蔵タンクとポンプを連結する第１供給管の内部を介して前記貯蔵タンクから前記ポンプへ流体を供給するステップと、
前記ポンプを通過した前記流体を膨張させるステップと、
膨張した前記流体を、前記第１供給管の外周、及び前記ポンプと燃焼器を連結する第２供給管の外周の少なくともいずれか一方に供給するステップと、
前記第１供給管の外周及び前記第２供給管の外周の少なくともいずれか一方に供給された前記流体が、前記第１供給管の内部及び前記第２供給管の内部の少なくともいずれか一方の前記流体を冷却するステップと、
前記第１供給管の内部及び前記第２供給管の内部の少なくともいずれか一方の前記流体を冷却した、前記第１供給管の外周及び前記第２供給管の外周の少なくともいずれか一方に供給された前記流体を外部に排出するステップと、
を備える航空機・宇宙機用流体冷却方法。
【請求項１】
貯蔵タンクからポンプに流体を供給する第１供給管、又は前記ポンプから燃焼器に前記流体を供給する第２供給管と、
前記ポンプを通過した前記流体を膨張させて、前記第１供給管及び前記第２供給管の少なくともいずれか一方の外周に前記流体を供給し、前記第１供給管及び前記第２供給管の少なくともいずれか一方の内部の前記流体を冷却し、膨張した前記流体を外部に排出する冷却部と、
を備える航空機・宇宙機用流体冷却システム。
【請求項２】
前記冷却部は、前記第１供給管及び前記第２供給管の少なくともいずれか一方の長さ方向に沿って外周に前記流体を供給する請求項１に記載の航空機・宇宙機用流体冷却システム。
【請求項３】
前記冷却部は、前記第１供給管及び前記第２供給管の少なくともいずれか一方と二重配管を形成し、前記二重配管の内管が前記第１供給管又は前記第２供給管であって、前記冷却部は、前記二重配管の外管と前記内管の間に前記流体を通過させる請求項１又は２に記載の航空機・宇宙機用流体冷却システム。
【請求項４】
貯蔵タンクとポンプを連結する第１供給管の内部を介して前記貯蔵タンクから前記ポンプへ流体を供給するステップと、
前記ポンプを通過した前記流体を膨張させるステップと、
膨張した前記流体を、前記第１供給管の外周、及び前記ポンプと燃焼器を連結する第２供給管の外周の少なくともいずれか一方に供給するステップと、
前記第１供給管の外周及び前記第２供給管の外周の少なくともいずれか一方に供給された前記流体が、前記第１供給管の内部及び前記第２供給管の内部の少なくともいずれか一方の前記流体を冷却するステップと、
前記第１供給管の内部及び前記第２供給管の内部の少なくともいずれか一方の前記流体を冷却した、前記第１供給管の外周及び前記第２供給管の外周の少なくともいずれか一方に供給された前記流体を外部に排出するステップと、
を備える航空機・宇宙機用流体冷却方法。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図２】
【図３】
【図４】
【公開番号】特開２０１２−２１４１４８（Ｐ２０１２−２１４１４８Ａ）
【公開日】平成２４年１１月８日（２０１２．１１．８）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１１−８１２５７（Ｐ２０１１−８１２５７）
【出願日】平成２３年３月３１日（２０１１．３．３１）
【出願人】（０００００６２０８）三菱重工業株式会社 (10,378)
【公開日】平成２４年１１月８日（２０１２．１１．８）
【国際特許分類】
【出願日】平成２３年３月３１日（２０１１．３．３１）
【出願人】（０００００６２０８）三菱重工業株式会社 (10,378)
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