表面温度制御システム
表面温度制御のための装置（１０）および方法が提供される。表面温度制御は、構造プレナムに取付けられる低強度の多孔質層（１８）に冷却材を流入および流出させることによって達成される。多孔質層（１８）の侵食を防ぐため、および表面気膜冷却を促進するために、さらなる層（２４）が多孔質層（１８）の外側表面に取付けられてもよい。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
発明の背景
発明の分野
この発明は一般に、表面上で高速の流れが同時に発生する高熱流束環境において表面温度制御をもたらす方法および装置を対象にし、より特定的には、上記の環境において気膜冷却または浸出冷却を伝統的に含む表面温度制御方法および装置を対象にする。
【背景技術】
【０００２】
関連技術の説明
航空機、ミサイル、および宇宙船のさまざまな構成要素を含む多くの工学的用途では、高速の流れに接しながら、同時に、入射高熱流束の影響を受ける表面に対して温度制御を必要とする。このような状況下での表面温度制御の従来の方法は、気膜冷却および浸出冷却である。
【０００３】
典型的な気膜冷却システムは、プレナムの外側構造壁に形成された多数の小さな穴を有する耐荷重構造プレナムを含む。冷却用空気はこれらの穴を通ってプレナムを出て、その結果、外側構造壁の温度を低減する冷却気膜を形成する。しかしながら、このような冷却システムは不利な点を有する。その不利な点とは、冷却されるべき表面に多数の穴があけられなければならず、プレナムのコストおよび複雑性を増大させ、プレナムの構造強度を低減するというものである。さらに、穴は、幅広い種類の外部環境に対して効果的な冷却気膜を与えるように注意深く設計されなければならない。冷却用空気があまりにも速く出力されると、冷却用空気は表面境界層を通り過ぎて、自由流の流れに入ることになり、プレナムの外壁での熱伝達が低減され、それに対応して、表面温度制御が不十分となる。
【０００４】
典型的な浸出冷却システムは、焼結金属またはセラミックからなる構造上多孔質の材料から構成される外壁によって境界付けられるプレナムを含む。これらの多孔質材料は単位体積当り大きな表面積を有し、非常に効果的な材料の冷却をもたらすことが可能であり、それに対応して、優れた表面温度制御をもたらすことが可能である。しかしながら、プレナムの外壁として使用するために多孔質材料のタイプを選択することは、難しい設計問題である。構造用セラミックスは脆く、金属よりも構造強度が低い傾向がある。焼結金属は構造用セラミックスよりも強い傾向があるが、より重い傾向もあり、したがって、受入れ難い重量の不利益を課し得る。
【発明の開示】
【課題を解決するための手段】
【０００５】
発明の概要
この発明の１つの局面に従って、内壁および外壁によって境界付けられる構造冷却用空気プレナムを含む表面温度制御装置が提供される。多孔質層が外壁に取付けられる。多孔質層は、低強度の発泡セラミックを含んでもよい。表面温度制御は、冷却用空気を多孔質層に流入させ、次いで多孔質層から流出させることによって達成されてもよい。冷却材が入るための穴が幾つか設けられ、これらの穴はプレナムの外壁を通って多孔質層に続く。
【０００６】
半透過層が多孔質層の外側表面に取付けられてもよい。半透過層は、多孔質層の侵食を防ぐ目的のために、さらに冷却材の流れの大半が、ドリルや打ち抜きによって半透過層を貫通して形成され得る小さな穴を通って流出するのを確実にするためにある。表面の出口穴を通って出る冷却材の流れは、半透過層を通って浸出す冷却材と混ざり、表面において冷却気膜を形成する。
【０００７】
この発明の目的、特徴、および利点は、図面とともに以下の記載を読むと明らかになる。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００８】
詳細な説明
最初に図１を参照して、概して１０で示される冷却装置は、外側構造壁１４と組合せられる内部構造部材１２を含み、それらの間にプレナム１６を形成する。内部構造部材１２および外側構造壁１４は、たとえばチタンなどの金属材料から形成されてもよい。多孔質層１８は外側構造壁１４に接着結合されてもよく、または他の態様で、外側構造壁１４に取付けられてもよい。入口穴２０は外側構造壁１４に形成されてもよく、多孔質層１８を貫通してもよく、太字の矢印２２によって示されるように、プレナム１６から多孔質層１８の中に冷却用空気の流れを与える。たとえば、入口穴２０の直径は約２．２９ｍｍ（９０ｍｉｌｓ）であってもよく、その深さは多孔質層１８の厚さの２分の１までであってもよく、その間隔は約６．９ｍｍ（０．２７″）であってもよい。
【０００９】
多孔質層１８は５０ミクロンに満たない空洞の大きさを有してもよく、発泡セラミック断熱材から形成されてもよい。発泡セラミックの低い熱伝導率は、表面温度制御システムに必要とされる冷却を最小限にすることに役立つ。従来の多孔質材料と比較して発泡セラミックの構造強度が低いことは重要ではない。なぜなら、下層の構造プレナムが主要な耐荷重構造として機能するからである。参照される発泡セラミックのタイプの一例は、商業的に利用可能なレスコール（Rescor）３６０剛性断熱材である。この断熱材はコトロニクス・コーポレーション（Cotronics Corporation）によって製造され、その密度は約２５６．３ｋｇ／ｍ3（１６ｌｂｓ．／ｆｔ．3）であってもよく、その厚さは約２．５４ｃｍ（１．０″）であってもよい。発泡セラミックの絶縁特性のために、発泡セラミックは商業的に利用可能な常温加硫（ＲＴＶ）シリコン、たとえばＧＥ ＲＴＶ−６３０、ＧＥ ＲＴＶ−５６０、またはダウ・コーニング（Dow Corning）ＤＣ３１４５などを使用して、プレナムに結合されてもよい。接着剤のための結合線の太さは、０．２ｍｍ（０．００８″）というような細いものであってもよい。
【００１０】
半透過層２４は、多孔質層１８の外側表面上に配置されてもよい。半透過層２４は、下層の低強度の多孔質層を高速の流れによる侵食から保護し、セラミックマトリックス複合材（ＣＭＣ）で覆われる高密度化層から構成されてもよい。高密度化製品の一例は、コトロニクス・コーポレーションによって作られる商業的に利用可能なレスコール９０１Ａ液体断熱硬化剤およびリジダイザである。焼結セラミックマトリックスと組合せられるネクステル（Nextel）３１２ファブリックは、ＣＭＣの一例である。放射線が熱伝達の主要なモードである環境では、半透過層２４は代わりに、多孔質層１８の外側表面に結合されるときに浸出を制限し、吸収されるエネルギを最小限に抑えるであろう、高反射半透過性外板であり得るだろう。
【００１１】
半透過性の障壁層は、冷却用空気のための出口穴２６として機能する複数の送り穴を含んでもよい。これらの出口穴２６は入口穴２０と整列する必要はなく、互い違いの列状に配置されてもよく、図２に示されるように均一なグリッドを形成する。入口穴２０に対する出口穴２６の割合は、入口穴当り約１０．７個の出口穴であってもよい。出口穴２６の直径は約１ｍｍ（４０ｍｉｌｓ）であってもよく、その深さは約２．５ｍｍ（０．１″）であってもよく、その間隔は３．０５ｍｍ（０．１２″）であってもよい。出口穴２６は、高価な穴あけ動作を必要とすることなく、半透過層２４のある部分を貫通する、穴あけ動作または単純で安価な打ち抜き動作を使用して形成されてもよい。
【００１２】
矢印３０によって示される熱源は、冷却装置１０の上に配置される。矢印３２によって
示されるように、プレナム１６の中に導入される冷却用空気は、矢印２２によって示されるように、入口穴２０を通って多孔質層１８に入る。冷却用空気は、次いで、多孔質層１８に示される複数の矢印３４によって表されるように、多孔質層１８の厚さ方向に進みながら、多孔質層１８の面方向に広がる。冷却用空気の大半は、矢印３６によって示されるように、出口穴２６を通って流れる。なぜなら、半透過層２４が多孔質層１８からの冷却用空気の流れの大きな障害になるからである。出口穴２６を通って流れ出ない少量の冷却用空気は、矢印２８によって示されるように、出口穴２６の間の領域にある半透過層２４を通って浸出す。
【００１３】
この発明は気膜冷却および浸出冷却の最良の属性を組合せる一方、各々の方法における制約を克服する。このシステムは、従来の気膜冷却システムにおいて必要とされるであろう穴の数と比較して、プレナムの外壁を貫通してあけられる穴の数がはるかに少ない。これは、より容易に製造され、構造的により強いプレナムに役立つ。プレナムの外壁にある少数の入口穴は表面温度制御を均一に維持する。なぜなら、冷却用空気が多孔質層の面内に、および多孔質層の厚さ方向に容易に拡散するからであり、これは半透過層において生じる浸出の厳しい制約によって増幅される効果である。
【００１４】
従来の気膜冷却システムと比較すると、冷却材の出口穴はプレナムの外壁から多孔質発泡セラミックの表面に移動されたと考えることができる。出口穴は、高価な穴あけ動作を利用する必要なく、半透過性の障壁を貫通する単純な打ち抜きを使用することによって多孔質発泡体に容易に製造され得る。
【００１５】
発泡セラミック層は、さらに、冷却用空気の流出速度を大幅に減少させるのに役立つ。より遅い冷却速度は境界層の浸透を低減し、その結果、従来の気膜冷却システムのよくある落とし穴を回避し、その代わりに従来の浸出冷却システムに匹敵する冷却性能をもたらす。多孔質発泡セラミック断熱材の低い伝導率は、高熱流束環境からの熱伝達を最小限に抑え、プレナムがより低い温度、より低いコストの材料から作られることを可能にする。軽量の発泡セラミック断熱材の低強度は、構造プレナムの外壁に直接に発泡体を結合することによって緩和される。この構成は、従来の浸出冷却されるセラミックを利用するシステムよりも強く、多孔質焼結金属浸出冷却システムよりも軽量である。
【００１６】
これらの利点は、従来の気膜冷却システムより優れ、従来の浸出冷却システムに匹敵する表面温度制御をもたらすシステムにおいて実現される。この発明の熱効率は高い。なぜなら、このシステムおいて実施される気膜冷却および浸出冷却の組合せは、微小な境界層の透過によって冷却気膜を外側表面に作るからである。その結果これは、従来の気膜冷却システムと比較すると、所与の表面温度を達成するために必要とされる冷却材の流速は遅くてもよいことを意味する。
【００１７】
この発明の熱効率は研究室の実験で実証されてきた。硬化したＣＭＣ半透過層が取付けられた、厚さ２．５４ｃｍ（１″）の多孔質セラミック断熱シートが高温シリコーンを使用してチタン基板に接着結合される試験が実施された。サンプルの半透過層は、互い違いの列の穴から構成される均一な格子状に配置される出口穴によって貫通された。これらの穴の直径は約１ｍｍ（４０ｍｉｌｓ）であり、その間隔は約３．０５ｍｍ（０．１２″）であり、約２．５４ｍｍ（０．１″）の深さまで貫通された。直径約２．２９ｍｍ（９０ｍｉｌｓ）の入口穴は、入口穴当り１０．７個の出口穴という穴の密度で、チタン基板にあけられた。高速、高温の空気はサンプルの表面上で接線方向に向けられ、その一方で、冷却用空気はいくつかの流速でサンプルを通して吹き付けられた。
【００１８】
この試験の結果が図３に提示される。この図は、冷却効果ηをサンプル上の流れに沿った距離の関数として表す。冷却効果とは、グラフ上に注釈を付けられて示される式に表さ
れるように、冷却用空気がサンプルの表面温度を冷却されない表面の温度より低く下げる効率の尺度である。０．０という冷却効果は、冷却される壁の温度と冷却されない壁の温度とが等しいことに対応し、１．０という冷却効果は、冷却される壁の温度と冷却材のプレナム供給温度とが等しいことに対応する。グラフ上の垂直の線３８および４０は、サンプル表面上にある出口穴グリッドの上流および下流限界をそれぞれ描写する。
【００１９】
サンプル表面における２つのはっきりと識別できる冷却モードの効果は、効果カーブの形状に見られる。急速に上昇する効果によって特徴付けられる初期上流領域があり、この領域では冷却気膜が厚さ方向に発生し、それに続いて、およそ一定の効果によって特徴付けられる、十分に発現した冷却気膜の領域が続く。
【００２０】
この発明は、穏やかな０．０３４ｋｇ／ｍｉｎ／ｃｍ2（０．４９ｌｂｍ／ｍｉｎ／ｉｎ2）の冷却用空気の流速であれば、十分に発現した領域において、約７１％という高いレベルの冷却効果を達成する。冷却材の流速を４０％以上削減して、０．０２０ｋｇ／ｍｉｎ／ｃｍ2（０．２９ｌｂｍ／ｍｉｎ／ｉｎ2）にすることにより、十分に発現した効果は約６５％に低減されるだけである。流速を０．０１３ｋｇ／ｍｉｎ／ｃｍ2（０．１８ｌｂｍ／ｍｉｎ／ｉｎ2）にさらに低減することにより、約５９％という十分に発現した効果がもたらされる。冷却材の流速を約３分の２低減することにより失われる効果は１２％だけであるという事実は、この発明の高い熱効率を強調する。
【００２１】
効果カーブは、さらに、特により速い流速で、サンプル表面の十分に発現した領域上で達成される高度の冷却均一性を示す。これは、この発明が対応して表面温度の高度の均一性をもたらすことを示す。
【００２２】
この発明に従う冷却システムは、従来の気膜冷却システムよりも安価で、構造上強く、熱効率がよい。この発明は、さらに、従来の浸出冷却システムよりも構造上強く、軽量で、従来の浸出冷却システムと同程度に少なくとも熱効率がよい冷却システムを提供する。さらに、この発明は、航空機、ミサイル、極超音速の乗物、および宇宙船上で生じるさまざまな設計状況に容易に適合され得る。
【００２３】
この発明の好ましい実施例は例示の目的で開示されてきたが、本明細書および特許請求の範囲に開示されるように、この発明の範囲および精神から逸脱することなく、さまざまな変形例、追加例、および代替例が可能であることを当業者は理解する。たとえば、空気は冷却材として開示されてきたが、他の流体がもちろん使用され得る。
【図面の簡単な説明】
【００２４】
【図１】この発明に従う冷却装置の断面図である。
【図２】図１の冷却装置の平面図である。
【図３】この発明を使用して達成され得る冷却効果の一例を示す、流れに沿った距離の関数としての冷却効果のグラフである。
【技術分野】
【０００１】
発明の背景
発明の分野
この発明は一般に、表面上で高速の流れが同時に発生する高熱流束環境において表面温度制御をもたらす方法および装置を対象にし、より特定的には、上記の環境において気膜冷却または浸出冷却を伝統的に含む表面温度制御方法および装置を対象にする。
【背景技術】
【０００２】
関連技術の説明
航空機、ミサイル、および宇宙船のさまざまな構成要素を含む多くの工学的用途では、高速の流れに接しながら、同時に、入射高熱流束の影響を受ける表面に対して温度制御を必要とする。このような状況下での表面温度制御の従来の方法は、気膜冷却および浸出冷却である。
【０００３】
典型的な気膜冷却システムは、プレナムの外側構造壁に形成された多数の小さな穴を有する耐荷重構造プレナムを含む。冷却用空気はこれらの穴を通ってプレナムを出て、その結果、外側構造壁の温度を低減する冷却気膜を形成する。しかしながら、このような冷却システムは不利な点を有する。その不利な点とは、冷却されるべき表面に多数の穴があけられなければならず、プレナムのコストおよび複雑性を増大させ、プレナムの構造強度を低減するというものである。さらに、穴は、幅広い種類の外部環境に対して効果的な冷却気膜を与えるように注意深く設計されなければならない。冷却用空気があまりにも速く出力されると、冷却用空気は表面境界層を通り過ぎて、自由流の流れに入ることになり、プレナムの外壁での熱伝達が低減され、それに対応して、表面温度制御が不十分となる。
【０００４】
典型的な浸出冷却システムは、焼結金属またはセラミックからなる構造上多孔質の材料から構成される外壁によって境界付けられるプレナムを含む。これらの多孔質材料は単位体積当り大きな表面積を有し、非常に効果的な材料の冷却をもたらすことが可能であり、それに対応して、優れた表面温度制御をもたらすことが可能である。しかしながら、プレナムの外壁として使用するために多孔質材料のタイプを選択することは、難しい設計問題である。構造用セラミックスは脆く、金属よりも構造強度が低い傾向がある。焼結金属は構造用セラミックスよりも強い傾向があるが、より重い傾向もあり、したがって、受入れ難い重量の不利益を課し得る。
【発明の開示】
【課題を解決するための手段】
【０００５】
発明の概要
この発明の１つの局面に従って、内壁および外壁によって境界付けられる構造冷却用空気プレナムを含む表面温度制御装置が提供される。多孔質層が外壁に取付けられる。多孔質層は、低強度の発泡セラミックを含んでもよい。表面温度制御は、冷却用空気を多孔質層に流入させ、次いで多孔質層から流出させることによって達成されてもよい。冷却材が入るための穴が幾つか設けられ、これらの穴はプレナムの外壁を通って多孔質層に続く。
【０００６】
半透過層が多孔質層の外側表面に取付けられてもよい。半透過層は、多孔質層の侵食を防ぐ目的のために、さらに冷却材の流れの大半が、ドリルや打ち抜きによって半透過層を貫通して形成され得る小さな穴を通って流出するのを確実にするためにある。表面の出口穴を通って出る冷却材の流れは、半透過層を通って浸出す冷却材と混ざり、表面において冷却気膜を形成する。
【０００７】
この発明の目的、特徴、および利点は、図面とともに以下の記載を読むと明らかになる。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００８】
詳細な説明
最初に図１を参照して、概して１０で示される冷却装置は、外側構造壁１４と組合せられる内部構造部材１２を含み、それらの間にプレナム１６を形成する。内部構造部材１２および外側構造壁１４は、たとえばチタンなどの金属材料から形成されてもよい。多孔質層１８は外側構造壁１４に接着結合されてもよく、または他の態様で、外側構造壁１４に取付けられてもよい。入口穴２０は外側構造壁１４に形成されてもよく、多孔質層１８を貫通してもよく、太字の矢印２２によって示されるように、プレナム１６から多孔質層１８の中に冷却用空気の流れを与える。たとえば、入口穴２０の直径は約２．２９ｍｍ（９０ｍｉｌｓ）であってもよく、その深さは多孔質層１８の厚さの２分の１までであってもよく、その間隔は約６．９ｍｍ（０．２７″）であってもよい。
【０００９】
多孔質層１８は５０ミクロンに満たない空洞の大きさを有してもよく、発泡セラミック断熱材から形成されてもよい。発泡セラミックの低い熱伝導率は、表面温度制御システムに必要とされる冷却を最小限にすることに役立つ。従来の多孔質材料と比較して発泡セラミックの構造強度が低いことは重要ではない。なぜなら、下層の構造プレナムが主要な耐荷重構造として機能するからである。参照される発泡セラミックのタイプの一例は、商業的に利用可能なレスコール（Rescor）３６０剛性断熱材である。この断熱材はコトロニクス・コーポレーション（Cotronics Corporation）によって製造され、その密度は約２５６．３ｋｇ／ｍ3（１６ｌｂｓ．／ｆｔ．3）であってもよく、その厚さは約２．５４ｃｍ（１．０″）であってもよい。発泡セラミックの絶縁特性のために、発泡セラミックは商業的に利用可能な常温加硫（ＲＴＶ）シリコン、たとえばＧＥ ＲＴＶ−６３０、ＧＥ ＲＴＶ−５６０、またはダウ・コーニング（Dow Corning）ＤＣ３１４５などを使用して、プレナムに結合されてもよい。接着剤のための結合線の太さは、０．２ｍｍ（０．００８″）というような細いものであってもよい。
【００１０】
半透過層２４は、多孔質層１８の外側表面上に配置されてもよい。半透過層２４は、下層の低強度の多孔質層を高速の流れによる侵食から保護し、セラミックマトリックス複合材（ＣＭＣ）で覆われる高密度化層から構成されてもよい。高密度化製品の一例は、コトロニクス・コーポレーションによって作られる商業的に利用可能なレスコール９０１Ａ液体断熱硬化剤およびリジダイザである。焼結セラミックマトリックスと組合せられるネクステル（Nextel）３１２ファブリックは、ＣＭＣの一例である。放射線が熱伝達の主要なモードである環境では、半透過層２４は代わりに、多孔質層１８の外側表面に結合されるときに浸出を制限し、吸収されるエネルギを最小限に抑えるであろう、高反射半透過性外板であり得るだろう。
【００１１】
半透過性の障壁層は、冷却用空気のための出口穴２６として機能する複数の送り穴を含んでもよい。これらの出口穴２６は入口穴２０と整列する必要はなく、互い違いの列状に配置されてもよく、図２に示されるように均一なグリッドを形成する。入口穴２０に対する出口穴２６の割合は、入口穴当り約１０．７個の出口穴であってもよい。出口穴２６の直径は約１ｍｍ（４０ｍｉｌｓ）であってもよく、その深さは約２．５ｍｍ（０．１″）であってもよく、その間隔は３．０５ｍｍ（０．１２″）であってもよい。出口穴２６は、高価な穴あけ動作を必要とすることなく、半透過層２４のある部分を貫通する、穴あけ動作または単純で安価な打ち抜き動作を使用して形成されてもよい。
【００１２】
矢印３０によって示される熱源は、冷却装置１０の上に配置される。矢印３２によって
示されるように、プレナム１６の中に導入される冷却用空気は、矢印２２によって示されるように、入口穴２０を通って多孔質層１８に入る。冷却用空気は、次いで、多孔質層１８に示される複数の矢印３４によって表されるように、多孔質層１８の厚さ方向に進みながら、多孔質層１８の面方向に広がる。冷却用空気の大半は、矢印３６によって示されるように、出口穴２６を通って流れる。なぜなら、半透過層２４が多孔質層１８からの冷却用空気の流れの大きな障害になるからである。出口穴２６を通って流れ出ない少量の冷却用空気は、矢印２８によって示されるように、出口穴２６の間の領域にある半透過層２４を通って浸出す。
【００１３】
この発明は気膜冷却および浸出冷却の最良の属性を組合せる一方、各々の方法における制約を克服する。このシステムは、従来の気膜冷却システムにおいて必要とされるであろう穴の数と比較して、プレナムの外壁を貫通してあけられる穴の数がはるかに少ない。これは、より容易に製造され、構造的により強いプレナムに役立つ。プレナムの外壁にある少数の入口穴は表面温度制御を均一に維持する。なぜなら、冷却用空気が多孔質層の面内に、および多孔質層の厚さ方向に容易に拡散するからであり、これは半透過層において生じる浸出の厳しい制約によって増幅される効果である。
【００１４】
従来の気膜冷却システムと比較すると、冷却材の出口穴はプレナムの外壁から多孔質発泡セラミックの表面に移動されたと考えることができる。出口穴は、高価な穴あけ動作を利用する必要なく、半透過性の障壁を貫通する単純な打ち抜きを使用することによって多孔質発泡体に容易に製造され得る。
【００１５】
発泡セラミック層は、さらに、冷却用空気の流出速度を大幅に減少させるのに役立つ。より遅い冷却速度は境界層の浸透を低減し、その結果、従来の気膜冷却システムのよくある落とし穴を回避し、その代わりに従来の浸出冷却システムに匹敵する冷却性能をもたらす。多孔質発泡セラミック断熱材の低い伝導率は、高熱流束環境からの熱伝達を最小限に抑え、プレナムがより低い温度、より低いコストの材料から作られることを可能にする。軽量の発泡セラミック断熱材の低強度は、構造プレナムの外壁に直接に発泡体を結合することによって緩和される。この構成は、従来の浸出冷却されるセラミックを利用するシステムよりも強く、多孔質焼結金属浸出冷却システムよりも軽量である。
【００１６】
これらの利点は、従来の気膜冷却システムより優れ、従来の浸出冷却システムに匹敵する表面温度制御をもたらすシステムにおいて実現される。この発明の熱効率は高い。なぜなら、このシステムおいて実施される気膜冷却および浸出冷却の組合せは、微小な境界層の透過によって冷却気膜を外側表面に作るからである。その結果これは、従来の気膜冷却システムと比較すると、所与の表面温度を達成するために必要とされる冷却材の流速は遅くてもよいことを意味する。
【００１７】
この発明の熱効率は研究室の実験で実証されてきた。硬化したＣＭＣ半透過層が取付けられた、厚さ２．５４ｃｍ（１″）の多孔質セラミック断熱シートが高温シリコーンを使用してチタン基板に接着結合される試験が実施された。サンプルの半透過層は、互い違いの列の穴から構成される均一な格子状に配置される出口穴によって貫通された。これらの穴の直径は約１ｍｍ（４０ｍｉｌｓ）であり、その間隔は約３．０５ｍｍ（０．１２″）であり、約２．５４ｍｍ（０．１″）の深さまで貫通された。直径約２．２９ｍｍ（９０ｍｉｌｓ）の入口穴は、入口穴当り１０．７個の出口穴という穴の密度で、チタン基板にあけられた。高速、高温の空気はサンプルの表面上で接線方向に向けられ、その一方で、冷却用空気はいくつかの流速でサンプルを通して吹き付けられた。
【００１８】
この試験の結果が図３に提示される。この図は、冷却効果ηをサンプル上の流れに沿った距離の関数として表す。冷却効果とは、グラフ上に注釈を付けられて示される式に表さ
れるように、冷却用空気がサンプルの表面温度を冷却されない表面の温度より低く下げる効率の尺度である。０．０という冷却効果は、冷却される壁の温度と冷却されない壁の温度とが等しいことに対応し、１．０という冷却効果は、冷却される壁の温度と冷却材のプレナム供給温度とが等しいことに対応する。グラフ上の垂直の線３８および４０は、サンプル表面上にある出口穴グリッドの上流および下流限界をそれぞれ描写する。
【００１９】
サンプル表面における２つのはっきりと識別できる冷却モードの効果は、効果カーブの形状に見られる。急速に上昇する効果によって特徴付けられる初期上流領域があり、この領域では冷却気膜が厚さ方向に発生し、それに続いて、およそ一定の効果によって特徴付けられる、十分に発現した冷却気膜の領域が続く。
【００２０】
この発明は、穏やかな０．０３４ｋｇ／ｍｉｎ／ｃｍ2（０．４９ｌｂｍ／ｍｉｎ／ｉｎ2）の冷却用空気の流速であれば、十分に発現した領域において、約７１％という高いレベルの冷却効果を達成する。冷却材の流速を４０％以上削減して、０．０２０ｋｇ／ｍｉｎ／ｃｍ2（０．２９ｌｂｍ／ｍｉｎ／ｉｎ2）にすることにより、十分に発現した効果は約６５％に低減されるだけである。流速を０．０１３ｋｇ／ｍｉｎ／ｃｍ2（０．１８ｌｂｍ／ｍｉｎ／ｉｎ2）にさらに低減することにより、約５９％という十分に発現した効果がもたらされる。冷却材の流速を約３分の２低減することにより失われる効果は１２％だけであるという事実は、この発明の高い熱効率を強調する。
【００２１】
効果カーブは、さらに、特により速い流速で、サンプル表面の十分に発現した領域上で達成される高度の冷却均一性を示す。これは、この発明が対応して表面温度の高度の均一性をもたらすことを示す。
【００２２】
この発明に従う冷却システムは、従来の気膜冷却システムよりも安価で、構造上強く、熱効率がよい。この発明は、さらに、従来の浸出冷却システムよりも構造上強く、軽量で、従来の浸出冷却システムと同程度に少なくとも熱効率がよい冷却システムを提供する。さらに、この発明は、航空機、ミサイル、極超音速の乗物、および宇宙船上で生じるさまざまな設計状況に容易に適合され得る。
【００２３】
この発明の好ましい実施例は例示の目的で開示されてきたが、本明細書および特許請求の範囲に開示されるように、この発明の範囲および精神から逸脱することなく、さまざまな変形例、追加例、および代替例が可能であることを当業者は理解する。たとえば、空気は冷却材として開示されてきたが、他の流体がもちろん使用され得る。
【図面の簡単な説明】
【００２４】
【図１】この発明に従う冷却装置の断面図である。
【図２】図１の冷却装置の平面図である。
【図３】この発明を使用して達成され得る冷却効果の一例を示す、流れに沿った距離の関数としての冷却効果のグラフである。
【特許請求の範囲】
【請求項１】
間にプレナムを規定する、内部構造部材および外側構造壁と、
前記外側構造壁に取付けられる多孔質層とを含み、
前記外側構造壁は中に開口を含む、装置。
【請求項２】
前記多孔質層は発泡セラミック断熱層を含む、請求項１に記載の装置。
【請求項３】
前記多孔質層の外側表面上に配置される、穴のあいた層をさらに含む、請求項１に記載の装置。
【請求項４】
前記穴のあいた層は半透過性の材料から作られる、請求項３に記載の装置。
【請求項５】
前記半透過性の材料は硬化したセラミックマトリックス複合材である、請求項４に記載の装置。
【請求項６】
前記外側構造壁は金属材料から形成される、請求項１に記載の装置。
【請求項７】
表面を冷却する方法であって、
内部構造部材および外側構造壁によって境界付けられる構造プレナムを設けるステップと、
前記プレナムの外側にある前記外側構造壁に取付けられる多孔質層を設けるステップと、
前記プレナムが前記多孔質層と流体連通するように、前記外側構造壁に開口を形成するステップと、
前記プレナム内に加圧空気を与えるステップとを含む、方法。
【請求項８】
半透過層は前記多孔質層に取付けられる、請求項７に記載の方法。
【請求項９】
前記半透過層に複数の開口を形成するステップをさらに含む、請求項８に記載の方法。
【請求項１０】
前記加圧空気は概して、前記プレナムの前記外側構造壁における前記開口から前記多孔質層の厚さ方向を通って前記半透過層へ、前記多孔質層の面方向においていくらか広がりながら流れる、請求項７に記載の方法。
【請求項１１】
前記加圧空気の大半は前記半透過層における前記複数の開口を通って前記多孔質層を出る、請求項１０に記載の方法。
【請求項１２】
前記加圧空気の一部は前記開口の間の領域における前記半透過層を通って浸出す、請求項１１に記載の方法。
【請求項１３】
前記複数の開口を通って出る前記加圧空気は、前記半透過層を通って浸出す前記加圧空気の前記一部と混ざって、冷却される表面に隣接した冷却気膜を形成する、請求項１２に記載の方法。
【請求項１４】
表面冷却装置を製造する方法であって、
外側構造壁に多孔質層を取付けるステップと、
前記外側構造壁に、前記多孔質層を貫通し得る開口を形成するステップと、
前記外側構造壁を内壁と組合せることによってプレナムを形成するステップとを含む、方法。
【請求項１５】
前記多孔質層は発泡セラミック断熱材料から形成される、請求項１４に記載の方法。
【請求項１６】
前記多孔質層の外側表面に半透過層を取付けるステップをさらに含む、請求項１４に記載の方法。
【請求項１７】
前記半透過層に開口を形成するステップを含む、請求項１６に記載の方法。
【請求項１８】
前記半透過層における前記開口は前記多孔質層の一部分を貫通する、請求項７に記載の方法。
【請求項１９】
前記半透過層が前記多孔質層の前記外側表面に取付けられた後、前記開口は前記半透過層に形成される、請求項１７に記載の方法。
【請求項２０】
間にプレナムを規定する、内部構造部材および外側構造壁を含む構造部材と、
前記外側構造壁に結合される多孔質層とを含む航空機であって、
前記外側構造壁は中に開口を含む、航空機。
【請求項２１】
前記多孔質層は発泡セラミック断熱層を含む、請求項２０に記載の航空機。
【請求項２２】
前記多孔質層の外側表面上に配置される、穴のあいた層をさらに含む、請求項２０に記載の航空機。
【請求項２３】
前記穴のあいた層は半透過性の材料から作られる、請求項２２に記載の航空機。
【請求項２４】
前記半透過性の材料は硬化したセラミックマトリックス複合材である、請求項２３に記載の航空機。
【請求項２５】
前記外側構造壁は金属材料から形成される、請求項２０に記載の航空機。
【請求項２６】
外側構造壁に結合される多孔質層の間にプレナムを規定する、内部構造部材および前記外側構造壁を含む構造部材を含む宇宙船であって、
前記外側構造壁は中に開口を含む、宇宙船。
【請求項２７】
前記多孔質層は発泡セラミック断熱層を含む、請求項２６に記載の宇宙船。
【請求項２８】
前記多孔質層の外側表面上に配置される、穴のあいた層をさらに含む、請求項２６に記載の宇宙船。
【請求項２９】
前記穴のあいた層は半透過性の材料から作られる、請求項２８に記載の宇宙船。
【請求項３０】
前記半透過性の材料は硬化したセラミックマトリックス複合材である、請求項２９に記載の宇宙船。
【請求項３１】
前記外側構造壁は金属材料から形成される、請求項２６に記載の宇宙船。
【請求項１】
間にプレナムを規定する、内部構造部材および外側構造壁と、
前記外側構造壁に取付けられる多孔質層とを含み、
前記外側構造壁は中に開口を含む、装置。
【請求項２】
前記多孔質層は発泡セラミック断熱層を含む、請求項１に記載の装置。
【請求項３】
前記多孔質層の外側表面上に配置される、穴のあいた層をさらに含む、請求項１に記載の装置。
【請求項４】
前記穴のあいた層は半透過性の材料から作られる、請求項３に記載の装置。
【請求項５】
前記半透過性の材料は硬化したセラミックマトリックス複合材である、請求項４に記載の装置。
【請求項６】
前記外側構造壁は金属材料から形成される、請求項１に記載の装置。
【請求項７】
表面を冷却する方法であって、
内部構造部材および外側構造壁によって境界付けられる構造プレナムを設けるステップと、
前記プレナムの外側にある前記外側構造壁に取付けられる多孔質層を設けるステップと、
前記プレナムが前記多孔質層と流体連通するように、前記外側構造壁に開口を形成するステップと、
前記プレナム内に加圧空気を与えるステップとを含む、方法。
【請求項８】
半透過層は前記多孔質層に取付けられる、請求項７に記載の方法。
【請求項９】
前記半透過層に複数の開口を形成するステップをさらに含む、請求項８に記載の方法。
【請求項１０】
前記加圧空気は概して、前記プレナムの前記外側構造壁における前記開口から前記多孔質層の厚さ方向を通って前記半透過層へ、前記多孔質層の面方向においていくらか広がりながら流れる、請求項７に記載の方法。
【請求項１１】
前記加圧空気の大半は前記半透過層における前記複数の開口を通って前記多孔質層を出る、請求項１０に記載の方法。
【請求項１２】
前記加圧空気の一部は前記開口の間の領域における前記半透過層を通って浸出す、請求項１１に記載の方法。
【請求項１３】
前記複数の開口を通って出る前記加圧空気は、前記半透過層を通って浸出す前記加圧空気の前記一部と混ざって、冷却される表面に隣接した冷却気膜を形成する、請求項１２に記載の方法。
【請求項１４】
表面冷却装置を製造する方法であって、
外側構造壁に多孔質層を取付けるステップと、
前記外側構造壁に、前記多孔質層を貫通し得る開口を形成するステップと、
前記外側構造壁を内壁と組合せることによってプレナムを形成するステップとを含む、方法。
【請求項１５】
前記多孔質層は発泡セラミック断熱材料から形成される、請求項１４に記載の方法。
【請求項１６】
前記多孔質層の外側表面に半透過層を取付けるステップをさらに含む、請求項１４に記載の方法。
【請求項１７】
前記半透過層に開口を形成するステップを含む、請求項１６に記載の方法。
【請求項１８】
前記半透過層における前記開口は前記多孔質層の一部分を貫通する、請求項７に記載の方法。
【請求項１９】
前記半透過層が前記多孔質層の前記外側表面に取付けられた後、前記開口は前記半透過層に形成される、請求項１７に記載の方法。
【請求項２０】
間にプレナムを規定する、内部構造部材および外側構造壁を含む構造部材と、
前記外側構造壁に結合される多孔質層とを含む航空機であって、
前記外側構造壁は中に開口を含む、航空機。
【請求項２１】
前記多孔質層は発泡セラミック断熱層を含む、請求項２０に記載の航空機。
【請求項２２】
前記多孔質層の外側表面上に配置される、穴のあいた層をさらに含む、請求項２０に記載の航空機。
【請求項２３】
前記穴のあいた層は半透過性の材料から作られる、請求項２２に記載の航空機。
【請求項２４】
前記半透過性の材料は硬化したセラミックマトリックス複合材である、請求項２３に記載の航空機。
【請求項２５】
前記外側構造壁は金属材料から形成される、請求項２０に記載の航空機。
【請求項２６】
外側構造壁に結合される多孔質層の間にプレナムを規定する、内部構造部材および前記外側構造壁を含む構造部材を含む宇宙船であって、
前記外側構造壁は中に開口を含む、宇宙船。
【請求項２７】
前記多孔質層は発泡セラミック断熱層を含む、請求項２６に記載の宇宙船。
【請求項２８】
前記多孔質層の外側表面上に配置される、穴のあいた層をさらに含む、請求項２６に記載の宇宙船。
【請求項２９】
前記穴のあいた層は半透過性の材料から作られる、請求項２８に記載の宇宙船。
【請求項３０】
前記半透過性の材料は硬化したセラミックマトリックス複合材である、請求項２９に記載の宇宙船。
【請求項３１】
前記外側構造壁は金属材料から形成される、請求項２６に記載の宇宙船。
【図１】
【図２】
【図３】
【図２】
【図３】
【公表番号】特表２００６−５２６５４０（Ｐ２００６−５２６５４０Ａ）
【公表日】平成１８年１１月２４日（２００６．１１．２４）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２００６−５１５０７８（Ｐ２００６−５１５０７８）
【出願日】平成１６年６月１日（２００４．６．１）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＵＳ２００４／０１７３０９
【国際公開番号】ＷＯ２００４／１０８５３１
【国際公開日】平成１６年１２月１６日（２００４．１２．１６）
【出願人】（５００５２０７４３）ザ・ボーイング・カンパニー (773)
【氏名又は名称原語表記】Ｔｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ
【公表日】平成１８年１１月２４日（２００６．１１．２４）
【国際特許分類】
【出願日】平成１６年６月１日（２００４．６．１）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＵＳ２００４／０１７３０９
【国際公開番号】ＷＯ２００４／１０８５３１
【国際公開日】平成１６年１２月１６日（２００４．１２．１６）
【出願人】（５００５２０７４３）ザ・ボーイング・カンパニー (773)
【氏名又は名称原語表記】Ｔｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ
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