JPH0486469A

JPH0486469A - 排熱装置

Info

Publication number: JPH0486469A
Application number: JP2199083A
Authority: JP
Inventors: Kokichi Furuhama; 古浜　功吉; Masao Furukawa; 古川　正夫; Yasuo Ishii; 康夫石井
Original assignee: Toshiba Corp; National Space Development Agency of Japan
Current assignee: Toshiba Corp; National Space Development Agency of Japan
Priority date: 1990-07-30
Filing date: 1990-07-30
Publication date: 1992-03-19

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。

Description

【発明の詳細な説明】［発明の目的］（産業上の利用分野）本発明は、熱を外部へ放出するだめの排熱装置に係り、
特に宇宙往還機の内部で発生する熱を宇宙空間や大気中
に放出するのに好適な排熱装置に関する。

（従来の技術）例えば、宇宙飛翔体の内部で発生した熱は、宇宙飛翔体
の外側に設けられた放熱板からの輻射伝熱によって宇宙
空間に放出されることが多い。

また、宇宙飛翔体が大型化したり、宇宙飛翔体の内部に
発熱源が複数あったりする場合には以下に示す構成の排
熱装置か用いられている。

ループ状に形成されて一次冷媒が封入された輸送管の途
中に、一次冷媒を輸送管内で圧送循環するポンプを配置
して、このポンプの一次冷媒圧送循環方向下流側に、発
熱源と一次冷媒との熱交換をする第１の熱交換部、一次
冷媒の熱を放出する放熱用熱交換部を配置している。ま
た第１の熱交換部の一次冷媒圧送方向下流側に一次冷媒
と熱交換して一次冷媒に排出された前記発熱源からの熱
を二次冷媒へ排出する第３の熱交換部を配置し、この第
３の熱交換部へ前記二次冷媒を供給すると共に一次冷媒
と熱交換された後の二次冷媒を放出する二次冷媒供給排
出手段を配置している。

この場合には、第２の熱交換部は一次冷媒と放熱板とが
熱交換し、熱は排熱装置から放熱板へ移動し、放熱板か
ら宇宙空間へ放出される。

ところで、米国スペースシャトルに代表される宇宙飛翔
体の−っである宇宙往還機では、ロケットによる上昇時
や宇宙往還機自身による下降時に、宇宙往還機の内部で
発生する熱や、大気による空力加熱の侵入熱を宇宙空間
あるいは大気中に放出する必要がある。

しかし、宇宙往還機は宇宙空間あるいは大気中を高速で
移動するので、放熱板は内部に格納され、上昇時や下降
時には使用不能となる。

そこで、米国スペースンヤトルの宇宙往還機で使用され
る排熱装置は、宇宙往還機が軌道上を移動している際に
使用される放熱板と熱交換する放熱用熱交換部と、二次
冷媒との熱交換器を放熱用交換部として備えている。二
次冷媒との熱交換器では、一次冷媒から熱を伝達された
二次冷媒が宇宙空間あるいは大気中へ排出される。

通常、二次冷媒は宇宙往還機の打ぢ上げ時に搭載される
ので、搭載重量を低減するため、単位質量当たりの除熱
量の多い冷媒が使用され、二次冷媒の消費量を低減する
ことが望ましい。

第６図には、上記二次冷媒による放熱交換部を備えた従
来の排熱装置１０１が示されている。この排熱装置１０
１は米国スペースシャトルで実用されている排熱装置と
路間−の構成である。　第６図に示されように、一次冷
媒輸送管３によってポンプ５、コールドプレート７、燃
料電池用クラ９、ラジェータへラダ１１、水蒸発器１３
、アンモニアボイラ１５、が連結されている。

一次冷媒ａは、ポンプ５により一次冷媒輸送管３内を流
れ、コールドプレート７、燃料電池用クーラ９、ラジェ
ータヘッダ１１、水蒸発器１３、アンモニアボイラ１５
の順序て経由してポンプ５へ戻り、再び１次冷媒輸送管
３へ送り出されて輸送管内を圧送循環される。

コールドプレート７は、電子機器等の発熱源との熱交換
部であり、燃料電池用クーラ９は発熱源として燃料電池
１７との熱交換部である。ここては燃料電池１７を直接
冷却する燃料電池用冷媒すをフレオン等の一次冷媒ａに
より冷却する。

なお、燃料電池１７と燃料電池用クーラ９は燃料電池用
冷媒輸送管１９により連結されている。

一次冷媒ａは、コールドプレート７と燃料電池用クーラ
９で熱を吸収し、約７０℃まで温度上昇する。ラジェー
タヘッダ１１はヒートパイプ２３で放熱板２１と連結さ
れており、放熱板２１と熱交換する放熱用熱交換部であ
る。水蒸発器１３とアンモニアボイラ１５は一次冷媒ａ
と二次冷媒Ｃとの熱交換器であり、いずれも放熱用熱交
換部である。

水蒸発器１３の二次冷媒Ｃは水であり、アンモニアのボ
イラ１５の二次冷媒Ｃはアンモニアである。二次冷媒Ｃ
の水は水タンク２５に貯溜されており、二次冷媒Ｃのア
ンモニアはアンモニアタンク２７に貯溜されている。こ
れらの二次冷媒Ｃである水とアンモニアは、それぞれ水
供給管２９とアンモニア供給管３１によって水蒸発器１
３とアンモニアボイラ１５にそれぞれ供給される。

水蒸発器１３とアンモニアボイラ１５て一次冷媒ａから
除熱した二次冷媒Ｃは蒸発して気体となり、それぞれ水
蒸気排気管３３とアンモニア蒸気排気管３５を経由して
、宇宙往還機外部の宇宙空間、あるいは大気中に放出さ
れる。

なお、燃料電池１７を運転するために燃料電池用水素タ
ンク３７と、燃料電池用酸素タンク３つとが配設されて
おり、水素と酸素がそれぞれ燃料電池用水素供給管４１
と燃料電池用酸素供給管４３によって燃料電池１７に供
給されている。

また、従来の排熱装置１０１ては、コールドプレー１・
７の出口での一次冷媒ａの温度を４０℃以下にするため
、一次冷媒ａのポンプ５の入口温度は通常５℃程度に設
定され、二次冷媒Ｃの蒸発温度も通常５℃以下となる。

ところで、水は蒸発潜熱か最大であるが、水蒸発器］３
内の蒸発温度を５℃以下にするためには、水の飽和圧力
を０．０１気圧以下に制御する必要があり、水蒸気の出
口圧力も００１気圧以下になる。このため、外気圧が０
０１気圧以上になる低高度や地上では蒸気の宇宙往還機
の外部への排出か不可能となる。

そこで、上記従来の構成の排熱装置コ０１ては、二次冷
媒として蒸気潜熱か水に次いて大きく、１気圧での飽和
温度が一３３℃と上記蒸発温度５℃よりはるかに低いア
ンモニアを用いるためのアンモニアボイラ１５を備えて
いる。これにより水蒸気の宇宙往還機の外部への排気が
困難になる高度では水の水蒸発器１３への供給を停止し
、アンモニアのアンモニアボイラ１５への供給を開始す
るという切替え操作を行うようになっている。

このように、従来の排熱装置１０１ては、水蒸発器１３
とアンモニアボイラ１５という２種類の熱交換器を用意
する必要があり、しかも水蒸発器１３とアンモニアボイ
ラ１５とを宇宙往還機の降下の途中で切替えるために、
運転制御か複雑になる。また切替え装置の故障等が考え
られるので、信頼性を低下させるという問題かある。

なお、アンモニアボイラ］５は上昇と降下のすべての期
間で使用可能であるか、アンモニアの蒸発潜熱は水の蒸
発潜熱の１／２てあり、上昇と降下のすべての期間で一
次冷媒ａからの除熱を行うと、二次冷媒Ｃの消費量はこ
の従来例の場合に比べ大幅に増加する。従って、宇宙往
還機への搭載重量が重くなる。

一方、水蒸発器１３やアンモニアボイラ１５ては、二次
冷媒Ｃが液相から気相に変化するが、気相と液相との混
在状態では、重力の大小や重力の方向の影響を受は易く
、その挙動の地上での検証には限界がある。このため宇
宙往還機内部で使用した場合の性能の把握が十分に出来
ないという問題点も生じる。

また、宇宙往還機では、電子機機器以外に機械系からの
熱が放出される。この機械系からの熱はオイルへ排出さ
れる。このためこのオイルを冷却する必要かある。

オイル冷却用熱交換器としては、直接オイルと二次冷媒
を熱交換する形式とフレオンを介して熱交換する（二次
冷媒でフレオンを冷却し、そのフレオンでオイルを冷却
する）形式が考えられる。

オイルの入口温度は１２０°であり、二次冷媒として水
を用いて、宇宙空間から地上まで冷却することが出来る
。

一方、フレオンと二次冷媒とを熱交換する場合は、一次
冷媒であるフレオンを用いるのが、軽量化につながる構
成であるが、オイル冷却用熱交換器の最大熱負荷は通常
、熱制御ループの負荷よりもはるかに大きい。

従って、フレオン流量を増大させることなくフレオンの
最高温度を７０°以下に押さえるために、オイル冷却用
熱交換器の入口でのフレオン温度を一３０°〜−１００
℃まで下げなければならない。そしてこの温度レベルで
は、フレオン流路内面でのフレオン凍結の可能性は大き
い。

そこで、スペースシャトルに代表される従来例では、水
を二次冷媒とする水／オイルの熱交換器と、フレオン／
オイルの熱交換器の２種類の熱交換器を用意し、オイル
を冷却する場合には、水／オイルの熱交換器を用い、軌
道上でオイル温度が低い場合には、フレオン／オイルの
熱交換器を用いて、保温を行っている。

（発明か解決しようとする課題）このように、従来の排熱装置では、一次冷媒と二次冷媒
との熱交換器を２種類用意し、これらを降下途中、すな
わち排熱する環境に応じて熱交換器を切替える必要があ
るので、運転制御が複雑になり、信頼性の低下を生しる
。

また前記熱交換器内では二次冷媒は液相から気相に変化
し、熱交換性能が重力の大小や、方向により影響を受け
、宇宙往還機内部で使用した場合の性能把握が十分に出
来ないという問題点も生じる。

本発明は上記事実を考慮し、一次冷媒と二次冷媒との熱
交換器の信頼性が高く、かつ前記熱交換器での二次冷媒
の単位重量当たりの除熱量が大きく、十分な性能把握が
可能な排熱装置を提供することが目的である。

［発明の構成］（課題を解決するだめの手段）上記目的を達成するため請求項（１）の発明では、二次
冷媒の熱交換部の入口温度か４Ｋ以上５０に以下であり
、二次冷媒の入口温度と熱交換部の出口温度との差が２
００に以上４００　Ｋ以下であることを特徴としている
。

また、請求項（２）の発明では、二次冷媒か水素である
ことを特徴としている。

さらに、請求項（３）の発明では、発熱源のうち少なく
とも一つか燃料電池であり、熱交換部の二次冷媒の出口
と燃料電池の水素供給口か配管によって結合されている
ことを特徴としている。

（作用）上記構成の請求項（１）の発明によれば、次冷媒と二次
冷媒との熱交換部における二次冷媒の入口と出口の温度
差が大きいので、二次冷媒単位質量当たりの顕熱で一次
冷媒から除熱出来る熱量が大きくなり、二次冷媒を蒸発
させずに必要量の排熱量を確保することが出来る。

従って、二次冷媒の液相と気相とが混在することがなく
、熱交換器の性能は重力の大小や重力の方向に影響され
ることがない。これにより、例えば宇宙往還機内での性
能は地上での性能と路間−であり、性能把握を十分行う
ことか出来る。

また熱交換器内での二次冷媒の圧力も飽和圧力に関係な
く高く設定することか出来るので、一種類例えば請求項
（２）の発明の水素を冷媒と使用すれば高度に関係なく
継続して使用することが出来る。

さらに請求項（３）の発明では、例えば宇宙往還機に搭
載された燃料電池用水素を、二次冷媒として使用する。

（実施例）次に本発明の第１実施例及び第２実施例を第１図乃至第
３図に従い説明する。なお第４図に示される従来例と同
構成部分には図中に同符号を付して説明を省略した。

第１実施例第１実施例の排熱装置１と第６図に示される従来の排熱
装置１０１と異なる点は、一次冷媒ａと二次冷媒Ｃとの
熱交換器として、水素を二次冷媒Ｃとする水素熱交換器
４５と、二次冷媒Ｃを貯溜する水素タンク４７とか水素
供給管４９て連結されて、二次冷媒Ｃである水素が水素
タンク４７から水素熱交換器４５へ供給されることであ
る。

また、二次冷媒Ｃの水素熱交換器４５への入口５１の温
度を１４Ｋ〜５０に好ましくは３５にとし、入口状態を
超臨界流またはガス状態としている。

一次冷媒ａの水素熱交換器４５への入口５３の温度を約
７０℃とすると、二次冷媒Ｃである水素の水素熱交換器
４５からの出口５５の温度は０〜５０℃程度となってい
る。また二次冷媒Ｃの水素熱交換器４５における出口５
５と入口５１との温度差は２００に以上４００に以下で
好ましくは２５０に以上３００に以下になっている。

水素熱交換器４５の二次冷媒Ｃの出口５５に接続された
水素出口管５つは、水素排気管６１と水素輸送管６３に
分岐している。水素輸送管６３は燃料電池１７の水素供
給口６５に接続されている。

水素熱交換器４５から排出された二次冷媒Ｃである水素
のうち燃料電池の必要量は水素輸送管６３を通じて燃料
電池１７へ供給され、残りの水素は水素排気管６１を通
して宇宙空間あるいは大気中へ放出される。

次に本実施例の作用について説明する。

一次冷媒輸送管３内を、ポンプ５により圧送循環される
第一次冷媒ａは、電子機器等の熱源と熱交換されたコー
ルドプレート７の熱が交換された後に燃料電池］７の発
熱か燃料電池用冷媒すにより交換されたクーラ９の発熱
を吸収する。これにより一次冷媒ａは約５℃から約７０
℃まで上昇する。

温度が上昇した一次冷媒ａは、軌道上で放熱板２１が使
用可能な場合には、ラジェータヘッダ１１を介して放熱
板２１から一次冷媒ａの熱が放出され、上昇、降下時の
放熱板２１か使用不可能な場合には、熱の移動がないま
まラジェータへラダ１］を通過する。

ラジェータへラダ１］を通過した一次冷媒ａは水素熱交
換器４５内へ送られる。水素熱交換器４５内には二次冷
媒Ｃである水素が供給されており、この水素と第一次冷
媒ａとが熱交換して一次冷媒の熱が吸収され、水素熱交
換器４５から排出される。

二次冷媒Ｃである水素の入口状態を５０にのガス、出口
状態を０℃ガスとした場合には、単位質量当たりの除熱
量、すなわち入口でのエンタルピと出口でのエンタルピ
の差は約３８００ＫＪ／Ｋｇとなる。また二次冷媒Ｃで
ある水素の入口状態を３５にの超臨界流、出口状態を２
７℃のガスとした場合には、単位質量当たり除熱量は約
４２００ＫＪ／ｋｇとなる。

一方、第４図に示される従来の排熱装置１０１のように
水を二次冷媒として用いると、３℃の水の蒸発潜熱は２
５００ＫＪ／ｋｇてあり、アンモニアを二次冷媒として
用いると０℃のアンモニアの蒸発潜熱は１２６０ＫＪ／
ｋｇである。

従って、本実施例による排熱装置１によれば、一次冷媒
ａと二次冷媒Ｃとの熱交換器における二次冷媒Ｃの単位
質量当たりの除熱量か、従来の排熱装置１０１における
二次冷媒の単位質量当たりの除熱量よりも大きくなり、
二次冷媒の消費量を低減することか出来る。

次に、本実施例の排熱装置１を図示しない宇宙往還機へ
適用した場合の二次冷媒Ｃの消費量の比較が表Ｉに示さ
れている。この表１では、宇宙往還機の位置は大気圏外
、高高度、低高度であり、これらの位置での時間、排熱
要求量、及び本発明と従来例の媒体種類と媒体消費量と
がそれぞれ示されている。

表Ｉ表１に示されるように、宇宙往還機が大気圏外に１時間
位置している場合、排熱要求量を８ｋｗとすると、媒体
が水の場合には消費量が１１．５ｋｇに対して媒体が水
素の場合には消費量が８．９ｋｇとなる。

また、宇宙往還機か０．５時間嵩高度に位置している場
合、排熱要求量を１ｌｋｖとすると、媒体が水の場合に
は消費量が７　、９ｋｇに対して媒体が水素の場合には
消費量が４．７ｋｇとなる。

さらに、宇宙往還機が０．４時間低高度に位置している
場合、排熱要求量を１８ｋｗとすると、媒体がアンモニ
アの場合には消費量が２０．８ｋｇに対して媒体が水素
の場合には消費量が６．２ｋｇとなる。

従って、媒体を水素とする場合には消費量か少なくて良
い。

また、二次冷媒Ｃである水素の入口状態はガスまたは超
臨界流であり、出口状態はガスであるので、水素熱交換
器４５の内部では二次冷媒Ｃが気液二相流状態になるこ
とはなく、重力の大小や重力の方向の影響を受けること
もない。

従って、水素熱交換器４５の宇宙往還機内での性能は、
地上での性能と路間−であり、性能に対する高い信頼性
を得ることになる。

また、二次冷媒Ｃである水素の出口状態がガスであり、
出口温度か臨界温度よりもはるかに高いので出口圧力を
出口温度と独立に定めることが出来る。

従って水素熱交換器４５は軌道上から地上まで連続的使
用することが出来、従来のように熱交換器を切替えるこ
ともないので、この点でも信頼性を向上することが出来
る。

第２実施例次に第２実施例について第２図を用いて説明する。

第２実施例の排熱装置２は、前述した第１実施例におい
て水素を二次冷媒Ｃとしたが、第２実施例は、ヘリウム
を二次冷媒Ｃとした例である。

第２図に示されるように第１実施例の水素熱交換器４５
がヘリウム熱交換器６７、水素タンク４７がヘリウムタ
ンク６９に置き換わっており、ヘリウム熱交換器６７は
ヘリウムタンク６９とヘリウム供給管７１で連結され、
ヘリウム熱交換器６７の二次冷媒の出口側にはヘリウム
排出管７３が連結されている。このため燃料電池用の水
素は従来と同様に専用の燃料電池用水素タンク３７から
燃料電池用水素供給管を通じて供給される。

第２実施例によれば、ヘリウム熱交換器６７は搭載され
る宇宙往還機の高度に関係なく連続的に使用することが
出来る。また二次冷媒であるヘリウムの入口状態を超臨
界流あるいはガスとすることにより、ヘリウムがヘリウ
ム熱交換器６７内で気液混合状態になることもないので
、重力の大小や重力の方向の影響を受けることかない。

従って、ヘリウム熱交換器は重力の影響を受けることが
なく、性能を十分に把握することか出来るので、排熱装
置１０１に比べて信頼性を向上することか出来る。

また、ヘリウムの比熱は水素と比較して小さいので、入
口状態がｌＯｋの超臨界流、出口状態が２７℃のガスで
ある場合、ヘリウムの単位質量当たりの除熱量はＬ５３
０ｋＪ／ｋｇとなり、アンモニアの蒸発潜熱よりは大き
いが水の蒸発潜熱よりは小さい。

従って、冷媒消費量は従来の排熱装置１０１より多くな
る場合がある。

第３実施例次に第３図を用いて第３実施例について説明する。この
第３実施例の排熱装置４は、一次冷媒ａと二次冷媒Ｃと
の熱交換器として水蒸発器１３とヘリウム熱交換器６７
の両方が配設されており、高高度では水蒸発器を低高度
ではヘリウム熱交換器６７を使用する。

この第３実施例では、２種類の熱交換器を降下中に切替
えるので信頼性の向上への貢献は少ない。

ところが、低高度や地上で使用する場合、ヘリウム熱交
換器６７は従来の排熱装置のアンモニアに比べて排出さ
れる冷媒に対する安全性が極めて高いので、作業員や着
陸地の地域住民に対する安全性や環境汚染の低減に大い
に寄与する。

また、本第３実施例では、従来のアンモニアボイラをヘ
リウム熱交換器に置換するので媒体消費量も低減するこ
とが出来る。

なお、上記各実施例では、二次冷媒としてヘリウムと水
素の例を示したがこれに限らず、臨界温度が低く比熱の
大きいものであれば良い。

また、本発明は上記各実施例の排熱装置に限らず、他の
排熱装置にも適用することが出来る。

さらに、上記各実施例では、宇宙往還機に搭載される排
熱装置の例について説明したがこれに限らず宇宙往還機
以外に搭載される排熱装置にも本発明の排熱装置を適用
することか出来る。

第４実施例次に第４実施例について第４図及び第５図を用いて説明
する。この第４実施例は第１実施例の排熱装置１にオイ
ルを冷却するための水素／オイル熱交換器７５を配置し
た例であり、オイル冷却用に水素を用いた例である。

第１実施例で述べたように、水素を二次冷媒とした場合
の単位質量あたりの除熱量は水の場合より大きいので媒
体の消費量を低減することが出来る。

しかしながら、オイル温度の下限値は常温であり、オイ
ル流路壁面の温度を常温以上に保たねばならない。水素
が極低温であることを考慮すると、この条件を満足する
排熱装置の設計は容易ではない。

そこで先ずオイル冷却用に水素を用いるにあたっての従
来の問題点を解決するために行った２つの方策について
説明した後に、この方策を適用した排熱装置について説
明する。

第１の方策は、オイル冷却用熱交換器の運転期間には、
ループ用水素熱交換器も運転を行っており、水素熱交換
器からは約３００にの水素が排出される。そこで、この
常温水素を水素タンクからオイル冷却用水素熱交換器に
供給される極低温の水素と混合し、水素温度を上昇させ
る。この場合によって水素温度は１００〜１５０にとな
り、フレオン凍結の可能性が大幅に減少する。

また、第２の方策として、水素を低温域と高温域に分け
、低温域（１００〜２５０Ｋ）では、フレオンと熱交換
し、高温域（２００〜３５０Ｋ）ではオイルを直接冷却
する。このような構成にすると、オイル温度（壁面温度
）か常温を越えて大幅に低下することが防止でき、かつ
水素出口温度をオイル温度（〜１２０℃）に近い値にて
きるので水素の除熱量も増加する。

第４図には以上の方策を組み込んだオイル冷却用水素熱
交換器か適用された排熱装置か示してあり、第５図には
オイル冷却用水素熱交換器の構成が示されている。

第４図に示されるように第４実施例の排熱装置は、水素
／オイル熱交換器７５が一次冷媒輸送管の途中に配置さ
れている。この水素／オイル熱交換器７５は水素タンク
４７と水素供給管７７て連通されており、水素が供給さ
れる。この水素供給管７７には、水素熱交換器４５の水
素出口管５９から分岐した水素輸送管７６が結合されて
いる。

従って、水素熱交換器４５から排出された水素のうち燃
料電池１７に送られる水素ｅ以外はすべて、水素／オイ
ル熱交換器７５へ送られ、新たに水素タンクから水素供
給管７７へ供給される水素と混合し、水素／オイル熱交
換器での二次冷媒ととして用いられる。

なお、使用基の水素は水素排気管６１から排出される。

また水素／オイル熱交換器７５はオイル供給管７９てオ
イルタンク８１と連通されており、オイルが水素／オイ
ル交換器７５へ供給される。

第５図に示されるように、水素／オイル熱交換器７５は
、水素／フレオン熱交換器８３、水素／オイル熱交換器
８５と、フレオンオイル熱交換器８７と、て構成されて
いる。

機械系の熱が排出された１２０℃のオイルはオイル／フ
レオン熱交換器８７に送られて、０℃にされてオイル／
フレオン熱交換器８７へ送られたフレオンと熱交換され
、オイルへ排出された機械系の熱がフレオンへ排出され
る。

水素／フレオン熱交換器８３に、水素供給管７７により
、供給された１１０にの水素はフレオンと熱交換して２
１０にとなり、水素／オイル熱交換器８５へ送られる。

水素／オイル熱交換器８５ては、水素は、１１６℃のオ
イルと熱交換して３５０ｋになる。

上記構成の本実施例では、低温（１００〜１５０Ｋ）の
水素はフレオンと熱交換して２００〜２５０℃まで温度
上昇する。このときフレオン出口温度は凍結防止条件か
ら制約を受けるが、水素入口温度が１００〜１５０にで
あることから、０℃程度まではフレオン出口温度を下げ
ることが出来る。

冷却されたフレオンはオイルと熱交換し、自身は再び７
０℃に戻る。オイル／フレオン熱交換器８７で冷却され
たオイルは水素／オイル熱交換器８５に入り、水素によ
りさらに冷却される。

なお、第５図に示した各温度は、熱制御ループの熱負荷
がｌｌｋｗで、オイル冷却用熱交換器の熱負荷か２８　
ｋ　ｗ　、フレオンの出入口温度がそれぞれ７０℃、４
℃（定格運転）の時の各熱交換器の各出入口温度推定値
である。以上の検討により、水素媒体を用いたオイル冷
却用熱交換器の設計の見通がたった。

なお、オイル／フレオン熱交換部は、軌道上でのオイル
保温用熱交換器を兼用できる可能性が大きい。

また、以上の各実施例では、二次冷媒として使用後の水
素は燃料電池で使用する以外は宇宙空間あるいは大気中
へ排出されているが、こお３００に〜３５０にの水素を
他の目的に使用することも出来る。例えば往還機の場合
では再突入時の壁面の冷却に用いることも出来る。

［発明の効果］以上説明したように請求項（１）乃至請求項（３）の発
明では、一次冷媒と二次冷媒の熱交換器として一種類の
熱交換器を高度に関係なく使用することが出来、また熱
交換器内で二次冷媒が気液混合状態になることもないの
で、排熱装置の信頼性を向上することが出来、例えば水
素を二次冷媒として用いた場合には、冷媒消費量を大幅
に低減することが出来るという優れた効果が得られる。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明に係る排熱装置の第１実施例を示す概略
構成図、第２図は第２実施例の排熱装置を示す概略構成
図、第３図は第３実施例の排熱装置を示す概略構成図、
第４図は第４実施例の排熱装置を示す概略構成図、第５
図は水素／オイル熱交換器を示す概略構成図、第６図は
従来の排熱装置を示す概略構成図である。１．２．４・・・排熱装置　３・・一次冷媒輸送管５・
・・ポンプ　　　　　　　７・・・コールドプレート１
７・・・燃料電池　　　　　４５・・−水素熱交換器２
コ・・・放熱板　　　　　　６３・・・水素輸送管６７
・・・ヘリウム熱交換器　６９・・ヘリウムタンク７５
・・・水素／オイル熱交換器

Claims

【特許請求の範囲】

（１）ループ状に形成されて内部に一次冷媒が封入され
た輸送管と、この輸送管の途中に配置されて前記一次冷媒を輸送管内
で圧送循環するポンプと、このポンプの一次冷媒圧送循環方向下流側に配置されて
発熱源と一次冷媒との熱交換をする第１の熱交換部と、前記第１の熱交換部の一次冷媒圧送循環方向下流側に配
置されて前記一次冷媒の熱を放出する第２の熱交換部と
、前記第１の熱交換部の一次冷媒圧送循環方向下流側に配
置されて一次冷媒と熱交換して一次冷媒に排出された前
記発熱源からの熱を二次冷媒へ排出する第３の熱交換部
と、前記第３の熱交換部へ前記二次冷媒を供給すると共に一
次冷媒と熱交換された後の二次冷媒を放出する二次冷媒
供給排出手段と、を備えた排熱装置であって、前記二次冷媒の前記第３の熱交換部の入口温度を４Ｋ以
上５０Ｋ以下とし、前記二次冷媒の前記第２の熱交換部
の入口温度と出口温度との差を２００Ｋ以上４００Ｋ以
下としたことを特徴とする排熱装置。
（２）前記二次冷媒が水素であることを特徴とする請求
項（１）記載の排熱装置。
（３）前記発熱源のうち少なくとも一つが燃料電池であ
り、前記第３の熱交換部の前記二次冷媒の出口と前記燃
料電池の水素供給口が配管によって結合されていること
を特徴とする請求項（１）又は請求項（２）記載の排熱
装置。