(57)【要約】  本発明は、低温学の分野に関し、詳細には、極低温システム（１）を急冷するための装置及び方法に関する。急冷装置（１００、１０１）は、極低温流体補給回路（１０２、１０３）と、前記補給回路（１０２、１０３）に連結された少なくとも１つの霧化ノズル（１１０）とを含む。急冷方法は、補給回路（１０２、１０３）に連結された少なくとも１つの霧化ノズル（１１０）に補給回路（１０２、１０３）を介して極低温流体を補給するステップと、極低温流体の噴霧として少なくとも１つの霧化ノズル（１１０）を通して極低温流体を噴霧するステップと、極低温システム（１）内の冷却すべき少なくとも１つのゾーンに対して極低温流体の噴霧（２００）を投射するステップと、を含む。【選択図】図１
2019536931.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
極低温システム（１）を急冷するための急冷装置（１００、１０１）において、
前記急冷装置（１００、１０１）は、極低温流体補給回路（１０２、１０３）と、前記極低温システム（１）内の冷却すべきゾーン内で衝撃表面（２０２）に対して極低温流体の噴霧を誘導するために前記極低温流体補給回路（１０２、１０３）に連結された少なくとも１つの霧化ノズル（１１０）とを含む、急冷装置（１００、１０１）。
【請求項２】
前記霧化ノズル（１１０）が、２５０μｍ〜１ｍｍの範囲内の直径を有するオリフィスの形をしている、請求項１に記載の装置（１００、１０１）。
【請求項３】
前記極低温流体補給回路（１０２、１０３）に連結された複数の霧化ノズル（１１０）を含む、請求項１又は２に記載の装置（１００、１０１）。
【請求項４】
前記極低温流体補給回路（１０２、１０３）の少なくとも１本のダクト（１１１、１１２）がケーシング壁（２０）内に形成されている、請求項１〜３のいずれか１項に記載の装置（１００、１０１）。
【請求項５】
前記ケーシング壁（２０）が積層造形によって作られる、請求項４に記載の装置（１００、１０１）。
【請求項６】
請求項１〜５のいずれか１項に記載の急冷装置（１００、１０１）を含む極低温システム（１）。
【請求項７】
前記霧化ノズル（１１０）が、極低温システム（１）内の冷却すべきゾーンに面して位置している、請求項６に記載の極低温システム（１）。
【請求項８】
前記冷却すべきゾーンが内部に位置している極低温ポンプ（４、５）を含む、請求項７に記載の極低温システム（１）。
【請求項９】
前記極低温ポンプ（４、５）が極低温推進剤補給ポンプである、請求項８に記載の極低温システム（１）。
【請求項１０】
前記極低温ポンプ（４、５）がターボポンプである、請求項８又は９に記載の極低温システム（１）。
【請求項１１】
極低温システム（１）を急冷する方法において、
前記方法は、
極低温流体補給回路（１０２、１０３）に連結された少なくとも１つの霧化ノズル（１１０）を通して前記極低温流体補給回路（１０２、１０３）を介して極低温流体を補給するステップと、
極低温流体の噴霧（２００）を形成するため少なくとも１つの霧化ノズル（１１０）を通して前記極低温流体を噴霧するステップと、
前記極低温システム（１）内の冷却すべきゾーン内の少なくとも１つの衝撃表面（２０２）に対して極低温流体の前記噴霧（２００）を投射するステップとを含む、方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、極低温システムの急冷の分野に関し、詳細には、極低温推進システムに関する。
【背景技術】
【０００２】
極低温システムを動作させる前に、極低温システムの少なくとも重要な部材を周囲温度から極低温システムのための公称動作温度までもっていく急冷段階を行なうことが公知であり、これは通常、極低温システムを動作させるときの熱衝撃をことごとく回避するために漸進的に行なわれる。
【０００３】
より具体的には、極低温推進システムにおいて、急冷は、少なくとも、以下の現象、すなわち、
ポンプの速度超過及び性能の低下を導く、少なくとも１つの極低温推進剤補給ポンプ内のキャビテーション、
熱衝撃の結果としての材料の脆化、
無制御の熱勾配に起因する封止剤の喪失、
軸受の加熱及び分散、及び
軸受内の緩みの結果としてもたらされる、回転部品の静的及び／又は動的不均衡化、という現象の出現を回避しようとするものであり得る。
【０００４】
したがって、このような急冷は、通常、例えば壁温度、機械的構成要素間の隙間閾値又は、なかでも軸受、フランジ、ドローバー又は溝などの構成要素の機械的強度又は極低温システムの後続する動作に結び付けられたいくつかの他の基準（例えばポンプ内のキャビテーションの不在、又は、均一で単一の段階を含む極低温システムの各部分への極低温作動液の後続する再現可能な充填）などの、一定の任意の基準が満たされた時点で終了する。これらの機能的基準は、極低温システムを動作させることができるようにするためソフトウェアを監視することによって使用するため急冷の終了時に測定され得る基準へと転用され得る。
【０００５】
極低温ジェット推進システムの分野において、急冷方法は、主として、極低温推進剤でのドレンによる急冷、極低温推進剤の強制再循環による急冷及び推進剤以外の極低温流体での急冷、という３つのクラスに分類される。これら３つのクラスのうち、外部よりも高い圧力にある推進剤タンクのみによって極低温推進剤の流れが駆動され得る第１のクラスは、最も広く使用されており、特にそれは、以下の３つの代替的シーケンス、すなわち、
タンクから外部へ連続して極低温推進剤を流れさせるシーケンスと、
極低温推進剤を、パルス状に流れさせるシーケンスであって、補給バルブ及びドレンバルブは、泡立ち期間中に急冷すべき要素内に極低温推進剤を取込むため、交互に開閉される、シーケンスと、
極低温推進剤を浸透させるシーケンスであって、ドレンバルブが急冷の終了時に開放されるまで、極低温システム内に極低温推進剤を保つため、ドレンバルブが閉じたままにとどまる一方で、補給バルブは開放されている、シーケンスのいずれか１つを使用して実装され得る。
【０００６】
これら３つのシーケンスのうち、第１のシーケンスは、非常に高速であるにせよ、急冷を目的として大量の極低温推進剤を消費するという欠点を有する。第２のシーケンスは、比較的少ない極低温推進剤を消費しながら急冷を行なうことができるようにするものの、極低温システム内で大きな圧力変動を発生させるという欠点を有する。第３のシーケンスは、特に、ある文献に記載の通り、Ｖｉｎｃｉ（登録商標）ロケットエンジンを急冷するために、飛行中に使用される（例えば、非特許文献１及び２参照。）。第１のシーケンスに比べ極低温推進剤の観点から見るとより安価ではあり、かつ第２のシーケンスの圧力変動という欠点も無いものの、この第３のシーケンスには多大な消費量が関与しており、これを削減する必要がある。
【０００７】
したがって、急冷を目的とした極低温推進剤の消費を回避するために、第２のクラスの急冷方法では、極低温推進剤は、ポンプを用いて、タンクに戻る前に急冷すべき極低温システムのゾーンを通って再循環させられる。これは急冷目的の極低温推進剤の消費を回避するために役立つものの、この解決法には、技術的により複雑であり、特にポンプの起動のための手段を必要とするという欠点がある。
【０００８】
最後に、第３のクラスの急冷方法は、極低温システムを急冷するために、代わりに他の何らかの極低温流体、好ましくは不活性流体を使用することによって、極低温推進剤の消費を回避する。急冷が地上で行なわれる場合、他の極低温流体は地上のタンクから来る可能性がある。このような例の１つは、さらに別の文献中で開示されている（例えば、非特許文献３参照。）。ただし、この解決法には、地上の極低温流体供給源と推進される宇宙船に搭載された極低温宇宙推進システムとの間の解除可能なインタフェイスが必要とされるという欠点がある。
【０００９】
さらに、これらの代替案全てに、極低温推進システムが動作中である間、一般に後で推進剤を搬送するために使用されるものと同じパイプ及びバルブ内で、急冷目的に用いられる極低温流体を流れさせるという欠点があり、ここでこれらのパイプ及びバルブは、急冷目的ではなく推進目的の使用に応じて最適化されたものである。
【００１０】
とりわけ、これらの方法全てにおいて支配的な熱伝達様式は、膜沸騰伝達であるが、これは、使用される極低温流体の相当部分が冷却すべき要素と直接接触せず、したがってこの熱伝達にはほとんど寄与しないことから、このような条件下では比較的非効果的である。
【先行技術文献】
【非特許文献】
【００１１】
【非特許文献１】「Ｖｉｎｃｉエンジンシステム工学の進歩」、Ｐ．Ａｌｌｉｏｔら、ＡＩＡＡ２００９−５０３８
【非特許文献２】「Ｖｉｎｃｉエンジン再着火能力のための微小重力活動」、Ａ．Ｐａｃｒｏｓ、Ｊ．Ｆｏｌｌｅｔ及びＢ．Ｖｅｉｌｌｅ、Ｐｒｏｃｅｅｄｉｎｇ  ｏｆ  ｔｈｅ  Ｍｉｃｒｏｇｒａｖｉｔｙ  Ｔｒａｎｓｏｐｏｒｔ  Ｐｒｏｃｅｓｓｅｓ  ｉｎ  Ｆｌｕｉｄｓ、Ｔｈｅｒｍａｌ、Ｂｉｏｌｏｇｉｃａｎ  ａｎｄ  Ｍａｔｅｒｉａｌ  Ｓｃｉｅｎｃｅｓ  ＩＩＩ、２００３、Ｄａｖｏｓ、Ｓｗｉｔｚｅｒｌａｎｄ
【非特許文献３】Ｊ．Ｓｃｈｕｓｔｅｒら著「Ａｔｌａｓ  Ｃｅｎｔａｕｒ用改訂版エンジン急冷方法の冷気流試験」、ＡＩＡ、９６−３０１４
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１２】
本開示は、冷却時間及び冷却作用の空間的な場所の両方を制御すると同時に再現性を可能にすることを介して、制限された極低温流体消費で極低温システムを急冷できるようにする急冷装置を提案することによって、これらの欠点を改善しようとするものである。
【課題を解決するための手段】
【００１３】
この目的で、少なくとも１つの実施形態において、急冷装置は、少なくとも１つの極低温流体補給回路及び前記補給回路に連結された霧化ノズルを含み、霧化ノズルは場合によっては、特に、例えば２５０マイクロメートル（μｍ）から１ミリメートル（ｍｍ）の間にある直径を有するオリフィスの形をしている。この対策を用いると、極低温システム内の冷却すべき明確なゾーンに対して極低温流体の噴霧を誘導して、極低温システム内で冷却することが重要である要素、例えば玉軸受を標的とし、このような噴霧と冷却すべきゾーン内の衝撃表面との間の極めて効果的な熱伝達を利用して、非常にわずかな極低温流体と単純な技術的手段を使用しながら急冷の機能的かつ測定可能な基準の全てを迅速に満たすことが可能である。こうして、前記重要な要素の急冷を優先させることができ、熱伝達の有効性が改善されることで急冷時間を短縮することができる。
【００１４】
冷却すべき複数のゾーンを同時に標的にできるように、急冷装置は、前記補給回路に連結された複数の霧化ノズルを含んでいてよい。
【００１５】
急冷装置をよりうまく極低温システム内に統合させるために、前記極低温流体補給回路の少なくとも１本のダクトを、ケーシング壁内に形成することができる。具体的には、このような統合は、霧化ノズルのために極めて機能的な構成を提供しながら、急冷装置の全体的サイズを制限するのに役立つ。ケーシング壁のバルクに埋込まれて、極低温流体補給ダクトは、極低温システムの他のどの要素の配設とも干渉しないで済む。ケーシング壁の製造のために考えられる積層造形の使用は、ケーシング壁内へのこのような補給ダクトの組込みを容易にするのに役立つ。
【００１６】
本開示は同様に、このような急冷装置を含む極低温システムも提供する。詳細には、極低温システム内の冷却すべきゾーンをよりうまく標的にするため、霧化ノズルは、この冷却すべきゾーンに面して位置していてよい。詳細には極低温推進システムであり、とりわけジェット推進システムであり得る極低温システムは、前記冷却すべきゾーンが内部にあるポンプ、特にターボポンプ及び／又は極低温推進剤補給ポンプを含み得る。具体的には、このようなポンプは、優先的に急冷する必要のあるいくつかの要素、例えば軸受、ガスケット、ブレード、ケーシング及びインペラを含み得る。
【００１７】
最後に、本開示は同様に、極低温システムを急冷する方法において、補給回路に連結された少なくとも１つの霧化ノズルを通して補給回路を介して極低温流体を補給するステップと、極低温流体の噴霧を形成するため少なくとも１つの霧化ノズルを通して極低温流体を噴霧するステップと、極低温システム内の少なくとも１つの冷却すべきゾーンに対して極低温流体の噴霧を投射するステップと、を含む方法も提供している。
【００１８】
非限定的な例を用いて示されている以下の一実施形態の詳細な説明を読むことによって、本発明を良く理解することができ、その利点がより明確になる。説明は、添付図面を参考にしている。
【図面の簡単な説明】
【００１９】
【図１】極低温ジェット推進システムの線図である。
【図２】本発明の第１の実施形態における、急冷装置を含むケーシングを有する、図１の極低温システム内で極低温推進剤を補給するためのターボポンプを通る長手方向断面図である。
【図３】図２のターボポンプの補給ダクト及び急冷装置の要素の詳細図である。
【図４】冷却すべき表面に対する図２の急冷装置のノズルによって送出される極低温流体の噴霧の影響を示す略図である。
【発明を実施するための形態】
【００２０】
本発明の急冷装置は、あらゆる極低温システムの急冷に適用可能であるが、特に極低温推進システム、より詳細には極低温ジェット推進システム、例えば図１に示されているロケットエンジン１に適用可能である。図示された実施形態において、ロケットエンジン１は、１つの推進剤の流れを送出するためのポンプ部分４ａ、５ａと対応するポンプ部分４ａ、５ａに結合されてそれを駆動するタービン部分４ｂ、５ｂとを各々有するターボポンプを用いて、液体水素及び液体酸素などの極低温液体推進剤が補給されるロケットエンジンである。より具体的には、図示されたロケットエンジン１は、ロケットエンジン１の推進チャンバ７の壁に隣接して再生熱交換器６を通過した後の１つの推進剤によってタービン部分４ｂ、５ｂ自体が駆動される、エキスパンダサイクルタイプのものである。補給バルブ８、９が、推進剤を格納するタンク１０、１１及び対応するターボポンプ４、５の間に間置され、バイパスバルブ１２、１３は、熱交換器６により加熱された推進剤が、タービン部分４ｂ、５ｂを少なくとも部分的に迂回できるようにするのに役立つ。最後に、各ポンプ部分４ａ、４ｂの下流側の分岐連結部上に位置するドレンバルブ１４、１５は、これらの分岐連結部を開放して、ドレンノズル１６、１７に導くこれらの分岐連結部を介してポンプ４ａ、５ａを通して上流側を通過した流体をドレンするのに役立つ。それでもなお、本発明は決してこのようなロケットエンジンの急冷に限定されるわけではなく、ジェット推進用の他のタイプの極低温システムの急冷、さらには他の極低温システム全般にさえ適用可能である。
【００２１】
極低温推進システムを急冷するため、より具体的には、ロケットエンジン１が動作中である間対応する極低温推進剤と直接接触することになるターボポンプ４、５のポンプ発電機４ａ、５ａを急冷するために、ロケットエンジン１は、各推進剤用に１つずつで、各々対応するタンク１０、１１に連結された補給回路１０２、１０３を含む２つの急冷装置を有する。各補給回路１０２、１０３は、ポンプ１０４、バルブ１０５、フィルタ１０６及び少なくとも１つのチェックバルブ１０７を有する。ポンプ１０４は、詳細には、図示されているように、電動機により駆動される電動機駆動ポンプであってよい。さらに、ポンプ１０４及びバルブ１０５は、補給バルブ８、９、バイパスバルブ１２、１３及びドレンバルブ１６、１７と同様に、それ自体制御目的で制御ユニット１０８に連結されていてよい。制御ユニット１０８は同様に、測定可能な急冷基準として使用するのに好適な物理的パラメータを測定するために好適である。特に温度センサであり得るセンサ１０９にも連結される。
【００２２】
急冷装置１００、１０１は同様に、対応する補給回路１０２、１０３に連結された霧化ノズル１１０も有している。図示された実施形態において、霧化ノズル１１０は、ターボポンプ４、５内に位置する。図２はターボポンプ４をより詳細に示す。この図から分かるように、補給回路１０２は同様に、動作させられた時点で冷却すべきターボポンプ４のポンプ部分４ａの特定の要素の近傍で霧化ノズル１１０へと導く、回路１０２に連結されているターボポンプ４のケーシング２０内に統合された補給ダクトも有している。より具体的には、図示された実施形態において、霧化ノズル１１０は、ターボポンプ４の回転シャフト２３を支持する軸受２１、２２に面して、かつ同様にポンプ部分４ａのインペラ２４の直接上流側及び下流側で、ターボポンプ４の中心軸Ｘの周りに分布させられている。
【００２３】
この実施形態において、ケーシング２０は、積層造形によって生産されてよく、こうして、ケーシング２０内に補給ダクトを統合することがより容易になり、ここで補給ダクトはケーシング２０の壁の中に埋込まれる。これらの補給ダクトは、特にターボポンプ４の中心軸Ｘの周りに分布させられた複数の霧化ノズル１１０に対して極低温流体を補給する目的では、環状であってよく、同様に、互い軸方向にオフセットされている霧化ノズル１１０の複数のリングに補給するため、軸方向すなわち中心軸Ｘに平行であってもよい。例えば、図示されている実施形態においては、軸方向補給ダクト１１１が、２つの軸受２１及び２２に面して位置する霧化ノズル１１０のリングに補給するための２つの環状補給ダクト１１２を共に連結している。霧化ノズル１１０の直径ｄは、霧化ノズル１１０を通って極低温流体の液滴を噴出させるために所望されるサイズに応じて最適化されてよい。一例として、この直径ｄは、２５０μｍ〜１ｍｍの範囲内にあってよい。図２は、ターボポンプ４及び対応する推進剤のための急冷装置１００の一部分のみを示しているが、他の推進剤のための急冷装置１０１も本質的に類似しており、同様にターボポンプ５のケーシング内に補給ダクト及び霧化ノズルを組込んでいる。
【００２４】
ターボポンプ４及び５内の霧化ノズル１１０は、急冷するとき冷却すべき特定のゾーンに直接面しているものの、霧化ノズル１１０を他の場所に組込むことを企図することも同様に可能である。したがって、図示された実施形態では、急冷装置１００、１０１の他の霧化ノズル１１０が、これらのターボポンプ４、５のポンプ部分４ａ、５ｂの補給ダクト５０、５１内で対応するターボポンプ４、５の上流側に位置している。補給ダクト５０は、図３でより詳細に示されている。この図から分かるように、この補給ダクト５０内の霧化ノズル１１０は、吸気ダクト５０の周りに形成された環状チャンバ１１５を介して補給回路１０２と連通状態にある。図示された実施形態において、これらの霧化ノズル１１０は、補給ダクト５０の内部に向かって下流側に勾配がつけられており、こうして、その噴霧を補給ダクト５０のこの下流側方向Ｚに誘導する。さらに、より大きい総流量の極低温流体を注入できるようにするため、図示されているように、吸気ダクト５０の中心軸に沿って互いにオフセットされた霧化ノズル１１０の複数の環状リングが配設されていてよい。図３は第１のターボポンプ４の吸気ダクト５０のみを示しているが、他の推進剤のための急冷装置１０１は、第２のターボポンプ５の補給ダクト５１の周りに本質的に類似の配設を有していてよい。
【００２５】
動作中、ターボポンプ４及び５の両方を急冷するため、それぞれの急冷装置１００、１０１は制御ユニット１０８によって活動化され、ポンプ１０４を活動化し、バルブ１０５を開放して、極低温推進剤がタンク１０、１１からそれぞれの回路１０２、１０３を通って霧化ノズル１１０まで流出させる。図４に示されているように、こうして霧化ノズル１１０を通って各ターボポンプ４、５のコアに注入される極低温流体は、蒸気と非常に小さい液滴２０１の２相ジェット２００を形成し、これが冷却すべきゾーンの表面２０２にぶつかってこれらの表面２０２上に薄い液体層２０３を形成する。沸騰によって、この薄い液体層２０３は、表面２０２から大量の熱を吸収する。液体層２０３に衝突するジェット２００の新しい液滴がさらに、核生成及び液体層２０３内の蒸気泡２０４の除去、そしてそれと共に、この液体層２０３の内部での対流も促して、表面２０２からさらに多くの熱を除去する。こうして、この急冷作業のために使用される極低温流体の本質的に完全な蒸発の結果として、表面２０２及び下にある材料の非常に効果的な冷却を得ることが可能である。ターボポンプから下流側で、ドレンバルブ１４及び１５は開放して、結果として発生した蒸気をドレンノズル１６、１７を通して排出する。センサ１１３によって測定されたパラメータから、既定の急冷基準が満たされたことを制御ユニット１０８が決定した時点で、ポンプ１０４は停止され得、バルブ１０５そしてドレンバルブ１４、１５も同様に閉鎖され得、こうしてその後補給バルブ８、９が開放され、タンク１０、１１内の内部圧力により当初駆動された推進剤はロケットエンジン１の推進チャンバ７内へと送出されることになる。その後、推進チャンバ７内で推進剤混合物に着火することにより、燃焼が発生し、この燃焼は、推進チャンバ７の壁に隣接する再生熱交換器６内で加熱された推進剤の膨張によって駆動されるターボポンプ４、５を用いて推進剤の補給を受け続ける。
【００２６】
例えば以下の文書に記載されているような、噴霧冷却に関して入手可能な知見に基づいて、急冷装置を設計し、その霧化ノズルを位置設定することができる。「噴射焼入れに対する金属部品の温度応答予測に対する普遍的アプローチ」、Ｉ．Ｕｒａｗａｒ及びＴ．Ｄｅｉｔｅｒｓ、Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ  Ｊｏｕｒｎａｌ  ｏｆ  Ｈｅａｔ  ａｎｄ  Ｍａｓｓ  Ｔｒａｎｓｆｅｒ、Ｖｏｌ．３７、Ｎｏ．３、ｐｐ．３４１〜３６２、１９９４、「アルミニウム合金押出し型材、複合材及び連続鋳造物の噴射焼入れのモデリングに対する体系的アプローチの検証」、Ｄ．Ｄ．Ｈａｌｌ、Ｌ．Ｍｕｄａｗａｒ、Ｒ．Ｅ．Ｍｏｒｇａｎ及びＳ．Ｌ．Ｅｈｌｅｒｓ、ＪＭＥＰＥＧ（１９９７）６：７７〜９２、「ミスト／スチーム衝突噴流中の熱伝達のモデリング」、Ｘ．Ｌｉ、Ｊ．Ｌ．Ｇａｄｄｉｓ、Ｔ．Ｗａｎｇ、Ｔｒａｎｓａｃｔｉｏｎｓ  ｏｆ  ｔｈｅ  ＡＳＭＥ１０８６、Ｖｏｌ．１２３、Ｄｅｃｅｍｂｅｒ  ２００１、「噴霧冷却液滴衝突モデル」、Ｐ．Ｊ．Ｋｒｅｉｔｚｅｒ及びＪ．Ｍ．Ｋｕｈｌｍａｎ、ＡＩＡＡ２０１０−４５００、１０ｔｈ  ＡＩＡＡ／ＡＳＭＥ  Ｊｏｉｎｔ  Ｔｈｅｒｍｏｐｈｙｓｉｃｓ  ａｎｄ  Ｈｅａｔ  Ｔｒａｎｓｆｅｒ  Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ、２８  Ｊｕｎｅ〜１  Ｊｕｌｙ  ２０１０、Ｃｈｉｃａｇｏ、Ｉｌｌｉｎｏｉｓ、ＵＳ、「中実合金シリンダの噴射焼入れをモデリングするための分析及び計算方法論」、Ｎ．Ｍａｓｃａｒｅｎｈａｓ、Ｉ．Ｍｕｄａｗａｒ、Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ  Ｊｏｕｒｎａｌ  ｏｆ  Ｈｅａｔ  ａｎｄ  Ｍａｓｓ  Ｔｒａｎｓｆｅｒ、５３（２０１０）  ｐｐ．５８７１〜５８８３、「高密度冷却用空気−ミストの流体力学の実験的及び計算による研究」、Ｊ．Ｉ．Ｍｉｎｃｈａｃａ  Ｍ．、Ａ．Ｈ．Ｃａｓｔｉｌｌｅｊｏｓ  Ｅ．及びＦ．Ａ．Ａｃｏｓｔａ  Ｇ．Ａｄｖａｎｃｅｄ  Ｆｌｕｉｄ  Ｄｙｎａｍｉｃｓ、「噴霧冷却」、Ｚ．Ｙａｎ、Ｒ．Ｚｈａｏ、Ｆ．Ｄｕａｎ、Ｔ．Ｎ．Ｗｏｎｇ、Ｋ．Ｃ．Ｔｏｈ、Ｋ．Ｆ．Ｃｈｏｏ、Ｐ．Ｋ．Ｃｈａｎ及びＹ．Ｓ．Ｃｈｕａ、「２相流、相変化及び数値モデリング」、２０１１、「陸上、海上、航空及び宇宙ベースの利用分野のための噴霧冷却、多重ノズル噴霧冷却のための流体管理システム及び高熱流束劇場設計」、Ｂ．Ｓ．Ｇｌａｓｓｍａｎ、Ｆｌｏｒｉｄａ  Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ  ｏｆ  Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ、２００１、「噴霧衝撃及び噴霧冷却に対する重力の効果」、Ｔ．Ｇａｍｂａｒｙａｎ−Ｒｏｉｓｍａｎ、Ｏ．Ｋｙｒｉｏｐｏｕｌｏｓ、Ｉ．Ｒｏｉｓｍａｎ、Ｐ．Ｓｔｅｐｈａｎ及びＣ．Ｔｒｏｐｅａ、Ｚ−Ｔｅｃ  Ｐｕｂｌｉｓｈｉｎｇ、Ｂｒｅｍｅｎ、Ｍｉｃｒｏｇｒａｖｉｔｙ  ｓｃｉ．ｔｅｃｈｎｏｌ．ＸＩＸ ３／４（２００７）、「地球引力下及びシミュレートした削減重力下での噴霧冷却」Ｃ．Ａ．Ｈｕｎｎｅｌｌ、Ｊ．Ｍ． Ｋｕｈｌｍａｎ及びＤ．Ｄ．Ｇｒａｙ、「微小重力噴霧冷却実験の設計」、Ｋ．Ｍ．Ｂａｙｓｉｎｇｅｒ、Ｋ．Ｌ．Ｙｅｒｋｅｓ、Ｔ．Ｅ．Ｍｉｃｈａｌａｋ、Ｒ．Ｊ．Ｈａｒｒｉｓ、Ｊ．ＭｃＱｕｉｌｌｅｎ、ＡＩＡＡ  Ｐａｐｅｒ  ２００４ ０９６６、４２ｔｈ  ＡＩＡＡ  Ａｅｒｏｓｐａｃｅ  Ｓｃｉｅｎｃｅｓ  Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ  ａｎｄ  Ｅｘｈｉｂｉｔ、５〜８  Ｊａｎｕａｒｙ  ２００４、Ｒｅｎｏ、Ｎｅｖａｄａ、ＵＳ、「数値シミュレーションを用いた噴霧冷却システム内での熱伝達の分析」Ｍ．Ｊａｆａｒｉ、Ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃ  Ｔｈｅｓｅｓ  ａｎｄ  Ｄｉｓｓｅｒｔａｔｉｏｎｓ、Ｐａｐｅｒ  ５０２８、２０１４、「噴霧冷却を用いた定常状態高熱流束除去の実験的研究」Ｊ．Ｂ．Ｆｉｌｌｉｕｓ、Ｎａｖａｌ  Ｐｏｓｔｇｒａｄｕａｔｅ  Ｓｃｈｏｏｌ、Ｄｅｃｅｍｂｅｒ  ２００４、Ｍｏｎｔｅｒｅｙ、Ｃａｌｉｆｏｒｎｉａ、ＵＳ、「噴霧冷却における液滴力学及び熱伝達の実験的調査」、Ｗ．Ｊｉａ及びＨ．Ｈ．Ｑｉｕ、Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ  Ｔｈｅｒｍａｌ  ａｎｄ  Ｆｌｕｉｄ  Ｓｃｉｅｎｃｅ、２７（２００３）８２９〜８３８、「フラッシング条件下での噴霧速度及び滴径測定」、Ｒ．Ｌｅｃｏｕｒｔ、Ｐ．Ｂａｒｒｉｃａｕ及びＪ．Ｓｔｅｅｌａｎｔ、Ａｔｏｍｉｚａｔｉｏｎ  ａｎｄ  Ｓｐｒａｙ  １９（２）：１０３〜１３３、２００９、「単分散噴霧の実験的及び理論的研究」、Ｊ．Ｅ．Ｋｉｒｗａｎ、Ｔ．Ａ．Ｌｅｅら、Ｊ．Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ、Ｖｏｌ．４、Ｎｏ．４、Ｊｕｌｙ−Ａｕｇｕｓｔ  １９８８、「ブローダウン及び極低温冷却における基礎的研究」、Ｌ．Ｃ．Ｃｈｏｗら、Ｒｅｐｏｒｔ  ＷＬ−ＴＲ ９３２１２８、Ａｅｒｏｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ  ａｎｄ  ｐｏｗｅｒ  ｄｉｒｅｃｔｏｒａｔｅ、Ｗｒｉｇｈｔ  Ｌａｂｏｒａｔｏｒｙ、１９９３。
【００２７】
本発明は、特定の実施形態を参照して説明されているものの、クレームにより定義されている本発明の一般的範囲から逸脱することなく、これらの例にさまざまな修正及び変更を加えることができるということは明白である。さらに、言及されたさまざまな実施形態の個別の特徴を、追加の実施形態の中で組み合わせることもできる。したがって、説明及び図面は限定的ではなく例示的な意味合いで考慮されなければならない。
【図１】
2019536931.tif 000003
【図２】
2019536931.tif 000004
【図３】
2019536931.tif 000005
【図４】
2019536931.tif 000006
【国際調査報告】
2019536931.tif 000007
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