【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本願発明は、有人宇宙往還機の排熱方法および排熱装置に関するものである。

【０００２】

【従来の技術】有人宇宙往還機は、既存の航空機と異なり、その飛行範囲が航空領域から宇宙領域にまたがるため、必然的に上昇時の空力加熱、大気圏再突入時の空力加熱の問題が生じてくる。

【０００３】その際、空力加熱により防熱材を通して搭乗員の居住空間へ大量の熱が流入してくるため、室内空気が急上昇して搭乗員の生命を脅かす状況に至るおそれがある。 また、搭載機器や往還機の補助動力装置の温度も急上昇し、作動困難な状況が発生するおそれがある。

【０００４】そのため、有人宇宙往還機においては、搭乗員の安全を確保し且つ正常な機器作動を維持するために空力加熱による侵入熱を機体外へ放出する排熱システムが必要となっている。

【０００５】ところで、有人宇宙往還機としては、ロケット式宇宙船、スペースシャトル、スペースプレーン等があり、それぞれ独特の排熱システムが採用されることとなっている。

【０００６】例えば、ロケット式宇宙船の場合、機体の再利用を考えていないため、機体表面の非常な高温部を、樹脂等の固体の蒸発を利用したアブレージョンで冷却する方式が採用されている。

【０００７】また、スペースシャトルの場合、切り離し式の燃料タンクと補助ロケット付きのロケットで構成されていて、地表への帰還時のみ飛行機として働くものであるため、空力加熱による侵入熱を機体に施した断熱構造の熱防御材(例えば、断熱タイル、マルチウォール等)
で減少させ、さらに内部に侵入した熱を搭載機器による内部発熱と併せて熱輸送装置で放熱器に輸送し、放熱器において液体の蒸発潜熱を用いて排熱する方式が採用されている。

【０００８】しかし、スペースプレーンは、大気圏内では空気吸込式エンジンにより加速し、大気圏外ではロケットエンジンにより推進する水平離着陸型の極超音速有人輸送機であり、上昇時、大気圏再突入時ともに飛行機として働くこととなっているため、上昇時における空力加熱量が非常に大きくなり、断熱構造のみの機体ではこの空力加熱を受けて機体表面温度が高くなりすぎ耐熱温度を超えてしまう場合がある。

【０００９】そこで、機体外壁面を冷却するために燃料として使用される水素を機体壁面に流通せしめる方法
(即ち、アクティブクーリング)を用いる場合があるが、
該アクティブクーリングの後でも百ＭＷクラスの侵入熱があり、搭乗員を守るための排熱システムが必要となる。

【００１０】つまり、スペースプレーン開発上の大きな設計ポイントが、上記のような空力加熱による制限表面温度と制限動圧および搭載燃料や機器重量の間のバランスにあるところから、この空力加熱対策としてさまざまな試行が実施されてきている。

【００１１】

【発明が解決しようとする課題】上記したように、スペースプレーンの上昇時の空力加熱による侵入熱量が極めて大きいため、アクティブクーリングを行う機体壁の内側の搭乗員室へ侵入する熱を除去する居住室用の排熱システムとして、従来からスペースシャトル等において用いられている熱媒体の蒸発潜熱を用いる方式を採用しようとすると、極めて多量の侵入熱を冷却するためにはそれに見合う極めて多量の熱媒体が必要となり、熱媒体重量および熱媒体容器の重量が大きくなる。 このことは、
搭載機器の総重量を低減することが要求される有人宇宙往還機においては問題となる。

【００１２】そこで、本発明者らは、単位重量当たりの排熱量が、蒸発潜熱より大きい化学吸熱反応を用いることによって、熱媒体重量を増大せしめることなく冷却効果を大幅に増大させ得ることに着目し、本願発明をするに至ったのである。

【００１３】本願発明は、上記のような課題を解消するためになされたものであり、化学吸熱反応を用いることによって、有人宇宙往還機における居住室への侵入熱を効果的に排熱し得るようにすることを目的とするものである。

【００１４】

【課題を解決するための手段】請求項１の発明では、上記課題を解決するための手段として、図面に示すように、有人宇宙往還機における熱源(空力加熱源)からの高温の熱媒体を冷却する化学反応熱交換器６に化学吸熱反応物質を供給し、前記化学反応熱交換器６を通過する際の化学吸熱反応により前記熱媒体を冷却するとともに、
反応により生成したガスを系外に放出するようにしている。

【００１５】請求項２の発明では、上記課題を解決するための手段として、図面に示すように、前記請求項１記載の有人宇宙往還機の排熱方法において、前記化学吸熱反応物質をアンモニアとし、前記化学吸熱反応を、 ＮＨ ₃ →０．５Ｎ ₂ ＋１．５Ｈ ₂となしている。

【００１６】請求項３の発明では、上記課題を解決するための手段として、図面に示すように、前記請求項１記載の有人宇宙往還機の排熱方法において、前記化学吸熱反応物質をメタノールとし、前記化学吸熱反応を、 ＣＨ ₃ ＯＨ→ＣＯ＋２Ｈ ₂となしている。

【００１７】請求項４の発明では、上記課題を解決するための手段として、図面に示すように、前記請求項１記載の有人宇宙往還機の排熱方法において、前記化学吸熱反応物質をメタノールと水とし、前記化学吸熱反応を、 ＣＨ ₃ ＯＨ＋Ｈ ₂ Ｏ→ＣＯ ₂ ＋３Ｈ ₂となしている。

【００１８】請求項５の発明では、上記課題を解決するための手段として、図面に示すように、化学吸熱反応物質を貯溜する貯溜タンク９(および９′)と、該貯溜タンク９(および９′)からの化学吸熱反応物質を蒸発気化させる気化手段１０(および１０′)と、該気化手段１０
(および１０′)からの化学吸熱反応物質による化学吸熱反応を起こさせるとともに熱源からの高温の熱媒体が供給される化学反応熱交換器６と、前記化学吸熱反応により生成されたガスを系外へ放出する放出手段１１とによって有人宇宙往還機の排熱装置を構成している。

【００１９】請求項６の発明では、上記課題を解決するための手段として、図面に示すように、前記請求項５記載の有人宇宙往還機の排熱装置において、前記化学吸熱反応物質をアンモニアとし、前記化学吸熱反応を、 ＮＨ ₃ →０．５Ｎ ₂ ＋１．５Ｈ ₂となしている。

【００２０】請求項７の発明では、上記課題を解決するための手段として、図面に示すように、前記請求項５記載の有人宇宙往還機の排熱装置において、前記化学吸熱反応物質をメタノールとし、前記化学吸熱反応を、 ＣＨ ₃ ＯＨ→ＣＯ＋２Ｈ ₂となしている。

【００２１】請求項８の発明では、上記課題を解決するための手段として、図面に示すように、前記請求項５記載の有人宇宙往還機の排熱装置において、前記化学吸熱反応物質をメタノールと水とし、前記化学吸熱反応を、 ＣＨ ₃ ＯＨ＋Ｈ ₂ Ｏ→ＣＯ ₂ ＋３Ｈ ₂となしている。

【００２２】請求項９の発明では、上記課題を解決するための手段として、図面に示すように、前記請求項５、
６、７あるいは８記載の有人宇宙往還機の排熱装置において、機体外壁４に最も近い側に燃料用水素が流通する高温冷却用通路５を設けるとともに、該高温冷却用通路５の内側に前記化学反応熱交換器６に供給される熱媒体が流通する中間温冷却用通路７を設けている。

【００２３】請求項１０の発明では、上記課題を解決するための手段として、図面に示すように、前記請求項９
記載の有人宇宙往還機の排熱装置において、前記中間温冷却用通路７の内側に前記気化手段１０(および１０′)
に供給される熱媒体が流通する常温冷却用通路１２を設けている。

【００２４】請求項１１の発明では、上記課題を解決するための手段として、図面に示すように、前記請求項５、６、７、８、９あるいは１０記載の有人宇宙往還機の排熱装置において、前記気化手段１０と化学反応熱交換器６との間に予熱用熱交換器１４を付設している。

【００２５】請求項１２の発明では、上記課題を解決するための手段として、図面に示すように、前記請求項１
１記載の有人宇宙往還機の排熱装置において、前記予熱用熱交換器１４を、機体３内において発生する熱負荷を冷却する冷却サイクルＥにおける凝縮器により構成している。

【００２６】請求項１３の発明では、上記課題を解決するための手段として、図面に示すように、前記請求項５、６、７、８、９、１０、１１あるいは１２記載の有人宇宙往還機の排熱装置において、前記化学反応熱交換器６を、未反応ガスが供給される入口２１側から生成ガスの出口２２側に向って流路断面積が増大する管胴１８
と、該管胴１８内に多数配設された熱媒体流通用の伝熱管１９,１９・・と、前記管胴１８内におけるガス流路に配設された触媒蒸着発泡金属２０とよって構成している。

【００２７】

【作用】請求項１あるいは５の発明では、上記手段によって次のような作用が得られる。

【００２８】即ち、化学反応熱交換器６に供給された化学吸熱反応物質の化学吸熱反応によって、熱源から化学反応熱交換器６へ供給される高温の熱媒体が冷却されることとなる。

【００２９】請求項２あるいは６の発明では、上記手段によって次のような作用が得られる。

【００３０】即ち、化学反応熱交換器６に供給されたアンモニアが分解される化学吸熱反応によって、熱源から化学反応熱交換器６へ供給される高温の熱媒体が冷却されることとなる。

【００３１】請求項３あるいは７の発明では、上記手段によって次のような作用が得られる。

【００３２】即ち、化学反応熱交換器６に供給されたメタノールが分解される化学吸熱反応によって、熱源から化学反応熱交換器６へ供給される高温の熱媒体が冷却されることとなる。

【００３３】請求項４あるいは８の発明では、上記手段によって次のような作用が得られる。

【００３４】即ち、化学反応熱交換器６に供給されたメタノールと水とが改質される化学吸熱反応によって、熱源から化学反応熱交換器６へ供給される高温の熱媒体が冷却されることとなる。

【００３５】請求項９の発明では、上記手段によって次のような作用が得られる。

【００３６】即ち、機体外壁４において空力加熱により発生する熱が燃料用水素によって冷却され、その後内部に侵入する熱は、化学反応熱交換器６において化学吸熱反応により冷却された後中間温冷却用通路７を流通する熱媒体によって冷却されることとなる。

【００３７】請求項１０の発明では、上記手段によって次のような作用が得られる。

【００３８】即ち、機体外壁４において空力加熱により発生する熱が燃料用水素によって冷却され、その後内部に侵入する熱は、化学反応熱交換器６において化学吸熱反応により冷却された後中間温冷却用通路７を流通する熱媒体によって冷却され、さらに内部に侵入する熱は、
気化手段１０(および１０′)において蒸発潜熱により冷却された後常温冷却用通路１２を流通する熱媒体によって冷却されることとなる。

【００３９】請求項１１の発明では、上記手段によって次のような作用が得られる。

【００４０】即ち、気化手段１０により気化された化学吸熱反応物質が予熱用熱交換器１４で反応し易い温度に予熱されることとなる。

【００４１】請求項１２の発明では、上記手段によって次のような作用が得られる。

【００４２】即ち、予熱用熱交換器１４の熱源として機体３内において発生する熱負荷が利用されることとなる。

【００４３】請求項１３の発明では、上記手段によって次のような作用が得られる。

【００４４】即ち、管胴１８内に供給された未反応ガスが管胴１８内において触媒蒸着発泡金属２０の触媒作用により化学吸熱反応を起こし、生成ガスは流路断面積が相対的に大きくなっている出口２２側から円滑に排出されることとなる。

【００４５】

【発明の効果】請求項１あるいは５の発明によれば、化学反応熱交換器６に供給された化学吸熱反応物質の化学吸熱反応によって、熱源から化学反応熱交換器６へ供給される高温の熱媒体を冷却するようにしているので、従来の蒸発潜熱による冷却のみに比べて大きな冷却作用が得られることとなり、有人宇宙往還機用の排熱システムとして極めて有効であるという優れた効果がある。

【００４６】請求項２あるいは６の発明によれば、化学反応熱交換器６に供給されたアンモニアが分解される化学吸熱反応によって、熱源から化学反応熱交換器６へ供給される高温の熱媒体を冷却するようにしているので、
従来の蒸発潜熱による冷却のみに比べて大きな冷却作用が得られることとなり、有人宇宙往還機用の排熱システムとして極めて有効であるという優れた効果がある。

【００４７】請求項３あるいは７の発明によれば、化学反応熱交換器６に供給されたメタノールが分解される化学吸熱反応によって、熱源から化学反応熱交換器６へ供給される高温の熱媒体を冷却するようにしているので、
従来の蒸発潜熱による冷却のみに比べて大きな冷却作用が得られることとなり、有人宇宙往還機用の排熱システムとして極めて有効であるという優れた効果がある。

【００４８】請求項４あるいは８の発明によれば、化学反応熱交換器６に供給されたメタノールと水とが改質される化学吸熱反応によって、熱源から化学反応熱交換器６へ供給される高温の熱媒体を冷却するようにしているので、従来の蒸発潜熱による冷却のみに比べて大きな冷却作用が得られることとなり、有人宇宙往還機用の排熱システムとして極めて有効であるという優れた効果がある。

【００４９】請求項９の発明によれば、請求項５、６、
７あるいは８記載の有人宇宙往還機の排熱装置において、機体外壁４に最も近い側に燃料用水素が流通する高温冷却用通路５を設けるとともに、該高温冷却用通路５
の内側に化学反応熱交換器６に供給される熱媒体が流通する中間温冷却用通路７を設けて、機体外壁４において空力加熱により発生する熱を燃料用水素によって冷却し、その後内部に侵入する熱を、化学反応熱交換器６において化学吸熱反応により冷却された後中間温冷却用通路７を流通する熱媒体によって冷却するようにしているので、機体外壁４が耐熱温度以上になるのが防止されるとともに、搭乗員の居住空間Ｓへ侵入する熱は、従来の蒸発潜熱による冷却のみに比べて大きな冷却作用によって冷却されることとなり、有人宇宙往還機用の排熱システムとして極めて有効であるという優れた効果がある。

【００５０】請求項１０の発明によれば、請求項９記載の有人宇宙往還機の排熱装置において、中間温冷却用通路７の内側に気化手段１０(および１０′)に供給される熱媒体が流通する常温冷却用通路１２を設けて、機体外壁４において空力加熱により発生する熱を燃料用水素によって冷却し、その後内部に侵入する熱を、化学反応熱交換器６において化学吸熱反応により冷却された後中間温冷却用通路７を流通する熱媒体によって冷却し、さらに内部に侵入する熱を、気化手段１０(および１０′)において蒸発潜熱により冷却された後常温冷却用通路１２
を流通する熱媒体によって冷却するようにしているので、搭乗員の居住空間Ｓへ侵入する熱がさらに大幅に抑制されることとなり、有人宇宙往還機用の排熱システムとして極めて有効であるという優れた効果がある。

【００５１】請求項１１の発明によれば、請求項５、
６、７、８、９あるいは１０記載の有人宇宙往還機の排熱装置において、気化手段１０と化学反応熱交換器６との間に予熱用熱交換器１４を付設して、気化手段１０により気化された化学吸熱反応物質を予熱用熱交換器１４
で反応し易い温度に予熱するようにしたので、化学反応熱交換器６における化学吸熱反応が促進されるという優れた効果がある。

【００５２】請求項１２の発明によれば、請求項１１記載の有人宇宙往還機の排熱装置において、予熱用熱交換器１４を、機体３内において発生する熱負荷を冷却する冷却サイクルＥにおける凝縮器により構成して、予熱用熱交換器１４の熱源として機体３内において発生する熱負荷を利用するようにしたので、機体３内に生ずる熱負荷の除去を図りつつ、化学反応熱交換器６における化学吸熱反応の促進を図り得るという優れた効果がある。

【００５３】請求項１３の発明によれば、請求項５、
６、７、８、９、１０、１１あるいは１２記載の有人宇宙往還機の排熱装置において、化学反応熱交換器６を、
未反応ガスが供給される入口２１側から生成ガスの出口２２側に向って流路断面積が増大する管胴１８と、該管胴１８内に多数配設された熱媒体流通用の伝熱管１９,
１９・・と、前記管胴１８内におけるガス流路に配設された触媒蒸着発泡金属２０とよって構成して、管胴１８
内に供給された未反応ガスを管胴１８内において触媒蒸着発泡金属２０の触媒作用により化学吸熱反応せしめ、
生成ガスを流路断面積が相対的に大きくなっている出口２２側から円滑に排出し得るようにしたので、化学吸熱反応を生起せしめる化学反応熱交換器６として極めて有効であるという優れた効果がある。

【００５４】

【実施例】以下、添付の図面を参照して本願発明の幾つかの好適な実施例を説明する。

【００５５】実施例１ 図１および図２には、本願発明の実施例１にかかる有人宇宙往還機の排熱方法および排熱装置が示されている。
本実施例は、請求項１、２、５、６、９、１０、１１、
１２および１３の発明に対応するものである。

【００５６】本実施例の排熱装置は、燃料用の水素が貯溜される水素貯溜タンク１と該水素貯溜タンク１内の液体水素をスクラムエンジン２に供給すべく機体３において外壁４に最も近い部分に形成された高温冷却用通路５
とからなるアクティブクーリングシステムＡと、後述する化学吸熱反応による冷却作用を行う化学反応熱交換器６と該化学反応熱交換器６へ供給される熱媒体(本実施例の場合、オイル)を流通すべく前記高温冷却用通路５
の内側に形成された中間温冷却用通路７と熱媒体循環用のポンプ８とからなる中間温冷却システムＢと、化学吸熱反応物質である液体アンモニアを貯溜する貯溜タンク９と該貯溜タンク９からの液体アンモニアを気化させる気化手段として作用する蒸発器１０と該蒸発器１０において気化されたアンモニアガスが供給されて化学吸熱反応を生ずる前記化学反応熱交換器６と該化学反応熱交換器６において生成される生成ガス(本実施例の場合、窒素ガスおよび水素ガス)を系外へ放出する放出手段１１
とからなる化学吸熱反応システムＣと、前記蒸発器１０
と該蒸発器１０においてアンモニア気化用の熱源として使用される熱媒体(本実施例の場合、フレオン)を流通すべく前記中間温冷却用通路７の内側に形成された常温冷却用通路１２と熱媒体循環用のポンプ１３とからなる常温冷却システムＤとを備えている。

【００５７】前記アクティブクーリングシステムＡにおいては、水素貯溜タンク１からの液体水素が高温冷却用通路５を流通する過程において機体３の外壁４に生ずる熱が冷却され、機体表面が耐熱温度以上になるのを防止するとともに、搭乗員の居住空間Ｓ側への侵入熱の低減をも図っている。 なお、冷却用に供された後の水素は、
スクラムエンジン２に供給されて燃料として使用される。

【００５８】前記化学吸熱反応システムＣにおける蒸発器１０と化学反応熱交換器６との間には、機体内において発生する熱負荷(例えば、油圧駆動系機器、潤滑系機器、生命維持・環境制御装置、アビオニクス機器などからの発熱)を冷却するための冷却サイクルＥにおける凝縮器が余熱用熱交換器１４として付設されている。 該余熱用熱交換器１４は、蒸発器１０において気化されたアンモニアを反応し易い温度まで予熱する作用をなす。

【００５９】該冷却サイクルＥは、圧縮機１５、凝縮器
(換言すれば、余熱用熱交換器)１４、膨張機構１６および蒸発器(換言すれば、クーラ)１７を順次接続してなる冷凍サイクルとされている。

【００６０】前記化学反応熱交換器６においては、貯溜タンク９から蒸発器１０および余熱用熱交換器１４を経て供給されたアンモニアが分解される化学吸熱反応が次式により起こる。

【００６１】ＮＨ ₃ (g)→０．５Ｎ ₂ (g)＋１．５Ｈ ₂ (g) この化学吸熱反応および前記蒸発気化で得られる吸熱量は、４．２８(kＪ／g)であり、水の蒸発潜熱２．２６(k
Ｊ／g)の約１．９倍となっている。

【００６２】従って、中間温冷却用通路７において熱源
(機体外壁の空力加熱)により高温に加熱された熱媒体は、化学反応熱交換器６を通過する間に冷却されることとなる。

【００６３】つまり、本実施例の排熱方法においては、
熱源からの高温の熱媒体を冷却する化学反応熱交換器６
にアンモニアを供給し、前記化学反応熱交換器６を通過する際に次式で示す化学吸熱反応を行わせて、 ＮＨ ₃ (g)→０．５Ｎ ₂ (g)＋１．５Ｈ ₂ (g) 反応により生成したガスを系外に放出することにより前記化学反応熱交換器６の温度を一定以下に保つようにしているのである。

【００６４】さらに、本実施例の化学反応熱交換器６
は、図２に示すように、未反応ガスが供給される入口２
１側から生成ガスの出口２２側に向って流路断面積が増大する管胴１８と、該管胴１８内に多数配設された熱媒体流通用の伝熱管１９,１９・・と、前記管胴１８内におけるガス流路に配設された触媒蒸着発泡金属２０とよって構成されている。 符号２３は熱媒体の入口、２４は熱媒体の出口である。

【００６５】上記のように構成したことにより、管胴１
８内に供給された未反応ガスを管胴１８内において触媒蒸着発泡金属２０の触媒作用により化学吸熱反応せしめ、生成ガスが流路断面積が相対的に大きくなっている出口２２側から円滑に排出せしめられることとなる。 つまり、分解反応によりガス流量が増大することに対処できるのである。

【００６６】前記常温冷却システムＤにおいては、前記中間温冷却用通路７を経てさらに内部へ侵入する熱を、
蒸発器１０においてアンモニア気化用の熱源として供することにより冷却し、居住空間Ｓの温度を搭乗員の安全確保できる温度にすることとなっている。

【００６７】つまり、本実施例においては、熱媒体である液体アンモニアの相変化による蒸発潜熱のほかに吸熱反応熱を利用することにより、熱媒体の単位重量当たりの吸熱量を大きくすることができ、従って一定の熱負荷に対し、従来の化学吸熱反応を利用しないシステムに比べて、熱媒体の重量を小さくすることができるのである。 このことから、本実施例の排熱方法および排熱装置は、例えば、航空機、ロケット、スペースシャトル、スペースプレーン等の空力加熱による発熱を除熱する際の高効率な排熱システムとして極めて望ましいものとなっているのである。

【００６８】実施例２ 図３には、本願発明の実施例２にかかる有人宇宙往還機の排熱装置が示されている。 本実施例は、請求項１、
３、５、７、９、１０、１１、１２および１３の発明に対応するものである。

【００６９】本実施例の場合、化学反応熱交換器６に供給される化学吸熱反応物質としてメタノールが使用されており、化学反応熱交換器６を通過する際に次式で示す化学吸熱反応を行わせて、 ＣＨ ₃ ＯＨ(g)→ＣＯ(g)＋２Ｈ ₂ (g) 反応により生成したガスを系外に放出することにより、
化学反応熱交換器６の温度を一定に保つようにしている。

【００７０】また、本実施例においては、常温冷却システムＤにおいて化学吸熱反応システムＣにおける気化手段(換言すれば蒸発器)１０の上流側に、機体内において発生する熱負荷(例えば、油圧駆動系機器、潤滑系機器、生命維持・環境制御装置、アビオニクス機器などからの発熱)を冷却するための冷却サイクルＦにおける凝縮器２５が付設されている。 該凝縮器２５は、蒸発器１
０において気化されるメタノールの沸点が比較的高いところから、常温冷却用通路１２からの熱媒体を加熱することによりメタノールの気化を良好ならしめる作用をなす。

【００７１】該冷却サイクルＦは、圧縮機２６、凝縮器２５、膨張機構２７および蒸発器(換言すれば、クーラ)
２８を順次接続してなる冷凍サイクルとされている。

【００７２】本実施例における化学吸熱反応および蒸発気化で得られる吸熱量は、４．１１(kＪ／g)であり、水の蒸発潜熱２．２６(kＪ／g)の約１．８倍となっている。

【００７３】その他の構成および作用効果は実施例１と同様なので重複を避けて説明を省略する。

【００７４】実施例３ 図４には、本願発明の実施例３にかかる有人宇宙往還機の排熱装置が示されている。 本実施例は、請求項１、
４、５、８、９、１０、１１、１２および１３の発明に対応するものである。

【００７５】本実施例の場合、化学反応熱交換器６に供給される化学吸熱反応物質としてメタノールおよび水が使用されており、化学反応熱交換器６を通過する際に次式で示す化学吸熱反応を行わせて、 ＣＨ ₃ ＯＨ(g)＋Ｈ ₂ Ｏ(g)→ＣＯ ₂ (g)＋３Ｈ ₂ (g) 反応により生成したガスを系外に放出することにより、
化学反応熱交換器６の温度を一定に保つようにしている。

【００７６】また、本実施例においては、化学吸熱反応システムＣには、メタノール貯溜用の貯溜タンク９および蒸発器１０と並列に水貯溜用の貯溜タンク９′および蒸発器１０′が付設されている。

【００７７】また、常温冷却システムＤを循環する熱媒体は、蒸発器１０′および蒸発器１０を通ることとなっている。

【００７８】本実施例における化学吸熱反応および蒸発気化で得られる吸熱量は、２．６５(kＪ／g)であり、水の蒸発潜熱２．２６(kＪ／g)の約１．２倍となっている。

【００７９】その他の構成および作用効果は実施例１と同様なので重複を避けて説明を省略する。

【００８０】本願発明は、上記各実施例の構成に限定されるものではなく、発明の要旨を逸脱しない範囲において適宜設計変更可能なことは勿論である。

【図面の簡単な説明】

【図１】本願発明の実施例１にかかる有人宇宙往還機の排熱方法および排熱装置の概略を示すシステム構成図である。

【図２】本願発明の実施例１にかかる有人宇宙往還機の排熱方法および排熱装置に使用されている化学反応熱交換器の断面図である。

【図３】本願発明の実施例２にかかる有人宇宙往還機の排熱方法および排熱装置の概略を示すシステム構成図である。

【図４】本願発明の実施例３にかかる有人宇宙往還機の排熱方法および排熱装置の概略を示すシステム構成図である。

【符号の説明】

１は水素貯溜タンク、２はスクラムエンジン、３は機体、４は外壁、５は高温冷却用通路、６は化学反応熱交換器、７は中間温冷却用通路、９,９′は貯溜タンク、
１０,１０′は気化手段(蒸発器)、１１は放出手段、１
２は常温冷却用通路、１４は予熱用熱交換器(凝縮器)、
１８は管胴、１９は伝熱管、２０は触媒蒸着発泡金属、
２１は入口、２２は出口、Ａはアクティブクーリングシステム、Ｂは中間温冷却システム、Ｃは化学吸熱反応システム、Ｄは常温冷却システム、Ｅ,Ｆは冷却サイクル、Ｓは居住空間。