超伝導回転機の熱サイフォン冷却システムに関する研究

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本研究は次世代電気推進航空機の超伝導回転機の開発に先立ち、高速回転及び傾斜環境下での熱サイフォン冷却システムの熱輸送特性である熱輸送能力及び熱抵抗を得ることを目的とする。熱サイフォン冷却システムは冷媒の蒸発と凝縮を利用して熱輸送を行うため、システム内部は気相と液相の冷媒が混在する。また、 超伝導回転機内部に回転軸を通して冷媒を導く必要があり、冷媒移送管は垂直管と水平管で構成されL字型となる。従って、次世代電気推進航空機の離着陸のような傾斜環境下では冷媒移送管内部に冷媒が滞留し、熱輸送能力の低下が懸念される。また、次世代電気推進航空機の高速回転で冷却保持できることが重要となる。昨年度に、ネオン冷媒を用いて30 Kでの1000rpmの回転でも安定的に冷却できたことを踏まえて、今年度は窒素冷媒を用いた熱サイフォン冷却システムの回転環境下での熱輸送能力及び回転による熱抵抗の変化について研究した。昨年度熱サイフォン冷却システムを窒素冷媒用に作り替え、研究を行った。冷媒の変更に伴う熱サイフォンの動作温度上昇により、冷却システム全体での冷却能力は80 Wから170 Wと大幅に向上した。冷却能力が向上した一方、試験により得られた熱サイフォン冷却システムの熱輸送能力はネオン冷媒を用いた場合と大差ない90 W程度でドライアウトを起こすことを確認した。このことから、配管径が熱輸送能力について及ぼす影響が明らかにした。回転試験においては、窒素冷媒を用いた場合においても回転する熱サイフォン冷却システムの蒸発器部分の温度を安定的に維持できることを確認した。また、回転中の熱サイフォン冷却システムにおける熱抵抗及び熱輸送能力を得ることも成功した。