JP2000335500A - 断熱構造 - Google Patents
断熱構造Info
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 宇宙航行体の打ち上げ時等における厳しい振
動環境に耐え得るとともに、宇宙空間等においてラジエ
イタパネルが冷却された場合等でも、基体としての構体
パネル等が破損することのない断熱構造を提供する。 【解決手段】 基体１と、基体１の外側に配置され、長
穴２ａを有するラジエイタパネル２と、基体１とラジエ
イタパネル２との間に介装されるスペーサ３と、スペー
サ３の近傍において基体１に立設され、ラジエイタパネ
ル２の長穴２ａに挿入され、スペーサ３の線膨張係数と
異なる線膨張係数を有する棒状締結手段５とで構成され
る断熱構造。棒状締結手段５は、基体１に形成された雌
ねじ部１ａに螺合する雄ねじ部５ａを有するボルト５と
することができる。
動環境に耐え得るとともに、宇宙空間等においてラジエ
イタパネルが冷却された場合等でも、基体としての構体
パネル等が破損することのない断熱構造を提供する。 【解決手段】 基体１と、基体１の外側に配置され、長
穴２ａを有するラジエイタパネル２と、基体１とラジエ
イタパネル２との間に介装されるスペーサ３と、スペー
サ３の近傍において基体１に立設され、ラジエイタパネ
ル２の長穴２ａに挿入され、スペーサ３の線膨張係数と
異なる線膨張係数を有する棒状締結手段５とで構成され
る断熱構造。棒状締結手段５は、基体１に形成された雌
ねじ部１ａに螺合する雄ねじ部５ａを有するボルト５と
することができる。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、断熱構造に関し、
特に、宇宙航行体等に使用される断熱構造に関する。
特に、宇宙航行体等に使用される断熱構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来、宇宙航行体用の断熱機構として、
例えば、特開平４−１９３００号公報に記載の機構等が
提案されている。
例えば、特開平４−１９３００号公報に記載の機構等が
提案されている。
【０００３】この公報に記載されている断熱機構は、図
４及び図５に示すように、宇宙航行体の構体パネル１
と、この構体パネル１の外側に配置されたラジエイタパ
ネル２との間に断熱カラー３を装着し、構体パネル１と
ラジエイタパネル２を断熱している。ここで、宇宙航行
体は打ち上げ時において厳しい振動環境に曝されるた
め、ラジエイタパネル２は構体パネル１に強固に結合さ
れている。
４及び図５に示すように、宇宙航行体の構体パネル１
と、この構体パネル１の外側に配置されたラジエイタパ
ネル２との間に断熱カラー３を装着し、構体パネル１と
ラジエイタパネル２を断熱している。ここで、宇宙航行
体は打ち上げ時において厳しい振動環境に曝されるた
め、ラジエイタパネル２は構体パネル１に強固に結合さ
れている。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】しかし、上記従来の断
熱機構においては、宇宙空間において放射冷却によりラ
ジエイタパネル２が低温になって収縮するが、構体パネ
ル１は断熱されているため温度は下がらず収縮しないた
め、図６に示すように構体パネル１に矢印Ｘ方向の圧縮
荷重が働き、構体パネル１が破損するおそれがある。
熱機構においては、宇宙空間において放射冷却によりラ
ジエイタパネル２が低温になって収縮するが、構体パネ
ル１は断熱されているため温度は下がらず収縮しないた
め、図６に示すように構体パネル１に矢印Ｘ方向の圧縮
荷重が働き、構体パネル１が破損するおそれがある。
【０００５】そこで、本発明は上記従来の断熱構造にお
ける問題点に鑑みてなされたものであって、宇宙航行体
の打ち上げ時等における厳しい振動環境に耐え得るとと
もに、宇宙空間等においてラジエイタパネルが冷却され
た場合等でも、基体としての構体パネル等が破損するこ
とのない断熱構造を提供することを目的とする。
ける問題点に鑑みてなされたものであって、宇宙航行体
の打ち上げ時等における厳しい振動環境に耐え得るとと
もに、宇宙空間等においてラジエイタパネルが冷却され
た場合等でも、基体としての構体パネル等が破損するこ
とのない断熱構造を提供することを目的とする。
【０００６】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するた
め、請求項１記載の発明は、基体と、該基体の外側に配
置され、長穴を有するラジエイタパネルと、前記基体と
前記ラジエイタパネルとの間に介装されるスペーサと、
前記スペーサの近傍において前記基体に立設され、前記
ラジエイタパネルの前記長穴に挿入され、前記スペーサ
の線膨張係数と異なる線膨張係数を有する棒状締結手段
とで構成されることを特徴とする。
め、請求項１記載の発明は、基体と、該基体の外側に配
置され、長穴を有するラジエイタパネルと、前記基体と
前記ラジエイタパネルとの間に介装されるスペーサと、
前記スペーサの近傍において前記基体に立設され、前記
ラジエイタパネルの前記長穴に挿入され、前記スペーサ
の線膨張係数と異なる線膨張係数を有する棒状締結手段
とで構成されることを特徴とする。
【０００７】請求項２記載の発明は、前記棒状締結手段
は、前記基体に形成された雌ねじ部に螺合する雄ねじ部
を有するボルトであることを特徴とする。
は、前記基体に形成された雌ねじ部に螺合する雄ねじ部
を有するボルトであることを特徴とする。
【０００８】請求項３記載の発明は、前記基体は宇宙航
行体の構体パネルであって、前記棒状締結手段の線膨張
係数が前記スペーサの線膨張係数よりも小さいことを特
徴とする。
行体の構体パネルであって、前記棒状締結手段の線膨張
係数が前記スペーサの線膨張係数よりも小さいことを特
徴とする。
【０００９】そして、請求項１記載の発明によれば、通
常の状態では、基体とラジエイタパネルは棒状締結手段
によって強固に結合され、スペーサよりも線膨張係数の
小さい棒状締結手段を使用した場合には、ラジエイタパ
ネルが冷却されると、ラジエイタパネルが収縮するとと
もに、スペーサが棒状締結手段よりも大きく収縮して、
棒状締結手段の締め付け力が失われ、ラジエイタパネル
が基体に対して摺動するため、基体に圧縮加重が加わら
ず、基体の破損を防止することができる。
常の状態では、基体とラジエイタパネルは棒状締結手段
によって強固に結合され、スペーサよりも線膨張係数の
小さい棒状締結手段を使用した場合には、ラジエイタパ
ネルが冷却されると、ラジエイタパネルが収縮するとと
もに、スペーサが棒状締結手段よりも大きく収縮して、
棒状締結手段の締め付け力が失われ、ラジエイタパネル
が基体に対して摺動するため、基体に圧縮加重が加わら
ず、基体の破損を防止することができる。
【００１０】一方、スペーサよりも線膨張係数の大きい
棒状締結手段を使用した場合には、ラジエイタパネルが
高温下に曝されると、ラジエイタパネルが膨張するとと
もに、棒状締結手段がスペーサよりも大きく膨張して、
棒状締結手段の締め付け力が失われ、ラジエイタパネル
が基体に対して摺動するため、基体に引張加重が加わら
ず、基体の破損を防止することができる。
棒状締結手段を使用した場合には、ラジエイタパネルが
高温下に曝されると、ラジエイタパネルが膨張するとと
もに、棒状締結手段がスペーサよりも大きく膨張して、
棒状締結手段の締め付け力が失われ、ラジエイタパネル
が基体に対して摺動するため、基体に引張加重が加わら
ず、基体の破損を防止することができる。
【００１１】また、請求項２記載の発明によれば、本発
明にかかる断熱構造の一つの好ましい形態として、前記
棒状締結手段を、前記基体の形成された雌ねじ部に螺合
する雄ねじ部を有するボルトによって構成することがで
き、簡易な構成により、安価な断熱構造を提供すること
ができる。
明にかかる断熱構造の一つの好ましい形態として、前記
棒状締結手段を、前記基体の形成された雌ねじ部に螺合
する雄ねじ部を有するボルトによって構成することがで
き、簡易な構成により、安価な断熱構造を提供すること
ができる。
【００１２】請求項３記載の発明によれば、打ち上げ時
は厳しい振動環境に耐えるため、ラジエイタパネルを構
体パネルに強固に結合し、宇宙空間ではラジエイタパネ
ルが低温になった時に、ラジエイタパネルが収縮しても
構体パネルに圧縮加重が加わらず、構体パネルの破損を
防止することができる。
は厳しい振動環境に耐えるため、ラジエイタパネルを構
体パネルに強固に結合し、宇宙空間ではラジエイタパネ
ルが低温になった時に、ラジエイタパネルが収縮しても
構体パネルに圧縮加重が加わらず、構体パネルの破損を
防止することができる。
【００１３】
【発明の実施の形態】次に、本発明にかかる断熱構造の
実施の形態の具体例を図面を参照しながら説明する。
尚、本実施例においても、本発明にかかる断熱構造を宇
宙航行体に適用した場合について説明する。
実施の形態の具体例を図面を参照しながら説明する。
尚、本実施例においても、本発明にかかる断熱構造を宇
宙航行体に適用した場合について説明する。
【００１４】図１及び図２は、本発明にかかる断熱構造
の宇宙航行体の打ち上げ前の状態を示す断面図であっ
て、この断熱構造１０は、基体としての構体パネル１
と、長穴２ａを有するラジエイタパネル２と、スペーサ
としての断熱カラー３と、断熱ワッシャ４と、棒状締結
手段としてのボルト５とで構成される。
の宇宙航行体の打ち上げ前の状態を示す断面図であっ
て、この断熱構造１０は、基体としての構体パネル１
と、長穴２ａを有するラジエイタパネル２と、スペーサ
としての断熱カラー３と、断熱ワッシャ４と、棒状締結
手段としてのボルト５とで構成される。
【００１５】ラジエイタパネル２は、宇宙航行体の打ち
上げ時における厳しい振動環境に耐えるため、構体パネ
ル１に強固に結合する必要がある。そこで、構体パネル
１に断熱カラー３を載置した後、断熱カラー３の上に長
穴２ａを位置合わせし、さらにラジエイタパネル２上に
断熱ワッシャ４を載置し、最後にボルト５の雄ねじ部５
ａと構体パネル１の雌ねじ部１ａを螺合する。
上げ時における厳しい振動環境に耐えるため、構体パネ
ル１に強固に結合する必要がある。そこで、構体パネル
１に断熱カラー３を載置した後、断熱カラー３の上に長
穴２ａを位置合わせし、さらにラジエイタパネル２上に
断熱ワッシャ４を載置し、最後にボルト５の雄ねじ部５
ａと構体パネル１の雌ねじ部１ａを螺合する。
【００１６】ここで、ボルト５の線膨張係数は断熱カラ
ー３の線膨張係数よりも小さく設定され、例えば、断熱
カラー３の材質をＧＦＲＰとした場合には、ボルト５に
はＧＦＲＰより線膨張係数が小さなチタン合金等を選定
する。尚、ボルト５の線膨張係数を断熱カラー３よりも
小さく設定するのであれば、断熱カラー３及びボルト５
を高分子材料または金属材料で形成することも可能であ
る。
ー３の線膨張係数よりも小さく設定され、例えば、断熱
カラー３の材質をＧＦＲＰとした場合には、ボルト５に
はＧＦＲＰより線膨張係数が小さなチタン合金等を選定
する。尚、ボルト５の線膨張係数を断熱カラー３よりも
小さく設定するのであれば、断熱カラー３及びボルト５
を高分子材料または金属材料で形成することも可能であ
る。
【００１７】また、ラジエイタパネル２の収縮量よりも
ラジエイタパネル２の長穴２ａの長手方向の寸法を大き
く設定する。例えば、ラジエイタパネル２の収縮量Ｓが
５ｍｍの場合には、ラジエイタパネル２の長穴２ａの長
さは５ｍｍ以上必要となる。
ラジエイタパネル２の長穴２ａの長手方向の寸法を大き
く設定する。例えば、ラジエイタパネル２の収縮量Ｓが
５ｍｍの場合には、ラジエイタパネル２の長穴２ａの長
さは５ｍｍ以上必要となる。
【００１８】次に、上記構成を有する断熱構造１０の動
作について説明する。
作について説明する。
【００１９】宇宙航行体の打ち上げ前の状態では、断熱
構造１０は、図１及び図２に示すような状態であり、ラ
ジエイタパネル２は構体パネル１に強固に結合されてい
る。
構造１０は、図１及び図２に示すような状態であり、ラ
ジエイタパネル２は構体パネル１に強固に結合されてい
る。
【００２０】宇宙航行体が宇宙空間に達してラジエイタ
パネル１が低温になると、ラジエイタパネル１と接触す
る断熱カラー３及びボルト５も同様に低温になる。ここ
で、ボルト５の線膨張係数は断熱カラー３よりも小さく
設定されているため、図３に示すように、断熱カラー３
がボルト５よりも収縮し、ボルト５の締め付け力が失わ
れる。すると、ラジエイタパネル２が長穴２ａを有する
ため、ラジエイタパネル２はボルト５による拘束を解か
れ、例えば、矢印Ｙ方向に自在に収縮することができ、
構体パネル１に圧縮荷重が働かない。これによって、構
体パネル１の破損を防止することができる。
パネル１が低温になると、ラジエイタパネル１と接触す
る断熱カラー３及びボルト５も同様に低温になる。ここ
で、ボルト５の線膨張係数は断熱カラー３よりも小さく
設定されているため、図３に示すように、断熱カラー３
がボルト５よりも収縮し、ボルト５の締め付け力が失わ
れる。すると、ラジエイタパネル２が長穴２ａを有する
ため、ラジエイタパネル２はボルト５による拘束を解か
れ、例えば、矢印Ｙ方向に自在に収縮することができ、
構体パネル１に圧縮荷重が働かない。これによって、構
体パネル１の破損を防止することができる。
【００２１】尚、上記実施例においては、ラジエイタパ
ネル２等が低温環境に曝される場合について説明した
が、逆に、ラジエイタパネル２等が高温環境に曝される
場合には、ボルト５の線膨張係数を断熱カラー３よりも
大きく設定することにより、ボルト５が断熱カラー３よ
りも膨張し、ボルト５の締め付け力を失わせることがで
き、これによって、ラジエイタパネル２の長穴２ａによ
り、ラジエイタパネル２はボルト５による拘束を解か
れ、自在に膨張することができる。従って、構体パネル
１に圧縮荷重が働かず、構体パネル１の破損を防止する
ことができる。
ネル２等が低温環境に曝される場合について説明した
が、逆に、ラジエイタパネル２等が高温環境に曝される
場合には、ボルト５の線膨張係数を断熱カラー３よりも
大きく設定することにより、ボルト５が断熱カラー３よ
りも膨張し、ボルト５の締め付け力を失わせることがで
き、これによって、ラジエイタパネル２の長穴２ａによ
り、ラジエイタパネル２はボルト５による拘束を解か
れ、自在に膨張することができる。従って、構体パネル
１に圧縮荷重が働かず、構体パネル１の破損を防止する
ことができる。
【００２２】また、上記実施例においては、本発明にか
かる断熱構造を宇宙航行体に適用した場合について説明
したが、宇宙航行体に限らず、低温または高温環境に曝
される前において基体に強固に結合する必要のあるラジ
エイタパネルが、低温または高温環境に曝されると収縮
または膨張するように構成する必要のある場合には、本
発明にかかる断熱構造を適用することができる。
かる断熱構造を宇宙航行体に適用した場合について説明
したが、宇宙航行体に限らず、低温または高温環境に曝
される前において基体に強固に結合する必要のあるラジ
エイタパネルが、低温または高温環境に曝されると収縮
または膨張するように構成する必要のある場合には、本
発明にかかる断熱構造を適用することができる。
【００２３】
【発明の効果】以上説明したように、請求項１記載の発
明によれば、通常の状態では、基体とラジエイタパネル
は棒状締結手段によって強固に結合され、厳しい振動環
境に耐えることができるとともに、ラジエイタパネルが
冷却された場合や高温下に曝された場合でも、従来のよ
うに基体を補強しなくとも、基体が破損することのない
断熱構造を提供することができる。
明によれば、通常の状態では、基体とラジエイタパネル
は棒状締結手段によって強固に結合され、厳しい振動環
境に耐えることができるとともに、ラジエイタパネルが
冷却された場合や高温下に曝された場合でも、従来のよ
うに基体を補強しなくとも、基体が破損することのない
断熱構造を提供することができる。
【００２４】また、請求項２記載の発明によれば、前記
棒状締結手段を、前記基体の形成された雌ねじ部に螺合
する雄ねじ部を有するボルトによって構成することがで
き、簡易な構成により、安価な断熱構造を提供すること
ができる。
棒状締結手段を、前記基体の形成された雌ねじ部に螺合
する雄ねじ部を有するボルトによって構成することがで
き、簡易な構成により、安価な断熱構造を提供すること
ができる。
【００２５】さらに、請求項２記載の発明によれば、打
ち上げ時は厳しい振動環境に耐えるため、ラジエイタパ
ネルを構体パネルに強固に結合し、宇宙空間ではラジエ
イタパネルが低温になった時に、ラジエイタパネルが収
縮しても構体パネルに圧縮加重が加わらないため、従来
のように構体パネルの破損を防止するための補強を不要
とし、生産性が向上してコストの低減を図ることができ
るとともに、構体パネルに搭載される光学センサーやア
ンテナ等の指向性能を向上させることが可能な断熱構造
を提供することができる。
ち上げ時は厳しい振動環境に耐えるため、ラジエイタパ
ネルを構体パネルに強固に結合し、宇宙空間ではラジエ
イタパネルが低温になった時に、ラジエイタパネルが収
縮しても構体パネルに圧縮加重が加わらないため、従来
のように構体パネルの破損を防止するための補強を不要
とし、生産性が向上してコストの低減を図ることができ
るとともに、構体パネルに搭載される光学センサーやア
ンテナ等の指向性能を向上させることが可能な断熱構造
を提供することができる。
【図１】本発明にかかる断熱構造の一実施例を示す断面
図である。
図である。
【図２】図１の断熱機構の上面図（Ａ矢視図）である。
【図３】図１の断熱機構の動作説明図である。
【図４】従来の断熱機構の一例を示す断面図である。
【図５】図４の断熱機構の上面図（Ｂ矢視図）である。
【図６】図４の断熱機構の破損例を示す断面図である。
１ 構体パネル（基体） １ａ 雌ねじ部 ２ ラジエイタパネル ２ａ 長穴 ３ 断熱カラー（スペーサ） ４ 断熱ワッシャ ５ ボルト（棒状締結手段） ５ａ 雄ねじ部 １０ 断熱構造
Claims (3)
- 【請求項１】 基体と、該基体の外側に配置され、長穴
を有するラジエイタパネルと、 前記基体と前記ラジエイタパネルとの間に介装されるス
ペーサと、 前記スペーサの近傍において前記基体に立設され、前記
ラジエイタパネルの前記長穴に挿入され、前記スペーサ
の線膨張係数と異なる線膨張係数を有する棒状締結手段
とで構成されることを特徴とする断熱構造。 - 【請求項２】 前記棒状締結手段は、前記基体に形成さ
れた雌ねじ部に螺合する雄ねじ部を有するボルトである
ことを特徴とする請求項１記載の断熱構造。 - 【請求項３】 前記基体は宇宙航行体の構体パネルであ
って、前記棒状締結手段の線膨張係数が前記スペーサの
線膨張係数よりも小さいことを特徴とする請求項１また
は２記載の断熱構造。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP15159099A JP3554882B2 (ja) | 1999-05-31 | 1999-05-31 | 断熱構造 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP15159099A JP3554882B2 (ja) | 1999-05-31 | 1999-05-31 | 断熱構造 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2000335500A true JP2000335500A (ja) | 2000-12-05 |
| JP3554882B2 JP3554882B2 (ja) | 2004-08-18 |
Family
ID=15521852
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP15159099A Expired - Fee Related JP3554882B2 (ja) | 1999-05-31 | 1999-05-31 | 断熱構造 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3554882B2 (ja) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2004338020A (ja) * | 2003-05-14 | 2004-12-02 | Yamaha Motor Co Ltd | リニアモータ式単軸ロボット |
| JP2006315539A (ja) * | 2005-05-12 | 2006-11-24 | Honda Motor Co Ltd | 車両の金属部材取付構造 |
| CH703656A1 (de) * | 2010-08-27 | 2012-02-29 | Alstom Technology Ltd | Von Heissgasen durchströmbarer Gehäusekörper mit innerem Hitzeschild. |
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| CN111891408A (zh) * | 2020-06-30 | 2020-11-06 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种用于航天器增加隔热效果的多层隔热组件系统 |
| JP2021187179A (ja) * | 2020-05-25 | 2021-12-13 | 三菱重工業株式会社 | 整流構造、飛翔体及び宇宙機 |
| CN114776920A (zh) * | 2022-04-24 | 2022-07-22 | 洛阳瑞泽石化工程有限公司 | 一种frp管道用高温空气注入设备 |
Families Citing this family (1)
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|---|---|---|---|---|
| CN109911251B (zh) * | 2019-04-04 | 2021-02-09 | 北京卫星制造厂有限公司 | 返回式飞船防热与承载一体化结构用多用途工装 |
-
1999
- 1999-05-31 JP JP15159099A patent/JP3554882B2/ja not_active Expired - Fee Related
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| DE102011110660A1 (de) | 2010-08-27 | 2012-03-15 | Alstom Technology Ltd. | Von Heissgasen durchströmbarer Gehäusekörper mit innerem Hitzeschild |
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