JPH02102894A - 熱保護システム - Google Patents

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】 発明の背景 この発明は極超音速航空宇宙船に熱抵抗または保護を与
えるためのシステムに関し、特にこのような運搬具に対
する組合わせられた一体構造および熱保護システム（Ｉ
ｓ／ＴＰＳ）の生産に向けられる。

航空宇宙船の熱保護システムの設計において、このよう
なシステムは基本運搬具構造に過度な熱を伝えるべきで
はなく、低いｆｆ１ｌを持ち、そして低い熱応力を生じ
るべきである。現在の熱保護システムの概念は再使用可
能表面防熱材として多数のセラミックタイルを使用し、
結果的にかなり望ましくない重さとなる多数の継手と構
造の熱膨張差を受ける。このようなタイルは弱く、脆く
、表面亀裂を受けやすく、生産および維持の両方に対し
て労働集約的であるというさらなる欠点を有する。

種々の熱保護システムがこれらの問題を克服するために
先行技術において開発された。したがって、米国特許番
号節４．３４４．５９１は先行技術のタイルシステムを
置換する多重壁の熱保護システムに向けられる。この特
許は硬い外部表面のパネル概念を使用する。１つの実施
例において、多重壁パネルは窪んだまた平坦なチタン合
金箔シートおよびビードされたスカーフされた端縁シー
ルの交互層によって形成される。付加的な実施例は挾持
パネルに中間の繊維状防熱材を使用し、第３の実施例は
外側パネル表皮として蛙化物コーティングされたコロン
ビウムワッフルおよび繊維状層の中間保護を使用する。

この特許のパネルは熱荷重を補償するためにそれるクリ
ップによって機体の一部である荷重耐性チャネルに装着
される。

その他の温度防熱材および保護システムの例は特許番号
節３．１７７．８１１　；第３，７９３゜８６１；第３
．９５５．０３４；第４．１７３゜１８７：第３．２３
６．４７６；ＴＳ３，９２０゜３３９；第４．１１２，
１７９に開示される。

したがって本発明の目的は極超音速運搬具に対して改善
された新規の熱保護システムを提供することである。

この発明の別の目的は高速航空宇宙船に対して耐性で軽
量の再使用可能熱保護および構造システムを提供するこ
とである。

この発明のさらなる目的は簡単に構造化および維持され
、かつ航空宇宙船の胴体、翼または垂直尾翼のような機
体の構成要素と一体的に形成される高速航空宇宙船のた
めの改善されたコスト有効熱保護または防熱材システム
を提供することである。

発明の要約 上記の目的および利点はこの発明に従って一体構造およ
び熱保護システム（Ｉｓ／ＴＰＳ）の提供によって達成
され、硬い耐性の外部表面部材、剛性の絶縁体コアを本
質的に含む極超音速航空機のために特に設計され、外部
表面部材は絶縁体コアに一体的に接続され、内部主要荷
重キャリア構造は絶縁体コアに適当に連結または取付け
られる。

１つの実施例に従って、外部表面部材は炭化硅素材料で
あり、剛性絶縁体コアは発泡された炭化硅素であり、主
要荷重キャリア構造は黒鉛エポキシ複合材からなる。

この取りあわせは熱保護システムが主要荷重キャリア構
造を支持また安定化して挟持として機能する。熱保護シ
ステムの絶縁体コアは適当なコンパチブル処理たとえば
、接合、ろう付け、または化学的気相成長によって荷重
キャリア構造またはそこの構成要素に連結される。

この発明の熱保護システムの硬い外部表面は異物からの
取扱いおよび損傷に耐える。この発明のシステムは直面
する最大の温度においても酸化に耐え、また防水である
。この発明のＩｓ／ＴＰＳは薄い外部表面および荷重の
伝搬に主要構造を援助する低い密度の絶縁体コアの使用
によって軽量である。この発明のシステムは航空宇宙船
の連続した動作が熱保護システムを劣化または消散しな
いので再使用可能である。

発明の詳細な説明および好ましい実施例図面の第１図を
参照すると、この発明に従った一体構造および熱保護シ
ステムを図示して、その配置は硬い耐性外部表面を形成
する外部フェースシートまたは外側シェル、外側フェー
スシート１０が一体的に接続される剛性の絶縁体コア１
２、およびたとえば接合によって絶縁体コア１２に適切
に連結または取付けられる主要荷重キャリアまたは構造
部材１５からなる。構造部材１５は内部フェースシート
１６を有し、これは構造部材１５の別の構成要素１４と
一体であるまたは連結される。

外部フェースシートまたは外部シェル１０は基本的に高
温セラミックからなるセラミックマトリクスである。使
用される好ましいセラミックは炭化硅素である。

このようなセラミックマトリクスの例は、ネクステル（
Ｎｅｘｔｅｌ）繊維強化炭化硅素の形にある。ネクステ
ル繊維はアルミナ／シリカ／ボリア（ｂｏ　ｒ　ｉ　ａ
）繊維である。化学的気相成長は望むのならファイバ中
に付加的炭化硅素を析出するために使用することができ
る。

外側フェースシートまたはシェル１０はネクステルのよ
うな、熱処理繊維に析出されたコーティングの形である
こともできる。こうして、炭化硅素の比較的滑らかな外
側コーティングが炭化硅素の気相成長によってこのよう
な繊維に析出することができ、これはフェースシートの
一体的な部分となる。

外側フェースシート１０の厚さは、本質的にセラミック
マトリクスで形成されると、０．０１’のオーダである
ことができ、外側フェースシート１０を形成するために
使われる気相成長された炭化硅素コーティングの厚さは
約０．００１’のオーダであることができる。外側フェ
ースシート１０の厚さは一般に約０．０１’から約０．
０６’の範囲にわたることができる。外側フェースシー
ト１０を、空気力学的、熱的そして構造的荷重、ならび
に取扱いの容易さと安全性と一致して、できるだけ薄く
するのが好ましい。

剛性の絶縁体コア１２は発泡されたセラミックで形成さ
れる。使用できる特定のセラミック材料は炭化硅素また
は窒化硅素である。

絶縁体コア１２は外側フェースシート１０の上に直接作
られる。一般に、たとえば発泡された炭化硅素の形であ
る絶縁体コア１２は、フェースシートの炭化硅素の化学
的気相成長によってフェースシート１０に析出される。

こうして、絶縁体コア１２は外側フェースシート１０に
一体的に取付けられる。

発泡コア１２は多孔質である。それゆえに、はとんどの
応用に対してできるだけ軽いコアを有することが望まし
い。セラミックコア１２の密度は立方フィートあたり約
０．　５から１０ボンド、好ましくは立方フィートあた
り約０．　５から１゜５ボンドの範囲にわたることがで
きる。前述のように化学的気相成長によって析出される
と、セラミック絶縁体コア１２は泡状の外形を有する。

コア１２の厚さは望ましい防熱材の量、航空宇宙船が高
温にあると予ｎ１される時間の長さ、運搬具の外部と内
部の間の望ましい温度差の性質の関数である。したがっ
て、選択されたセラミック発泡材料、発泡密度、および
その厚さは、その特務飛行の終わりまでに運搬具の外側
または内側の間の温度の差を決定する判定基準である。

一般に、絶縁体コア１２の厚さは約０．５′から約６′
の範囲にわたることができる。

一般に１５で示される主要構造材料は複合材、金属およ
び繊維強化を含む金属マトリクスを含む材料からなるこ
とができる。機体構成要素のような主要構造に対する材
料選択は、地理的に変化する外部温度および内部温度の
許容差に依存する。

たとえば機体の主要構造材料として使用することができ
る複合材は、黒鉛エポキシおよび黒鉛ポリイミドを含む
ことができる。黒鉛繊維の代わりに、このような複合材
の強化繊維は高い弾性係数のために、たとえば硼素エポ
キシおよび硼素ポリイミド複合材のような硼素繊維を含
むことができる。

主要構造材料として使用される金属はアルミニウムおよ
びアルミニウム合金、たとえばアルミニウムリチウム、
ならびにチタンおよびチタン合金、たとえばチタンアル
ミナイド（ａｌｕｍｉｎｉｄｅ）を含む。

主要構造材料として使用することができる金属マトリク
ス材料はベリリウム、アルミニウム、およびアルミニウ
ム合金、たとえばアルミニウムリチウムと、チタンおよ
びその合金たとえばチタンアルミナイドと、鋼と、モリ
ブデン合金と、インコネルのようなニッケル合金とを含
み、このような金属および金属合金は黒鉛、炭化硅素、
または硼素繊維もしくはウィスカを含む。

一般に、アルミニウムおよび黒鉛エポキン主要構造材料
は、航空宇宙船の機甲のようなより低い内部温度がある
領域、またはアビオニクスのような装置を保護するため
に使われる。たとえば航空宇宙船の内部の装置がより高
い温度によ（耐える、たとえば６００’　Ｆのオーダの
温度によく耐える電気的または液圧的装置では、構造的
材料は黒鉛ポリイミドからなることができる。高温によ
く耐えることができる主要構造材料は鋼、インコネルの
ようなニッケル合金、モリブデン合金、および４−９ン
を含む。これらの高温材料はメタルマトリクス複合材の
形で使用され、これは黒鉛または炭化硅素繊維そしてい
くつかの場合では硼素ｕＡ維のような強化繊維を含む金
属シートであることができる。使用される繊維の種類は
航空宇宙船の構造材料の特定の応用および運搬具で許さ
れる最大内部温度に依存する。こうして、たとえばアル
ミニウムリチウム合金および黒鉛エポキシ主要構造材料
は約３００’　Ｆのオーダの温度に耐え得る。チタンア
ルミナイド合金は１２００°ないし１５００°Ｆの温度
抵抗能力をＨする。

主要構造が引張荷重を受けるのならば、複合材または金
属マトリクス材料のように繊維強化を有することは有利
である。

セラミックマトリクス外側フェースシート１０および発
泡セラミックからなる剛性絶縁体コア１２を実現化する
熱保護システムは主要構造材料の組成に特に依存する適
切な手段、たとえば接合、ろう付けまたは化学的気相成
長によってフェースシート１６経由で主要構造１５に連
結または一体的に結合される。したがって、構造材料と
して黒鉛エポキシ複合材料またはアルミニウムまたはそ
の合金を使うと、エポキシまたはポリイミドが、たとえ
ば炭化硅素の発泡セラミックの絶縁体コア１２を組構造
材料１５のフェースシート１６に接合するために使われ
る。主要ｔＭｆｆｉ材料としてチタンアルミナイド、ま
たは鋼またはインコネルマトリクス材料を使用すると、
このような材料はより高い接合温度を得るために、発泡
された炭化硅素のようなセラミック絶縁体コア１２に適
当にろう付けされるが、これはこのような高温材料の有
機的接合が実行可能ではないからである。

フェースシートすなわち１０および１６はセラミックコ
ア１６の両側に使用されるのが注目される。こうして、
たとえば一体炭化硅素フエースシート１０および炭化硅
素発泡コア１２から形成される熱保護システムまたはユ
ニットは、１５で示される基本構造機体に接合され、こ
れがたとえば運搬具の外側表皮を形成する。こうして、
このような運搬具１６の外側表皮は部材１０．１２およ
び１６からなる挾持の内部フェースシートとなる。

構造構成要素材料１４は、特定の主要構造構成要素材料
１４の組成に依存して、前述のようにたとえば接合、ろ
う付け、または機械的）７スナによって内側フェースシ
ート１６経由で部材１０．１２および１６から形成され
る熱保護システムに装着されることができる。

こうして、絶縁体コア１２に取付けられる内側フェース
シート１６を与えるのは、上記の接合またはろう付は動
作である。これは外側フェースシート１０を上に伴う剛
性発泡コア１２が、薄いたとえば金属のフェースシート
またはパネル１６を座屈またはしわにならないように支
持することを可能にする。このような構造支持はフェー
スシート１６の厚さを減じる。この構造的組合わせはこ
の発明の一体構造および熱保護システムを与える。

図面の第２図はこの発明に従った一体構造および熱保護
システム（Ｉｓ／ＴＰＳ）を含む航空宇宙船の前胴体構
造の一部分を示し、これは炭化硅素央合材外側表皮また
はフェースシート２０を含み、それが炭化硅素発泡絶縁
体コア２２に接合され、さらにチタンまたはチタンアル
ミナイドの内側フェースシート２５経由で構造部材また
はブレード２４に接合される。

第３図は第２図で示されているものの代替的弧状形部胴
体構造を示すが、主要構造は本質的に正弦の形を有する
チタンアルミナイドトラスコア部材２８であり、これは
チタンアルミナイドフェースシート３０に拡散接合され
、それが高温ろう付は材料によって炭化硅素発泡コア２
２に接合される。こうして、主要トラスコア構造部材２
８はフェースシート３０経由で発泡コア２２および外側
フェースシート２０に一体的に接続され、一体構造およ
び熱保護システムを形成する。

この発明の概念は翼および垂直尾翼を含む航空宇宙船の
他の構造機体構成要素に適用することもできる。したが
りて、たとえば黒鉛エポキシまたは黒鉛ポリイミドの翼
および尾翼構造部材は、エポキシまたはポリイミドによ
って種々の黒鉛エポキシ構造部材に一体的に接合される
発泡炭化硅素コアを伴なう炭化硅素外側フェースシート
を含むこの発明の熱保護システムによって温度的に安定
化されることができる。

第４図ではたとえば、一般に黒鉛ポリイミドけた３４お
よびリブ３６を含む内部構造を有する翼３２の断面が示
され、これは外側炭化硅素フェースシート３８および発
泡炭化硅素コア４２を含む挾持で形成される熱保護シス
テム４０によってその外部表面が被覆され、コア４２は
黒鉛ポリイミド内側フェースシート４３によってけたお
よびリブに適当に接合されて一体構造および熱保護シス
テムを形成する。

第５図では、第６Ａ図および第６Ｂ図で示される１組の
外側挾持パネル４９の形で熱保護システムを有する黒鉛
ポリイミドけた４６およびリブ４８で形成される垂直尾
翼構造４４が示される。各パネル４９は炭化硅素の外側
フェースシート５０および内側フェースシート５２なら
びに発泡炭化硅素コア５４からなる。この例では内Ω１
１フェースシート５２はこの発明に従って、ポリイミド
によって尾翼４４の内部構造のけたおよびリブに適切に
一体的に接合されている。

この発明に対して種々の変更を行なうことができる。し
たがって、たとえば外側フェースシート１０は炭化硅素
以外のセラミックマトリクス飼料、たとえば窒化硅素で
形成されることができる。

前述から、この発明はトランズアトモスフエリク（ｔｒ
ａｎｓａｔａ＋ｏｓｐｈｃｒｉｅ）運搬具のような高速
航空宇宙船の各主要機体構成要素に対して、新規で簡単
な耐性軽量熱保護システムを提供するのがわかり、これ
はこのようなコンポーネントの不可欠な部分を含む。

当業者にとって種々のさらなるこの発明の変更が起こり
得るので、この発明は添付の特許請求の範囲を除いては
、制限されるものであると解釈してはならない。

【図面の簡単な説明】

第１図はこの発明に従った一体構造および熱保護システ
ムの断面図を示す。 第２図はこの発明に従った熱保護システムの破断して示
される斜視断面図であり、航空宇宙胴体構造の構成要素
と一体的に形成されている。 第３図は第２図と類似する破断して示される斜視断面図
であり、胴体の異なる構造構成要素に一体的に接続され
るこの発明の熱保護システムである。 第４図はこの発明の熱保護システムを実現化する航空宇
宙船の翼の断面図である。 第５図はこの発明の熱保護システムを組込んだ、航空宇
宙船の垂直尾翼構造の立面斜視図である。 第６Ａ図は第５図の尾翼構造の外側温度防熱材パネルの
１つの立面斜視図である。 第６Ｂ図は第６Ａ図の熱保護パネルの拡大部分図であり
、第６Ａ図の円形矢印６ａ−６ａに沿ってとられている
。 図において、１０は外側フェースシート、１２は絶縁体
コア、１４は他の構成要素、１５は構造部材、１６は内
側フェースシート、２０は外側フェースシート、２２は
絶縁体コア、２４は構造部材またはブレード、２５は内
側フェースシート、２８はトラスコア部材、３０はフェ
ースシート、３２は翼、３４はげた、３６はリブ、３８
は外側フェースシート、４０は熱保護システム、４２は
コア、４３は内側フェースシート、４４は垂直尾翼構造
、４６はげた、４８はリブ、４９は外側挾持パネル、５
０は外側フェースシート、５２は内側フェースシート、
５４はコアである。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 （１）高速航空機のための熱保護システムであって、 セラミックマトリクスで形成される外側シートと、 多孔質発泡セラミックを本質的に含む剛性絶縁体コアと
   を含み、前記外側シートは前記コアに一体的に接続され
   、さらに 前記航空機の内部支持構造を含み、前記コアは前記内部
   支持構造に適当に連結される、熱保護システム。 （２）前記外側シートが炭化硅素を含む、請求項１に記
   載の熱保護システム。 （３）前記外側シートの厚さが約０．０１″から０．０
   ６″の範囲にわたる、請求項１に記載の熱保護システム
   。 （４）前記内部支持構造が前記内部構造の部分を形成す
   る内側シートによって前記コアに連結され、前記内側シ
   ートが前記コアに接合される、請求項１に記載の熱保護
   システム。（５）前記絶縁体コアが、炭化硅素および窒
   化硅素からなるグループから選ばれた部材を含む、請求
   項１に記載の保護システム。 （６）前記コアの密度が立方フィートあたり約０．５か
   ら約１０ポンドの範囲にわたる、請求項１に記載の熱保
   護システム。 （７）前記コアの厚さが約０．５″から約６″の範囲に
   わたる、請求項１に記載の熱保護システム。 （８）前記内部支持構造が、複合材料、金属および／ま
   たは繊維強化を含む金属マトリクスからなるグループか
   ら選ばれた部材を含む、請求項１に記載の熱保護システ
   ム。 （９）前記複合材料が黒鉛または硼素繊維で強化された
   、エポキシおよびポリイミドからなるグループから選ば
   れ、前記金属はアルミニウムおよびその合金ならびにチ
   タンおよびその合金からなるグループから選ばれ、前記
   金属マトリクスはベリリウム、アルミニウムおよびチタ
   ン、およびその合金、鋼、モリブデン合金、およびニッ
   ケル合金からなるグループから選ばれ、前記金属マトリ
   クスは黒鉛、炭化硅素または硼素繊維を含む、請求項８
   に記載の熱保護システム。 （１０）前記コアが接合、ろう付けまたは化学的成長に
   よって前記内部支持構造に一体的に結合される、請求項
   １に記載の熱保護システム。 （１１）前記内部支持構造は航空機の胴体、翼または尾
   翼構造の一部であり、前記コアは前記内部支持構造の外
   側表皮を形成する内側フェースシートによって前記内部
   支持構造に装着される、請求項１０に記載の熱保護シス
   テム。