JPH0788989A - 熱防御系構造体およびその製造方法 - Google Patents
熱防御系構造体およびその製造方法Info
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- JPH0788989A JPH0788989A JP5240133A JP24013393A JPH0788989A JP H0788989 A JPH0788989 A JP H0788989A JP 5240133 A JP5240133 A JP 5240133A JP 24013393 A JP24013393 A JP 24013393A JP H0788989 A JPH0788989 A JP H0788989A
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- Japan
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- protection system
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 サポート構造体への接合強度が低下しがたい
と共に、アブレーション材料の炭化が生じがたい熱遮蔽
性に優れた熱防御系構造体を提供する。 【構成】 サポート構造体２に取付けられる熱防御系構
造体１において、熱防御系構造体１のうちサポート構造
体２への取付面１ａ側はハニカム３とアブレーション材
料４の複合構造になっていると共に、熱受面１ｂ側はハ
ニカム３を有しないアブレーション材料４の単体構造に
なっているものとする。
と共に、アブレーション材料の炭化が生じがたい熱遮蔽
性に優れた熱防御系構造体を提供する。 【構成】 サポート構造体２に取付けられる熱防御系構
造体１において、熱防御系構造体１のうちサポート構造
体２への取付面１ａ側はハニカム３とアブレーション材
料４の複合構造になっていると共に、熱受面１ｂ側はハ
ニカム３を有しないアブレーション材料４の単体構造に
なっているものとする。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、熱防御系構造体および
その製造方法に係わり、とくに、回収型カプセル，ロケ
ットなどの宇宙機においてその大気圏再突入時の空力加
熱から内部を保護するのに利用されるアブレーション熱
遮蔽型の熱防御系構造体およびその製造方法に関するも
のである。
その製造方法に係わり、とくに、回収型カプセル，ロケ
ットなどの宇宙機においてその大気圏再突入時の空力加
熱から内部を保護するのに利用されるアブレーション熱
遮蔽型の熱防御系構造体およびその製造方法に関するも
のである。
【０００２】
【従来の技術】回収型カプセル，ロケットなどの宇宙機
においてその大気圏再突入時の空力加熱から内部を保護
するための耐熱構造としては、炭素／炭素繊維複合材
料，各種高融点酸化物，窒化物，炭化物などが使用され
るほか、固体の気化（昇華）による潜熱で冷却するアブ
レーション冷却が採用されることもある（「増補版 航
空宇宙工学便覧」 昭和５８年４月２５日 増補版発行
第２４２頁〜第２４３頁）。
においてその大気圏再突入時の空力加熱から内部を保護
するための耐熱構造としては、炭素／炭素繊維複合材
料，各種高融点酸化物，窒化物，炭化物などが使用され
るほか、固体の気化（昇華）による潜熱で冷却するアブ
レーション冷却が採用されることもある（「増補版 航
空宇宙工学便覧」 昭和５８年４月２５日 増補版発行
第２４２頁〜第２４３頁）。
【０００３】このようなアブレーション冷却に用いられ
るアブレーション材料は、例えば、図２に示すような熱
防御系構造体２１の形態として使用されていた。
るアブレーション材料は、例えば、図２に示すような熱
防御系構造体２１の形態として使用されていた。
【０００４】この熱防御系構造体２１に示すように、ア
ブレーション材料２２は、通常の場合、その強度および
ＦＲＰ等よりなるサポート構造体２３との接着性から、
ハニカム２４内に充填されたのち常温硬化および加熱硬
化された複合構造となっており、この複合構造の形態で
その取付面２１ａ側がサポート構造体２３に接合される
と共にその熱受面２１ｂ側が空力加熱を受けるものとな
っている。
ブレーション材料２２は、通常の場合、その強度および
ＦＲＰ等よりなるサポート構造体２３との接着性から、
ハニカム２４内に充填されたのち常温硬化および加熱硬
化された複合構造となっており、この複合構造の形態で
その取付面２１ａ側がサポート構造体２３に接合される
と共にその熱受面２１ｂ側が空力加熱を受けるものとな
っている。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、このよ
うな従来の熱防御系構造体２１では、アブレーション材
料２２の主要成分がシリコーンレジンおよびシリカマイ
クロバルーンなどである場合に、ハニカム２４の熱伝導
率がアブレーション材料２２の熱伝導率よりもかなり大
きいと共に、ハニカム２４とアブレーション材料２２と
の間の接着性があまり良くないため、熱受面２１ｂ側に
まで介在しているハニカム２４からの熱入力が大きいこ
とによって、サポート構造体２３への接着強度が著しく
低下することがあるという問題点があった。また、アブ
レーション材料２２それ自身の炭化速度も大きいものに
なるという問題点があった。
うな従来の熱防御系構造体２１では、アブレーション材
料２２の主要成分がシリコーンレジンおよびシリカマイ
クロバルーンなどである場合に、ハニカム２４の熱伝導
率がアブレーション材料２２の熱伝導率よりもかなり大
きいと共に、ハニカム２４とアブレーション材料２２と
の間の接着性があまり良くないため、熱受面２１ｂ側に
まで介在しているハニカム２４からの熱入力が大きいこ
とによって、サポート構造体２３への接着強度が著しく
低下することがあるという問題点があった。また、アブ
レーション材料２２それ自身の炭化速度も大きいものに
なるという問題点があった。
【０００６】したがって、サポート構造体２３への接合
強度が低下しがたいと共に、アブレーション材料２２の
早期炭化も生じがたい熱遮蔽性の優れた熱防御系構造体
の開発が望まれているという課題があった。
強度が低下しがたいと共に、アブレーション材料２２の
早期炭化も生じがたい熱遮蔽性の優れた熱防御系構造体
の開発が望まれているという課題があった。
【０００７】
【発明の目的】本発明は、上述した従来の課題にかんが
みてなされたものであって、サポート構造体への接合強
度が低下しがたいと共にアブレーション材料の早期炭化
が生じがたい熱遮蔽性に優れた熱防御系構造体を提供す
ることを目的としている。
みてなされたものであって、サポート構造体への接合強
度が低下しがたいと共にアブレーション材料の早期炭化
が生じがたい熱遮蔽性に優れた熱防御系構造体を提供す
ることを目的としている。
【０００８】
【課題を解決するための手段】本発明は、サポート構造
体に取付けられる熱防御系構造体において、前記熱防御
系構造体のうち前記サポート構造体への取付面側はハニ
カムとアブレーション材料の複合構造になっていると共
に、熱受面側は前記ハニカムを有しないアブレーション
材料の単体構造になっている構成としたことを特徴とし
ている。
体に取付けられる熱防御系構造体において、前記熱防御
系構造体のうち前記サポート構造体への取付面側はハニ
カムとアブレーション材料の複合構造になっていると共
に、熱受面側は前記ハニカムを有しないアブレーション
材料の単体構造になっている構成としたことを特徴とし
ている。
【０００９】また、本発明に係わる熱防御系構造体の製
造方法は、熱防御系構造体の所定厚さよりも小さい厚さ
を有するハニカムの内部にアブレーション材料を充填す
ると共に前記ハニカムの片側にアブレーション材料を積
層して常温硬化および加熱硬化を行うことにより、サポ
ート構造体への取付面側はハニカムとアブレーション材
料の複合構造になっていると共に、熱受面側は前記ハニ
カムを有しないアブレーション材料の単体構造になって
いる所定厚さの熱防御系構造体を得る構成としたことを
特徴としている。
造方法は、熱防御系構造体の所定厚さよりも小さい厚さ
を有するハニカムの内部にアブレーション材料を充填す
ると共に前記ハニカムの片側にアブレーション材料を積
層して常温硬化および加熱硬化を行うことにより、サポ
ート構造体への取付面側はハニカムとアブレーション材
料の複合構造になっていると共に、熱受面側は前記ハニ
カムを有しないアブレーション材料の単体構造になって
いる所定厚さの熱防御系構造体を得る構成としたことを
特徴としている。
【００１０】本発明に係わる熱防御系構造体において、
ハニカムとしては、例えば、ガラス繊維強化フェノール
樹脂ハニカムを用いることができるが、とくに限定はさ
れない。
ハニカムとしては、例えば、ガラス繊維強化フェノール
樹脂ハニカムを用いることができるが、とくに限定はさ
れない。
【００１１】また、アブレーション材料としては、例え
ば、シリコーン樹脂に、二酸化ケイ素を８５重量％以上
含有するシリカマイクロバルーンを充填したもの、とく
にシリカマイクロバルーンのシリコーン樹脂に対する重
量比が５０／５０〜７０／３０の範囲としたものを用い
ることができる。
ば、シリコーン樹脂に、二酸化ケイ素を８５重量％以上
含有するシリカマイクロバルーンを充填したもの、とく
にシリカマイクロバルーンのシリコーン樹脂に対する重
量比が５０／５０〜７０／３０の範囲としたものを用い
ることができる。
【００１２】また、例えば、必須成分として、 Ａ）ビニル基含有ジオルガノポリシロキサン：５０〜８
０重量部 Ｂ）Ｒ３ＳｉＯ１／２およびＳｉＯ２から本質的にな
り、かつ、Ｒ３ＳｉＯ１ ／２のＳｉＯ２に対する比が
０．６〜１．４であるトルエンに可溶のビニル基含有シ
リコーンレジン：２０〜５０重量部（レジン中のビニル
基当量が０．０５〜０．１５モル／１００ｇレジンであ
り、残余の基はメチル基，フェニル基から選ばれるもの
とすることができる） Ｃ）一分子中に珪素原子に直結した水素原子を３個以上
含有するハイドロジエンポリシロキサン：組成物中に含
まれるビニル基の総量に対して珪素原子に直結した水素
原子の量が０．５〜５．０となる量 Ｄ）白金および／または白金化合物：触媒量 Ｅ）シリカマイクロバルーン：１５〜１５０重量部 Ｆ）石英ガラス繊維：５〜１５重量部 を含有し、任意添加成分として、 Ｇ）カーボン繊維：１５重量部以下 Ｈ）四三酸化鉄：１５重量部以下 を含有するものが用いられ、場合によっては、密度が
０．３５〜０．８０ｇ／ｃｃであるものが用いられる。
０重量部 Ｂ）Ｒ３ＳｉＯ１／２およびＳｉＯ２から本質的にな
り、かつ、Ｒ３ＳｉＯ１ ／２のＳｉＯ２に対する比が
０．６〜１．４であるトルエンに可溶のビニル基含有シ
リコーンレジン：２０〜５０重量部（レジン中のビニル
基当量が０．０５〜０．１５モル／１００ｇレジンであ
り、残余の基はメチル基，フェニル基から選ばれるもの
とすることができる） Ｃ）一分子中に珪素原子に直結した水素原子を３個以上
含有するハイドロジエンポリシロキサン：組成物中に含
まれるビニル基の総量に対して珪素原子に直結した水素
原子の量が０．５〜５．０となる量 Ｄ）白金および／または白金化合物：触媒量 Ｅ）シリカマイクロバルーン：１５〜１５０重量部 Ｆ）石英ガラス繊維：５〜１５重量部 を含有し、任意添加成分として、 Ｇ）カーボン繊維：１５重量部以下 Ｈ）四三酸化鉄：１５重量部以下 を含有するものが用いられ、場合によっては、密度が
０．３５〜０．８０ｇ／ｃｃであるものが用いられる。
【００１３】そして、このような熱防御系構造体を製造
するに際しては、当該熱防御系構造体の所定厚さよりも
小さい厚さを有するハニカムの内部に上記シリコーンレ
ジン系等のアブレーション材料を充填すると共に前記ハ
ニカムの片側に上記と同じもしくは必要に応じて異なら
せたアブレーション材料を積層して常温硬化および加熱
硬化を行うことによって、サポート構造体への取付面側
はハニカムとアブレーション材料の複合構造になってい
ると共に熱受面側は前記ハニカムを有しないアブレーシ
ョン材料の単体構造になっている所定厚さの熱防御系構
造体を得る。
するに際しては、当該熱防御系構造体の所定厚さよりも
小さい厚さを有するハニカムの内部に上記シリコーンレ
ジン系等のアブレーション材料を充填すると共に前記ハ
ニカムの片側に上記と同じもしくは必要に応じて異なら
せたアブレーション材料を積層して常温硬化および加熱
硬化を行うことによって、サポート構造体への取付面側
はハニカムとアブレーション材料の複合構造になってい
ると共に熱受面側は前記ハニカムを有しないアブレーシ
ョン材料の単体構造になっている所定厚さの熱防御系構
造体を得る。
【００１４】そして、このような熱防御系構造体をサポ
ート構造体に接着等により接合させて取付ける。この場
合、接着によって接合させるときには、例えば、縮合型
シリコーン接着剤や、付加硬化型シリコーン接着剤を用
いることができる。また、プライマーを使用することも
できる。
ート構造体に接着等により接合させて取付ける。この場
合、接着によって接合させるときには、例えば、縮合型
シリコーン接着剤や、付加硬化型シリコーン接着剤を用
いることができる。また、プライマーを使用することも
できる。
【００１５】
【発明の作用】本発明に係わる熱防御系構造体は、上記
した構成を有するものとなっており、空力加熱にさらさ
れる熱受面側はハニカムを有しないと共に、サポート構
造体への取付面側はハニカムを有する二重構造のものと
なっていることから、ハニカムの熱伝導率がアブレーシ
ョン材料の熱伝導率よりも大きいものであるとしても、
ハニカムは熱受面近傍には存在していないため、ハニカ
ムからの熱入力は小さいものとなって、アブレーション
材料は早期炭化されにくいものになると共に接着強度は
低下しがたいものとなる。
した構成を有するものとなっており、空力加熱にさらさ
れる熱受面側はハニカムを有しないと共に、サポート構
造体への取付面側はハニカムを有する二重構造のものと
なっていることから、ハニカムの熱伝導率がアブレーシ
ョン材料の熱伝導率よりも大きいものであるとしても、
ハニカムは熱受面近傍には存在していないため、ハニカ
ムからの熱入力は小さいものとなって、アブレーション
材料は早期炭化されにくいものになると共に接着強度は
低下しがたいものとなる。
【００１６】
【実施例】図１は、本発明に係わる熱防御系構造体の一
実施例を示すものであって、この熱防御系構造体１は、
例えば、宇宙機内部側の繊維強化樹脂（ＦＲＰ）よりな
るサポート構造体２への取付面１ａ側は例えばガラス繊
維強化フェノール樹脂製のハニカム３と例えばシリコー
ン樹脂５０重量部およびシリカマイクロバルーン５０重
量部（密度０．４０ｇ／ｃｃ）よりなるアブレーション
材料４との複合構造になっていると共に、空力加熱にさ
らされる熱受面１ｂ側は前記ハニカム３を有しないアブ
レーション材料４の単体構造を有するものとなってい
る。
実施例を示すものであって、この熱防御系構造体１は、
例えば、宇宙機内部側の繊維強化樹脂（ＦＲＰ）よりな
るサポート構造体２への取付面１ａ側は例えばガラス繊
維強化フェノール樹脂製のハニカム３と例えばシリコー
ン樹脂５０重量部およびシリカマイクロバルーン５０重
量部（密度０．４０ｇ／ｃｃ）よりなるアブレーション
材料４との複合構造になっていると共に、空力加熱にさ
らされる熱受面１ｂ側は前記ハニカム３を有しないアブ
レーション材料４の単体構造を有するものとなってい
る。
【００１７】このような構造をなす熱防御系構造体１を
製造するに際しては、この熱防御系構造体１の所定厚さ
よりも小さい厚さを有するハニカム３の内部にアブレー
ション材料４を充填すると共に前記ハニカム３の上部側
にアブレーション材料４を積層して常温硬化および加熱
硬化を行い、サポート構造体２への取付面１ａ側はハニ
カム３とアブレーション材料４の複合構造になっている
と共に熱受面１ｂ側は前記ハニカム３を有しないアブレ
ーション材料４のみの単体構造になっている所定厚さの
熱防御系構造体１を得る。
製造するに際しては、この熱防御系構造体１の所定厚さ
よりも小さい厚さを有するハニカム３の内部にアブレー
ション材料４を充填すると共に前記ハニカム３の上部側
にアブレーション材料４を積層して常温硬化および加熱
硬化を行い、サポート構造体２への取付面１ａ側はハニ
カム３とアブレーション材料４の複合構造になっている
と共に熱受面１ｂ側は前記ハニカム３を有しないアブレ
ーション材料４のみの単体構造になっている所定厚さの
熱防御系構造体１を得る。
【００１８】そして、この熱防御系構造体１は、縮合型
シリコーン接着剤や、付加硬化型シリコーン接着剤また
はプライマーを使用することによって、ＦＲＰ製のサポ
ート構造体２に接着して接合されて取付けられる。
シリコーン接着剤や、付加硬化型シリコーン接着剤また
はプライマーを使用することによって、ＦＲＰ製のサポ
ート構造体２に接着して接合されて取付けられる。
【００１９】この熱防御系構造体１において、アブレー
ション材料４の全体厚さ（すなわち、熱防御系構造体１
の厚さ）や、ハニカム３に充填されたアブレーション材
料４の厚さ（すなわち、ハニカム３とアブレーション材
料４とが複合構造となっている部分の厚さ）は、外部か
ら受ける空力加熱の程度などによって設定される。
ション材料４の全体厚さ（すなわち、熱防御系構造体１
の厚さ）や、ハニカム３に充填されたアブレーション材
料４の厚さ（すなわち、ハニカム３とアブレーション材
料４とが複合構造となっている部分の厚さ）は、外部か
ら受ける空力加熱の程度などによって設定される。
【００２０】したがって、表面近くのハニカム３がない
部分のアブレーション材料４は、早期に炭化されがたい
ものになると共に、サポート構造体２への取付面１ａ側
にはハニカム３を用いているため従来通りの接合強度を
得ることができる。このことは、アブレーション材料４
をより薄くできることを示しており、重量の低減に大き
く反映されるものとなる。
部分のアブレーション材料４は、早期に炭化されがたい
ものになると共に、サポート構造体２への取付面１ａ側
にはハニカム３を用いているため従来通りの接合強度を
得ることができる。このことは、アブレーション材料４
をより薄くできることを示しており、重量の低減に大き
く反映されるものとなる。
【００２１】
【発明の効果】本発明に係わる熱防御系構造体は、上記
した構成を有するものとなっており、空力加熱にさらさ
れる熱受面側はハニカムを有していないアブレーション
材料単体構造よりなっていると共に、サポート構造体へ
の取付面側にはハニカムを有していてアブレーション材
料との複合構造よりなる二重構造のものとなっているこ
とから、ハニカムの熱伝導率がアブレーション材料の熱
伝導率よりも大きいとしても、ハニカムは熱受面近傍に
存在していないため、ハニカムからの熱入力は小さいも
のとなって、アブレーション材料は早期に炭化されがた
いものとなると共に、接着強度は低下しがたいものとな
る。そして、サポート構造体への取付面側にはハニカム
を使用しているため、サポート構造体への接合強度は従
来と同様に強固なものにすることができると共に、ハニ
カムからの熱入力が小さくなることによって接合強度の
低下を防止できることによって、接着強度は大きな状態
で維持されることとなり、この結果、アブレーション材
料がより薄くできることとなるので、重量低減にも寄与
することになるという著しく優れた効果がもたらされ
る。
した構成を有するものとなっており、空力加熱にさらさ
れる熱受面側はハニカムを有していないアブレーション
材料単体構造よりなっていると共に、サポート構造体へ
の取付面側にはハニカムを有していてアブレーション材
料との複合構造よりなる二重構造のものとなっているこ
とから、ハニカムの熱伝導率がアブレーション材料の熱
伝導率よりも大きいとしても、ハニカムは熱受面近傍に
存在していないため、ハニカムからの熱入力は小さいも
のとなって、アブレーション材料は早期に炭化されがた
いものとなると共に、接着強度は低下しがたいものとな
る。そして、サポート構造体への取付面側にはハニカム
を使用しているため、サポート構造体への接合強度は従
来と同様に強固なものにすることができると共に、ハニ
カムからの熱入力が小さくなることによって接合強度の
低下を防止できることによって、接着強度は大きな状態
で維持されることとなり、この結果、アブレーション材
料がより薄くできることとなるので、重量低減にも寄与
することになるという著しく優れた効果がもたらされ
る。
【図１】本発明による熱防御系構造体の一実施例を示す
模式的説明図である。
模式的説明図である。
【図２】従来における熱防御系構造体の一例を示す模式
的説明図である。
的説明図である。
１ 熱防御系構造体 １ａ サポート構造体への取付面 １ｂ 空力加熱にさらされる熱受面 ２ サポート構造体 ３ ハニカム ４ アブレーション材料
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 稲 谷 芳 文 神奈川県相模原市由野台３丁目１番１号 宇宙科学研究所 内 (72)発明者 原 田 匡 神奈川県横浜市神奈川区宝町２番地 日産 自動車株式会社内 (72)発明者 川 崎 和 憲 神奈川県横浜市神奈川区宝町２番地 日産 自動車株式会社内 (72)発明者 岡 見 健 英 群馬県碓氷郡松井田町大字人見１番地10 信越化学工業株式会社シリコーン電子材料 技術研究所内 (72)発明者 塩 野 巳喜男 群馬県碓氷郡松井田町大字人見１番地10 信越化学工業株式会社シリコーン電子材料 技術研究所内
Claims (2)
- 【請求項１】 サポート構造体に取付けられる熱防御系
構造体において、前記熱防御系構造体のうち前記サポー
ト構造体への取付面側はハニカムとアブレーション材料
の複合構造になっていると共に、熱受面側は前記ハニカ
ムを有しないアブレーション材料の単体構造になってい
ることを特徴とする熱防御系構造体。 - 【請求項２】 熱防御系構造体の所定厚さよりも小さい
厚さを有するハニカムの内部にアブレーション材料を充
填すると共に前記ハニカムの片側にアブレーション材料
を積層して常温硬化および加熱硬化を行い、サポート構
造体への取付面側はハニカムとアブレーション材料の複
合構造になっていると共に、熱受面側は前記ハニカムを
有しないアブレーション材料の単体構造になっている所
定厚さの熱防御系構造体を得ることを特徴とする熱防御
系構造体の製造方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5240133A JP2934128B2 (ja) | 1993-09-27 | 1993-09-27 | 熱防御系構造体およびその製造方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5240133A JP2934128B2 (ja) | 1993-09-27 | 1993-09-27 | 熱防御系構造体およびその製造方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0788989A true JPH0788989A (ja) | 1995-04-04 |
| JP2934128B2 JP2934128B2 (ja) | 1999-08-16 |
Family
ID=17054996
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP5240133A Expired - Fee Related JP2934128B2 (ja) | 1993-09-27 | 1993-09-27 | 熱防御系構造体およびその製造方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2934128B2 (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104859869A (zh) * | 2015-02-12 | 2015-08-26 | 上海卫星装备研究所 | 航天器高温隔热屏的安装方法 |
| CN109808919A (zh) * | 2017-11-22 | 2019-05-28 | 波音公司 | 用于航天器结构的热控制带、系统和方法 |
-
1993
- 1993-09-27 JP JP5240133A patent/JP2934128B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104859869A (zh) * | 2015-02-12 | 2015-08-26 | 上海卫星装备研究所 | 航天器高温隔热屏的安装方法 |
| CN109808919A (zh) * | 2017-11-22 | 2019-05-28 | 波音公司 | 用于航天器结构的热控制带、系统和方法 |
| CN109808919B (zh) * | 2017-11-22 | 2023-09-26 | 波音公司 | 用于航天器结构的热控制带、系统和方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2934128B2 (ja) | 1999-08-16 |
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