(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
飛翔体の加熱表面側を高熱ガスから熱保護するに際し、サポートに対してアブレータ材を分離可能としておき、加熱ピークが過ぎたところないしはアブレータ材の裏面温度が所定温度以上となったところでアブレータ材をサポートから分離することを特徴とするアブレーション方法。
【請求項２】
アブレータ材がサポートに対して分離可能となっていることを特徴とするアブレータ構造。
【請求項３】
アブレータ材がサポート上に積層されている請求項２に記載のアブレータ構造。
【請求項４】
アブレータ材とサポートおよび飛翔体の主構造材の少なくとも一方との間に空間が形成してある請求項２に記載のアブレータ構造。
【請求項５】
サポートはアブレータ用サポートである請求項２ないし４のいずれかに記載のアブレータ構造。
【請求項６】
サポートはアブレータ材自身である請求項２ないし４のいずれかに記載のアブレータ構造。
【請求項７】
アブレータ材を分離可能とする分離機構は火薬の爆発力を用いたものである請求項２ないし６のいずれかに記載のアブレータ構造。
【請求項８】
アブレータ材は高密度アブレータ材料よりなる請求項２ないし７のいずれかに記載のアブレータ構造。
【請求項９】
アブレータ材は表面側が高密度アブレータ材料よりなりかつ内部側が低密度アブレータ材料よりなる請求項２ないし７のいずれかに記載のアブレータ構造。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】
本発明は、飛翔体の加熱表面側を高熱ガスから熱保護して飛翔体内部の機器類を守るのに利用されるアブレータ方法およびアブレータ構造に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
飛翔体が地球や惑星の大気に突入する場合には、大気との摩擦によって高熱状態となることから、飛翔体の加熱表面側を高熱ガスから保護することによって内部機器への熱影響を回避する必要がある。
【０００３】
従来、このような熱保護のための方法としては、例えば、
（ｉ）比較的弱い加熱を長時間受ける場合に適したものとして、耐熱性に優れた表面材料を高温に保持し、表面からの輻射放熱によって熱保護を行うようにした輻射冷却方法、具体的には、耐熱タイルを用いる方法や、
（ｉｉ）比較的強い加熱を短時間受ける場合に適したものとして、熱容量の大きい機体で熱を吸収して、機体表面の溶融・燃焼等による変形を防ぐようにした加熱吸収方法、具体的にはノーズキャップを用いる方法や、
（ｉｉｉ）強い加熱を長時間受ける場合に適したものとして、樹脂を主材料とする表面材の熱分解・燃焼・昇華に伴う低温気体の噴出によって加熱を減じ、高温表面からの輻射冷却と併せて熱防護を行うようにしたアブレーション方法、具体的には高密度アブレータ材料や低密度アブレータ材料を用いる方法などがある。
【０００４】
そして、本発明は、上記（ｉｉｉ）のアブレーション方法およびこれに適用されるアブレータ構造の改良に関するものである。
【０００５】
上記したアブレーション方法における従来の高密度アブレータ材料としては、密度ρが約１．７４ｇ／ｃｍ３前後のＳｉＯ２繊維強化樹脂（ＳｉＯ２−ＦＲＰ）や、密度ρが約１．３８ｇ／ｃｍ３前後のＣ繊維強化樹脂（Ｃ−ＦＲＰ）などが使用されていた。
【０００６】
また、従来のアブレーション方法における低密度アブレータ材料としては、シリコーン樹脂，エポキシ樹脂，フェノール樹脂などの樹脂にマイクロバルーンを混合することによって密度ρが約０．４０〜０．６０ｇ／ｃｍ３となるように低密度化して短繊維（シリカ，カーボン，ポリアミド（ナイロン）等）で強化したものなどが使用されていた。
【０００７】
そして、このような高密度もしくは低密度アブレータ材料は、図８（Ａ）に示すように、アブレータ材５１としてサポート５２上に接着されて一体化した構造をなすものとなっており、矢印Ａ方向から空力加熱を受けることによって表面がリセッションし、図８（Ｂ）に示すように、アブレータ材５１の厚さが薄くなることにより熱防護を行うようにしていた。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、上記した従来の高密度アブレータ材料では、剛性が大きく強度部材としても使用できると共に、リセッション量（表面後退量）が少なく、加熱率１０〜２０ＭＷ／ｍ２程度の高加熱にも耐えることが可能であるという利点を有しているものの、高密度であるため重量が増大する傾向にあると共に、断熱性があまり良くないため内部機器に対する熱保護性に若干劣るという問題点があった。
【０００９】
また、上記した従来の低密度アブレータ材料では、低密度であるため重量を軽減することが可能であると共に断熱性が良好であるためある程度の厚さを有している間は内部機器に対する熱保護性に優れているという利点を有しているものの、剛性が小さく強度部材として使用しがたいと共に、リセッション量が多く、加熱率３ＭＷ／ｍ２程度までしか耐えることができないという問題点があった。
【００１０】
さらには、図８（（Ｂ）に示すように、アブレータ材５１はサポート５２に接着されたままとなっているため、アブレータ材５１の熱がこのアブレータ材５１およびサポート５２を通して内部機器側に伝達されることがあるという問題点があったことから、これらの問題点を解消することが課題としてあった。
【００１１】
【発明の目的】
本発明は、このような従来の課題にかんがみてなされたものであって、高密度アブレータ材料を用いることができるため、従来の高密度アブレータ材料の場合と同様にリセッション量が少なく、加熱率１０〜２０ＭＷ／ｍ２程度の高加熱にも耐えることが可能であり、しかも高密度アブレータ材料の層厚さを従来に比べて小さくすることができるため従来よりも重量の軽減をはかることができ、層厚さを小さくしたときでも熱伝導による内部機器への熱影響を十分に回避することが可能であるアブレーション方法およびアブレータ構造を提供することを目的としている。
【００１２】
【課題を解決するための手段】
本発明に係わるアブレーション方法は、請求項１に記載しているように、飛翔体の加熱表面側を高熱ガスから熱保護するに際し、サポートおよび飛翔体の主構造材の少なくとも一方に対してアブレータ材を分離可能としておき、加熱ピークが過ぎたところないしはアブレータ材の裏面温度が所定温度以上となったところでアブレータ材をサポートから分離するようにしたことを特徴としている。
【００１３】
また、本発明に係わるアブレータ構造は、請求項２に記載しているように、アブレータ材がサポートに対して分離可能となっている構成としたことを特徴としている。
【００１４】
そして、本発明に係わるアブレータ構造の実施態様においては、請求項３に記載しているように、アブレータ材がサポート上に積層されている構造のものとしたり、請求項４に記載しているように、アブレータ材とサポートおよび飛翔体の主構造材の少なくとも一方との間に空間が形成してある構成のものとしたりすることができる。
【００１５】
同じく、本発明に係わるアブレータ構造の実施態様においては、請求項５に記載しているように、サポートはアブレータ専用のサポートである構成とすることができ、請求項６に記載しているように、サポートはアブレータ材自身や飛翔体の主構造材が兼ねるものである構成とすることができる。
【００１６】
同じく、本発明に係わるアブレータ構造の実施態様においては、請求項７に記載しているように、アブレータ材を分離可能とする分離機構は火薬の爆発力を用いたものである構成のものとすることができる。
【００１７】
同じく、本発明に係わるアブレータ構造の実施態様においては、請求項８に記載しているように、アブレータ材は高密度アブレータ材料よりなるものとすることができ、あるいは、請求項９に記載しているように、アブレータ材は表面側が高密度アブレータ材料よりなりかつ内部側が低密度アブレータ材料よりなり、場合によっては表面側から裏面側へと密度が順次減少すると共に裏面側から表面側へと密度が順次増大するアブレータ材料よりなるものとすることができる。
【００１８】
【発明の作用】
本発明に係わるアブレーション方法は、請求項１に記載しているように、飛翔体の加熱表面側を高熱ガスから熱保護するに際し、サポートに対してアブレータ材を分離可能としておき、加熱ピークが過ぎたところないしはアブレータ材の裏面温度が所定温度以上となったところでアブレータ材をサポートから分離するようにしたから、例えば、アブレータ材として高密度アブレータ材料を用いた場合に、大気圏に再突入して飛翔体の前方部分が加熱される間は高密度アブレータ材料により熱保護されるようになることによって、リセッション量が少なく、加熱率１０〜２０ＭＷ／ｍ２程度の高加熱にも耐えうるものとなり、加熱ピークを過ぎたところないしはアブレータ材の裏面温度が所定温度以上となったところでアブレータ材がサポートから分離されることによって、アブレータ材が保持している熱が飛翔体側へ伝導されることがなくなって、このアブレータ材を通しての熱伝導が完全に絶ち切られることとなるので、高密度アブレータ材料を分離せずにそのままとしている場合に比べて熱伝導による内部機器への熱影響が大幅に回避されることとなる。そして、このように、高密度アブレータ材料は加熱ピークを過ぎたところないしはアブレータ材の裏面温度が所定温度以上となったところで分離されるので、熱伝導を遅くするためにアブレータ材の厚さを大きくする必要性がなくなることから、従来ほどの厚さにしなくとも良いこととなって、重量の軽減がはかられることとなる。
【００１９】
また、本発明に係わるアブレータ構造は、請求項２に記載しているように、アブレータ材がサポートに対して分離可能となっている構成としたから、請求項１に記載のアブレータ方法が容易に実現されることとなる。
【００２０】
そして、本発明に係わるアブレータ構造の実施態様においては、請求項３に記載しているように、アブレータ材がサポート上に積層されている構造のものとすることによって、構造が簡単でアブレータ材の保持が良好になされることとなり、請求項４に記載しているように、アブレータ材とサポートおよび飛翔体の主構造材の少なくとも一方との間に空間が形成してある構成のものとすることによって、空間の存在により断熱性がより一層向上して熱保護性がさらに向上することとなる。
【００２１】
同じく、本発明に係わるアブレータ構造の実施態様においては、請求項５に記載しているように、サポートはアブレータ用サポートである構成とすることによって、アブレータ材に対するサポートを各々のアブレータ材に適したものとすることにより、アブレータ材のサポートが良好に行えることとなり、ＦＲＰタイプの高密度アブレータ材は強度が高いことから、請求項６に記載しているように、従来のサポート構造をアブレータ材自身が兼ねる構成としたり、飛翔体の主構造材が兼ねる構成とすることによって、極く簡便な構造で飛翔体の熱保護が行えることとなる。
【００２２】
同じく、本発明に係わるアブレータ構造の実施態様においては、請求項７に記載しているように、アブレータ材を分離可能とする分離機構は火薬の爆発力を用いたものである構成のものとすることによって、アブレータ材の分離が確実に行えることとなる。
【００２３】
同じく、本発明に係わるアブレータ構造の実施態様においては、請求項８に記載しているように、アブレータ材は高密度アブレータ材料よりなるものとすることによって、高密度アブレータ材の特長である高剛性，低リセッション速度，耐高加熱率性を活かせるようになり、請求項９に記載しているように、アブレータ材は表面側が高密度アブレータ材料よりなりかつ内部側が低密度アブレータ材料よりなるものとすることによって、高密度アブレータ材料の特長である高剛性，低リセッション速度，耐高加熱率性を活かしたうえで、低密度アブレータ材料の特長である軽量性，断熱性を活かしうるものとなって、リセッション量が少なくしかも軽量であって熱保護特性にも優れたアブレータ構造となる。
【００２４】
【実施例】
図１（Ａ）は、本発明に係わるアブレーション方法の実施に使用するアブレータ構造の一実施例を示すものであって、アブレータ材１がサポート２上に積層されており、このアブレータ材１は、分離機構３により、サポート２に対して分離可能となっている。
【００２５】
図２（Ａ）は、本発明に係わるアブレーション方法の実施に使用するアブレータ構造の他の実施例を示すものであって、アブレータ材１が空間４を介してサポート２で支持されており、このアブレータ材１は、分離機構３により、サポート２に対して分離可能となっている。この場合、アブレータ材１には突出部１ａを設けておくことによって、サポート２との間で空間４が形成されるようにしてある。
【００２６】
図３は、図１（Ａ）および図２（Ａ）に示した分離機構３の詳細（とくに、図２（Ａ）のＢ部分）を示すものであって、図４に示すような一端側に六角頭５ａを有すると共に他端側におねじ部５ｂを有し、途中に細径としたノッチ部５ｃを形成したボルト５を用い、図３に示すように、アブレータ材１とサポート２との境界部分にボルト５のノッチ部５ｃが位置するようにしてスペーサ６を介してナット７で締め付けることによりアブレータ材１とサポート２とを固定し、ナット７で固定したあとは穴埋め部材１ａで穴埋めし、スペーサ６とサポート２との間に、楕円形をなすステンレス鋼製筒状体８の内部に２条の線条爆薬９，９を収めた扁平形状の継手切断用火工品１０をアブレータ材１およびサポート２の外縁に沿ってリング形状に配設した構造をなしている。
【００２７】
したがって、図１（Ａ）または図２（Ａ）に示したアブレータ構造を採用した飛翔体において、この飛翔体が大気圏内に再突入した際には、図１（Ａ）および図２（Ａ）の矢印方向から空力加熱を受けることによってアブレータ材１が熱分解・燃焼・昇華しながら低温気体を噴射することによって飛翔体の加熱を減じ、高温表面からの輻射冷却と併せて、飛翔体内部の機器を熱保護する。
【００２８】
そして、図１（Ｃ）に示すように、アブレータ材１に対する加熱ピークＰが過ぎたところで、あるいは、アブレータ材１の裏面温度が所定温度以上、例えば２５０℃を超えたところで、線条爆薬９，９を爆発させることによって、楕円形をなすステンレス鋼製筒状体８を円形にし、ボルト５に対して軸方向の引張力を付加することによって、ボルト５のノッチ部５ｃで切断し、図１（Ｂ）および図２（Ｂ）に示すように、アブレータ材１をサポート２から分離することができるようにする。
【００２９】
したがって、アブレータ材１が保持している熱は、この分離によってサポート２に全く伝達されないこととなり、内部機器に対する熱防護をさらに良好なものにすることが可能となる。
【００３０】
したがって、例えば、アブレータ材１として、剛性が高くリセッション量が少ないという利点を有するものの熱伝導率が良好である高密度アブレータ材料を用いたときに、アブレータ材１の熱伝導による飛翔体側への熱移動がアブレータ材１の分離によって遮断されることとなるので、アブレータ材１として熱伝導率の良い（断熱性の良くない）高密度アブレータ材料を用いたときでも、熱伝達が途中で停止されることとなり、熱伝達を遅らすためにアブレータ材１の厚さを大きくする必要性がなくなって、アブレータ材１の厚さを小さなものとすることが可能となり、軽量化がはかられることとなる。
【００３１】
上記した実施例において、ボルト５はノッチ部５ｃをそなえたノッチボルトタイプのものとしているが、図５に示すように、線条爆薬９，９の爆発によって、ボルト５のテーパ面５ｄによる剪断力でシェアピン８が切断されることによりアブレータ材１をサポート２から分離できるようにするシェアピンボルトタイプのものを用いることができ、その他適宜の分離機構を採用することができる。
【００３２】
図６（Ａ）は、本発明に係わるアブレータ構造のさらに他の実施例を示すものであって、図１（Ａ）および図２（Ａ）のアブレータ構造では、アブレータ材１がこのアブレータ材１を支持するために設けたアブレータ用サポート２によって分離機構３を介して固定・保持されている場合を示しているのに対して、図６（Ａ）に示すアブレータ構造では、ＦＲＰタイプの高密度アブレータ材はマトリックス樹脂が熱分解を生じはじめる温度（３００℃位）までは強度が高いため、従来からのサポート構造はアブレータ材自身がもつようにし、省略できるようにして、飛翔体の主構造材１１にアブレータ材１を従来のサポート構造を用いずに分離機構３を介して固定・保持できるようにした場合を示している。
【００３３】
そして、この場合にも、飛翔体が大気圏に突入して図６（Ａ）のＡ方向からの空力加熱によりアブレータ材１が熱分解・燃焼・昇華しながら熱保護を行い、アブレータ材１に対する加熱ピークが過ぎたところで、あるいは、アブレータ材１の裏面温度が所定温度以上となったところで、分離機構３を作動させて図６（Ｂ）に示すようにアブレータ材１をサポート２から分離するようになすことによって、アブレータ材１がもつ熱が飛翔体側に伝達されるのを完全に遮断することができるようになる。
【００３４】
図７は本発明のさらに他の実施例を示すものであって、図１ないし図６の実施例では、アブレータ材１が高密度アブレータ材料または低密度アブレータ材料の単層よりなるものとしているが、図７に示すアブレータ材１のように、表面側が厚さＴ１を有する高密度アブレータ材料１Ａよりなると共に内部側が厚さＴ２を有する低密度アブレータ材料１Ｂよりなる２層構造であるものとし、このアブレータ材１をアブレータ用サポート２もしくは飛翔体の主構造材が兼用するサポート２に対して図示しない分離機構３により分離可能とした構造としてもよい。そして、この場合の高密度アブレータ材料１Ａおよび低密度アブレータ材料１Ｂとしては、例えば、表１に示すようなものを用いることができる。
【００３５】
【表１】
0003565370.tif 000002
【００３６】
また、表面側の高密度アブレータ材料からサポート側の低密度アブレータ材料までの間で密度が次第に変化する傾斜的特性を有するアブレータ材料からなるアブレータ材１としても良い。
【００３７】
【発明の効果】
本発明に係わるアブレーション方法は、請求項１に記載しているように、飛翔体の加熱表面側を高熱ガスから熱保護するに際し、サポートに対してアブレータ材を分離可能としておき、加熱ピークが過ぎたところないしはアブレータ材の裏面温度が所定温度以上に上昇したところでアブレータ材をサポートから分離するようにしたから、例えば、アブレータ材として高密度アブレータ材料を用いた場合に、大気圏に再突入して飛翔体の前方部分が加熱される間は高密度アブレータ材料により熱保護されるようになることによって、リセッション量が少なく、加熱率１０〜２０ＭＷ／ｍ２程度の高加熱にも耐えることができるものとなり、加熱ピークを過ぎたところないしはアブレータ材の裏面温度が所定温度以上に上昇したところでアブレータ材が分離されることによって、アブレータ材が保持している熱が飛翔体側へ伝導されることがなくなって、このアブレータ材を通しての熱伝導が完全に絶ち切られることとなるので、高密度アブレータ材料を分離せずにそのままとしている場合に比べて熱伝導による内部機器への熱影響を大幅に回避することが可能となる。そして、このように、高密度アブレータ材料は加熱ピークを過ぎたところないしはアブレータ材の裏面温度が所定温度以上に上昇したところで分離されるので、熱伝導を遅くするためにアブレータ材の厚さを大きくする必要性がなくなることから、従来ほどの厚さにしなくとも良いこととなって、重量の軽減を実現することが可能になるという著しく優れた効果がもたらされる。
【００３８】
また、本発明に係わるアブレータ構造は、請求項２に記載しているように、アブレータ材がサポートに対して分離可能となっている構成としたから、請求項１に記載のアブレータ方法を容易に実現することが可能になるという著しく優れた効果がもたらされる。
【００３９】
そして、本発明に係わるアブレータ構造の実施態様においては、請求項３に記載しているように、アブレータ材がサポート上に積層されている構造のものとすることによって、構造が簡単でアブレータ材の保持も良好にすることが可能となり、請求項４に記載しているように、アブレータ材とサポートおよび飛翔体の主構造材の少なくとも一方との間に空間が形成してある構成のものとすることによって、空間の存在により断熱性をより一層向上させることが可能となって熱保護性をさらに向上することが可能となる。
【００４０】
同じく、本発明に係わるアブレータ構造の実施態様においては、請求項５に記載しているように、サポートはアブレータ用サポートである構成とすることによって、アブレータ材に対するサポートを各々のアブレータ材に適したものとすることにより、アブレータ材のサポートを良好に行うことが可能となり、請求項６に記載しているように、サポートはアブレータ材自身や飛翔体の主構造材である構成とすることによって、強度が大であるＦＲＰタイプの高密度アブレータ材自身や飛翔体の主構造材がサポートを兼用する構成とすることにより極く簡便な構造で飛翔体の熱保護を行うことが可能となる。
【００４１】
同じく、本発明に係わるアブレータ構造の実施態様においては、請求項７に記載しているように、アブレータ材を分離可能とする分離機構は火薬の爆発力を用いたものである構成のものとすることによって、アブレータ材の分離を確実に行うことが可能となる。
【００４２】
同じく、本発明に係わるアブレータ構造の実施態様においては、請求項８に記載しているように、アブレータ材は高密度アブレータ材料よりなるものとすることによって、高密度アブレータ材の特長である高剛性，低リセッション速度，耐高加熱率性を活かすことができるようになり、請求項９に記載しているように、アブレータ材は表面側が高密度アブレータ材料よりなりかつ内部側が低密度アブレータ材料よりなるものとすることによって、高密度アブレータ材料の特長である高剛性，低リセッション速度，耐高加熱率性を活かしたうえで、低密度アブレータ材料の特長である軽量性，断熱性を活かすことができるものとなって、リセッション量が少なくしかも軽量であって熱保護特性にも優れたアブレータ構造とすることが可能となるという著しく優れた効果がもたらされる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明に係わるアブレータ構造の一実施例を示す断面説明図（図１の（Ａ））および分離後の断面説明図（図１の（Ｂ））ならびに加熱ピークＰの説明図（図１の（Ｃ））である。
【図２】本発明に係わるアブレータ構造の他の実施例を示す断面説明図（図２の（Ａ））および分離後の断面説明図（図２の（Ｂ））である。
【図３】アブレータ材の分離機構を示す図２（Ａ）のＢ部分の拡大断面説明図である。
【図４】ノッチボルトタイプとした分離機構用ボルトの説明図である。
【図５】シェアピンボルトタイプとした分離機構用ボルトの説明図である。
【図６】本発明に係わるアブレータ構造のさらに他の実施例を示す断面説明図（図６の（Ａ））および分離後の断面説明図（図６の（Ｂ））である。
【図７】本発明に係わるアブレータ構造のさらに他の実施例を示す部分断面説明図である。
【図８】従来のおけるアブレータ構造の一例を示す断面説明図（図８の（Ａ））および空力加熱後の断面説明図（図８の（Ｂ））である。
【符号の説明】
１  アブレータ材
２  サポート
３  分離機構
４  空間
５  ボルト（分離機構）
８  ステンレス鋼製筒状体（分離機構）
９  線条爆薬（分離機構）
１０  継手切断用火工品（分離機構）
１１  飛翔体の主構造材
【図１】
0003565370.tif 000003
【図２】
0003565370.tif 000004
【図３】
0003565370.tif 000005
【図４】
0003565370.tif 000006
【図５】
0003565370.tif 000007
【図６】
0003565370.tif 000008
【図７】
0003565370.tif 000009
【図８】
0003565370.tif 000010