(57)【要約】【課題】  保護されている機体の表面（１４）温度を所望レベルに維持する雷撃緩和装置（１０）を提供する。【解決手段】  表面（１４）を保護する雷撃緩和装置（１０）は、保護対象の表面（１４）に隣接する内側断熱層（１２）と、外側断熱層（１８）と、内側断熱層（１２）と外側断熱層（１８）との間で導電材料から形成される中間層（１６）とを含む。内側断熱層（１２）および外側断熱層（１８）は、金属添加物を含有しないアブレーション断熱材料、１５％のニッケル添加物を含有するアブレーション断熱材料、または３０％のニッケル添加物を含有するアブレーション断熱材料から形成されてもよい。導電材料は、導電材料または導電材料群から選択される網状材料または箔材料とすることができる。【選択図】  図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
被保護表面に隣接する内側断熱層と、外側断熱層と、前記内側断熱層と前記外側断熱層との間で導電材料から形成される中間層とを含む、表面を保護する雷撃緩和装置。
【請求項２】
前記内側層および前記外側層は、それぞれ、アブレーション断熱材料から形成される請求項１記載の雷撃緩和装置。
【請求項３】
前記内側層および前記外側層の少なくとも一方は、金属無添加のアブレーション断熱材料から形成される請求項１記載の雷撃緩和装置。
【請求項４】
前記内側層および前記外側層の少なくとも一方は、１５％のニッケルを添加したアブレーション断熱材料から形成される請求項１記載の雷撃緩和装置。
【請求項５】
前記内側層および前記外側層の少なくとも一方は、３０％のニッケルを添加したアブレーション断熱材料から形成される請求項１記載の雷撃緩和装置。
【請求項６】
前記導電層は、銅材料またはアルミニウム材料から形成される網状材料を含む請求項１記載の雷撃緩和装置。
【請求項７】
前記導電層は、銅材料またはアルミニウム材料から形成される箔材料を含む請求項１記載の雷撃緩和装置。
【請求項８】
前記装置は厚みを有し、前記導電層は前記厚みの中間点の近くに配置される請求項１記載の雷撃緩和装置。
【請求項９】
前記装置は厚みを有し、前記導電層は前記厚みの中間点に配置される請求項１記載の雷撃緩和装置。
【請求項１０】
前記内側層は、金属無添加のアブレーション断熱材料から形成され、前記外側層は、３０％のニッケルを添加したアブレーション断熱材料から形成される請求項１記載の雷撃緩和装置。
【請求項１１】
前記導電層は、導電材料、半導体材料、超伝導材料およびこれらの混合物からなる群から選択される網状材料を含む請求項１０記載の雷撃緩和装置。
【請求項１２】
前記内側層は、金属無添加のアブレーション断熱材料から形成され、前記外側層は、１５％のニッケルを添加したアブレーション断熱材料から形成される請求項１記載の雷撃緩和装置。
【請求項１３】
前記導電層は、導電材料、半導体材料、超伝導材料およびこれらの混合物からなる群から選択される網状材料または箔材料を含む請求項１２記載の雷撃緩和装置。
【請求項１４】
機体表面を保護する雷撃緩和装置であって、
金属無添加のアブレーション断熱体材料から形成されるとともに、前記機体表面に接合された内側層と、
前記内側層に接合されるとともに、導電材料、半導体材料、超伝導材料およびその混合物からなる群から選択される網状材料と、
前記網状材料に接合されるとともに、金属無添加のアブレーション断熱材料から形成される外側層とを含む雷撃緩和装置。
【請求項１５】
前記装置は厚みを有し、前記網状材料は前記厚みの中間点の近くに配置される請求項１４記載の雷撃緩和装置。
【請求項１６】
前記装置は厚みを有し、前記網状材料は前記厚みの中間点に配置される請求項１４記載の雷撃緩和装置。
【請求項１７】
表面と、前記表面を保護するための雷撃緩和装置とを含む輸送装置であって、
前記雷撃緩和装置は、前記表面に隣接する内側断熱層と、外側断熱層と、前記内側断熱層と前記外側断熱層との間で導電材料から形成される中間層とを含む輸送装置。
【請求項１８】
前記表面は、金属材料、非金属材料または半金属材料から形成される請求項１７記載の輸送装置。
【請求項１９】
前記表面は、機体表面、モーター表面または部品表面である請求項１７記載の輸送装置。
【請求項２０】
前記内側層および前記外側層は、それぞれ、アブレーション断熱材料から形成され、前記中間層は、導電材料、半導体材料、超伝導材料およびその混合物からなる群から選択される網状材料または箔材料から形成される請求項１７記載の輸送装置。
【請求項２１】
前記内側層および前記外側層の少なくとも一方は、金属無添加のアブレーション断熱材料によって形成される請求項２０記載の輸送装置。
【請求項２２】
前記内側層および前記外側層の少なくとも一方は、１５％のニッケルを添加したアブレーション断熱材料から形成される請求項２０記載の輸送装置。
【請求項２３】
前記内側層および前記外側層の少なくとも一方は、３０％のニッケルを添加したアブレーション断熱材料から形成される請求項２０記載の輸送装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、一般に、雷撃緩和装置に関するものであり、詳述すると、航空機や宇宙船を保護するために使用可能な雷撃緩和装置に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
宇宙船、航空機およびロケット・モーターは、温度が２５００°Ｒよりも高い空気環境で動作することが多く、部品はマッハ速度の流体せん断を多く受ける。したがって、保護されている機体の表面温度は７４５°Ｒ以下に維持する必要がある。この条件は、飛行中に多くの雷撃が異なる表面箇所であった後でも満たされなければならない。設計者にとっての幾つかの課題の１つは、機体の表面を過熱から十分に保護できるように、機体の与えられた任務や稼動寿命の間に最小の厚さおよび質量のアブレーション断熱材料を用いて露出した表面下の材料への熱伝導を最小限にすることである。もう１つの課題は、最小限のコストで環境面や安全面での問題があまりない、または全くない部品材料を開発し、部品を規格通りに機体に組み付けることである。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
上記に鑑みて、本発明の目的は、保護されている機体の表面温度を所望レベルに維持する雷撃緩和装置を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００４】
上記の目的は、本発明の雷撃緩和装置によって達成される。
【０００５】
本発明によれば、一般に、表面を保護する雷撃緩和装置は、保護対象の表面に隣接する内側断熱層と、外側断熱層と、内側断熱層と外側断熱層との間で導電材料から形成される中間層とを含む。内側断熱層および外側断熱層は、金属添加物を含有しないアブレーション断熱材料、１５％のニッケル添加物を含有するアブレーション断熱材料、または３０％のニッケル添加物を含有するアブレーション断熱材料から形成可能である。導電材料は、銅含有材料またはアルミニウム含有材料から形成される網状材料または箔材料とすることができる。
【０００６】
本発明の雷撃緩和装置のその他の詳細と、これに付随するその他の目的および利点とは、以下の詳細な説明と添付図面とによって明らかとなる。なお、以下の説明および添付図面において、同一の参照番号は同一要素を示すものとする。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００７】
本発明によれば、上述した課題を解決する雷撃緩和装置が提供される。本雷撃緩和装置では、網状（メッシュ）スクリーンまたは箔などの導電材料をアブレーション断熱材料中の中間層に、またはその近くに配置する。なお、この導電材料の上に十分な厚さの断熱材料を提供することによって、導電材料の温度は、雷撃のない場合に想定される機体の最も過酷なシナリオにおいて溶解や熱損傷の温度より低く抑えられることがわかっている。また、本装置では、導電材料と機体表面との間に十分な厚みの断熱材料があるため、任務や稼動寿命中の雷撃のタイミングに関係なく、雷撃があった場合でも雷撃で損傷を受けた部分および導電材料の下に十分な厚みの断熱材料が残り、想定される機体の最も過酷な稼動シナリオにおいても、保護されている表面が断熱されて表面温度が規格範囲内の温度に維持される。
【０００８】
図１に雷撃緩和装置１０の第１の実施形態を示す。本実施形態において、アブレーション断熱材料からなる第一の層１２は、航空機、宇宙船、ミサイルまたはロケットなどの輸送手段の被保護機体表面１４に隣接して形成される。被保護機体表面１４は、たとえば硬化カーボンエポキシ材料など、当該技術で既知の適切な金属、半金属または非金属材料から形成可能である。層１２は、金属無添加の断熱体から形成される。層１２はその上の層が損傷を受けたとしても、その全稼動寿命中、機体表面を断熱すなわち保護するのに十分な厚みを有する。層１２の厚みは、与えられた飛行環境、飛行速度、飛行時間および稼動寿命の安全マージンにおける試験および分析の上、決定される。銅網またはアルミニウム網などの導電材料１６が、アブレーション断熱層１２の上に配置される。７０〜８０％の空隙を有する０．１０インチ（２．５４ｍｍ）以下の厚みの網が好ましいが、これに限定されるものではない。また、装置１０は、導電材料１６の上に、３０％のニッケルを添加したアブレーション断熱材料からなる外側層１８を有する。層１８は、複合構造の非均質積層材料でもよい。層１８は、金属スクリーン／網／箔と接合部を稼動寿命全体において十分に断熱された状態に維持するのに十分な厚みを有する。この厚みは、与えられた飛行環境、飛行速度、飛行時間および稼動寿命の安全マージンにおける試験および分析の上、決定される。
【０００９】
図２に雷撃緩和装置１０の第２の実施形態を示す。本実施形態において、内側層１２および外側層１８は、第１の実施形態で使用されているものと同様の厚みを有する同様の材料から形成される。本実施形態は、導電材料層１６が銅箔またはアルミニウム箔から形成される点が異なる。
【００１０】
図３は、雷撃緩和装置１０の第３の実施形態を示す。本実施形態において、内側層１２は、金属添加物の無いアブレーション断熱材料から形成される。一方、外側層１８は、１５％のニッケルを添加したアブレーション断熱材料から形成される。層１２および層１８は複合構造の非均質積層材料でもよい。材料成分は、添加／無添加Ｒ．Ｅ．ダーリン（Ｄａｒｌｉｎｇ）ＥＰ６８８，ＡＳＴシルコルク（Ｓｉｌ−Ｃｏｒｋ），サイテック（Ｃｙｔｅｋ）ＭＸＳ３８５，ＦＭＩフレックスフラム（Ｆｌｅｘｆｒａｍ）６０５ＴＨ，ダプコ（Ｄａｐｃｏ）２１００および２９００，カークヒル・ファストブロック（Ｋｉｒｋｈｉｌｌ  Ｆａｓｔｂｌｏｃｋ）３０１，３０４および８００，ロッキード・マーチン（Ｌｏｃｋｈｅｅｄ  Ｍａｒｔｉｎ）ＭＡ−２５，ロッキード・マーチン（Ｌｏｃｋｈｅｅｄ  Ｍａｒｔｉｎ）ＭＡ−２５中で使用されているベース・シリコンを使用した特製混合物，エアロサーム・アクシル（Ａｅｒｏｔｈｅｒｍ  Ａｃｕｓｉｌ），添加／無添加エレクトロライト（Ｅｌｅｃｔｒｏｌｉｔｅ）ＥＬＣ−３２５，添加インサルキャスト（Ｉｎｓｕｌｃａｓｔ）ＲＴＶＳ８２８およびテクノ（Ｔｅｃｈｎｏ）ＴＳＥ−３３３１、添加／無添加ポリイミドを含むことが可能であるが、これに限らない。導電層１６は、銅、銅を主成分とした合金、アルミニウムまたはアルミニウムを主成分とした合金の箔から形成されることが好ましい。層１６は、公称０．００１５インチ〜０．００８インチ（０．０３８１〜０．２０３２ｍｍ）の厚さを有することが好ましい。純粋なアルミニウムは好適材料であるが、合金の方が組立が容易で、強度を高めるため望ましい。入手可能なアルミニウム箔の大部分は合金であるが、これはその製造過程で使用される圧延処理を容易にするためである。その他の箔は、銅、ステンレス鋼、モリブデン、銀、金、タングステン、クロム、ニッケル、白金、チタン、超伝導体およびその混合物を使用するものを含んでもよいが、これに限らない。
【００１１】
図４は雷撃緩和装置１０の第４の実施形態を示す。本実施形態において、内側層１２および外側層１８は、図３の実施形態と同様の材料から形成される。また、本実施形態において、導電層１６は、銅またはアルミニウムの網状材料から形成される。
【００１２】
図５は、本発明に従った雷撃緩和装置１０のさらに別の実施形態を示す。本実施形態において、内側層１２および外側層１８は、それぞれ、金属無添加のアブレーション断熱材料から形成され、導電層１６は、銅またはアルミニウムの網から形成される。
【００１３】
導電材料層１６は、雷撃緩和装置１０の全厚みＴの中間点またはその近くに配置されることが好ましい。
【００１４】
完成品では、アブレーション断熱材料が最終的な接合表面すなわち被保護機体表面上または取外し可能に形状づけられた成形表面上に噴霧されている。本装置は、層１２を噴霧し、層１２上に導電材料を配置し、その後、外側層を噴霧することによって、設けられる。あるいは、各層を個別に形成し、各層を順に、またはアセンブリとして、機体表面上に接合してもよい。そのアセンブリが硬化する前に、導電材料は中間層またはその近くに配置される。本雷撃緩和装置が取外し可能な成形表面上で準備されるとともに硬化された場合には、その後、最終接合表面上への二次設置のために取り外される。雷撃緩和装置が被保護機体表面上に設置されると、中間層の導電材料は、何度かの雷撃後でも低下しない有効性を有する接地面としての役割を果たすために、機体との確実な電気接続部を実現する。
【００１５】
層１２，１８は、予混合または非混合材料用の通常圧力噴霧装置または非予混合や非均質層噴霧用の集中噴霧装置を使用して噴霧可能である。圧力、噴霧速度および硬化速度、さらに噴霧時間および硬化時間は、使用された製造環境および硬化環境だけでなく、使用された主要材料と添加物との正確な混合率に依存する。層１２は、硬化時間を間におきながらいくつかの工程で施されるか、または一度にすべてが施され、その後、層１２が部分的に硬化すると、層１２の湿った薄い皮膜ができ、その後、（必要に応じて下処理される）スクリーン／網／箔が加えられ、その後、層１８が硬化時間を間におきながらいくつかの工程で施されるか、または一度にすべてが施される。導電体の高さにおける噴霧材料は、層１２，１８の主要部分とは異なる添加物を含んでもよい。層１２，１８は、複合物および非均質であってもよく、同じ材料および混合物から形成される必要はない。
【００１６】
本発明の雷撃緩和装置には数多くの利点がある。本雷撃緩和装置は航空機、ロケットまたはミサイルなどの輸送手段の表面に適用可能である。また、本雷撃緩和装置は、ロケット・モーターやエンジン、ブースター、その他の露出された部品の表面に適用されることも可能である。本雷撃緩和装置は、許容可能な損傷レベルで雷撃に耐え、保護されている表面が損傷を受けないようにする。本装置は、被保護表面を空力加熱から断熱し、異なる表面箇所における何度かの雷撃の後でも、最も過酷なマッハ飛行時に被保護表面温度を許容最高温度以下に抑える。本雷撃緩和装置は、好ましい性能対質量の比率とコストとを実現し、任務の際にひび割れ、裂傷または剥離なく、被保護表面とともに二軸方向に膨張する。本発明の雷撃緩和装置は、実質的にすべての戦術的な作動温度と熱流束レベルでその機能を達成し、有効な電気接地面としての役割を果たし、独自仕様およびシルコルクのアブレーション材料にも対応可能であり、規格のフェノール・コルク板材のプラグイン式交換部品としての役割を果たし、規格のフェノール・コルク板に比べて機体の外側モールド線の大きさへの影響を最小限に抑え、緩和できない環境面または安全面の問題を発生させない。
【００１７】
必要に応じて、網形状または箔形状の導電層は、導電材料、半導体材料、超伝導材料およびその混合物からなる群から選択された材料から形成されることが可能である。
【００１８】
前述した目的、手段および利点を十分に満足する雷撃緩和装置が本発明にしたがって提供されたことは明らかである。本発明をその特定の実施形態の脈絡の中で説明したが、その他の代替、修正および変更は、上記の説明を読んだ当業者には明らかであろう。したがって、代替、修正および変更が添付の特許請求の範囲の広い範囲内に含まれることを意図する。
【図面の簡単な説明】
【００１９】
【図１】輸送手段の表面に適用される、本発明による雷撃緩和装置の第１の実施形態の概略図である。
【図２】本発明による雷撃緩和装置の第２の実施形態の概略図である。
【図３】本発明による雷撃緩和装置の第３の実施形態の概略図である。
【図４】本発明による雷撃緩和装置の第４の実施形態の概略図である。
【図５】本発明による雷撃緩和装置の第５の実施形態の概略図である。
【符号の説明】
【００２０】
１０…雷撃緩和装置
１２…内側断熱層
１４…被保護機体表面
１６…導電層
１８…外側断熱層
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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