(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
成形型にプリプレグを積層して、プリプレグリングを作成する工程と、
前記プリプレグリングを、一端が開口した形状のセラミックレドームの内側に押し当てた状態に維持しつつ、前記プリプレグを硬化させて耐熱性樹脂リングを形成することにより、前記セラミックレドームと前記耐熱性樹脂リングとを一体成形する工程と、
前記成形型を前記耐熱性樹脂リングから取り外す工程とを有することを特徴とする飛翔体用レドームの製造方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、飛翔体のアンテナを保護する飛翔体用レドームの製造方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
目標に向けて電波誘導によって飛翔する飛翔体は、先端部に目標を検知するためのレーダ用アンテナを備えている。飛翔体の先端部は、空気抵抗又は空力加熱を受けやすい部位である。このため、飛翔体の先端部は、空気抵抗を減らし高速で飛翔できるように尖った形状とすることが一般的である。飛翔体の先端部の形状の例には、円錐形状、累積分布形状及びフォンカルマン形状を挙げられる。
【０００３】
また、レドームは、レーダ用アンテナが送受信する電波を透過させる必要があることから、誘電体材料を使用しなければならない。誘電体材料にはセラミックス又は繊維強化プラスチックを材料に用いることができる。レドームの材料に適用できるセラミックスは、アルミナ（Ａｌ２Ｏ３）、コージライト（２ＭｇＯ・２Ａｌ２Ｏ３・５ＳｉＯ２）、ヒューズドシリカ（ＳｉＯ２）、シリコンナイトライド（Ｓｉ３Ｎ４）といったセラミックス焼結体である。
【０００４】
超音速で飛翔する飛翔体のレドームは、耐熱性及び耐熱衝撃性を有する低熱膨張係数のセラミックス材を使用することが主流である。ここでの低熱膨張係数とは、０から５×１０−６／℃の範囲である。一方、飛翔体の機体には、鉄又はアルミニウムのような高剛性かつ高熱膨張係数の材料が用いられることが一般的である。ここでの高熱膨張係数とは、１０×１０−６から３０×１０−６／℃の範囲である。
【０００５】
レドームと機体とは材料が異なるため、組合せることにより熱応力が発生する。このため、特許文献１，２に開示されるように、高剛性かつ熱膨張係数が比較的低い繊維強化プラスチックを用いたリングを介してレドームを機体に固定し、レドームとリングとは接着剤で固定することが一般的である。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】特開２００３−０２１５００号公報
【特許文献２】特開２０１３−２４４６２１号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
飛翔体は、飛翔開始から数秒間という短い時間で超音速又は極超音速に達するものが多く、空力加熱により機体が高温に晒される。レドームは、飛翔体の部位の中でも熱的環境が厳しい部位の一つであり、大きな空気抵抗と大きな空力加熱と熱衝撃とを受けることになる。レドームは、強度が高く、耐熱性及び耐熱衝撃性が求められることから、耐熱温度１０００℃以上の誘電体材料であるセラミックスをレドーム材料とすることが一般的である。
【０００８】
セラミックス製のレドームとリングとの固定には、エポキシ系又はシリコン系の接着剤を用いることが多い。空力加熱によりレドームが高温になると接着剤の温度も高くなる。飛翔体の飛翔速度が上がったり、飛翔時間が長くなったりして、空力加熱による熱量が増加すると、接着剤の耐熱温度を超えてしまう。
【０００９】
さらに、レドームの耐熱衝撃を緩和するために、機体の材料に熱伝導率の高い材料を選択した場合は、レドームから接着剤の接合部まで熱が伝わりやすいことから、接着剤の温度が高温になり、接着剤の耐熱温度を超えてしまい、レドームと機体との接合状態を維持できなくなるおそれがある。
【００１０】
また、空力加熱に直接晒される飛翔体の最外殻部に断熱材を設けて、リングの温度上昇を防ぐものもあるが、断熱材が設けられていても接着剤の耐熱温度を超えてしまうことがある。
【００１１】
本発明は、上記に鑑みてなされたものであって、耐熱性の向上を図った飛翔体用レドームの製造方法を得ることを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
上述した課題を解決し、目的を達成するために、本発明は、成形型にプリプレグを積層して、プリプレグリングを作成する工程と、プリプレグリングを、一端が開口した形状のセラミックレドームの内側に押し当てた状態に維持しつつ、プリプレグを硬化させて耐熱性樹脂リングを形成することにより、セラミックレドームと耐熱性樹脂リングとを一体成形する工程と、成形型を耐熱性樹脂リングから取り外す工程とを有することを特徴とする。
【発明の効果】
【００１３】
本発明によれば、耐熱性の向上を図った飛翔体用レドームの製造方法を得ることができるという効果を奏する。
【図面の簡単な説明】
【００１４】
【図１】本発明の実施の形態にかかる飛翔体用レドームの構成を示す図
【図２】実施の形態にかかる飛翔体用レドームの製造手順を示すフローチャート
【図３】実施の形態にかかる飛翔体用レドームのリングの積層及び成形方法を示す図
【図４】実施の形態にかかる飛翔体用レドームのリングの硬化方法を示す図
【図５】実施の形態にかかる飛翔体用レドームのリングの脱型方法を示す図
【発明を実施するための形態】
【００１５】
以下に、本発明の実施の形態にかかる飛翔体用レドームの製造方法を図面に基づいて詳細に説明する。なお、この実施の形態によりこの発明が限定されるものではない。
【００１６】
実施の形態．
図１は、本発明の実施の形態にかかる飛翔体用レドームの構成を示す図であり、図１（ａ）は、飛翔体用レドーム１全体の側面を示しており、図１（ｂ）は図１（ａ）のＡ部を部分的に拡大して示している。なお、図１（ａ）ではＡ部付近を切り欠いて示している。飛翔体用レドーム１は、セラミックス材料で構成されたセラミックレドーム２と、ポリイミド系又はシアネート系の耐熱性を有する樹脂を用いた耐熱性樹脂リング５とが一体に成形された構造を有する。セラミックレドーム２は、一端側が開口した形状であり、耐熱性樹脂リング５は、セラミックレドーム２の開口の内側に固定されており、飛翔体の機体とセラミックレドーム２との間に配置されて、機体とセラミックレドーム２との間に生じる熱応力を緩和させる。セラミックス材料で構成されたセラミックレドーム２の表面には微細な凹凸が存在している。耐熱性樹脂リング５を構成する樹脂は、セラミックレドーム２の表面な微細な凹凸に入り込んで、セラミックレドーム２と耐熱性樹脂リング５との界面に接着層６を形成しており、耐熱性樹脂リング５は接着層６のアンカー効果によってセラミックレドーム２に固定されている。セラミックレドーム２の一端が開口した形状の例には、円錐、角錐、回転放物面及び半楕楕円体を挙げることができる。
【００１７】
耐熱性樹脂リング５とセラミックレドーム２との界面に形成された接着層６は、耐熱性樹脂リング５と同じ樹脂がセラミックレドーム２の表面の凹凸に入り込んで形成されているため、セラミックレドーム２と耐熱性樹脂リング５との接着部である接着層６は、耐熱性樹脂リング５と同等の耐熱温度を持つ。
【００１８】
図２は、実施の形態にかかる飛翔体用レドームの製造手順を示すフローチャートである。実施の形態にかかる飛翔体用レドーム１は、プリプレグをリング状に積層するステップＳ１の第１の工程と、リング状に積層したプリプレグを硬化及び接着してリングを形成するステップＳ２の第２の工程と、リングを型から抜き出して脱型するステップＳ３の第３の工程とを有する。
【００１９】
図３は、実施の形態にかかる飛翔体用レドームのリングの積層及び成形方法を示す図である。ステップＳ１の第１の工程において、ユーザは、成形型４１にプリプレグを巻き付けて積層し、プリプレグリング４３を形成する。プリプレグリング４３を形成した成形型４１をセラミックレドーム２の内面に押し当てて、固定する。
【００２０】
図４は、実施の形態にかかる飛翔体用レドームのリングの硬化方法を示す図である。ステップＳ２の第２の工程において、ユーザは、プリプレグリング４３を押し当てた状態のセラミックレドーム２にフィルム４４を被せて密閉状態とし、フィルム４４で囲んだ空間内の空気を排気口４５から吸い出して減圧した上でプリプレグリング４３を硬化させる。プリプレグリング４３の硬化には、オートクレーブを適用可能であるが、これに限定されない。
【００２１】
図５は、実施の形態にかかる飛翔体用レドームのリングの脱型方法を示す図である。ステップＳ３の第３の工程において、プリプレグリング４３が硬化して形成された耐熱性樹脂リング５から成形型４１を取り外す。
【００２２】
上記の手順により、飛翔体用レドーム１が完成する。
【００２３】
実施の形態にかかる飛翔体用レドーム１は、セラミックレドーム２に対して高耐熱性樹脂製の耐熱性樹脂リング５を一体成形することで、セラミックレドーム２と耐熱性樹脂リング５との接着層６の耐熱性を向上させることができる。
【００２４】
また、実施の形態にかかる飛翔体用レドーム１は、セラミックレドーム２に対して耐熱性樹脂リング５を一体成形しているため、耐熱性樹脂リング５の表面を切削バイトで加工する工程及び耐熱性樹脂リング５の接着面に接着剤を塗布して接着する工程は不要である。したがって、製造工程における工数を削減できる。
【００２５】
なお、上記の説明では、プリプレグを積層してプリプレグリング４３を形成し、これをセラミックレドーム２の内面に押し当ててから硬化させることで耐熱性樹脂リング５とセラミックレドーム２とを一体成形しているが、耐熱性樹脂リング５はプリプレグを用いずに形成されたものであっても良い。すなわち、上記の製造工程は、実施の形態にかかる飛翔体用レドーム１の製造工程の一例であり、上記の説明とは異なる手順でセラミックレドーム２と耐熱性樹脂リング５とを一体成形しても構わない。
【００２６】
実施の形態にかかる飛翔体用レドーム１は、耐熱性樹脂リング５とセラミックレドーム２との一体成形により、セラミックレドーム２の開口の内側に耐熱性樹脂リング５を固定している。したがって、耐熱性樹脂リング５の耐熱温度以下では、セラミックレドーム２と耐熱性樹脂リング５との接合強度は低下することがない。また、セラミックレドーム２と耐熱性樹脂リング５との固定に接着剤を用いないため、接着剤の経時劣化により接合強度が低下することを防止できる。
【００２７】
以上の実施の形態に示した構成は、本発明の内容の一例を示すものであり、別の公知の技術と組み合わせることも可能であるし、本発明の要旨を逸脱しない範囲で、構成の一部を省略、変更することも可能である。
【符号の説明】
【００２８】
１  飛翔体用レドーム、２  セラミックレドーム、５  耐熱性樹脂リング、６  接着層、４１  成形型、４３  プリプレグリング、４４  フィルム、４５  排気口。
【図１】
0006278924.tif 000002
【図２】
0006278924.tif 000003
【図３】
0006278924.tif 000004
【図４】
0006278924.tif 000005
【図５】
0006278924.tif 000006