(57)【要約】【課題】  航空宇宙の打上げ機体および輸送機の熱的必要条件を満たす断熱システム材料を提供する。【解決手段】  本発明によると、断熱システム用の材料は、シリコーン樹脂のバインダ、シリコーン触媒、山コルク、ガラスエコスフェア、およびシリコーン溶媒を含む。好適実施例では、上記材料は、６５．３〜７２．３重量％のシリコーン樹脂、６．５〜７．２５重量％のシリコーン触媒、７．２２〜７．９８重量％の山コルク、８．３６〜９．２４重量％のガラスエコスフェア、残部シリコーン溶媒からなる。【選択図】  なし【特許請求の範囲】
【請求項１】
シリコーン樹脂と、シリコーン触媒と、山コルクと、ガラスエコスフェアと、シリコーン溶媒と、を含むことを特徴とする表面に断熱を提供する材料。
【請求項２】
シリコーン樹脂は、６５．３〜７２．３重量％の量で含まれていることを特徴とする請求項１記載の材料。
【請求項３】
シリコーン触媒は、６．５〜７．２５重量％の量で含まれていることを特徴とする請求項１記載の材料。
【請求項４】
山コルクは、７．２２〜７．９８重量％の量で含まれていることを特徴とする請求項１記載の材料。
【請求項５】
ガラスエコスフェアは、８．３６〜９．２４重量％の量で含まれていることを特徴とする請求項１記載の材料。
【請求項６】
シリコーン溶媒は、７．６〜８．４重量％の量で含まれていることを特徴とする請求項１記載の材料。
【請求項７】
６５．３〜７２．３重量％のシリコーン樹脂、６．５〜７．２５重量％のシリコーン触媒、７．２２〜７．９８重量％の山コルク、８．３６〜９．２４重量％のガラスエコスフェア、残部シリコーン溶媒からなることを特徴とするシリコーン−コルクのアブレーティブ材料。
【請求項８】
シリコーン溶媒は、７．６〜８．４０重量％の量で含まれていることを特徴とする請求項７記載のシリコーン−コルクのアブレーティブ材料。
【請求項９】
シリコーン樹脂と、シリコーン触媒と、山コルクと、ガラスエコスフェアと、シリコーン溶媒と、を含む噴霧被膜を有する高温環境にさらされる表面構造。
【請求項１０】
シリコーン樹脂は、６５．３〜７２．３重量％の量で含まれていることを特徴とする請求項９記載の表面構造。
【請求項１１】
シリコーン触媒は、６．５〜７．２５重量％の量で含まれていることを特徴とする請求項９記載の表面構造。
【請求項１２】
山コルクは、７．２２〜７．９８重量％の量で含まれていることを特徴とする請求項９記載の表面構造。
【請求項１３】
ガラスエコスフェアは、８．３６〜９．２４重量％の量で含まれていることを特徴とする請求項９記載の表面構造。
【請求項１４】
シリコーン溶媒は、７．６〜８．４重量％の量で含まれていることを特徴とする請求項９記載の表面構造。
【請求項１５】
前記被膜は、６５．３〜７２．３重量％のシリコーン樹脂、６．５〜７．２５重量％のシリコーン触媒、７．２２〜７．９８重量％の山コルク、８．３６〜９．２４重量％のガラスエコスフェア、残部シリコーン溶媒からなることを特徴とする請求項９記載の表面構造。
【請求項１６】
シリコーン溶媒は、７．６〜８．４重量％の量で含まれていることを特徴とする請求項１５記載の表面構造。
【請求項１７】
前記表面構造は、機体の表面構造であることを特徴とする請求項９記載の表面構造。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、合成被膜組成物に関し、特に、シリコーン−コルクのアブレーティブ材料に関する。
【背景技術】
【０００２】
アブレーティブ材料は、宇宙船の打上げおよび大気圏への再突入時の高速でかつ高温の条件において宇宙船を保護する熱シールドとして使用される。このような材料は、基体に良好に密着するとともに、熱的なひずみに対する安定性を提供するために十分に可撓性があり、かつ良好な熱的安定性と低い熱伝導性を有する必要がある。
【０００３】
現在使用されているアブレーティブ材料は、固体材料と所定位置で硬化される被膜組成物のいずれかに大別される。所定位置で硬化されるアブレーティブ被膜組成物は、噴霧によって被覆される低粘度の組成物または手持ちのトロエル（ｔｒｏｗｅｌ）で被覆される高粘度の組成物とすることができる。
【０００４】
（コルクシートやセラミックブロックなどの）固体の被覆は、保護される基体に一致させるとともに密着させる必要がある。固体のアブレーティブ材料からなめらかな被覆を製造し、再突入後に宇宙船から炭化した被覆を取り除くことは困難で、かつ時間がかかるとともに高価な作業である。
【０００５】
特許文献１は、トロエルで被覆可能なアブレーティブ被膜の組成物を開示している。この組成物は、エポキシ樹脂、アミド硬化剤、ガラスミクロスフェア、および山コルクを含む。
【特許文献１】米国特許第４８３７２５０号明細書
【特許文献２】米国特許第５３０７９９２号明細書
【特許文献３】米国特許第６３２２０００号明細書
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
今日ある問題の１つは、現行の断熱システムの重量である。機体を保護するために必要な材料は比較的重く、材料が重いほど打ち上げるすなわち運搬できる積載量すなわち重量が少なくなる。材料は、その特性によって被覆面を保護する能力を必要とする。最新の断熱システムは、材料のアブレーションおよび機体の基体を保護するために被覆される量によって制限されている。これにより、望ましくない重量が発生する。また、より高温の領域のために比較的厚い材料を使用すると、追加の重量が加わるとともに積載量がさらに減少してしまう。
【０００７】
よって、本発明の目的は、航空宇宙の打上げ機体および輸送機の熱的必要条件を満たす断熱システム材料を提供することである。
【０００８】
本発明の他の目的は、噴霧することができるとともに適切な断熱のために要求される厚さに積層できる上述の断熱システム材料を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
上述の目的は、本発明の断熱システム材料によって達成される。
【００１０】
本発明によると、断熱システムで使用される材料は、シリコーン樹脂のバインダ、シリコーン触媒、山コルク、ガラスエコスフェア、およびシリコーン溶媒を含む。
【００１１】
本発明のシリコーン−コルクのアブレーティブ材料の他の詳細、およびこれに伴う他の目的や利点は、以下の実施形態に記載されている。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１２】
本発明によると、航空宇宙の打上機体および輸送機の熱的必要条件を満たすシリコーン−コルクのアブレーティブ材料が提供される。本発明のシリコーン−コルクのアブレーティブ材料は、高温環境にさらされるとともに断熱を要するどのような面にも被覆可能である。
【００１３】
本発明のシリコーン−コルクのアブレーティブ材料は、広く記載すると、シリコーン樹脂のバインダ、好ましくはダウコーニング社のシルガード１８４樹脂（Ｓｙｌｇａｒｄ  １８４  ｒｅｓｉｎ）などの耐熱シリコーン樹脂のバインダ、ダウコーニング社のシルガード１８４硬化触媒などのシリコーン触媒、アブレーティブ特性を提供する山コルク（ｇｒｏｕｎｄ  ｃｏｒｋ）、エマージョン・カミンズ社のＩＧ−２０１やＳＩガラスエコスフェアなどの耐熱特性を提供するガラスエコスフェア（ｇｌａｓｓ  ｅｃｏｓｐｈｅｒｅ）、およびダウコーニング社のＯＳ−１０などのシリコーン溶媒を含む。
【００１４】
本発明の好適実施例では、シリコーン−コルクのアブレーティブ材料は、６５．３〜７２．３重量％のシリコーン樹脂、６．５〜７．２５重量％のシリコーン触媒、７．２２〜７．９８重量％の山コルク、８．３６〜９．２４重量％のガラスエコスフェア、残部シリコーン溶媒、最も好ましくは７．６〜８．４０重量％のシリコーン溶媒からなる。
【００１５】
シリコーン−コルクのアブレーティブ材料は、特許文献２などに開示されたＣＳＴ（登録商標）噴霧装置を使用して被覆することができる。ＣＳＴ噴霧装置は、２つの主成分供給装置、すなわち液体（樹脂および触媒）供給装置と固体（コルクおよびガラス）供給装置を含むことを特徴とする。シリコーン−コルクのアブレーティブ材料の場合は、液体部分が、樹脂／触媒の２成分を含むカプセル化された耐熱シリコーンである。樹脂および触媒は、流量調節ポンプを用いて加圧ポットから噴射ガンに供給される。流量調節ポンプは、所望のシリコーン−コルク密度を得るために関連する制御装置とともに樹脂と触媒の正確な流れを提供する。固体供給装置は、コルクおよびガラスエコスフェアの流量を制御する重量減少タイプ（ｌｏｓｓ−ｉｎ−ｗｅｉｇｈｔ  ｔｙｐｅ）の供給装置を含む。これらの固体は、共にエジェクタをベースとする空気圧供給装置を使用して噴射ガンに供給される。コルクおよびガラスエコスフェアは、噴射ガンに供給される前にサイクロン式ミキサで予混合される。
【００１６】
本発明の１つの利点は、特許文献３に記載のノズルを使用する収束噴霧技術処理などの噴霧処理によってシリコーン−コルクのアブレーティブ材料を保護面に被覆することができることである。シリコーン−コルクのアブレーティブ被覆では、ロボットと回転台を使用して、各々のタイプの構造体に対して所望のシリコーン−コルクのアブレーティブ厚さ、オーバラップパターン、およびガンのノズル高さを達成する。ＣＳＴ噴霧装置の基本構成要素は、ほぼ全てのＣＳＴ用途で共通であるが、装置の性能に関する要求事項は、噴霧される部品の寸法、および噴霧される被膜特性の（密度、厚さ、強度などの）要求される精度によってかなり単純化できる。本発明のシリコーン−コルクのアブレーティブ材料を噴霧する能力によって、溶媒が少なくかつ複雑な面に合わせて被覆可能な多積層材料が得られる。
【００１７】
本発明のシリコーン−コルクのアブレーティブ材料の他の利点は、標準的な材料では対応できない極度の温度条件（すなわち−３２℃〜＋２６０℃）に対応可能なことである。また、本発明のシリコーン−コルクのアブレーティブ材料は、機器を保護する断熱材としても機能する。そのアブレーティブ特性によって、打上げおよび飛行時に材料の浸食による熱伝達が可能となる。さらに、本発明のシリコーン−コルクのアブレーティブ材料の所望の密度は、３２〜４２ポンド／立方フィートである。
【００１８】
以下の熱および材料の試験は、本発明に従って形成されたシリコーン−コルクのアブレーティブ材料に対して行った。
試験                                  方法
密度                              ＡＳＴテスト法０１
引張強さ                          ＡＳＴＭ  Ｄ６３８
伸び                              ＡＳＴＭ  Ｄ６３８
貫層方向引張強さ                  ＡＳＴＭ  Ｄ３１６５
（Ｆｌａｔｗｉｓｅ  Ｔｅｎｓｉｌｅ）
引張剪断接着強度                  ＡＳＴＭ  Ｃ２９７
（Ｌａｐ  Ｓｈｅａｒ）
二軸均等ひずみ状態                アクセルプロダクツ社の試験手順
（Ｅｑｕａｌ  Ｂｉａｘｉａｌ  Ｓｔｒａｉｎ  Ｓｔａｔｅ）
熱容量，Ｃｐ                      示差走査熱量測定
熱伝導率                          ＡＳＴＭ  Ｃ１７７
アブレーション                    内部の試験手順
【００１９】
【表１】
2005014900.tif 000002
【００２０】
シリコーン−コルクのアブレーティブ材料は、宇宙船、航空機、ロケットブースタ、およびロケットエンジンの耐熱面に特に有用であるが、高温からの保護を必要とする全ての面に被覆することができる。
【００２１】
本発明によって、上述の目的、手段、および利点を完全に満たすシリコーン−コルクのアブレーティブ材料が提供されることは明らかである。本発明を詳細な実施例に関して説明したが、当業者には他の代替物、改良、および変更が明らかであろう。よって、請求項の範囲に含まれるこのような代替物、改良、および変更も本発明に含まれる。