(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
フェアリング内に搭載物を搭載して高速で飛翔し、大気中における高速飛翔時の空力加熱によって高加熱率で加熱される高速飛翔体フェアリングの熱伝導率制御方法において、
耐熱性の強化繊維にマトリックス樹脂を含浸させて一体化した加熱層と、加熱層の前記搭載物に臨む内側に積層され、加熱層よりも熱伝導率および熱容量が大きい材料から成る熱分散層とを含み、
前記加熱層の強化繊維を短冊状とし、この強化繊維の配向方向を加熱率が大きくなるほど加熱面に垂直にし、加熱率が小さくなるほどに加熱面に平行になるように、加熱率に応じて変化させることを特徴とする高速飛翔体フェアリングの熱伝導率制御方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、大気中を空力加熱に曝されながら飛翔するロケットなどのフェアリングの外壁に好適に実施することができる高速飛翔体フェアリングの熱伝導率制御方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】
大気中を高速で飛翔するロケット先端部にあるフェアリング外表面は、空気分子の衝突と断熱圧縮などによる猛烈な空力加熱環境に曝される。このような空力加熱による熱の機体内部への侵入を防ぐために、前記フェアリングの外壁は、熱防御材によって構成されている。
【０００３】
代表的な熱防御材としては、炭素繊維から成る強化材料に、フェノール樹脂などのマトリックス樹脂を含浸させて硬化させた繊維強化複合材料（略称ＣＦＲＰ；Carbon Fiber Reinforced Plastic）がある。このＣＦＲＰは、たとえば惑星軌道から地球大気圏に突入したときに受ける１５ＭＷ／ｍ2程度の高加熱率の加熱にも充分耐えることができる。
【０００４】
このようなＣＦＲＰ材から成る加熱層は、空力加熱を受けたとき、アブレーションを起し、表面炭化層が損耗する。損耗物質は主に炭素から成り、その殆どの炭素は酸素と結合して炭酸ガスなどとなり、周囲に四散する。しかし、一部の損耗物質は、フェアリング周辺に漂う可能性がある。また、ＣＦＲＰの熱分解ガスの一部が機内側に侵入する可能性もある。
【０００５】
これら損耗物質および熱分解ガスは、フェアリング開頭後の搭載機器に付着し、機器の誤動作を招くなど不具合を起す懸念がある。ＣＦＲＰ等から発生した損耗物質がフェアリング開頭後に内部の搭載機器に悪影響を与えると予想される場合には、損耗を起す熱防御材の使用を控える。さらにこの搭載機器に悪影響を与える場合でかつ軽量化要求が厳しい場合、セラミックス物質を熱防御材料に採用せざるを得ないので、高い空力加熱率が生じ得る軌道を採ることが困難となり、運用に厳しい制約が生じるという問題がある。
【０００６】
また、損耗物質や熱分解ガスが出難い金属を熱防御材として採用したとしても、乖離気体との表面触媒反応に未知の部分が多く、内部温度の予測が困難であるとともに、その損耗の程度の予測も困難である。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】
本発明の目的は、加熱率に応じて最適な熱抵抗性能に調整することができる高速飛翔体フェアリングの熱伝導率制御方法を提供することである。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
一般的にロケットフェアリングの予測最大加熱率は搭載物の投入軌道によって異なるため、表面温度をたとえば９５０℃以下に維持可能な加熱層４の厚さと熱伝導率は、投入軌道毎に検討して決める必要がある。
【０００９】
加熱層４の必要厚さが限界最小厚さを下回る場合には、加熱層４の熱伝導率を上げることによって対処する。限界最小厚さは、製造および機械的特性などから決まる値である。
【００１０】
請求項１記載の本発明は、フェアリング内に搭載物を搭載して高速で飛翔し、大気中における高速飛翔時の空力加熱によって高加熱率で加熱される高速飛翔体フェアリングの熱伝導率制御方法において、
耐熱性の強化繊維にマトリックス樹脂を含浸させて一体化した加熱層と、加熱層の前記搭載物に臨む内側に積層され、加熱層よりも熱伝導率および熱容量が大きい材料から成る熱分散層とを含み、
前記加熱層の強化繊維を短冊状とし、この強化繊維の配向方向を加熱率が大きくなるほど加熱面に垂直にし、加熱率が小さくなるほどに加熱面に平行になるように、加熱率に応じて変化させることを特徴とする高速飛翔体フェアリングの熱伝導率制御方法である。
【００１１】
本発明に従えば、短冊状の強化繊維の配向方向を、加熱率が大きくなるほど加熱面に垂直にし、加熱率が小さくなるほどに加熱面に平行になるように、加熱率に応じて変化させるので、空力加熱による加熱率が変化しても、加熱層内の強化繊維の配向方向を、加熱率が大きくなるほど加熱面に垂直にし、加熱率が小さくなるほどに加熱面に平行になるように、加熱率に応じて熱伝導率を変化させることができ、これによって、想定される加熱率に最適な熱抵抗性能を達成し、空力加熱によって損耗物質が発生することを防止するができ、フェアリングの設計に対する自由度を向上することができる。
【００１２】
【発明の実施の形態】
図１は、本発明の実施の一形態であるロケットフェアリング１の断面図であり、図２は図１のセクションＡの拡大断面図である。高速飛翔体であるロケットのフェアリング１は、ノーズコーンとも呼ばれ、上流部で高い空力加熱率に曝されるチップ部２と、下流部のスカート部３とに分類される。チップ部２は、熱防御材として機能し、炭素繊維から成る耐熱性強化繊維に、フェノール樹脂などのマトリックス樹脂を含浸させて硬化させた繊維強化複合材料（略称ＣＦＲＰ；Carbon Fiber Reinforced Plastic）から成る加熱層４およびヒートシンク材から成る熱分散層５によって構成される。
【００１３】
前記加熱層４は、その表面温度が約９５０℃以下である場合、加熱層４は表面損耗しない。熱分散層５は、加熱層４からの熱を積極的に吸収し、加熱層４の表面温度を約９５０℃以下に維持する。この熱分散層５を構成するヒートシンク材は、熱伝導率と熱容量の一般的に大きい金属が好ましい。ただし、要求される加熱率、加熱量、質量によっては、セラミックス等の金属以外の材料を用いても構わない。また、要求される加熱率、加熱量、質量によっては、異なる物質を組み合わせても構わない。さらに熱分散層５は、金属とセラミックスとを組合わせた構成であってもよい。前記スカート部３は加熱率が低いため、熱分散層５を艤装しなくとも、その表面温度を約９５０℃に維持することができる。しかし、気流の乱流遷移などによって加熱率が局所的に上昇し、表面温度が約９５０℃を逸脱することが予想される場合には、スカート部３に熱分散層５を設けるようにしてもよい。
【００１４】
一般的に、ロケットフェアリングの予測最大加熱率は搭載物の投入軌道によって異なるため、表面温度を約９５０℃以下に維持可能な加熱層４の厚さおよび熱伝導率は、投入軌道毎に検討して決定する必要がある。加熱層４の必要厚さが限界最小厚さを下回る場合には、加熱層４の熱伝導率を増加させることによって対処する。限界最小厚さは、製造および機械的特性などから決まる値である。
【００１５】
加熱層４の熱伝導率の制御は、加熱面に対する炭素繊維の配向を調整することで行う。加熱層４の面外方向６の熱伝導率を低く抑えたい場合は、炭素繊維を加熱面に対して平行、すなわち加熱面に沿う方向に配向すればよい。加熱層４の面外方向６（＝厚み方向）の熱伝導率をさらに増加させたい場合は、裁断した炭素繊維を加熱面に対して平行から垂直に配向すればよい。たとえば、炭素繊維を矩形状に裁断し、それを加熱面に垂直となるよう積層した場合、加熱層４の面外方向６の熱伝導率は、平行に積層した場合の熱伝導率と比較して約７倍大きくなる。加熱層４の面外方向６の熱伝導率は、この裁断した繊維の積層方向を調整することで制御する。
【００１６】
図３は、図１のセクションＢの拡大断面図である。前記スカート部３は、ＣＦＲＰ材から成る加熱層８および熱分散層９によって構成され、熱分散層９は多孔質断熱材１０および主構造材１１によって構成される。
【００１７】
多孔質断熱材１０は、主に主構造材１１を高温側許容温度以下に制御するものである。ただし、スカート部３の空力加熱率が低く、主構造材１１の温度が充分に高温側許容温度以下にできると判断される場合には、多孔質断熱材１０を艤装しなくともよい。また、スカート部３の一部の空力加熱が大きく、表面温度が約９５０℃を逸脱することが予想される場合には、多孔質断熱材１０に金属ロッドなどの高熱伝導性物質１２を挿入し、熱伝導を調整する。
【００１８】
フェアリング１の内部には、フェアリング１を開頭することにより機能する人工衛星や電子機器といった搭載機器１３が艤装される。これら搭載機器１３は、各加熱層４，８の加熱反応によって生じた損耗物質や熱分解ガスによって不具合を発生する恐れがある。ただし、各加熱層４，８は、上記の熱分散層５,９によって表面温度を損耗が始まる約９５０℃以下に制御されるので、損耗物質は生じない。
【００１９】
また、主にマトリックス樹脂の熱分解で生じたガスの一部は機内に向かう。しかし、熱分解ガスは、熱分散層５,９の存在によって機内侵入が完全に阻止される。
【００２０】
前記チップ部２において、加熱層４と熱分散層５との間の接触熱抵抗が大きい場合、加熱層４から熱分散層５への熱が充分に伝わらず、加熱層４の表面温度が約９５０℃以上になるおそれがある。このため、加熱層４と熱分散層５との界面に伝熱界面材である良熱伝導物質１６を塗布することにより、加熱層４と熱分散層５との間の熱交換を活発にし、加熱層４の表面温度を約９５０℃以下に維持することができる。
【００２１】
加熱層４と熱分散層５との間の温度が低い場合、良熱伝導性物質１６には金属粉入りグリースを塗布する。グリースに混入させる金属粉の種類と量は、加熱層４と熱分散層５との熱交換量に従って設定する。加熱層４および熱分散層５との間の温度がグリースを変質させるほど高い場合には、良熱伝導性物質１６として、カーボン箔か金属箔、カーボン接着剤など高い熱伝導率を有する箔を艤装する。また、本発明の実施の他の形態では、金属粉入りカーボン接着剤を塗布しても構わない。カーボン接着剤に混入する金属粉の種類と量は、加熱層４と熱分散層５との熱交換量に従って設定する。
【００２２】
加熱層４と熱分散層５との線膨張係数差が大きく加熱層４と熱分散層５とを接着した場合、その界面で大きな熱応力が発生するおそれがある。加熱層４と熱分散層５との界面の温度が低い場合、歪緩衝材として、有機系フェルトかグリースなどを塗布する。この歪緩衝材は、加熱層４および熱分散層５の歪を干渉させ、熱応力の発生を防ぐことができる。
【００２３】
また、加熱層４および熱分散層５の界面の温度が有機系フェルトやグリースなどを変質させるほど高い場合には、歪緩衝材として、無機系フェルトかカーボン箔、金属箔などを艤装する。
【００２４】
図４は、チップ部２の熱分散層５とスカート部３のフランジ部１８との機械的な結合構造を示す図１のセクションＣの拡大断面図である。前記チップ部２の熱分散層５は、スカート部３における加熱層８の先端部側のフランジ部１８と締結金具１９（図１参照）によって締結され、熱分散層５の荷重はフランジ部１８に伝達される。締結金具１９は、カーボン・カーボン複合材（Carbon/Carbon Composites；略称C/C）から成り、重量の軽減を図ることができる。また締結金具１９は、金属材料を用いてもかまわない。
【００２５】
高温下においては、熱分散層５と加熱層１８との線膨張係数差によって、締結手段である締結金具１９に熱応力が発生するおそれがあるが、これは締結金具１９を半径線方向２０および軸線方向２１にスライドできるようにすることによって解消することができる。
【００２６】
この締結金具１９は、段付きボルト１９ａと、環状のスペーサ１９ｂと、座金１９ｃとを含む。段付きボルト１９ａは、直円柱部３１にねじ部３２が同軸に連なり、チップ部２側の熱分散層５に当接する段差面３３を有する。熱分散層５とスカート部３の加熱層８との間には、前記半径線方向２０に延びる円環状の第１空隙３４が形成され、熱分散層５と加熱層８との線膨張係数の差による半径線方向のずれを、上記のように許容することができるように構成される。
【００２７】
前記スペーサ１９ｂは、このスペーサ１９ｂが嵌まり込む嵌合孔４０内で加熱層８との間に第２空隙３５が形成され、熱分散層５に対する加熱層８の軸線方向２１の前記線膨張係数の差によるずれを許容することができるように構成される。
【００２８】
また前記スペーサ１９ｂの外周面と前記嵌合孔４０の内周面４１との間には、第３空隙４３が形成され、スペーサ１９ｂの半径線方向２０の熱ひずみを許容することができる。この第３空隙４３を形成することができない場合には、スペーサ１９ｂ自体を柔軟な弾性材料によって形成し、スペーサ１９ｂの弾性変形によって前記熱ひずみを吸収するようにしてもよい。
【００２９】
チップ部２とスカート部３との間の隙間部３６から、外部の高温空気が内部に侵入し、締結金具１９などの温度を許容値以上に上げてしまう恐れがある。
【００３０】
このため、隙間部３６に、熱シール材３７を艤装し高温ガスの機内侵入を完全に防ぐ。熱シール材は、融点の高い耐火金属であることが望ましいが、材料の温度や強度が許容値以下であれば金属でなくてもかまわない。また、締結金具１９はピンであってもかまわない。
【００３１】
以上のように本実施の形態によれば、ＣＦＲＰのように炭素を主成分とする熱防御材としての加熱層４,８は、表面温度が約９５０℃以下である場合、炭素は周囲の酸素と化学反応を起こし難いため、表面が損耗しない。このため、損耗物質が周囲に漂う心配が無くなる。各加熱層４，８の表面温度を約９５０℃に維持するためには、各加熱層４，８の搭載機器１３側の裏面に、ヒートシンクとして熱分散層５，９を艤装し、表面の熱を積極的に熱分散層５，９に逃がす。
【００３２】
また、加熱によって生じたＣＦＲＰの熱分解ガスの一部は機内側に向かうが、これはＣＦＲＰの裏面に艤装したヒートシンクや断熱材、主構造の存在により遮断することができる。
【００３３】
【発明の効果】
請求項１記載の本発明によれば、空力加熱による加熱率が変化しても、加熱層内の強化繊維の配向方向を、加熱率が大きくなるほど加熱面に垂直にし、加熱率が小さくなるほどに加熱面に平行になるように、加熱率に応じて変化させることによって、想定される加熱率に最適な熱抵抗性能を達成し、空力加熱によって損耗物質が発生することを防止するができ、フェアリングの設計に対する自由度を向上することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施の一形態であるロケットフェアリング１の断面図である。
【図２】図１のセクションＡの拡大断面図である。
【図３】図１のセクションＢの拡大断面図である。
【図４】チップ部２の熱分散層５とスカート部３のフランジ部１８との機械的な結合構造を示す図１のセクションＣの拡大断面図である。
【符号の説明】
１  フェアリング
２  チップ部
３  スカート部
４，８  加熱層
５，９  熱分散層
６  面外方向
１０  多孔質断熱材
１１  主構造材
１２  高熱伝導性物質
１３  搭載機器
１６  熱伝導良導物質
１８  フランジ部
１９  締結金具
【図１】
0003776021.tif 000002
【図２】
0003776021.tif 000003
【図３】
0003776021.tif 000004
【図４】
0003776021.tif 000005