(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
強化繊維にマトリックス樹脂を含浸させて一体化した熱防御層と、
熱防御層の加熱側表面に積層され、通気性を有する耐熱性材料から成る耐損耗層とを含むことを特徴とする熱防御構造体。
【請求項２】
前記熱防御層は、厚さ方向に垂直な２次元方向に分断された繊維から成る強化繊維に、マトリックス樹脂を含浸させて一体化した外側繊維層を含むことを特徴とする請求項１記載の熱防御構造体。
【請求項３】
前記熱防御層は、外側繊維層の前記加熱側表面とは反対側の他表面に積層され、前記外側繊維層の繊維に比べて前記厚さ方向に垂直な２次元方向に連続した繊維から成る強化繊維に、マトリックス樹脂を含浸させて一体化した内側繊維層を含むことを特徴とする請求項２記載の熱防御構造体。
【請求項４】
前記熱防御層は、内側繊維層の前記加熱側表面とは反対側の他表面を被覆する断熱層および金属コート層を含むことを特徴とする請求項３記載の熱防御構造体。
【請求項５】
強化繊維にマトリックス樹脂を含浸させて一体化した基層と、
通気性を有する多孔質物から成り、前記基層の加熱側表面に積層して形成される表層とを含むことを特徴とする熱防御構造体。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、大気中を空力加熱を伴いながら飛翔するロケットなどのフェアリングの外壁、および宇宙機システムにおける地球大気圏に再突入して回収される自立帰還カプセルなどの機体の外壁に好適に実施することができる熱防御構造体に関する。
【０００２】
【従来の技術】
大気中を飛翔するロケットおよび自立帰還カプセルなどの再突入機は、その機体の外表面が空気分子の衝突と断熱圧縮と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、前記機体の外表面は、熱防御材によって覆われている。この熱防御材は、アブレータとも呼ばれ、代表的に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）が用いられている。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耐えることができる。
【０００３】
上記のロケットおよび再突入機などの飛翔体のフェアリングの外表面は、雨滴および氷滴による損耗、すなわちエロージョンを受けるため、このようなエロージョンに対して耐性を有しなければならず、また空力加熱に対しても充分な耐性を有していなければならず、さらに飛翔体の最終速度を大きくするため、軽量化が要求され、前記空力加熱に対する耐性の向上は、フェアリングの重量を増加しないものでなければならないため、これらの要求を満たすことができる熱防御構造体が求められている。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
本発明の目的は、軽量でかつ雨滴などによるエロージョンおよび空力加熱に対する耐性が向上された熱防御構造体を提供することである。
【０００５】
【課題を解決するための手段】
請求項１記載の本発明は、強化繊維にマトリックス樹脂を含浸させて一体化した熱防御層と、
熱防御層の加熱側表面に積層され、通気性を有する耐熱性材料から成る耐損耗層とを含むことを特徴とする熱防御構造体である。
【０００６】
本発明に従えば、熱防御層の加熱側表面に耐損耗層が設けられるので、雨滴または氷滴が熱防御層に直接衝突することが防がれ、損耗による熱防御性能の低下が防がれる。また耐損耗層は、通気性を有するので、熱防護層が空力加熱によって熱分解して炭化するときに発生する熱分解ガスが耐損耗層を通過して外部へ放出することができる。
【０００７】
このような熱分解ガスの放出は、熱の放出を伴うため、熱移送による冷却効果を得ることができるとともに、熱分解ガスが放出することによって、熱遮断効果を得ることができる。さらに、前記熱防護層の熱分解によって吸熱効果が得られるので、これらの吸熱効果、冷却効果、熱遮断効果によって、空力加熱に対する耐性が向上される。しかも、上記のように、耐損耗層によって水滴および氷滴の衝突によって耐損耗層の内部および熱防御層の損耗が防がれるので、大気中を飛翔するフェアリングの環境に対する高い信頼性が達成される。
【０００８】
請求項２記載の本発明は、前記熱防御層は、厚さ方向に垂直な２次元方向に分断された繊維から成る強化繊維に、マトリックス樹脂を含浸させて一体化した外側繊維層を含むことを特徴とする。
【０００９】
本発明に従えば、熱防御層は、その厚さ方向に垂直な２次元方向に分断された繊維を強化繊維として用いた外側繊維層を有するので、加熱によってマトリックス樹脂が熱分解して発生した熱分解ガスが通過し易く、この熱分解ガスの発生による吸熱、熱分解ガスの通過による熱の放出、および炭化層表面から放出された熱分解ガスによる熱遮断などによって、高い熱防御性能を達成することができる。
【００１０】
請求項３記載の本発明は、前記熱防御層は、外側繊維層の前記加熱側表面とは反対側の他表面に積層され、前記外側繊維層の繊維に比べて前記厚さ方向に垂直な２次元方向に連続した繊維から成る強化繊維に、マトリックス樹脂を含浸させて一体化した内側繊維層を含むことを特徴とする。
【００１１】
本発明に従えば、熱防御層は、前記外側繊維層の他表面に形成される内側繊維層には、前記外側繊維層に用いられる繊維に比べて２次元方向に連続した繊維が用いられるので、熱防護層全体として機械的強度を向上することができる。
【００１２】
請求項４記載の本発明は、前記熱防御層は、内側繊維層の前記加熱側表面とは反対側の他表面を被覆する断熱層および金属コート層を含むことを特徴とする。
【００１３】
本発明に従えば、前記内側繊維層の他表面が断熱層および金属コート層によって被覆される。前記断熱層によって、より一層断熱性が向上され、内部に搭載される各種の機器への熱影響が軽減される。また、前記金属コート層によって、より一層機械的強度が向上され、熱応力による反りなどの変形が防がれる。さらに、前記断熱層および金属コート層の存在によって、熱分解ガスの機内への浸入を防ぐことができる。さらに、前記金属コート層は、機内側に臨む内面の放射率を変えて、熱制御することができる。このような熱制御は、たとえば金属コート層内側の放射率を低く抑えることによって、高温となった金属コート層から機内に装備される機器への入熱量を少なくすることができる
請求項５記載の本発明は、強化繊維にマトリックス樹脂を含浸させて一体化した基層と、
通気性を有する多孔質物から成り、前記基層の加熱側表面に積層して形成される表層とを含むことを特徴とする熱防御構造体である。
【００１４】
本発明に従えば、基層の加熱側表面に通気性を有する多孔質物から成る表層が積層して形成されるので、基層の加熱によって発生した熱分解ガスを、表層を通過させて放出することができる。このような熱分解ガスの発生による吸熱、表層の熱分解ガスの通過による熱の放出、および表層の表面から放出された熱分解ガスによる熱遮断などによって、高い熱防御性能を達成することができる。
【００１５】
【発明の実施の形態】
図１は、本発明の実施の一形態の熱防御構造体１の構成を示す一部の断面図である。本実施の形態の熱防御構造体１は、強化繊維にマトリックス樹脂を含浸させて一体化した熱防御層２と、熱防御層２の加熱側表面３に積層され、通気性を有する耐熱性材料から成る耐損耗層４と、熱防御層２の前記加熱側表面３とは反対側の表面５に接着剤によって接着される断熱層６と、この断熱層６の内側（図１の下方）の表面７を被覆する金属コート層８とを含む。
【００１６】
このような熱防御構造体１は、ロケットのフェアリングの外壁に用いられ、荒天であっても、上記のように熱防御層２の加熱側表面３に耐レインエロージョン対策用のトップコートとして耐損耗層４が設けられるので、打上げ可能である。この耐損耗層４は、たとえば耐熱性セラミック、耐火性金属または樹脂などを溶射または接着して形成される。また、この耐損耗層４は、前記熱防御層２の熱分解ガスの機外への通過を許容するため、多孔質化処理される。さらに、前記熱防御層４の加熱側表面３には、細かな凹凸が形成され、これによって機械的アンカーリング機能をもたせて接着性を高め、熱負荷などによって、耐損耗層４の熱防御層２から剥離してしまうことを防止している。
【００１７】
上記の多孔質の耐熱性セラミック、耐火性金属または樹脂などから成る多損耗層４が、空力加熱率の急激な変化などによる熱衝撃によって破壊することが予想される場合には、熱防御層２の表面にハニカム層を取付けて耐損耗層４を構成する。このハニカム層は熱防護層２と同じ材質であり、熱応力による剥離を防ぐことができる。ハニカム層の内部のハニカム空間には、多孔質の耐熱性セラミックス、耐火性金属または樹脂などを充填する。
【００１８】
前記熱防御層２は、厚さ方向Ｚに垂直な２次元方向Ｘ，Ｙに分断された繊維から成る強化繊維に、マトリックス樹脂を含浸させて一体化した外側繊維層９と、外側繊維層９の前記加熱側表面３とは反対側の他表面１０に積層され、前記外側繊維層９で用いられる繊維に比べて前記２次元方向Ｘ，Ｙに連続した繊維から成る強化繊維に、マトリックス樹脂を含浸させて一体化した内側繊維層１１とを含む。
【００１９】
外側繊維層９は、布状のプリプレグを所定の寸法、たとえば幅１ｃｍ、長さ４ｃｍ程度に切断して、矩形のいわば短冊状のプリプレグを形成し、この短冊状のプリプレグを成形型の内面に所定の厚さ、たとえば３ｍｍになるように、不規則的に貼り付け、ホットプレスする。このようにして短い繊維が２次元的にランダムに配向された外側繊維層９の前駆体が形成される。
【００２０】
前記プリプレグは、一平面上で直交する連続した強化繊維にマトリックス樹脂を含浸させた布状の可撓性シートである。前記強化繊維は、炭素繊維が用いられるが、本発明の実施の他の形態では、シリカ繊維が用いられてもよい。また、前記マトリックス樹脂は、フェノール樹脂が用いられるが、本発明の実施の他の形態では、シリコン樹脂またはエポキシ樹脂が用いられてもよい。
【００２１】
内側繊維層１１は、前記布状プリプレグを外側繊維層９の内面１０に複数層、貼り付けて形成される。第１層目は、前記外側繊維層９の内面１０に繊維の向きを揃えて布状プリプレグを隙間なく均一に貼り付ける。第２層目は、第１層目の上に第１層目の繊維の方向に対して所定の角度、たとえば４５°を成す方向に向きを換えて貼り付ける。このような第１層目と第２層目とを交互に積層して複数層のプリプレグ積層体の前駆体を形成する。
【００２２】
上記のようにして形成された外側繊維層９の前駆体および内側繊維層１１の前駆体は、たとえばオートクレーブ内へ挿入されて真空加熱成形され、外側繊維層９および内側繊維層１１の２層が一体化された熱防御層２が形成される。
【００２３】
こうして形成された熱防御層２の内側の表面５には、前述したように断熱層６が接着され、また外側の表面３には耐損耗層４が形成され、断熱層６の内側の表面７には金属コート層８が形成されて、熱防御構造体１が完成する。前記熱防護層２と金属コート層８との間の荷重伝達は、複数の締結金具１２によって行なわれる。この締結金具１２は、たとえばモリブデンなどの耐熱性金属またはカーボン・カーボン複合材料（Carbon/Carbon Composites；略称Ｃ／Ｃ）から成るボルトによって実現され、金属コート層８側から挿入され、断熱層６および内側繊維層１１に螺着される。前記ボルトは、図１に示されるような皿小ねじに限らず、丸皿小ねじ、丸小ねじおよび六角ボルトなどを適宜選択して用いることができる。
【００２４】
また本発明の実施の他の形態では、図１の仮想線で示されるように、金属コート層８側から挿入され、断熱層６、内側繊維層１１および外側繊維層９に螺着される締結金具１２ａによって、熱防護層２と金属コート層８を結合するようにしてもよい。これによって熱防護層２と金属コート層８とを、より大きな強度で結合することができる。
【００２５】
このように構成される熱防御構造体１は、熱防御層２の加熱側表面３に耐損耗層４が設けられるので、荒天時にロケットを打上げても、そのロケットのフェアリングの外壁に熱防御構造体１を設けることによって、雨滴または氷滴が熱防御層２に直接、衝突することが防がれ、損耗による熱防御性能の低下を防ぐことができる。また耐損耗層４は、通気性を有するので、熱防護層２が空力加熱によって熱分解して炭化するときに発生する熱分解ガスを、耐損耗層４を通過して外部へ放出することができる。
【００２６】
このような熱分解ガスの放出は、熱の放出を伴うため、熱移送による冷却効果を得ることができるとともに、熱分解ガスが放出することによって、熱遮断効果を得ることができる。さらに熱防護層２の熱分解によって吸熱効果が得られるので、これらの吸熱効果、冷却効果、熱遮断効果によって、空力加熱に対する耐性が向上される。
【００２７】
しかも、上記のように、耐損耗層４によって水滴および氷滴の衝突によって耐損耗層４の内部および熱防御層２の損耗が防がれるので、大気中を飛翔するファリングの環境に対する高い信頼性が達成される。
【００２８】
また本実施の形態によれば、前記熱防御層２は、その厚さ方向Ｚに垂直な２次元方向Ｘ，Ｙに分断された短尺繊維を強化繊維として用いた外側繊維層９を有するので、加熱によってマトリックス樹脂が熱分解して発生した熱分解ガスが通過し易く、この熱分解ガスの発生による吸熱、熱分解ガスの通過による熱の放出、および炭化層表面から放出された熱分解ガスによる熱遮断などによって、高い熱防御性能を達成することができる。
【００２９】
さらに本実施の形態によれば、前記熱防御層２は、前記外側繊維層９の他表面１０に内側繊維層１１が形成されるので、内側繊維層１１が加熱によって炭化したとき、前記外側繊維層９に比較して熱分解ガスが通過しにくくなるものの、長尺繊維によって大きな機械的強度を達成することができる。したがって、このような内側繊維層１１が前記耐損耗層４および外側繊維層９に付加されることによって、機械的強度の大きな熱防御構造体１を実現することができる。
【００３０】
しかも本実施の形態によれば、前記内側繊維層１１の他表面７が金属コート層８によって被覆されるので、より一層機械的強度が向上され、熱応力による反りなどの変形が防がれる。
【００３１】
図２は、本発明の実施の他の形態の熱防御構造体５１の構成を示す一部の断面図である。本実施の形態の熱防御構造体５１は、強化繊維にマトリックス樹脂を含浸させて一体化した基層５２と、多孔質物から成り、前記基層５２の加熱側表面５３に積層して形成される表層５４とを含む。前記多孔質物としては、多孔質セラミック、多孔質金属および多孔質合成樹脂があり、これらのうちの１つが用いられる。
【００３２】
前記基層５２は、図１に示される実施の形態の外側繊維層９と同様な構成であってもよく、あるいは内側繊維層１１と同様に構成されてもよく、さらに前記外側繊維層９および内側繊維層１１から成る熱防御層２と同様に構成されてもよい。
【００３３】
このような熱防御構造体５１は、たとえば宇宙機システムにおける地球大気圏に再突入して回収される自立帰還カプセルなどの機体の外壁に用いられる。
【００３４】
このような構成によれば、基層５２の加熱側表面５３に図１の耐損耗層４から成る表層５４が積層して形成されるので、基層５２の加熱によって発生した熱分解ガスを、ポーラスな表層５４を通過させて機外へ放出することができる。このような熱分解ガスの発生による吸熱、表層５４の熱分解ガスの通過による熱の放出、および表層５４の表面から放出された熱分解ガスによる熱遮断などによって、軽量でかつ高い熱防御性能を達成することができる。
【００３５】
【発明の効果】
請求項１記載の本発明によれば、熱防御層の加熱側表面に耐損耗層が設けられるので、雨滴または氷滴が熱防御層に直接衝突することが防がれ、損耗による熱防御性能の低下が防がれる。また耐損耗層は、通気性を有するので、熱防護層が空力加熱によって熱分解して炭化するときに発生する熱分解ガスが耐損耗層を通過して外部へ放出し、軽量で、空力加熱に対する高い信頼性が達成される。
【００３６】
請求項２記載の本発明によれば、外側繊維層は、加熱によってマトリックス樹脂が熱分解して発生した熱分解ガスが通過し易く、この熱分解ガスの発生による吸熱、熱分解ガスの通過による熱の放出、および炭化層表面から放出された熱分解ガスによる熱遮断などによって、高い熱防御性能を達成することができる。
【００３７】
請求項３記載の本発明によれば、外側繊維層の他表面に内側繊維層が形成されるので、内側繊維層が加熱によって炭化したとき、前記外側繊維層だけによる構成に比べて機械的強度を向上することができる。したがって、このような内側繊維層が前記耐損耗層および外側繊維層に設けられることによって、機械的強度の大きな熱防御層を実現することができる。
【００３８】
請求項４記載の本発明によれば、内側繊維層の他表面が金属コート層によって被覆されるので、より一層、機械的強度が向上され、熱応力による反りなどの変形を防ぐことができる。
【００３９】
請求項５記載の本発明によれば、基層の加熱側表面に通気性を有する多孔質物から成る表層が積層して形成されるので、基層の加熱によって発生した熱分解ガスを、表層を通過させて放出することができる。このような熱分解ガスの発生による吸熱、表層の熱分解ガスの通過による熱の放出、および表層の表面から放出された熱分解ガスによる熱遮断などによって、高い熱防御性能を達成することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施の一形態の熱防御構造体１の構成を示す一部の断面図である。
【図２】本発明の実施の他の形態の熱防御構造体５１の構成を示す一部の断面図である。
【符号の説明】
１,５１  熱防御構造体
２  熱防御層
３  加熱側表面
４  耐損耗層
６  断熱層
８  金属コート層
９  外側繊維層
１１  内側繊維層
５２  基層
５３  加熱側表面
５４  表層
【図１】
0003732126.tif 000002
【図２】
0003732126.tif 000003