DE3931976A1

DE3931976A1 - Integralstruktur und thermisches schutzsystem

Info

Publication number: DE3931976A1
Application number: DE3931976A
Authority: DE
Inventors: Harry A Scott
Original assignee: Rockwell International Corp
Current assignee: Boeing North American Inc
Priority date: 1988-09-26
Filing date: 1989-09-25
Publication date: 1990-03-29
Anticipated expiration: 2009-09-26
Also published as: JPH02102894A; JP2538351B2; DE3931976C2; US5154373A

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein System zum Vorsehen eines thermischen Widerstandes oder Schutzes für hypersonische Aerospace-Fahrzeuge und die Erfindung richtet sich insbeson dere auf die Herstellung einer kombinierten integralen Struk tur und eines thermischen Schutzsystems (IS/TPS, wobei IS= integral structure und TPS = thermal protection system bedeutet) für solche Fahrzeuge.

Bei der Konstruktion thermischer Schutzsysteme für Aerospa ce-Fahrzeuge sollte ein solches System keine übermäßige Wärme auf die Fahrzeuggrundstruktur übertragen, sollte ein geringes Gewicht besitzen und niedrige thermische Beanspruchungen her vorrufen. Die derzeitigen Konzepte thermischer Schutzsysteme verwenden Vielzahlen an keramischen Platten (Kacheln), also eine wiederverwendbare Oberflächenisolation, um thermische Ausdehnungsunterschiede mit der Struktur und Vielzahlen von Verbindungen aufzunehmen, was ein beträchtliches unerwünschtes Gewicht zur Folge hat. Solche Platten haben weitere Nachteile insofern, als sie schwach und spröde sind und einer Oberflä chenrißbildung ausgesetzt sind, sie sind darüber hinaus sowohl bei der Herstellung als auch bei der Wartung arbeitsintensiv.

Zur Überwindung dieser Probleme wurden vom Stand der Technik verschiedene thermische Schutzsysteme entwickelt. US-PS 43 44 591 bezieht sich auf ein thermisches Schutzsystem mit mehreren Wänden zum Ersetzen des bekannten Plattensystems. Es wird dabei ein Tafelkonzept mit einer harten externen Oberflä che verwendet. Bei einem Ausführungsbeispiel werden die Mehr fachwandtafeln ausgeformt aus abwechselnden Schichten aus mit Dimpeln oder Erhebungen versehenen und flachen Titanlegie rungsfolienflächenelementen und gefalzten geglätteten Kanten dichtungen. Ein zusätzliches Ausführungsbeispiel, verwendet eine faserartige Zwischenisolierung für die Sandwichtafel, und ein drittes Ausführungsbeispiel verwendet als äußere Tafelhaut eine Silicid-beschichtete Columbiumwaffel und einen fasrigen geschichteten Zwischenschutz. Die Tafeln dieses Patents sind an lasttragenden Kanälen befestigt, die Teil des Luftrahmens sind, und zwar erfolgt die Befestigung mittels Clips, die sich ausbiegen, um thermische Belastungen zu kompensieren.

Beispiele anderer thermischer Isolierungen und Schutzsysteme sind den folgenden US-Patenten zu entnehmen: 31 77 811, 37 93 861, 39 55 034, 41 73 187, 32 36 476, 39 20 339 und 41 12 179.

Es ist ein Ziel der vorliegenden Erfindung, ein neues thermi sches Schutzsystem für hypersonische Fahrzeuge vorzusehen. Weiterhin bezweckt die Erfindung ein dauerhaftes, geringes Gewicht besitzendes wiederverwendbares thermisches Schutz- und Struktursystem für Hochgeschwindigkeitaerospace-Fahrzeuge vor zusehen. Ferner bezweckt die Erfindung ein kosteffektives thermisches Schutz- oder Isolationssystem für Hochgeschwindig keitsaerospace-Fahrzeuge anzugeben, wobei dieses System in einfacher Weise aufgebaut und gewartet werden kann und inte gral mit einer Komponente des Luftrahmens ausgebildet ist, wie beispielsweise des Rumpfs, des Flügels oder des vertikalen Hecks eines Aerospace-Fahrzeugs.

Zusammenfassung der Erfindung. Die obigen Ziele und Vorteile werden erfindungsgemäß erreicht durch das Vorsehen eines inte gralen Struktur- und thermischen Schutzsystems (IS/TPS), ins besondere konstruiert für hypersonische Fluggeräte, und zwar bestehend aus im wesentlichen aus einem harten dauerhaften externen Oberflächenglied, einem starren Isolatorkern, wobei das externe Oberflächenglied integral mit dem Isolatorkern verbunden ist, und ferner bestehend aus einer internen primär lasttragenden Struktur, die in geeigneter Weise mit dem Isola torkern vereinigt oder daran befestigt ist.

Gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung ist das externe Oberflächenglied ein Siliciumcarbidmaterial, der starre Isola torkern ist verschäumtes Siliciumcarbid und die primär last tragende Struktur besteht aus einem Graphit-Epoxyverbundwerk stoff.

Die Anordnung arbeitet als ein Sandwich, wobei das thermische Schutzsystem die primäre Lasttragstruktur stützt und stabili siert. Der Isolatorkern des thermischen Schutzsystems ist mit der lasttragenden Struktur oder einer Komponente derselben verbunden, und zwar durch ein geeignetes kompatibles Verfah ren, wie beispielsweise Kleben, Hartlöten oder chemische Dampfabscheidung.

Die harte externe Oberfläche des thermischen Schutzsystems der Erfindung setzt der Handhabung und der Schädigung von fremden Objekten Widerstand entgegen. Das System der Erfindung ist dauerhaft, insoferne als es der Oxidation widersteht, und zwar selbst bei maximal auftretenden Temperaturen, und ist darüber hinaus wasserdicht. Das erfindungsgemäße IS/TPS-System besitzt ein geringes Gewicht infolge der dünnen externen Oberfläche und der Verwendung eines eine niedrige Dichte besitzenden Iso latorkerns, was die Primärstruktur beim Tragen der Lasten unterstützt. Das erfindungsgemäße System ist wiederverwendbar, da fortgesetzte Betriebsvorgänge des Aerospace-Fahrzeugs das thermische Schutzsystem nicht abbauen, verschlechtern oder verteilen.

Weitere Vorteile, Ziele und Einzelheiten der Erfindung ergeben sich aus der Beschreibung von Ausführungsbeispielen anhand der Zeichnung; in der Zeichnung zeigt:

Fig. 1 einen Querschnitt eines integralen Struktur- und ther mischen Schutzsystems gemäß der Erfindung;

Fig. 2 eine teilweise weggebrochene perspektivische Quer schnittsansicht eines erfindungsgemäßen thermischen Schutzsystems, ausgebildet integral mit einer Komponen te einer Aerospace-Rumpfstruktur;

Fig. 3 eine teilweise weggebrochene perspektivische Quer schnittsansicht ähnlich Fig. 2, und zwar von einem thermischen Schutzsystem der Erfindung, integral verbunden mit einer anderen strukturellen Komoponente des Rumpfes;

Fig. 4 einen Querschnitt eines Flügels eines Luft- oder Raum fahrzeugs mit dem erfindungsgemäßen thermischen Schutz system;

Fig. 5 eine perspektivische Ansicht der vertikalen Heckstruk tur eines Aerospace-Fahrzeugs mit dem thermischen Schutzsystem der Erfindung;

Fig. 6 eine perspektivische Ansicht einer der äußeren thermi schen Isolierplatten der Heckstruktur der Fig. 5, und

Fig. 6a einen vergrößerten Teilschnitt der thermischen Schutz tafel der Fig. 6, und zwar längs des kreisförmigen Pfeiles 6a-6a der Fig. 6.

Im folgenden seien bevorzugte Ausführungsbeispiele der Erfin dung beschrieben. In Fig. 1 ist ein integrales Struktur- und thermisches Schutzsystem gemäß der Erfindung dargestellt, wo bei die Anordnung folgendes aufweist: Ein externes Stirnflä chenelement oder Außenmantel 10, der eine harte dauerhafte Außenoberfläche bildet, einen starren Isolations- oder Isola torkern 12, mit dem der Außenmantel 10 integral verbunden ist, und ein primär lasttragendes oder Strukturglied 15 in geeigne ter Weise verbunden oder befestigt am Isolatorkern 12, bei spielsweise durch Verkleben. Das Strukturglied 15 besitzt ein Innenstirnflächenelement 16, welches integral oder verbunden ist mit einer weiteren Komponente 14 des Strukturgliedes.

Der Außenmantel 10 ist eine Keramikmatrix, bestehend grund sätzlich aus einer Hochtemperaturkeramik. Die bevorzugt ver wendete Keramik ist Siliciumcarbid.

Ein Beispiel einer derartigen Keramikmatrix liegt in der Form einer Nextel-Faser vor, verstärkt durch Siliciumcarbit. Das Nextel-Material ist ein Aluminiumoxid/Siliciumoxid/Boroxid- Material. Die chemische Dampfabscheidung kann verwendet wer den, um, wenn gewünscht, zusätzliches Siliciumcarbid durch die Fasern hinweg abzuscheiden.

Der Außenmantel 10 kann auch in der Form eines Überzugs vor liegen, und zwar abgeschieden auf einem wärmebehandelten Mate rial, wie beispielsweise Nextel. Somit kann einer aus Sili ciumcarbid bestehender relativ glatter Außenüberzug auf einem derartigen Material durch Dampfabscheidung von Siliciumcarbid abgeschieden werden, welches ein integraler Teil des Stirnflä chenelements 10 wird.

Die Dicke des Außenstirnflächenelements 10 kann, wenn es im wesentlichen aus einer Keramikmatrix gebildet ist, in der Größenordnung von 0,25 mm (0,01′′) liegen, und die Dicke eines dampfabge schiedenen Siliciumcarbidüberzugs kann in der Größenordnung von ungefähr 0,025 mm (0,001′′) liegen, und zwar bei Verwendung zur Bil dung des Außenstirnflächenelements 10. Das Außenstirnflächen element 10 kann einen Dickenbereich im allgemeinen von unge fähr 0,25 mm (0,01′′) bis ungefähr 1,53 mm (0,06′′) besitzen. Vorzugsweise wird das Außenstirnflächenelement 10 so dünn wie möglich gemacht, und zwar in Übereinstimmung mit aerodynamischen, thermischen und strukturellen Belastungen sowie bezüglich der Leichtigkeit und Sicherheit der Handhabung.

Der starre Isolatorkern 12 wird aus einem geschäumten Kermik material geformt. Spezielle verwendbare Keramikmaterialien sind Siliciumcarbid und Siliciumnitrid.

Der Isolatorkern 12 wird direkt auf dem äußeren Flächenelement 10 hergestellt. Im allgemeinen wird der Isolatorkern 12 bei spielsweise in der Form geschäumten Siliconcarbids auf dem Stirnflächenelement 10 durch chemische Dampfabscheidung von Siliciumcarbid auf dem Stirnflächenelement abgeschieden. Auf diese Weise ist der Isolatorkern 12 in integraler Weise an dem äußeren Stirnflächenelement 10 befestigt.

Der Schaumkern 12 ist porös. Diesbezüglich ist es zweckmäßig, einen Kern mit einem so geringen Gewicht wie möglich für die meisten Anwendungsfälle zu verwenden. Die Dichte des Keramik kerns 12 kann im Bereich von ungefähr 0,0083 g/cm³ (0,5) bis ungefähr 0,16 g/cm³ (10) engl. Pfund pro Kubikfuß liegen, vorzugsweise ungefähr 0,0083 g/cm³ (0,5) bis ungefähr 0,024 g/cm³ (1,5 engl. Pfund pro Kubikfuß) betragen. Der Keramik isolatorkern 12 besitzt ein schaumartiges Aussehen, wenn er wie oben, durch chemische Dampfabscheidung abgeschieden wird.

Die Dicke des Kerns 12 ist eine Funktion der gewünschten Iso lationsgröße, der Länge der Zeit, der das Aerospace-Fahrzeug einer hohen Temperatur erwartungsgemäß ausgesetzt wird und der Natur der Temperaturdifferenz, die zwischen der Außenseite und der Innenseite des Fahrzeugs gewünscht ist. Somit sind das ausgewählte Keramikschaummaterial, die Dichte des Schaums und seine Dicke Kriterien, welche bestimmen, welche Temperaturdif ferenz zwischen der Außenseite und der Innenseite des Fahr zeugs am Ende seiner Mission auftritt. Im allgemeinen kann die Dicke des Isolatorkerns 12 im Bereich von ungefähr 12,8 mm (0,5′′) bis ungefähr 153 mm (6′′) liegen.

Das primäre Strukturmaterial, welches im ganzen mit 15 be zeichnet ist, kann aus Materialien bestehen, die zusammenge setzte Werkstoffe (composites), Metalle und eine Faserver stärkung enthaltende Metallmatrix umfassen. Die Material auswahl für die Primärstruktur, wie beispielsweise eine Kom ponente des Luft- oder Fahrzeugrahmens, hängt von den Außen temperatur- und Innentemperaturtoleranzen ab, was sich ab hängig von der Geographie ändert.

Als das primäre Strukturmaterial, beispielsweise eines Luft- oder Fahrzeugrahmens, verwendbare zusammengesetze Materialien können Graphit-Epoxymaterialien und Graphit-Polyimidmateria lien umfassen. Anstelle von Graphitfasern können die Verstär kungsfasern solcher zusammengesetzen Materialien Borfasern für einen hohen Elastizitätsmodul umfassen, wie beispielsweise Bor-Epoxy- und Bor-Polyimid-Faserverbundwerkstoffe (zusammen gesetzte Materialien).

Als primäres Strukturmaterial verwendete Metalle sind Alumi nium und Aluminiumlegierungen, wie beispielsweise Aluminiumli thium und Titan sowie Titanlegierungen, wie beispielsweise Titanaluminide.

Die verwendbaren Metallmatrixmaterialien als primäre Struktur materialien umfassen Beryllium, Aluminium und Aluminiumlegie rungen, wie beispielsweise Aluminiumlithium, Titan und Legie rungen davon, wie beispielsweise Titan-Aluminid, Stahl, Molyb dänlegierungen oder Nickellegierungen, wie beispielsweise In conel, und Metalle und Metallegierungen, welche Graphit, Sili ciumcarbid oder Borfasern oder "Whiskers" (Fäden) enthalten.

Im allgemeinen werden Aluminium und Graphit-Epoxy- Primär strukturmaterialien in Gebieten verwendet, wo eine niedrigere Innentemperatur vorhanden ist, wie beispielsweise im Bereich einer Kabine, eines Luft- oder Raumfahrzeugs und ferner zum Schutz von Ausrüstungen, wie beispielsweise avionische Geräte. Wo beispielsweise die innerhalb des Aerospace-Fahrzeugs vor handene Ausrüstung einer höheren Temperatur widerstehen kann, wie beispielsweise die elektrische oder hydraulische Aus rüstung, die Temperaturen beispielsweise in der Größenordnung von 600°F widerstehen kann, so kann das strukturelle Material aus Graphit-Polyimid bestehen. Primärstrukturmaterialien, die hohen Temperaturen widerstehen können, sind zum Beispiel Stahl, Nickellegierungen, wie beispielsweise Inconel, Molybdänlegierungen und Titan. Diese Hochtemperaturmaterialien werden in der Form von Metallmatrix-Verbundwerkstoffen (zusam mengesetzte Materialien) verwendet, die aus Metallblechen oder Flächenelementen bestehen können, welche Verstärkungsfasern enthalten, wie beispielsweise Graphit oder Siliciumcarbidfa sern, und in einigen Fällen Borfasern. Die Art der verwendeten Fasern hängt von dem speziellen Anwendungsfall des strukturel len Materials am Aerospace-Fahrzeug ab und den maximalen im Fahrzeug zulässigen Temperaturen. So widerstehen beispiels weise Aluminiumlithiumlegierungs- und Graphit-Epoxy-Primär strukturmaterialien Temperaturen in der Größenordnung von ungefähr 300°F. Die Titanaluminidlegierung besitzt eine 1200° bis 1500°F Temperaturbeständigkeitsfähigkeit.

Wenn die Primärstruktur Zugbelastungen ausgesetzt werden soll, so ist es vorteilhaft, Faserverstärkungen vorzusehen, wie in Verbundmaterialien (zusammengesetzte Materialien; faserver stärkte Materialien) oder in Metallmatrixmaterialien.

Das thermische Schutzsystem mit den keramischen Matrixaußen flächenelement 10 und dem starren Isolatorkern 12, bestehend aus verschäumter Keramik ist verbunden oder integral gekuppelt mit der Primärstruktur 15 über Stirnflächenelement 16 durch geeignete Mittel, wie beispielsweise Verbinden, Verkleben, Hartlöten oder chemische Dampfabscheidung, und zwar insbeson dere abhängig von der Zusammensetzung des primären Strukturma terials. Wenn somit Graphit-Epoxyverbundmaterial oder Alumi nium oder seine Legierungen als Strukturmaterial verwendet wird, so benutzt man ein Epoxy- oder Polyimid zur Verbindung des geschäumten Keramik- (beispielsweise Siliciumcarbid)- Iso latorkerns 12 mit dem Stirnflächenelement 16 des Hauptstruk turmaterials 15. Wenn Titanaluminid oder Stahl oder Inconel matrixmaterialien als primäres Strukturmaterial verwendet werden, so werden diese Materialien in geeigneter Weise mit dem Keramikisolatorkern 12 hartverlötet, wie beispielsweise geschäumtem Siliciumcarbid, um höhere Verbindungstemperaturen zu erhalten, da die organische Verbindung solcher Hochtempera turmaterialien nicht möglich wäre.

Es sei bemerkt, daß die Stirnflächenelemente, d.h. die Ele mente 10 und 16, auf beiden Seiten des Keramikkerns 12 ver wendet werden. Somit ist das gebildete thermische Schutzsystem oder die gebildete Einheit, beispielsweise aus dem integrier ten Siliciumcarbid-Stirnflächenelement 10 und dem Siliciumcar bid verschäumten Kern 12 mit dem Grundstrukturluft- oder Fahr zeugrahmen, dargestellt bei 15, verbunden, der beispielsweise die Außenhaut des Fahrzeugs bilden würde. Somit wird eine sol che Außenhaut des Fahrzeugs 16 nunmehr das Innenstirnflächen element des Sandwich, bestehend aus den Gliedern 10, 12 und 16. Das Strukturkomponentenmaterial 14 kann beispielsweise durch Verbinden, Verkleben, Hartlöten oder durch mechanische Befestigungsmittel, an dem durch die Glieder 10, 12 und 16 gebildeten thermischen Schutzsystem befestigt werden, und zwar über das Innenstirnflächenelement 16, was, wie oben bemerkt, von der Zusammensetzung des speziellen primären strukturellen Komponentenmaterials 14 abhängt.

Es ist somit die obige Verbindungs-, Verklebungs- oder Hartlö tungsoperation, welche das Innenstirnflächenelement 16 befe stigt, am Isolatorkern 12 vorsieht. Dies gestattet dem starren Schaumkern 12 mit dem Außenstirnflächenelement 10 daran, das dünne, beispielsweise aus Metall bestehende Stirnflächenele ment oder die Tafel 16 zu tragen und deren Aufbeulung oder Verwerfung zu verhindern. Eine derartige strukturelle Stützung reduziert die Dicke des Stirnflächenelements 16. Diese struk turelle Kombination sieht die integrale Struktur und das ther mische Schutzsystem der Erfindung vor.

Fig. 2 zeigt einen Teil einer vorderen Rumpfstruktur eines Luft- oder Raumfahrzeugs, bestehend aus einem integralen strukturellen und thermischen Schutzsystem (IS/TPS = integral structural and thermal protection system) 18 gemäß der Erfin dung, wobei folgendes vorgesehen ist: eine Außenhaut oder ein Stirnflächenelement 20 aus Siliciumcarbid-Verbundwerkstoff, verbunden oder verklebt mit einem Isolatorkern 22 aus Sili ciumcarbidschaum, wobei der Kern 22 seinerseits über ein In nenstirnflächenelement 25 aus Titan oder Titanaluminid mit einem strukturellen Glied oder einem Steg 24 verbunden oder verklebt ist.

Fig. 3 veranschaulicht eine Alternative zu Fig. 2, und zwar eine bogenförmige vordere Rumpfstruktur mit der Ausnahme, daß die Primärstruktur ein Titanaluminid-Stützkernglied 28 ist mit einer im wesentlichen sinusförmigen Gestalt, die diffusions verbunden ist mit einem Titanaluminid-Stirnflächenelement 30, welches seinerseits durch Hochtemperaturhartlötmaterial mit dem Siliciumcarbidschaumkern 22 verbunden ist. Das primäre Stützkernstrukturglied 28 ist integral verbunden über Stirn flächenelement 30 mit dem Schaumkern 22 und dem äußeren Stirn flächenelement 20, wodurch das integrale Struktur- und thermi sche Schutzsystem gebildet wird.

Das erfindungsgemäße Konzept kann auch bei anderen strukturel len Komponenten des Flugwerks oder der Zelle (des Luftrahmens (airframe) eines Aerospace-Fahrzeugs verwendet werden, und zwar einschließlich des Flügels und des vertikalen Hecks. So mit können beispielsweise strukturelle Graphit-Epoxy- oder Graphit-Polyimidflügel und Schwanzglieder durch das erfin dungsgemäße thermische Schutzsystem thermisch stabil gemacht werden, wobei das Schutzsystem aus Siliciumcarbid-Außenstirn flächenelementen mit einem geschäumten Siliciumcarbidkern vorgesehen ist, und zwar integral verbunden durch ein Epoxy- oder ein Polyimid mit den verschiedenen Graphit-Epoxystruk turgliedern.

In Fig. 4 ist beispielsweise ein Querschnitt eines Flügels 32 dargestellt, und zwar mit einer Innenstruktur die im allge meinen folgendes aufweist: Graphit-Polyimidssparren 34 und Rippen 36, abgedeckt über der externen Oberfläche durch ein thermisches Schutzsystem 40, gebildet durch ein Sandwich, aufgebaut aus einem äußeren Siliciumcarbid-Stirnflächenelement 38 und einem geschäumten Siliciumcarbidkern 42, wobei der Kern 42 in geeigneter Weise mit den Sparren und Rippen verbunden ist, und zwar durch ein Graphit-Polyimid-Innenstirnflächen element 43 zur Bildung eines integralen Struktur- und thermi schen Schutzsystems.

Fig. 5 zeigt eine vertikale Heckstruktur 44, gebildet aus Gra phit-Polyimidsparren 46 und Rippen 48 mit einem thermischen Schutzsystem in der Form eines Paars von äußeren Sandwich tafeln oder Platten 49, wie dies in den Fig. 6 und 6a gezeigt ist. Jede Platte oder Tafel 49 weist aus Siliciumcarbid beste hende äußere und innere Stirnflächenelemente 50 und 52 auf und ferner einen geschäumten Siliciumcarbidkern 54. In diesem Beispiel ist das Innenstirnflächenelement 52 in geeigneter Weise integral mit den Sparren und Rippen der internen Struk tur des Schwanzes 44 durch ein Polyimid gemäß der Erfindung verbunden.

Verschiedene Abwandlungen der Erfindung sind möglich. So kann beispielsweise das äußere Stirnflächenelement 10 aus anderen Keramikmatrixmaterialien als Siliciumcarbid gebildet sein, wie beispielsweise aus Siliciumnitrid.

Aus der vorstehenden Beschreibung ergibt sich, daß die Erfin dung ein neues, einfaches und dauerhaftes leichtgewichtiges thermisches Schutzsystem für jede Hauptkomponente des Fahr zeugrahmens oder der Zelle eines Hochgeschwindigkeitsaero space-Fahrzeugs vorsieht, wie beispielsweise eines transat mosphärischen Fahrzeugs, wobei dieses einen integralen Teil einer solchen Komponente bildet.

Zusammenfassend sieht die Erfindung folgendes vor:

Ein eine integrale Struktur aufweisendes thermisches Schutzsy stem ist vorgesehen, welches speziell für hypersonische Aero space-Fahrzeuge konstruiert ist. Dieses System besteht aus einem harten äußeren Mantel oder einem äußeren Stirnflächen element, gebildet aus einer Keramikmatrix, wie beispielsweise Siliciumcarbid und einem starren Isolatorkern in der Form einer geschäumten Keramik, wie beispielsweise Siliciumcarbid, wobei das äußere Stirnflächenelement integral mit dem Isola torkern verbunden ist. Ein Primärstrukturmaterial, wie bei spielsweise ein bauliches oder strukturelles Glied des Flug geräts, ist integral mit dem Isolatorkern, beispielsweise durch eine Verbindung oder Hartlöten verbunden, wobei der Kern an dem primären Strukturmaterial oder dem Strukturglied des Fluggeräts durch ein Innenstirnflächenelement befestigt ist, welches die Außenhaut eines derartigen strukturellen Glieds bildet.

′′= Zoll

Claims

1. Thermisches Schutzsystem für Hochgeschwindigkeitsflug gerät, wobei folgendes vorgesehen ist:
ein außeres Flächenelement, gebildet aus einer Keramik matrix,
ein starrer Insolatorkern im wesentlichen bestehend aus poröser geschäumter Keramik, wobei das Außenflächenelement integral mit dem Kern verbunden ist, und
eine interne Tragstruktur an dem Fluggerät, wobei der Kern in geeigneter Weise mit der internen Tragstruktur verbun den ist.

2. Thermisches Schutzsystem nach Anspruch 1, dadurch gekenn zeichnet, daß das äußere Flächenelement aus Siliciumcarbid besteht.

3. Thermisches Schutzsystem nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Dicke des äußeren Flächenelements im Bereich von ungefähr 0,25 mm (0,01′′) bis ungefähr1,53 mm (0,06′′) liegt.

4. Thermisches Schutzsystem nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die interne Tragstruktur mit dem Kern verbunden ist durch ein Innenflächenelement, wel ches einen Teil der internen oder Innenstruktur bildet, wobei das Innenflächenelement mit dem Kern verbunden ist.

5. Thermisches Schutzsystem nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß der Isolatorkern aus einem Glied besteht, welches aus der aus Siliciumcarbid und Siliciumnitrid bestehenden Gruppe ausgewählt ist.

6. Thermisches Schutzsystem nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Dichte des Kerns im Be reich von ungefähr 0,00839 /cm³ (0,5) bis ungefähr 0,169 /cm³ (10 engl. Pfund pro Kubikfuß) liegt.

7. Thermisches Schutzsystem nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Dicke des Kerns im Bereich von ungefähr 12,8 mm (0,5′′) bis ungefähr 153 mm (6′′) liegt.

8. Thermisches Schutzsystem nach einem der vorhergehenden An sprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die interne Trag struktur ein Glied aufweist, welches aus der aus folgenden bestehenden Gruppe ausgewählt ist: ein Verbundmaterial, ein Metall und eine eine Faserverstärkung enthaltende Metallmatrix.

9. Thermisches Schutzsystem nach Anspruch 8, dadurch gekenn zeichnet, daß das Verbundmaterial aus der aus folgendem bestehenden Gruppe ausgewählt ist: Epoxy und Polyimid, verstärkt mit Graphit oder Borfasern, wobei ferner das Metall aus der aus Aluminium und seinen Legierungen sowie Titan und seinen Legierungen ausgewählten Gruppe besteht, wobei schließlich die Metallmatrix aus der aus folgendem bestehenden Gruppe ausgewählt ist: Beryllium, Aluminium und Titan und Legierungen davon, Stahl, Molybdänlegie rungen und Nickellegierungen, wobei die Metallmatrix Graphit, Siliciumcarbid oder Borfasern enthält.

10. Thermisches Schutzsystem nach einem oder mehreren der vorhergehenden Ansprüche, insbesondere nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Kern integral mit der internen Tragstruktur gekuppelt ist, beispielsweise durch Verbinden, Verkleben Hartlöten oder chemische Abschei dung.

11. Thermisches Schutzsystem nach einem der Ansprüche 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, daß die interne Tragstruktur ein Teil des Rumpfes, Flügels oder des Heckaufbaus des Fluggeräts ist, und daß der Kern an der internen Trag struktur durch ein Innenstirnflächenelement befestigt ist, welches die Außenhaut der internen Tragstruktur bildet.