JP2001151199A - 熱防護システム - Google Patents

熱防護システム

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JP2001151199A JP2000288743A JP2000288743A JP2001151199A JP 2001151199 A JP2001151199 A JP 2001151199A JP 2000288743 A JP2000288743 A JP 2000288743A JP 2000288743 A JP2000288743 A JP 2000288743A JP 2001151199 A JP2001151199 A JP 2001151199A
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Abstract

(57)【要約】 【課題】 軽量であり、大きな可撓性を有し、取付けや
保守整備が容易であり、比較的に低コストであるとい
う、可撓性の断熱システムの利点が、宇宙飛行体の風上
側にも利用可能であるように、熱防護システムを形成す
ることである。 【解決手段】 特に宇宙飛行体の熱防護材として形成
された熱防護システムは、宇宙飛行体の外板に取付けら
れた断熱マット２を備えている。この断熱マットはセラ
ミック繊維複合材料からなる被覆層４〜７の少なくとも
１つの層を備えている。この被覆層自体は無機材料から
なるカバー８を備えている。その都度の要求に応じて、
繊維複合材料は無機繊維、特に酸化繊維、炭化繊維ある
いはこれらの混合物からなり、この繊維は同じ成分から
なるマトリックスに挿入されている。被覆層の取付けは
特に接着、縫合またはボタン連結によって行われる。宇
宙飛行体の低温構造体への取付けは接着連結によって行
われる。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、宇宙飛行体の外板
の大きな面積に取付けられた可撓性断熱マットを備え
た、熱防護システム、特に宇宙飛行体用の熱防護材に関
する。
【０００２】
【従来の技術】打ち上げの際および天体の大気圏への突
入の際、すなわち地球の大気圏への再突入の際および惑
星、すなわち火星または金星および月の大気圏に突入す
る際に、宇宙飛行体は極端な空気力学的、空気熱的、空
気弾性的、機械的および音響的な負荷を受ける。従っ
て、宇宙飛行任務のこの重大な相のために、宇宙飛行体
の低温構造体は効果的な熱防護装置を備えている。この
熱防護装置は、全体の宇宙飛行任務の成功を危険にさら
さないために、この負荷に耐える。
【０００３】米国のスペースシャトルやロシアのバラン
（BURAN)のような再使用可能な宇宙往還機の場合、元々
企画されたヨーロッパのプロジェクトヘルメス（HERME
S) や将来の日本の軌道周回滑空機ホープ（HOPE) の場
合、下面、ノーズ範囲、翼前縁のような大きく負荷され
る範囲に、セラミックタイルまたはこけらや高温構造体
を、堅牢な熱防護システムとして取付けまたは設置する
ことが既に知られている。これに対して、この移行体の
風下側のために、冒頭に述べた可撓性の断熱マットが開
発された。この断熱マットはこの場所で低温構造体に接
着される。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】本発明の課題は、軽量
であり、低温構造体や高温外壁の異なる膨張を吸収する
ために大きな可撓性を有し、取付けや保守整備が容易で
あり、比較的に低コストであるという、このような可撓
性の断熱システムの利点が、宇宙飛行体の風上側にも利
用可能であるように、冒頭に述べた種類の熱防護システ
ムを形成することである。他の課題は、このような可撓
性の断熱システムによって、低温構造体の大きな変形を
可能にし、薄い壁厚、ひいては宇宙飛行体全体の熱防護
システムの大幅な軽量化をもたらすことである。
【０００５】
【課題を解決するための手段】この課題は、本発明に従
い、断熱マットがセラミック繊維複合材料からなる少な
くとも１層の被覆層を備え、被覆層が無機材料からなる
カバーを備えていることによって解決される。
【０００６】特別な飛行任務または宇宙飛行体上の取付
け個所からその都度生じる要求に相応して、本発明の有
利な実施形では、繊維複合材料は無機繊維、特に酸化さ
れた繊維または炭化された繊維あるいはそれらの混合物
からなっている。この繊維は同じ成分のマトリックス内
に挿入されている。
【０００７】本発明による熱防護システムは特に、耐圧
の外板（外皮）を形成することにより、宇宙飛行体の表
面に取付けられた断熱マット内への高温ガスの侵入を確
実に防止するという利点がある。防護層は同時に、発生
する空気熱的、機械的および音響的な負荷を大きな面積
で導入する。この負荷は続いてその下にある断熱マット
を経て伝達され、低温構造体の大きな面積に分配され、
この低温構造体内に導入される。防護層は更に、腐食破
壊機構や高温ガス酸化の発生をきわめて効果的に防止す
る。更に、本発明によるカバーの場合に、熱−光学的な
特性、特に吸収特性／放出特性を適当な材料選択によっ
て最適に調節可能である。本発明による熱防護システム
は触媒作用がきわめて弱いという利点がある。
【０００８】被覆層の取付けは本発明に従い、特に接
着、縫合またはボタン連結によって行われる。宇宙乗り
物の低温構造体の取付けが接着連結、特に宇宙温度温度
によって硬化する特にシリコンをベースとした接着剤で
行われると有利である。
【０００９】
【発明の実施の形態】次に、図に示した実施の形態に基
づいて本発明を詳しく説明する。図１，２に示した、宇
宙飛行体の構造部材のための熱防護材の構造は特に、天
体の大気への突入時に外面に発生する熱負荷に対して宇
宙飛行体を遮断する。そのために、熱防護材は先ず最初
に、宇宙飛行体の外板１に取付けられた可撓性の断熱マ
ット２を備えている。宇宙飛行体の低温構造体すなわち
外板１へのこの断熱マットの固定は、接着連結によって
行われ、ここでは層３として塗布された、宇宙温度で硬
化するシリコン接着剤によって行われている。断熱マッ
ト２は、図示した実施の形態の場合４層のセラミック被
覆層４〜７を備えている。図２では簡単にするために、
すべての被覆層が１枚の層として示してある。最も上側
の層７はその外面に、無機のカバー８を備えている。こ
のカバーは化合物SiOC、SiO ２、SiC 、SiBNC 、SiBN３C
をベースとした無機結合剤と、無機の充填材、特にSiB
６、SiC 、TiB２、Si３N４ 、SiB３、ZrO２、ZrSi0４か
らなる充填材またはこれらの成分の２つ以上の混合物か
らなる充填材とからなっている。
【００１０】保護層４〜７の結合は、図１，２に示した
実施の形態の場合、接着剤、特にセラミック被覆層のマ
トリックスに類似する接着剤によって行われる。更に、
断熱マット２と被覆層の最も下側の層４の間の層９とし
て塗布される、普通のセラミック接着剤またはセラミッ
クセメントを、要求に応じて使用可能である。
【００１１】図３，４に示した第２の実施の形態の場
合、セラミック被覆層１４と断熱マット１２の間には縫
合連結部が設けられている。この縫合連結部はセラミッ
ク糸１５からなり、この糸は断熱マット１２と、繊維セ
ラミック被覆層１４の穴とを通って案内されている。そ
の際、要求に応じて、いろいろな縫合間隔および縫い目
幅を選択することができる。
【００１２】空気力学的に滑らかな外面を得るために、
この糸は、図４に示すように、外側から被覆層１４に加
工された溝１６に挿入可能である。溝の閉鎖または充填
は、付加的に積層可能な繊維複合層を介してまたはマト
リックス固有の材料を充填することによって行われる。
この連結部の外面には最後に、この図に示していない上
述の保護層と同じ保護層が塗布されている。宇宙飛行体
の外板１１への断熱マット１２の取付けはここでも同様
に、層１３として塗布した接着剤によって行われる。
【００１３】図５〜９に示した第３の実施の形態の場合
には、断熱マット２２に対するセラミック被覆層２４，
２５の連結が、ボタン２６〜２６″′によって行われ
る。この連結はダブルボタン連結部として形成されてい
る。ボタンは図６に示すように上述の材料を有する接着
剤によって、あるいは図７のごとく被覆層２４，２５の
間での挟持によってこの被覆層に連結される。外層寄り
のボタン２６〜２６″′の頭は固定されたピンを備えて
いる。このピンは好ましくは、セラミック被覆層のマト
リックスと同じ材料からなっている。それによって、異
なる熱膨張を回避することができる。このピンは断熱マ
ット２２を通って案内されている。
【００１４】ダブルボタン連結部の反対側のボタン２７
は、図８に示すように、押ボタン連結と類似の技術によ
ってあるいは座金２８または締付け座金２９によって形
成可能である。ボタン連結部のこの部分が低温構造体の
側にあり、それによって小さな熱負荷に曝されるので、
ここでは、セラミック材料のほかに、コスト的に望まし
い金属部品を使用することができる。ボタン連結部の残
りの部分はセラミック繊維複合材料またはモノリシック
セラミックスからなっている。この場合、モノリシック
セラミックス製のボタンは大量生産的に特に低コストで
押出し成形可能であるかまたは高温鋳造可能である。
【図面の簡単な説明】
【図１】宇宙飛行体用の熱防護材の構造の分解斜視図で
ある。
【図２】図１の構造の垂直断面図である。
【図３】図２の構造の変形実施の形態を示す図である。
【図４】図３に示した構造体のＩＶ−ＩＶ線に沿った詳
細図である。
【図５】図２の構造体内にセラミックボタンを備えた他
の実施の形態を示す図である。
【図６】図５の構造体の実施の形態の詳細図である。
【図７】図５の構造体の他の実施の形態の詳細図であ
る。
【図８】図５の構造体の他の実施の形態の詳細図であ
る。
【図９】図５の構造体の他の実施の形態の詳細図であ
る。
【符号の説明】
１，１１，２１ 低温構造体（外
板） ２，１２，２２ 断熱マット ４〜７，１４，２４，２５ 被覆層 ８ カバー １５ 糸 ２６，２６′，２６″，２６″′ ボタン
フロントページの続き (72)発明者 ヴァルター フォーゲル ドイツ連邦共和国 デー・88682 ザーレ ム アーヒシュトラーセ 34 (72)発明者 イェルク ボルツ ドイツ連邦共和国 デー・28777 ブレー メン レクマー シュトラーセ 192 ア ー (72)発明者 ヴォルフ・ディーター エーベリング ドイツ連邦共和国 デー・31139 ヒルデ スハイム ケーニッヒシュトラーセ ９ (72)発明者 ウルリヒ リーク ドイツ連邦共和国 デー・21224 ローゼ ンガルテン アム クラーソル ９ ベー

Claims (20)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 宇宙飛行体の外板の大きな面積に取付け
    られた可撓性断熱マットを備えた、熱防護システム、特
    に宇宙飛行体用の熱防護材において、断熱マット（２，
    １２，２２）がセラミック繊維複合材料からなる少なく
    とも１層の被覆層（４〜７，１４，２４，２５）を備
    え、被覆層が無機材料からなるカバー（８）を備えてい
    ることを特徴とする熱防護システム。
  2. 【請求項２】 被覆層（４〜７，１４，２４，２５）の
    繊維が酸化物をベースとした無機繊維からなっているこ
    とを特徴とする請求項１記載の熱防護システム。
  3. 【請求項３】 被覆層（４〜７，１４，２４，２５）の
    繊維が二酸化珪素(SiO２)をベースとした繊維からなっ
    ていることを特徴とする請求項２記載の熱防護システ
    ム。
  4. 【請求項４】 被覆層（４〜７，１４，２４，２５）の
    繊維がアルミナ（Al ２O３)をベースとした繊維からなっ
    ていることを特徴とする請求項２記載の熱防護システ
    ム。
  5. 【請求項５】 被覆層（４〜７，１４，２４，２５）の
    繊維が酸化ジルコニウム(ZrO２)をベースとした繊維か
    らなっていることを特徴とする請求項２記載の熱防護シ
    ステム。
  6. 【請求項６】 被覆層のマトリックスが同じ酸化物また
    はその混合物からなっていることを特徴とする請求項２
    〜５のいずれか一つに記載の熱防護システム。
  7. 【請求項７】 折返し織物製の被覆層（４〜７，１４，
    ２４，２５）の繊維が炭化物をベースとした無機繊維か
    らなっていることを特徴とする請求項１記載の熱防護シ
    ステム。
  8. 【請求項８】 被覆層（４〜７，１４，２４，２５）の
    繊維がシリコンカーバイド(SiC) をベースとした繊維か
    らなっていることを特徴とする請求項７記載の熱防護シ
    ステム。
  9. 【請求項９】 被覆層の繊維がシリコン、ホウ素、窒素
    および炭素をベースとした混合炭化物からなっているこ
    とを特徴とする請求項７記載の熱防護システム。
  10. 【請求項１０】 被覆層のマトリックスが同様に混合炭
    化物からなっていることを特徴とする請求項７〜９のい
    ずれか一つに記載の熱防護システム。
  11. 【請求項１１】 カバー（８）が無機結合剤と無機絶縁
    材からなっていることを特徴とする請求項１〜１０のい
    ずれか一つに記載の熱防護システム。
  12. 【請求項１２】 結合剤がSiOC、SiO２、SiC 、SiBNC
    またはSiBN３Cからなっていることを特徴とする請求項
    １１記載の熱防護システム。
  13. 【請求項１３】 充填剤がSiB６、SiC 、TiB２、Si３N
    ４ 、SiB３、ZrO２、ZrSIO４またはこれらの成分の２つ
    以上からなっていることを特徴とする請求項１１記載の
    熱防護システム。
  14. 【請求項１４】 セラミック被覆層（４〜７）と断熱マ
    ット（２）の連結が耐高温性の無機接着によって行われ
    ていることを特徴とする請求項１〜１３のいずれか一つ
    に記載の熱防護システム。
  15. 【請求項１５】 接着剤がSiC 、SiOC、SiO２またはAl
    ２O３ またはこれらの材料の２つ以上からなっているこ
    とを特徴とする請求項１４記載の熱防護システム。
  16. 【請求項１６】 セラミック被覆層（１４）と断熱マッ
    ト（１２）の連結がセラミック糸（１５）によって行わ
    れていることを特徴とする請求項１〜１３のいずれか一
    つに記載の熱防護システム。
  17. 【請求項１７】 セラミック被覆層（２４，２５）と断
    熱マット（２２）の連結がセラミックボタン（２６〜２
    ６″′）によって行われていることを特徴とする請求項
    １〜１３のいずれか一つに記載の熱防護システム。
  18. 【請求項１８】 ボタン（１６）がセラミック接着剤に
    よって被覆層（２４，２５）に固定されていることを特
    徴とする請求項１７記載の熱防護システム。
  19. 【請求項１９】 ボタン（２６′）が被覆層（２４，２
    ５）の間で挟持することによって固定されていることを
    特徴とする請求項１７記載の熱防護システム。
  20. 【請求項２０】 断熱マット（２，１２，２２）と低温
    構造体（１，１１，２１）の連結が、特にシリコンをベ
    ースとした接着剤のような有機接着剤による接着によっ
    て行われていることを特徴とする請求項１〜１９のいず
    れか一つに記載の熱防護システム。
JP2000288743A 1999-09-23 2000-09-22 熱防護システム Pending JP2001151199A (ja)

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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2014184875A (ja) * 2013-03-25 2014-10-02 Mitsubishi Electric Corp 多層断熱材
CN105864581A (zh) * 2016-06-12 2016-08-17 韩松 一种多功能性复合保温层
JP2021050825A (ja) * 2016-06-02 2021-04-01 パナソニックＩｐマネジメント株式会社 断熱材とその断熱材を使用した機器

Families Citing this family (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6844091B2 (en) * 2002-11-11 2005-01-18 The Boeing Company Flexible insulation blanket having a ceramic matrix composite outer layer
US6844057B2 (en) 2002-11-11 2005-01-18 The Boeing Company Method for secondarily bonding a ceramic matrix composite layer to a flexible insulation blanket and an insulation blanket produced thereby
US20040096619A1 (en) * 2002-11-11 2004-05-20 The Boeing Company Flexible insulation blanket having a ceramic matrix composite outer layer
DE10318514B3 (de) * 2003-04-24 2004-09-16 Dornier Gmbh Mehrschichtiges keramisches Verbundmaterial mit thermischer Schutzwirkung
US7381459B1 (en) * 2004-02-12 2008-06-03 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration (Nasa) Toughened uni-piece, fibrous, reinforced, oxidization-resistant composite
US7682578B2 (en) 2005-11-07 2010-03-23 Geo2 Technologies, Inc. Device for catalytically reducing exhaust
US7682577B2 (en) 2005-11-07 2010-03-23 Geo2 Technologies, Inc. Catalytic exhaust device for simplified installation or replacement
US7722828B2 (en) 2005-12-30 2010-05-25 Geo2 Technologies, Inc. Catalytic fibrous exhaust system and method for catalyzing an exhaust gas
US8458976B2 (en) 2009-10-16 2013-06-11 The Boeing Company Thermal protection blanket assembly
RU2506199C1 (ru) * 2012-06-19 2014-02-10 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") Крыло гиперзвукового летательного аппарата в условиях его аэродинамического нагрева
US10266248B2 (en) * 2016-07-20 2019-04-23 The Boeing Company Leading edge systems and methods for aerospace vehicles
US11174818B2 (en) * 2018-05-10 2021-11-16 Blue Origin, Llc High temperature thermal protection system for rockets, and associated methods
US11667408B2 (en) 2018-06-12 2023-06-06 Blue Origin, Llc Metal encapsulated ceramic tile thermal insulation, and associated systems and methods
US11827383B2 (en) * 2020-04-09 2023-11-28 Sierra Space Corporation Encapsulated insulation with uniformly heated surfaces for use on spacecraft internal surfaces
CN112319770A (zh) * 2020-07-27 2021-02-05 中国航天空气动力技术研究院 一种榫卯式无螺钉螺栓盖板式热防护结构及其制备方法
CN113086224B (zh) * 2021-03-17 2023-01-17 北京机电工程研究所 一种设备安装热桥抑制结构
CN113739649A (zh) * 2021-08-09 2021-12-03 上海机电工程研究所 伸缩鸭舵舱体间隙的热防护装置
CN113978046B (zh) * 2021-11-09 2022-07-29 厦门大学 一种热防护结构及其制备方法
CN115504814B (zh) * 2022-10-10 2023-06-06 华东理工大学 一种电子逸出冷却热防护材料及其制备方法

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5296288A (en) * 1992-04-09 1994-03-22 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Protective coating for ceramic materials
US5626951A (en) * 1995-04-03 1997-05-06 Rockwell International Corporation Thermal insulation system and method of forming thereof

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3510753A1 (de) * 1984-05-04 1985-11-07 Akzo Gmbh, 5600 Wuppertal Hochtemperaturbestaendiges siliciumdioxidfasermaterial
DE3913561A1 (de) * 1989-04-25 1990-10-31 Dornier Luftfahrt Tragende struktur
DE19513906C2 (de) * 1995-04-12 1998-10-01 Man Technologie Gmbh Keramisches Hitzeschild
US5811168A (en) * 1996-01-19 1998-09-22 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Durable advanced flexible reusable surface insulation
US5958583A (en) * 1996-12-20 1999-09-28 The Boeing Company Alumina-based protective coating for ceramic materials
US6007026A (en) * 1997-06-30 1999-12-28 The Boeing Company Quick installation-removal thermal insulation blanket for space craft
DE19810067C1 (de) * 1998-03-09 1999-03-18 Man Technologie Gmbh Bewegbare Baukomponente für eine thermomechanisch belastete Bauanordnung sowie Verfahren zur Herstellung der Baukomponente

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5296288A (en) * 1992-04-09 1994-03-22 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Protective coating for ceramic materials
US5626951A (en) * 1995-04-03 1997-05-06 Rockwell International Corporation Thermal insulation system and method of forming thereof

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2014184875A (ja) * 2013-03-25 2014-10-02 Mitsubishi Electric Corp 多層断熱材
JP2021050825A (ja) * 2016-06-02 2021-04-01 パナソニックＩｐマネジメント株式会社 断熱材とその断熱材を使用した機器
CN105864581A (zh) * 2016-06-12 2016-08-17 韩松 一种多功能性复合保温层

Also Published As

Publication number Publication date
US6497390B1 (en) 2002-12-24
EP1086891A2 (de) 2001-03-28
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DE19945586B4 (de) 2005-03-31
EP1086891A3 (de) 2002-10-09

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