JP2001278199A - アブレータ構造 - Google Patents
アブレータ構造Info
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- JP2001278199A JP2001278199A JP2000097004A JP2000097004A JP2001278199A JP 2001278199 A JP2001278199 A JP 2001278199A JP 2000097004 A JP2000097004 A JP 2000097004A JP 2000097004 A JP2000097004 A JP 2000097004A JP 2001278199 A JP2001278199 A JP 2001278199A
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 軽量でかつ機械的強度を有するアブレータ構
造を提供する。 【解決手段】 宇宙機１のシェル３の外表面はフェルト
断熱材４によって覆われ、このフェルト断熱材４を覆っ
てアブレータ２が設けられる。アブレータ２は、内層部
５と外層部６との２層構造である。外層部６は、布状プ
リプレグを矩形に切断した短冊状のプリプレグを、プレ
ス型の内面にランダムに貼り付け、ホットプレスにより
形成され、内層部５は、布状プリプレグを外層部６の内
面に積層して形成する。内層部５は長い連続した繊維を
有し、炭化後も機械的強度を有し、外層部６は短い不連
続な繊維を有し、ガス透過性が高く、熱防御性が高い。
造を提供する。 【解決手段】 宇宙機１のシェル３の外表面はフェルト
断熱材４によって覆われ、このフェルト断熱材４を覆っ
てアブレータ２が設けられる。アブレータ２は、内層部
５と外層部６との２層構造である。外層部６は、布状プ
リプレグを矩形に切断した短冊状のプリプレグを、プレ
ス型の内面にランダムに貼り付け、ホットプレスにより
形成され、内層部５は、布状プリプレグを外層部６の内
面に積層して形成する。内層部５は長い連続した繊維を
有し、炭化後も機械的強度を有し、外層部６は短い不連
続な繊維を有し、ガス透過性が高く、熱防御性が高い。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、たとえば宇宙機な
どの機体の外表面を覆うアブレータ構造に関する。
どの機体の外表面を覆うアブレータ構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】宇宙軌道上に打ち上げ、実験などを行っ
たのち回収する宇宙機などは、大気圏再突入の際に空気
との摩擦によって機体が非常に高温となる。この再突入
時の高温から機体を熱防御するために、機体の外表面は
アブレータによって覆われている。
たのち回収する宇宙機などは、大気圏再突入の際に空気
との摩擦によって機体が非常に高温となる。この再突入
時の高温から機体を熱防御するために、機体の外表面は
アブレータによって覆われている。
【０００３】アブレータは防熱機構より、昇華アブレー
タ、溶融アブレータ、炭化アブレータに大別され、本発
明は炭化アブレータに属する。炭化アブレータは、たと
えばフェノール樹脂、強化繊維、マイクロバルーンより
なり、高温加熱時には、樹脂が熱分解を経て炭化し、加
熱表面より炭化層、熱分解層、バージン層を形成する。
炭化アブレータは、一般に主に以下の要素が組合された
防熱機構を持つ。 ・樹脂の熱分解による吸熱 ・熱分解ガスが炭化層を通過、流出することによる熱移
送 ・熱分解ガスが炭化層表面より流出することによる加熱
遮断 ・炭化層表面の輻射冷却 このようなアブレータの従来技術として、特許第２６９
６６４８号公報がある。
タ、溶融アブレータ、炭化アブレータに大別され、本発
明は炭化アブレータに属する。炭化アブレータは、たと
えばフェノール樹脂、強化繊維、マイクロバルーンより
なり、高温加熱時には、樹脂が熱分解を経て炭化し、加
熱表面より炭化層、熱分解層、バージン層を形成する。
炭化アブレータは、一般に主に以下の要素が組合された
防熱機構を持つ。 ・樹脂の熱分解による吸熱 ・熱分解ガスが炭化層を通過、流出することによる熱移
送 ・熱分解ガスが炭化層表面より流出することによる加熱
遮断 ・炭化層表面の輻射冷却 このようなアブレータの従来技術として、特許第２６９
６６４８号公報がある。
【０００４】宇宙機の機体は、断熱のために、シェル構
造の外表面が断熱材で覆われ、この断熱材のさらに外表
面がアブレータによって覆われる。大気圏再突入時には
非常に高温となるとともに、大きな圧力を受ける。断熱
材は、たとえば可撓断熱材から成り、機械的強度を持た
ないので、アブレータが高圧に耐えるためには機械的強
度を高くする必要がある。
造の外表面が断熱材で覆われ、この断熱材のさらに外表
面がアブレータによって覆われる。大気圏再突入時には
非常に高温となるとともに、大きな圧力を受ける。断熱
材は、たとえば可撓断熱材から成り、機械的強度を持た
ないので、アブレータが高圧に耐えるためには機械的強
度を高くする必要がある。
【０００５】しかしながら、一般にアブレータは炭化す
ると機械的強度が大幅に低下するので、再突入の際にア
ブレータに機械的強度を持たせるためには、アブレータ
の厚みを大きくし、内側まで炭化しないようにする必要
がある。このように未炭化層を設けることによって、ア
ブレータに機械的強度を持たせることができる。
ると機械的強度が大幅に低下するので、再突入の際にア
ブレータに機械的強度を持たせるためには、アブレータ
の厚みを大きくし、内側まで炭化しないようにする必要
がある。このように未炭化層を設けることによって、ア
ブレータに機械的強度を持たせることができる。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、アブレ
ータの厚みを大きくすると、アブレータの重量が大きく
なってしまう。宇宙機の重量はできるだけ軽量にするこ
とが必要であり、アブレータの重量が大きくなることは
避けたい。
ータの厚みを大きくすると、アブレータの重量が大きく
なってしまう。宇宙機の重量はできるだけ軽量にするこ
とが必要であり、アブレータの重量が大きくなることは
避けたい。
【０００７】本発明の目的は、軽量で、かつ機械的強度
を有するアブレータ構造を提供することである。
を有するアブレータ構造を提供することである。
【０００８】
【課題を解決するための手段】請求項１記載の本発明
は、強化繊維を含む樹脂から成り、機体の外表面を覆
い、炭化することによって機体を熱防御するアブレータ
構造において、長い連続した強化繊維を含む樹脂から成
る内層部と、短く不連続な強化繊維を含む樹脂から成
り、前記内層部を覆う外層部とを有し、高温加熱時に内
層部および外層部のいずれも炭化することを特徴とする
アブレータ構造である。
は、強化繊維を含む樹脂から成り、機体の外表面を覆
い、炭化することによって機体を熱防御するアブレータ
構造において、長い連続した強化繊維を含む樹脂から成
る内層部と、短く不連続な強化繊維を含む樹脂から成
り、前記内層部を覆う外層部とを有し、高温加熱時に内
層部および外層部のいずれも炭化することを特徴とする
アブレータ構造である。
【０００９】本発明に従えば、アブレータの外層部は、
短かく、不連続な強化繊維を含む。強化繊維は短く、不
連続であるので、長い強化繊維に比べて比較的隙間が多
いので、熱分解ガスの透過性が高く、また熱分解ガスが
炭化層表面から噴出しやすいため熱防御性が高く、ま
た、層間剥離等が起こり難い。これに対して、内層部は
長く連続した強化繊維を有するので、外層部に比して隙
間が少ない分だけ、ガスが出にくく、熱防御性は劣る
が、樹脂の炭化後も長い強化繊維によって荷重が伝わる
ので、炭化後も充分な機械的強度を持つ。
短かく、不連続な強化繊維を含む。強化繊維は短く、不
連続であるので、長い強化繊維に比べて比較的隙間が多
いので、熱分解ガスの透過性が高く、また熱分解ガスが
炭化層表面から噴出しやすいため熱防御性が高く、ま
た、層間剥離等が起こり難い。これに対して、内層部は
長く連続した強化繊維を有するので、外層部に比して隙
間が少ない分だけ、ガスが出にくく、熱防御性は劣る
が、樹脂の炭化後も長い強化繊維によって荷重が伝わる
ので、炭化後も充分な機械的強度を持つ。
【００１０】このように、本発明のアブレータは外層部
および内層部のいずれも炭化する。すなわち、アブレー
タの厚みが薄く、軽量に構成される。また、アブレータ
を２層構造とし、外層部に主に熱防御を分担させ、内層
部に熱防御と機械的強度を分担させることによって、熱
防御の機能を達成するとともに、アブレータに機械的強
度を持たせることができる。
および内層部のいずれも炭化する。すなわち、アブレー
タの厚みが薄く、軽量に構成される。また、アブレータ
を２層構造とし、外層部に主に熱防御を分担させ、内層
部に熱防御と機械的強度を分担させることによって、熱
防御の機能を達成するとともに、アブレータに機械的強
度を持たせることができる。
【００１１】請求項２記載の本発明の前記外層部は、強
化繊維に樹脂を含浸させた矩形状のプリプレグをランダ
ムに貼りつけ、ホットプレスして形成され、前記内層部
は、所定の方向に配向した強化繊維に樹脂を含浸させた
布状のプリプレグを、前記外層部内面に積層して形成さ
れることを特徴とする。
化繊維に樹脂を含浸させた矩形状のプリプレグをランダ
ムに貼りつけ、ホットプレスして形成され、前記内層部
は、所定の方向に配向した強化繊維に樹脂を含浸させた
布状のプリプレグを、前記外層部内面に積層して形成さ
れることを特徴とする。
【００１２】本発明に従えば、矩形状のプリプレグを型
の内面にランダム（不規則）に貼付け、ホットプレスす
ることによって、容易に短い強化繊維を含む外層部を形
成することができる。また、布状のプリプレグを外層部
の内面に積層することによって、長い繊維を有する内層
部を容易に形成することができる。
の内面にランダム（不規則）に貼付け、ホットプレスす
ることによって、容易に短い強化繊維を含む外層部を形
成することができる。また、布状のプリプレグを外層部
の内面に積層することによって、長い繊維を有する内層
部を容易に形成することができる。
【００１３】
【発明の実施の形態】図１は、本発明のアブレータ構造
を用いる宇宙機１を示す断面図である。宇宙機１は、宇
宙軌道上に打ち上げられ、各種実験などを行った後、大
気圏に再突入して回収される自立帰還型カプセルであ
る。宇宙機１は、略釣鐘形であり、直径が約１．５ｍで
あり、高さが約１．３ｍである。この宇宙機１は、大気
圏再突入の際の熱防御のために、外表面がアブレータ２
で覆われる。
を用いる宇宙機１を示す断面図である。宇宙機１は、宇
宙軌道上に打ち上げられ、各種実験などを行った後、大
気圏に再突入して回収される自立帰還型カプセルであ
る。宇宙機１は、略釣鐘形であり、直径が約１．５ｍで
あり、高さが約１．３ｍである。この宇宙機１は、大気
圏再突入の際の熱防御のために、外表面がアブレータ２
で覆われる。
【００１４】図２は、宇宙機２の外壁部を示す断面図で
ある。参照符３は、宇宙機１のシェルであり、このシェ
ル３の外表面全面を覆って可撓断熱材４が設けられ、こ
の断熱材４の外表面全面を覆ってアブレータ２が設けら
れる。
ある。参照符３は、宇宙機１のシェルであり、このシェ
ル３の外表面全面を覆って可撓断熱材４が設けられ、こ
の断熱材４の外表面全面を覆ってアブレータ２が設けら
れる。
【００１５】アブレータ２は内層部５と外層部６とを有
する２層構造であり、繊維強化複合材料から成る。アブ
レータ２の樹脂としては、フェノール樹脂が用いられ、
強化繊維としては炭素繊維が用いられる。また、樹脂と
しては、この他、シリコン樹脂またはエポキシ樹脂を用
いることができる。また、強化繊維としてはシリカ繊維
を用いることができる。
する２層構造であり、繊維強化複合材料から成る。アブ
レータ２の樹脂としては、フェノール樹脂が用いられ、
強化繊維としては炭素繊維が用いられる。また、樹脂と
しては、この他、シリコン樹脂またはエポキシ樹脂を用
いることができる。また、強化繊維としてはシリカ繊維
を用いることができる。
【００１６】アブレータ２は、強化繊維に樹脂を含浸さ
せた布状のプリプレグによって形成される。プリプレグ
は、連続した長い複数本の強化繊維が長手方向および直
角方向に配向している。また、強化繊維の径は６μｍ程
度であり、繊維含有率が５０体積％程度である。
せた布状のプリプレグによって形成される。プリプレグ
は、連続した長い複数本の強化繊維が長手方向および直
角方向に配向している。また、強化繊維の径は６μｍ程
度であり、繊維含有率が５０体積％程度である。
【００１７】アブレータ２の外層部６は、まず、前記布
状プリプレグを所定の寸法、たとえば巾１ｃｍ×長さ４
ｃｍ程度に切断し、矩形の、いわば短冊状のプリプレグ
を形成する。これによって、長い連続した繊維を短くす
る。そして、この短冊状のプリプレグをプレス型の内面
に、所定の厚みになるようにランダムに貼り付けホット
プレスする。このようにして、短い不連続な繊維を有す
る外層部６を形成することができる。外層部６の厚み
は、たとえば内層部の厚みの１〜２倍程度である。
状プリプレグを所定の寸法、たとえば巾１ｃｍ×長さ４
ｃｍ程度に切断し、矩形の、いわば短冊状のプリプレグ
を形成する。これによって、長い連続した繊維を短くす
る。そして、この短冊状のプリプレグをプレス型の内面
に、所定の厚みになるようにランダムに貼り付けホット
プレスする。このようにして、短い不連続な繊維を有す
る外層部６を形成することができる。外層部６の厚み
は、たとえば内層部の厚みの１〜２倍程度である。
【００１８】内層部５の形成は、前記布状プリプレグを
外層部６の内面に複数層貼りつけて形成する。このと
き、第一層目は、外層部６の内面に繊維の方向をそろえ
て布状プリプレグを隙間なく、均一に並べて貼り付け
る。次に第２層目は、一層目の上から、一層目の繊維の
方向に対して所定角度、たとえば４５°ずらせて貼り付
ける。このようにして、複数層プリプレグを積層する。
本実施形態では、宇宙機１の先端のノーズ部７の内層部
５は、たとえば３２層であり、厚みは８ｍｍ程度とな
る。また、胴部８の内層部５は、たとえば２０層であ
り、厚みは５ｍｍ程度となる。
外層部６の内面に複数層貼りつけて形成する。このと
き、第一層目は、外層部６の内面に繊維の方向をそろえ
て布状プリプレグを隙間なく、均一に並べて貼り付け
る。次に第２層目は、一層目の上から、一層目の繊維の
方向に対して所定角度、たとえば４５°ずらせて貼り付
ける。このようにして、複数層プリプレグを積層する。
本実施形態では、宇宙機１の先端のノーズ部７の内層部
５は、たとえば３２層であり、厚みは８ｍｍ程度とな
る。また、胴部８の内層部５は、たとえば２０層であ
り、厚みは５ｍｍ程度となる。
【００１９】このようにして内層部５および外層部６を
形成した後、オートクレーブに挿入し、加圧加熱して樹
脂を硬化させてアブレータ２が完成する。
形成した後、オートクレーブに挿入し、加圧加熱して樹
脂を硬化させてアブレータ２が完成する。
【００２０】アブレータ２の内層部５は、布状のプリプ
レグによって形成され、強化繊維が長いので、再突入時
に内層部５の樹脂が炭化しても、この強化繊維によって
荷重が伝わるため、高い機械的強度を有する。
レグによって形成され、強化繊維が長いので、再突入時
に内層部５の樹脂が炭化しても、この強化繊維によって
荷重が伝わるため、高い機械的強度を有する。
【００２１】アブレータ２の外層部６は、短冊状のプリ
プレグがランダムに配置されて形成され、強化繊維は短
いので、炭化後の機械的強度は内層部５よりも低いが、
繊維が短いため、繊維間の隙間が外層部５に比べて多
く、ガスの透過性が大きくなる。これによって樹脂がガ
スとなって噴出しやすくなり、熱防御性を高くすること
ができる。また、短冊状のプリプレグがランダムに積層
されるので、塑性的（擬延性）な材料特性を示し、再突
入時の高加熱による層間割れなどが生じることがない。
また、強化繊維が樹脂を保持するので、再突入時に樹脂
が剥がれるといったことが防がれる。
プレグがランダムに配置されて形成され、強化繊維は短
いので、炭化後の機械的強度は内層部５よりも低いが、
繊維が短いため、繊維間の隙間が外層部５に比べて多
く、ガスの透過性が大きくなる。これによって樹脂がガ
スとなって噴出しやすくなり、熱防御性を高くすること
ができる。また、短冊状のプリプレグがランダムに積層
されるので、塑性的（擬延性）な材料特性を示し、再突
入時の高加熱による層間割れなどが生じることがない。
また、強化繊維が樹脂を保持するので、再突入時に樹脂
が剥がれるといったことが防がれる。
【００２２】このように、高温加熱時に内層部５および
外層部６が炭化し、外層部６が主に熱防御を分担する。
また、内層部５は外層部６よりは低温となり、長い繊維
によって荷重が伝わり、主にアブレータ２の機械的強度
を分担する。これによって、アブレータ２全体の厚みを
薄くでき、アブレータ２を軽量に形成することができ
る。
外層部６が炭化し、外層部６が主に熱防御を分担する。
また、内層部５は外層部６よりは低温となり、長い繊維
によって荷重が伝わり、主にアブレータ２の機械的強度
を分担する。これによって、アブレータ２全体の厚みを
薄くでき、アブレータ２を軽量に形成することができ
る。
【００２３】
【発明の効果】以上のように本発明によれば、熱防御を
分担する外層部と強度を分担する内層部の２層構造とす
ることで、高い機械的強度を有し、かつ軽量にアブレー
タを形成することができる。
分担する外層部と強度を分担する内層部の２層構造とす
ることで、高い機械的強度を有し、かつ軽量にアブレー
タを形成することができる。
【図１】本発明のアブレータ構造を用いる宇宙機１を示
す断面図である。
す断面図である。
【図２】宇宙機１の外壁部を示す断面図である。
１ 宇宙機 ２ アブレータ ３ シェル ４ 可撓断熱材 ５ 内層部 ６ 外層部
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 菅原 正彦 岐阜県各務原市川崎町１番地 川崎重工業 株式会社岐阜工場内 (72)発明者 板東 舜一 岐阜県各務原市川崎町１番地 川崎重工業 株式会社岐阜工場内 Ｆターム(参考） 4F072 AA02 AA04 AA07 AB01 AB08 AB14 AB28 AD13 AD23 AD47 AG02 AG06 AG12 AL02 AL09 4F100 AK33A AK33B BA02 BA10A BA10B BA13 DG03A DG04B DH01A DH01B DH02A DH02B GB31 JG03 JL03
Claims (2)
- 【請求項１】 強化繊維を含む樹脂から成り、機体の外
表面を覆い、炭化することによって機体を熱防御するア
ブレータ構造において、 長い連続した強化繊維を含む樹脂から成る内層部と、 短く不連続な強化繊維を含む樹脂から成り、前記内層部
を覆う外層部とを有し、 高温加熱時に内層部および外層部のいずれも炭化するこ
とを特徴とするアブレータ構造。 - 【請求項２】 前記外層部は、強化繊維に樹脂を含浸さ
せた矩形状のプリプレグをランダムに貼りつけ、ホット
プレスして形成され、前記内層部は、所定の方向に配向
した強化繊維に樹脂を含浸させた布状のプリプレグを、
前記外層部内面に積層して形成されることを特徴とする
請求項１記載のアブレータ構造。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000097004A JP3525090B2 (ja) | 2000-03-31 | 2000-03-31 | アブレータ構造 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000097004A JP3525090B2 (ja) | 2000-03-31 | 2000-03-31 | アブレータ構造 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2001278199A true JP2001278199A (ja) | 2001-10-10 |
| JP3525090B2 JP3525090B2 (ja) | 2004-05-10 |
Family
ID=18611688
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2000097004A Expired - Lifetime JP3525090B2 (ja) | 2000-03-31 | 2000-03-31 | アブレータ構造 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3525090B2 (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2011000921A (ja) * | 2009-06-17 | 2011-01-06 | Ihi Aerospace Co Ltd | 突入カプセル、およびその頭頂部の製造方法 |
| JP2013119163A (ja) * | 2011-12-06 | 2013-06-17 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | ２層アブレータの製造方法 |
| JP2013121786A (ja) * | 2011-12-12 | 2013-06-20 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | アブレータ |
| JP2015093444A (ja) * | 2013-11-13 | 2015-05-18 | 川崎重工業株式会社 | 表面が強化された熱防御複合材およびその製造方法 |
| JP2018155477A (ja) * | 2017-02-08 | 2018-10-04 | ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ | 硬化ハイブリッド絶縁非酸化物断熱システム、及び硬化ハイブリッド絶縁非酸化物断熱システムを製造するための非酸化物セラミック複合材料を生成する方法 |
-
2000
- 2000-03-31 JP JP2000097004A patent/JP3525090B2/ja not_active Expired - Lifetime
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2011000921A (ja) * | 2009-06-17 | 2011-01-06 | Ihi Aerospace Co Ltd | 突入カプセル、およびその頭頂部の製造方法 |
| JP2013119163A (ja) * | 2011-12-06 | 2013-06-17 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | ２層アブレータの製造方法 |
| JP2013121786A (ja) * | 2011-12-12 | 2013-06-20 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | アブレータ |
| JP2015093444A (ja) * | 2013-11-13 | 2015-05-18 | 川崎重工業株式会社 | 表面が強化された熱防御複合材およびその製造方法 |
| JP2018155477A (ja) * | 2017-02-08 | 2018-10-04 | ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ | 硬化ハイブリッド絶縁非酸化物断熱システム、及び硬化ハイブリッド絶縁非酸化物断熱システムを製造するための非酸化物セラミック複合材料を生成する方法 |
| JP7029288B2 (ja) | 2017-02-08 | 2022-03-03 | ザ・ボーイング・カンパニー | 硬化ハイブリッド絶縁非酸化物断熱システム、及び硬化ハイブリッド絶縁非酸化物断熱システムを製造するための非酸化物セラミック複合材料を生成する方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP3525090B2 (ja) | 2004-05-10 |
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