JP2003071865A - 熱防護パネルの製造方法 - Google Patents
熱防護パネルの製造方法Info
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 熱防護パネルの製造方法において、製造上の
コストを格段に低減するとともに、製造期間を格段に短
縮する。 【解決手段】 熱防護層２０と複合材製の外板３０とを
有する熱防護パネル１０の製造方法において、複数のタ
イル状の熱防護材２１を敷設し所定の治具で一時的に固
定して熱防護層形成部２０’を構成し、熱防護層形成部
２０’の一方の面２０’Ａを一括して整形加工し、熱防
護層形成部２０’の整形加工された面上に外板成形用の
プリプレグ３２（３２’）を積層し、プリプレグ３２
（３２’）を外板１０に成形するとともに熱防護層形成
部２０’に接着させる。要すれば熱防護層形成部２０’
の他方の面２０’Ｂを一括して整形加工する。
コストを格段に低減するとともに、製造期間を格段に短
縮する。 【解決手段】 熱防護層２０と複合材製の外板３０とを
有する熱防護パネル１０の製造方法において、複数のタ
イル状の熱防護材２１を敷設し所定の治具で一時的に固
定して熱防護層形成部２０’を構成し、熱防護層形成部
２０’の一方の面２０’Ａを一括して整形加工し、熱防
護層形成部２０’の整形加工された面上に外板成形用の
プリプレグ３２（３２’）を積層し、プリプレグ３２
（３２’）を外板１０に成形するとともに熱防護層形成
部２０’に接着させる。要すれば熱防護層形成部２０’
の他方の面２０’Ｂを一括して整形加工する。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、熱防護パネルの製
造方法に関し、特に、宇宙往還機などの機体の構成部品
として使用され、熱防護層と複合材製の外板とを有する
熱防護パネルの製造方法に関する。
造方法に関し、特に、宇宙往還機などの機体の構成部品
として使用され、熱防護層と複合材製の外板とを有する
熱防護パネルの製造方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】近年、宇宙開発活動の一貫として、宇宙
空間で所定の任務を果たした後、自身で軌道を離脱して
大気層に突入し、翼の空気力を利用して飛行を制御して
地上の所定の滑走路に着陸帰還を果たす有翼の宇宙往還
機の開発が進んでいる。宇宙往還機の代表例である米国
のスペースシャトルにおいては、その機体構造にアルミ
合金などの金属材料が適用されているが、次世代型の宇
宙往還機の機体構造には、軽量化を目的として複合材の
適用が計画されている。
空間で所定の任務を果たした後、自身で軌道を離脱して
大気層に突入し、翼の空気力を利用して飛行を制御して
地上の所定の滑走路に着陸帰還を果たす有翼の宇宙往還
機の開発が進んでいる。宇宙往還機の代表例である米国
のスペースシャトルにおいては、その機体構造にアルミ
合金などの金属材料が適用されているが、次世代型の宇
宙往還機の機体構造には、軽量化を目的として複合材の
適用が計画されている。
【０００３】この宇宙往還機が宇宙空間から地球に帰還
する際には、大気による空力加熱により厳しい高温環境
にさらされ、機体表面は４００℃〜１５００℃もの高温
に達するため、機体表面に耐熱および断熱を目的とした
熱防護材を取り付けて、過酷な高温環境に耐え得る熱防
護層を形成するようにしている。
する際には、大気による空力加熱により厳しい高温環境
にさらされ、機体表面は４００℃〜１５００℃もの高温
に達するため、機体表面に耐熱および断熱を目的とした
熱防護材を取り付けて、過酷な高温環境に耐え得る熱防
護層を形成するようにしている。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】しかし、前記したよう
に、複合材製の宇宙往還機の機体構造用のパネル（以
下、「複合材パネル」という）を製造し、かつ、この複
合材パネルに熱防護層を形成するには、以下のような問
題がある。
に、複合材製の宇宙往還機の機体構造用のパネル（以
下、「複合材パネル」という）を製造し、かつ、この複
合材パネルに熱防護層を形成するには、以下のような問
題がある。
【０００５】例えば、航空機の主翼用の外板を複合材で
製造する場合には、金属や石膏などで所定の成形治具１
００を製作し（図７：（ａ）参照）、この成形治具１０
０の上面に、強化繊維にマトリックス樹脂を含浸させた
プリプレグ２００’を積層し（図７：（ｂ）参照）、真
空バッグの後オートクレーブ３００によって加熱・加圧
を施して（図７：（ｃ）参照）、所定の外板２００を得
ていた。航空機においては、同じ型式のものを数百機程
度製造することから、１機あたりに換算した成形治具１
００の製作費は、比較的低くなる。
製造する場合には、金属や石膏などで所定の成形治具１
００を製作し（図７：（ａ）参照）、この成形治具１０
０の上面に、強化繊維にマトリックス樹脂を含浸させた
プリプレグ２００’を積層し（図７：（ｂ）参照）、真
空バッグの後オートクレーブ３００によって加熱・加圧
を施して（図７：（ｃ）参照）、所定の外板２００を得
ていた。航空機においては、同じ型式のものを数百機程
度製造することから、１機あたりに換算した成形治具１
００の製作費は、比較的低くなる。
【０００６】これに対し、宇宙往還機においては、多く
見積もっても同じ型式のものを数十機程度製造するにと
どまり、特に、実用可能な宇宙往還機の開発を目的とし
た実験機にいたっては、１機のみ製造する場合がある。
このため、宇宙往還機の主翼用の外板を前記手順（図
７：（ａ）、（ｂ）、（ｃ））を経て複合材で製造する
場合には、１機あたりに換算した成形治具１００の製作
費がきわめて高くなり、製造に要する費用の約半分を成
形治具１００の製作費が占めるという事態が生じてい
た。
見積もっても同じ型式のものを数十機程度製造するにと
どまり、特に、実用可能な宇宙往還機の開発を目的とし
た実験機にいたっては、１機のみ製造する場合がある。
このため、宇宙往還機の主翼用の外板を前記手順（図
７：（ａ）、（ｂ）、（ｃ））を経て複合材で製造する
場合には、１機あたりに換算した成形治具１００の製作
費がきわめて高くなり、製造に要する費用の約半分を成
形治具１００の製作費が占めるという事態が生じてい
た。
【０００７】一方、宇宙往還機の機体表面に取り付けら
れる熱防護材としては、軽量で優れた熱防護特性を有す
るセラミックタイルが使用されている。このセラミック
タイルを宇宙往還機の機体表面に取り付けて熱防護層を
形成する際には、セラミックタイル用のビレット４００
の表面を所望の形状に整形加工し（図７：（ｄ）参
照）、これを接着剤で１枚ずつ外板２００に貼り付けて
熱防護層５００を形成する（図７：（ｅ）参照）、とい
う工程を経ていた。
れる熱防護材としては、軽量で優れた熱防護特性を有す
るセラミックタイルが使用されている。このセラミック
タイルを宇宙往還機の機体表面に取り付けて熱防護層を
形成する際には、セラミックタイル用のビレット４００
の表面を所望の形状に整形加工し（図７：（ｄ）参
照）、これを接着剤で１枚ずつ外板２００に貼り付けて
熱防護層５００を形成する（図７：（ｅ）参照）、とい
う工程を経ていた。
【０００８】しかし、宇宙往還機の機体表面は複雑な曲
面形状の輪郭を有するため、図７（ｄ）に示したような
整形加工の際には、所定の数値制御工作機械を使用し
て、数値化した情報によって指令しながら自動的に所望
の輪郭を形成する数値制御加工（以下、「ＮＣ加工」と
いう）を採用する必要がある。宇宙往還機の規模によっ
ては、数千枚から数万枚ものセラミックタイルを要する
場合があるため、前記したＮＣ加工によってセラミック
タイルを一枚ずつ加工するときわめて加工費が嵩み、熱
防護層５００形成に要する費用の約３分の１を加工費が
占めるという事態が生じていた。
面形状の輪郭を有するため、図７（ｄ）に示したような
整形加工の際には、所定の数値制御工作機械を使用し
て、数値化した情報によって指令しながら自動的に所望
の輪郭を形成する数値制御加工（以下、「ＮＣ加工」と
いう）を採用する必要がある。宇宙往還機の規模によっ
ては、数千枚から数万枚ものセラミックタイルを要する
場合があるため、前記したＮＣ加工によってセラミック
タイルを一枚ずつ加工するときわめて加工費が嵩み、熱
防護層５００形成に要する費用の約３分の１を加工費が
占めるという事態が生じていた。
【０００９】また、所望の形状に整形加工したセラミッ
クタイルを接着剤で１枚ずつ機体表面に貼り付ける作業
（図７：（ｅ）参照）は、特定の作業者のきわめて熟練
した技術によっていたため、貼り付け作業に要する費用
もセラミックタイルの加工費と同等に嵩んでいた。さら
に、前記したセラミックタイルの貼り付け作業にはきわ
めて長い期間を要し、例えば、セラミックタイルを３０
０枚貼り付ける場合の所要期間は約１年にも達してお
り、宇宙往還機の全製造期間もこれに伴って長期化して
いた。
クタイルを接着剤で１枚ずつ機体表面に貼り付ける作業
（図７：（ｅ）参照）は、特定の作業者のきわめて熟練
した技術によっていたため、貼り付け作業に要する費用
もセラミックタイルの加工費と同等に嵩んでいた。さら
に、前記したセラミックタイルの貼り付け作業にはきわ
めて長い期間を要し、例えば、セラミックタイルを３０
０枚貼り付ける場合の所要期間は約１年にも達してお
り、宇宙往還機の全製造期間もこれに伴って長期化して
いた。
【００１０】また、セラミックタイルを機体表面に１枚
ずつ貼り付ける場合、その整形加工の誤差などによっ
て、隣接するセラミックタイル間に段差が生じることが
ある。このような段差が生じた部分は、空力加熱によっ
て局所的に高温となるので、充分な熱防護特性を確保す
るためにセラミックタイルの厚さを増加させる必要があ
ったが、この場合、熱防護層５００の重量が大きくなっ
ていた。
ずつ貼り付ける場合、その整形加工の誤差などによっ
て、隣接するセラミックタイル間に段差が生じることが
ある。このような段差が生じた部分は、空力加熱によっ
て局所的に高温となるので、充分な熱防護特性を確保す
るためにセラミックタイルの厚さを増加させる必要があ
ったが、この場合、熱防護層５００の重量が大きくなっ
ていた。
【００１１】本発明の課題は、熱防護パネルの製造方法
において、製造上のコストを格段に低減し、かつ、製造
期間を格段に短縮することである。
において、製造上のコストを格段に低減し、かつ、製造
期間を格段に短縮することである。
【００１２】
【課題を解決するための手段】以上の課題を解決するた
めに、請求項１記載の発明は、例えば図１に示したよう
に、複合材製の外板に熱防護層が接合された熱防護パネ
ルの製造方法において、複数のタイル状の熱防護材を敷
設し所定の治具で一時的に固定して熱防護層形成部を構
成する熱防護材配置工程と、前記熱防護層形成部の一方
の面を一括して整形加工する第１の面加工工程と、前記
熱防護層形成部の整形加工された面上に外板成形用のプ
リプレグを積層するプリプレグ積層工程と、前記プリプ
レグを外板に成形するとともに前記熱防護層形成部に接
着させる成形接着工程とを備えることを特徴とする。
めに、請求項１記載の発明は、例えば図１に示したよう
に、複合材製の外板に熱防護層が接合された熱防護パネ
ルの製造方法において、複数のタイル状の熱防護材を敷
設し所定の治具で一時的に固定して熱防護層形成部を構
成する熱防護材配置工程と、前記熱防護層形成部の一方
の面を一括して整形加工する第１の面加工工程と、前記
熱防護層形成部の整形加工された面上に外板成形用のプ
リプレグを積層するプリプレグ積層工程と、前記プリプ
レグを外板に成形するとともに前記熱防護層形成部に接
着させる成形接着工程とを備えることを特徴とする。
【００１３】請求項１記載の発明によれば、複数のタイ
ル状の熱防護材によって構成された熱防護層形成部の上
にプリプレグを積層しており、この熱防護層形成部が複
合材製の外板を成形する際の「成形治具」としての機能
を果たす。従って、従来、複合材で宇宙往還機の主翼や
機体などを製造する際に必要であった所定の成形治具を
別途製作する必要がない。この結果、製造上のコストを
格段に低減することができる。
ル状の熱防護材によって構成された熱防護層形成部の上
にプリプレグを積層しており、この熱防護層形成部が複
合材製の外板を成形する際の「成形治具」としての機能
を果たす。従って、従来、複合材で宇宙往還機の主翼や
機体などを製造する際に必要であった所定の成形治具を
別途製作する必要がない。この結果、製造上のコストを
格段に低減することができる。
【００１４】また、請求項１記載の発明によれば、複数
のタイル状の熱防護材によって構成された熱防護層形成
部の一方の面を一括して整形加工する工程を備えるた
め、熱防護材の表面を１枚ずつ整形加工する必要がな
く、加工費を格段に低減することができる。
のタイル状の熱防護材によって構成された熱防護層形成
部の一方の面を一括して整形加工する工程を備えるた
め、熱防護材の表面を１枚ずつ整形加工する必要がな
く、加工費を格段に低減することができる。
【００１５】さらに、請求項１記載の発明によれば、熱
防護層形成部の面上に外板成形用のプリプレグを積層す
る工程と、このプリプレグを外板に成形するとともに熱
防護層形成部に接着させる工程を備えるため、熱防護材
を接着剤で１枚ずつ貼り付ける作業が不要となる。従っ
て、熱防護パネルの製造コストを格段に低減させること
ができる。また、熱防護材を接着剤で１枚ずつ貼り付け
る作業が不要となるため、熱防護パネルの製造に要する
期間を格段に短縮することができる。
防護層形成部の面上に外板成形用のプリプレグを積層す
る工程と、このプリプレグを外板に成形するとともに熱
防護層形成部に接着させる工程を備えるため、熱防護材
を接着剤で１枚ずつ貼り付ける作業が不要となる。従っ
て、熱防護パネルの製造コストを格段に低減させること
ができる。また、熱防護材を接着剤で１枚ずつ貼り付け
る作業が不要となるため、熱防護パネルの製造に要する
期間を格段に短縮することができる。
【００１６】さらにまた、請求項１記載の発明によれ
ば、熱防護材の表面を１枚ずつ整形加工する必要がな
く、かつ、熱防護材を接着剤で１枚ずつ貼り付ける作業
が不要となる。従って、隣接する熱防護材間に段差が生
じることが少ない。この結果、空力加熱によって局所的
に高温となる部分が生じ難いので、熱防護特性確保のた
めに熱防護材の厚さを増加させる必要がなく、熱防護層
の重量を軽減することができる。
ば、熱防護材の表面を１枚ずつ整形加工する必要がな
く、かつ、熱防護材を接着剤で１枚ずつ貼り付ける作業
が不要となる。従って、隣接する熱防護材間に段差が生
じることが少ない。この結果、空力加熱によって局所的
に高温となる部分が生じ難いので、熱防護特性確保のた
めに熱防護材の厚さを増加させる必要がなく、熱防護層
の重量を軽減することができる。
【００１７】請求項２記載の発明は、請求項１記載の熱
防護パネルの製造方法において、例えば図１に示すよう
に、前記成形接着工程の後に、前記熱防護層形成部の他
方の面を一括して整形加工する第２の面加工工程を備え
ることを特徴とする。
防護パネルの製造方法において、例えば図１に示すよう
に、前記成形接着工程の後に、前記熱防護層形成部の他
方の面を一括して整形加工する第２の面加工工程を備え
ることを特徴とする。
【００１８】請求項２記載の発明によれば、請求項１記
載の発明の奏する作用効果に加え、熱防護層形成部の他
方の面（すなわち、熱防護層の外側となる面）を一括し
て整形加工する工程を備えるため、熱防護材の他方の面
を１枚ずつ整形加工する必要がなく、加工費を低減する
ことができる。
載の発明の奏する作用効果に加え、熱防護層形成部の他
方の面（すなわち、熱防護層の外側となる面）を一括し
て整形加工する工程を備えるため、熱防護材の他方の面
を１枚ずつ整形加工する必要がなく、加工費を低減する
ことができる。
【００１９】請求項３記載の発明は、請求項１または２
記載の熱防護パネルの製造方法において、例えば、図６
に示すように、前記成形接着工程は、前記プリプレグを
バッグフィルムで被覆し被覆部分の空気を排出する排気
工程と、前記プリプレグを加熱・加圧する加熱加圧工程
とを含むことを特徴とする。
記載の熱防護パネルの製造方法において、例えば、図６
に示すように、前記成形接着工程は、前記プリプレグを
バッグフィルムで被覆し被覆部分の空気を排出する排気
工程と、前記プリプレグを加熱・加圧する加熱加圧工程
とを含むことを特徴とする。
【００２０】請求項３記載の発明によれば、請求項１ま
たは２記載の発明の奏する作用効果に加え、成形接着工
程が、プリプレグをバッグフィルムで被覆し被覆部分の
空気を排出する工程と、プリプレグを加熱・加圧する工
程とを含むため、プリプレグからの外板の成形を確実に
行うことができる。従って、高品質な熱防護パネルを得
ることができる。
たは２記載の発明の奏する作用効果に加え、成形接着工
程が、プリプレグをバッグフィルムで被覆し被覆部分の
空気を排出する工程と、プリプレグを加熱・加圧する工
程とを含むため、プリプレグからの外板の成形を確実に
行うことができる。従って、高品質な熱防護パネルを得
ることができる。
【００２１】請求項４記載の発明は、請求項１、２また
は３記載の熱防護パネルの製造方法において、例えば、
図３および図５に示すように、前記熱防護材は、略直方
体形状の耐熱性無機質繊維で構成されるセラミックタイ
ルであり、前記熱防護層形成部と前記プリプレグとの間
にポリイミドフィルムを介装するフィルム介装工程を備
えることを特徴とする。
は３記載の熱防護パネルの製造方法において、例えば、
図３および図５に示すように、前記熱防護材は、略直方
体形状の耐熱性無機質繊維で構成されるセラミックタイ
ルであり、前記熱防護層形成部と前記プリプレグとの間
にポリイミドフィルムを介装するフィルム介装工程を備
えることを特徴とする。
【００２２】請求項４記載の発明によれば、請求項１、
２または３記載の発明の奏する作用効果に加え、熱防護
材として耐熱性無機質繊維で構成されるセラミックタイ
ルを採用しているため、軽量で熱防護特性に優れた熱防
護層を備えた高品質な熱防護パネルを得ることができ
る。
２または３記載の発明の奏する作用効果に加え、熱防護
材として耐熱性無機質繊維で構成されるセラミックタイ
ルを採用しているため、軽量で熱防護特性に優れた熱防
護層を備えた高品質な熱防護パネルを得ることができ
る。
【００２３】
【発明の実施の形態】以下、本発明の実施の形態を、図
面に基づいて詳細に説明する。以下の実施の形態では、
宇宙往還機の主翼を構成する熱防護パネル１０の製造方
法について説明することとする。この熱防護パネル１０
は、セラミックタイル２１を貼り付けて形成した熱防護
層２０と、複合材製の外板３０とを備えるものである
（図２参照）。
面に基づいて詳細に説明する。以下の実施の形態では、
宇宙往還機の主翼を構成する熱防護パネル１０の製造方
法について説明することとする。この熱防護パネル１０
は、セラミックタイル２１を貼り付けて形成した熱防護
層２０と、複合材製の外板３０とを備えるものである
（図２参照）。
【００２４】[第１の実施の形態]まず、第１の実施の形
態に係る製造方法について説明する。最初に、熱防護パ
ネル１０の熱防護層２０を形成するセラミックタイル２
１を準備する。セラミックタイル２１は、耐熱性の無機
質繊維を重ね合せ、無機質接合剤を加えて焼き固めたも
ので、無数の空隙を含んだ構造とされており、軽量で優
れた熱防護特性を有する。本実施の形態では、シリカ繊
維として、アルミノボロシリケート繊維を補強材として
配合したもの（密度：０．２ｇ／ｃｍ3）を採用してい
る。セラミックタイル２１の形状および大きさは適宜決
めることができ、本実施の形態では、約３００ｍｍ×約
２００ｍｍ×約１５０ｍｍの直方体形状を呈するものと
した（図３参照）。
態に係る製造方法について説明する。最初に、熱防護パ
ネル１０の熱防護層２０を形成するセラミックタイル２
１を準備する。セラミックタイル２１は、耐熱性の無機
質繊維を重ね合せ、無機質接合剤を加えて焼き固めたも
ので、無数の空隙を含んだ構造とされており、軽量で優
れた熱防護特性を有する。本実施の形態では、シリカ繊
維として、アルミノボロシリケート繊維を補強材として
配合したもの（密度：０．２ｇ／ｃｍ3）を採用してい
る。セラミックタイル２１の形状および大きさは適宜決
めることができ、本実施の形態では、約３００ｍｍ×約
２００ｍｍ×約１５０ｍｍの直方体形状を呈するものと
した（図３参照）。
【００２５】次いで、準備したセラミックタイル２１を
作業台などの所定の場所に平面的に敷設し、その周囲に
ダミータイル３６およびアルミ合金製の保持治具２２を
配置し、敷設したセラミックタイル２１を一時的に固定
して、熱防護層形成部２０’を構成する（熱防護材配置
工程：図４参照）。熱防護層形成部２０’は、後述する
ようにその一方の面２０’Ａを整形加工し、その整形加
工した面上に熱可塑型プリプレグ３２を配置し、この熱
可塑型プリプレグ３２から成形した外板３０と接着させ
ることによって、熱防護パネル１０の熱防護層２０を形
成する部分である。
作業台などの所定の場所に平面的に敷設し、その周囲に
ダミータイル３６およびアルミ合金製の保持治具２２を
配置し、敷設したセラミックタイル２１を一時的に固定
して、熱防護層形成部２０’を構成する（熱防護材配置
工程：図４参照）。熱防護層形成部２０’は、後述する
ようにその一方の面２０’Ａを整形加工し、その整形加
工した面上に熱可塑型プリプレグ３２を配置し、この熱
可塑型プリプレグ３２から成形した外板３０と接着させ
ることによって、熱防護パネル１０の熱防護層２０を形
成する部分である。
【００２６】敷設するセラミックタイル２１の個数は、
製造する熱防護パネル１０の広さ、後述する数値制御工
作機械の大きさ、後述するオートクレーブの規模などに
応じて適宜決めるものとし、本実施の形態では、図３お
よび図４に示すように９個を敷設している。セラミック
タイル２１を敷設する際には、相互に隣接するセラミッ
クタイル２１間に、厚さ１ｍｍのスペーサ２３を介装す
る（図３参照）。このスペーサ２３は、成形後にセラミ
ックタイル２１間から取り外すことによって、セラミッ
クタイル２１間に適切な間隙を設けるように機能する。
製造する熱防護パネル１０の広さ、後述する数値制御工
作機械の大きさ、後述するオートクレーブの規模などに
応じて適宜決めるものとし、本実施の形態では、図３お
よび図４に示すように９個を敷設している。セラミック
タイル２１を敷設する際には、相互に隣接するセラミッ
クタイル２１間に、厚さ１ｍｍのスペーサ２３を介装す
る（図３参照）。このスペーサ２３は、成形後にセラミ
ックタイル２１間から取り外すことによって、セラミッ
クタイル２１間に適切な間隙を設けるように機能する。
【００２７】スペーサ２３およびダミータイル３６は、
セラミックタイル２１と材料組成が近く取り扱い易い高
密度タイルなどを使用する。スペーサ２３およびダミー
タイル３６をこのような高密度タイルとすることによ
り、後述する第１の面加工工程において、セラミックタ
イル２１とスペーサ２３およびダミータイル３６とを同
時に切削することができる。また、切削時にスペーサ２
３の切り屑がセラミックタイル２１内に混入した場合で
もセラミックタイル２１の熱防護特性などに影響を与え
ることがない。本実施の形態では、スペーサ２３および
ダミータイル３６としてイソウール１６００ボード（商
品名：イソライト工業社製）を採用している。
セラミックタイル２１と材料組成が近く取り扱い易い高
密度タイルなどを使用する。スペーサ２３およびダミー
タイル３６をこのような高密度タイルとすることによ
り、後述する第１の面加工工程において、セラミックタ
イル２１とスペーサ２３およびダミータイル３６とを同
時に切削することができる。また、切削時にスペーサ２
３の切り屑がセラミックタイル２１内に混入した場合で
もセラミックタイル２１の熱防護特性などに影響を与え
ることがない。本実施の形態では、スペーサ２３および
ダミータイル３６としてイソウール１６００ボード（商
品名：イソライト工業社製）を採用している。
【００２８】次いで、熱防護層形成部２０’の一方の面
２０’Ａを、所定の数値制御工作機械を用いてＮＣ加工
によって所望の形状に整形する（第１の面加工工程：図
１（ａ）参照）。この際、前記したように、セラミック
タイル２１とスペーサ２３およびダミータイル３６とを
同時にＮＣ加工する。数値制御工作機械は、通常用いら
れているものであれば特に制限はない。ＮＣ加工を施す
際には、熱防護層形成部２０’の一方の面２０’Ａ全体
を一括して整形するための一つの３次元加工データのみ
を作成するだけでよい。このため、加工費を格段に低減
することができる。
２０’Ａを、所定の数値制御工作機械を用いてＮＣ加工
によって所望の形状に整形する（第１の面加工工程：図
１（ａ）参照）。この際、前記したように、セラミック
タイル２１とスペーサ２３およびダミータイル３６とを
同時にＮＣ加工する。数値制御工作機械は、通常用いら
れているものであれば特に制限はない。ＮＣ加工を施す
際には、熱防護層形成部２０’の一方の面２０’Ａ全体
を一括して整形するための一つの３次元加工データのみ
を作成するだけでよい。このため、加工費を格段に低減
することができる。
【００２９】次いで、熱防護層形成部２０’を構成する
各セラミックタイル２１の整形加工された面上に、（図
示されていない）接着剤を塗布し、この上に、各セラミ
ックタイル２１とほぼ同一面積を有する歪み緩衝材２４
を配置して接着させる（図５参照）。歪み緩衝材２４
は、宇宙往還機の飛行時における熱防護パネル１０の熱
歪みを吸収するためのものであり、本実施の形態では、
歪み緩衝材２４として、厚さ４ｍｍのノーメックスフェ
ルト（商品名：デュポン社製）を採用している。
各セラミックタイル２１の整形加工された面上に、（図
示されていない）接着剤を塗布し、この上に、各セラミ
ックタイル２１とほぼ同一面積を有する歪み緩衝材２４
を配置して接着させる（図５参照）。歪み緩衝材２４
は、宇宙往還機の飛行時における熱防護パネル１０の熱
歪みを吸収するためのものであり、本実施の形態では、
歪み緩衝材２４として、厚さ４ｍｍのノーメックスフェ
ルト（商品名：デュポン社製）を採用している。
【００３０】また、接着剤としては、常温硬化型接着剤
を用いることができ、本実施の形態ではＦＳＤ−５２２
５（商品名：信越化学社製）を採用している。なお、接
着剤を各セラミックタイル２１の面上に塗布する際に
は、スペーサ２３で囲まれた領域よりも狭い領域（例え
ば、スペーサ２３より１０ｍｍ程度内側）に塗布するよ
うにし、成形後のスペーサ２３の取り外しを妨げないよ
うにする。
を用いることができ、本実施の形態ではＦＳＤ−５２２
５（商品名：信越化学社製）を採用している。なお、接
着剤を各セラミックタイル２１の面上に塗布する際に
は、スペーサ２３で囲まれた領域よりも狭い領域（例え
ば、スペーサ２３より１０ｍｍ程度内側）に塗布するよ
うにし、成形後のスペーサ２３の取り外しを妨げないよ
うにする。
【００３１】次いで、各歪み緩衝材２４の面上に前記接
着剤を塗布し、この上に、ポリイミドフィルム２５を配
置して接着させる（フィルム介装工程：図５参照）。耐
熱性に優れるポリイミドフィルム２５として、本実施の
形態では、厚さ３７．５×１０-6ｍ〜７５×１０-6ｍの
カプトンフィルム（登録商標：デュポン社製）を採用し
ている。ポリイミドフィルム２５の面積は、熱防護層形
成部２０’の面積よりも広くするようにし、本実施の形
態では、熱防護層形成部２０’の縁部から約１００ｍｍ
程度外側に延在させている（図６参照）。
着剤を塗布し、この上に、ポリイミドフィルム２５を配
置して接着させる（フィルム介装工程：図５参照）。耐
熱性に優れるポリイミドフィルム２５として、本実施の
形態では、厚さ３７．５×１０-6ｍ〜７５×１０-6ｍの
カプトンフィルム（登録商標：デュポン社製）を採用し
ている。ポリイミドフィルム２５の面積は、熱防護層形
成部２０’の面積よりも広くするようにし、本実施の形
態では、熱防護層形成部２０’の縁部から約１００ｍｍ
程度外側に延在させている（図６参照）。
【００３２】次いで、ポリイミドフィルム２５の上に、
熱可塑型融着フィルム３１を介して、熱可塑型プリプレ
グ３２を配置する（プリプレグ積層工程：図５および図
６参照）。熱可塑型融着フィルム３１は、所定の温度で
加熱すると溶融し、ポリイミドフィルム２５と熱可塑型
プリプレグ３２とを接着させる機能を果たす。熱可塑型
融着フィルム３１を構成する熱可塑性樹脂としては、ア
クリル樹脂、酢酸ビニル樹脂などを挙げることができ
る。本実施の形態では、熱可塑型融着フィルム３１とし
てＡＵＲＵＭフィルム（商品名：三井化学社製）を採用
している。
熱可塑型融着フィルム３１を介して、熱可塑型プリプレ
グ３２を配置する（プリプレグ積層工程：図５および図
６参照）。熱可塑型融着フィルム３１は、所定の温度で
加熱すると溶融し、ポリイミドフィルム２５と熱可塑型
プリプレグ３２とを接着させる機能を果たす。熱可塑型
融着フィルム３１を構成する熱可塑性樹脂としては、ア
クリル樹脂、酢酸ビニル樹脂などを挙げることができ
る。本実施の形態では、熱可塑型融着フィルム３１とし
てＡＵＲＵＭフィルム（商品名：三井化学社製）を採用
している。
【００３３】熱可塑型プリプレグ３２は、強化繊維に熱
可塑性樹脂を含浸させた薄板状の成形用中間基材であ
り、所定の温度で加熱して熱可塑性樹脂を溶融させた
後、加圧しつつ冷却硬化させて成形して、熱防護パネル
１０の外板３０とされるものである。熱可塑型プリプレ
グ３２は、所望の厚さの外板３０を成形するのに必要な
枚数を積層するようにする。
可塑性樹脂を含浸させた薄板状の成形用中間基材であ
り、所定の温度で加熱して熱可塑性樹脂を溶融させた
後、加圧しつつ冷却硬化させて成形して、熱防護パネル
１０の外板３０とされるものである。熱可塑型プリプレ
グ３２は、所望の厚さの外板３０を成形するのに必要な
枚数を積層するようにする。
【００３４】熱可塑型プリプレグ３２を構成する熱可塑
性樹脂としては、ポリエチレン、ポリプロピレン、ポリ
イミドなどを挙げることができる。また、熱可塑型プリ
プレグ３２を構成する強化繊維としては、ガラス繊維、
カーボン繊維、アラミド繊維などを挙げることができ
る。本実施の形態では、熱可塑型プリプレグ３２とし
て、ＡＲＵＲＵＭ（商品名：三井化学社製）を採用して
いる。
性樹脂としては、ポリエチレン、ポリプロピレン、ポリ
イミドなどを挙げることができる。また、熱可塑型プリ
プレグ３２を構成する強化繊維としては、ガラス繊維、
カーボン繊維、アラミド繊維などを挙げることができ
る。本実施の形態では、熱可塑型プリプレグ３２とし
て、ＡＲＵＲＵＭ（商品名：三井化学社製）を採用して
いる。
【００３５】次いで、積層した熱可塑型プリプレグ３２
の周囲に真空シール材３３を配置し、この上にバッグフ
ィルム３４を配置して熱可塑型プリプレグ３２を被覆
し、ポリイミドフィルム２５、真空シール材３３および
バッグフィルム３４によって密閉空間を形成し、この密
閉空間内の空気を排出する（排気工程：図６参照）。密
閉空間内の空気を排出する手法としては、バッグフィル
ム３４に排気用孔を複数個設けておき、この排気用孔に
排気管を接続し、この排気管を真空ポンプなどのバキュ
ーム装置に接続して、バキューム装置による真空引きに
よって密閉空間内の空気を排出する、などの従来の手法
を採用することができる。
の周囲に真空シール材３３を配置し、この上にバッグフ
ィルム３４を配置して熱可塑型プリプレグ３２を被覆
し、ポリイミドフィルム２５、真空シール材３３および
バッグフィルム３４によって密閉空間を形成し、この密
閉空間内の空気を排出する（排気工程：図６参照）。密
閉空間内の空気を排出する手法としては、バッグフィル
ム３４に排気用孔を複数個設けておき、この排気用孔に
排気管を接続し、この排気管を真空ポンプなどのバキュ
ーム装置に接続して、バキューム装置による真空引きに
よって密閉空間内の空気を排出する、などの従来の手法
を採用することができる。
【００３６】次いで、ポリイミドフィルム２５上に熱融
着フィルム３１を介して配置した熱可塑型プリプレグ３
２を、オートクレーブ３５によって加熱・加圧する（加
熱加圧工程：図１（ｃ）参照）。以上の排気工程と加熱
加圧工程を経ることによって、熱可塑型プリプレグ３２
からの外板３０の成形と、この外板３０と熱防護層形成
部２０’との接着とを同時に行うことができる（成形接
着工程）。
着フィルム３１を介して配置した熱可塑型プリプレグ３
２を、オートクレーブ３５によって加熱・加圧する（加
熱加圧工程：図１（ｃ）参照）。以上の排気工程と加熱
加圧工程を経ることによって、熱可塑型プリプレグ３２
からの外板３０の成形と、この外板３０と熱防護層形成
部２０’との接着とを同時に行うことができる（成形接
着工程）。
【００３７】次いで、熱防護層形成部２０’を下側に備
えた外板３０を裏返して、熱防護層形成部２０’の他方
の面２０’Ｂを上側に露出させ、この熱防護層形成部２
０’の２０’Ｂを、所定の数値制御工作機械を用いてＮ
Ｃ加工によって所望の形状に整形する（第２の面加工工
程：図１（ｄ）参照）。この際には、前記した第１の面
加工工程のように、熱防護層形成部２０’の他方の面２
０’Ｂ全体を一括して整形するための一つの３次元加工
データのみを作成するだけでよい。この第２の面加工工
程を終えた時点で、熱防護層２０が形成される。
えた外板３０を裏返して、熱防護層形成部２０’の他方
の面２０’Ｂを上側に露出させ、この熱防護層形成部２
０’の２０’Ｂを、所定の数値制御工作機械を用いてＮ
Ｃ加工によって所望の形状に整形する（第２の面加工工
程：図１（ｄ）参照）。この際には、前記した第１の面
加工工程のように、熱防護層形成部２０’の他方の面２
０’Ｂ全体を一括して整形するための一つの３次元加工
データのみを作成するだけでよい。この第２の面加工工
程を終えた時点で、熱防護層２０が形成される。
【００３８】次いで、熱防護層２０から保持治具２２と
スペーサ２３およびダミータイル３６とを取り外し、か
つ、ポリイミドフィルム２５と外板３０とを所定形状に
トリムして、所望の熱防護パネル１０を得る。製造され
た熱防護パネル１０は、図２に示すように、宇宙往還機
の主翼等の所定位置に配置される。
スペーサ２３およびダミータイル３６とを取り外し、か
つ、ポリイミドフィルム２５と外板３０とを所定形状に
トリムして、所望の熱防護パネル１０を得る。製造され
た熱防護パネル１０は、図２に示すように、宇宙往還機
の主翼等の所定位置に配置される。
【００３９】本実施の形態に係る熱防護パネルの製造方
法によれば、複数のセラミックタイル２１によって構成
された熱防護層形成部２０’の上に熱可塑型プリプレグ
３２を積層しており、この熱防護層形成部２０’が外板
３０を成形する際の「成形治具」としての機能を果たし
ている。従って、従来、複合材で宇宙往還機の主翼や機
体などを製造する際に必要であった成形治具を別途製作
する必要がない。この結果、製造上のコストを格段に低
減することができる。
法によれば、複数のセラミックタイル２１によって構成
された熱防護層形成部２０’の上に熱可塑型プリプレグ
３２を積層しており、この熱防護層形成部２０’が外板
３０を成形する際の「成形治具」としての機能を果たし
ている。従って、従来、複合材で宇宙往還機の主翼や機
体などを製造する際に必要であった成形治具を別途製作
する必要がない。この結果、製造上のコストを格段に低
減することができる。
【００４０】また、本実施の形態に係る熱防護パネルの
製造方法によれば、複数のセラミックタイル２１によっ
て構成された熱防護層形成部２０’の一方の面２０’Ａ
を一括して整形加工する工程を備えるため、セラミック
タイル２１の表面を１枚ずつ整形加工する必要がなく、
加工費を低減することができる。
製造方法によれば、複数のセラミックタイル２１によっ
て構成された熱防護層形成部２０’の一方の面２０’Ａ
を一括して整形加工する工程を備えるため、セラミック
タイル２１の表面を１枚ずつ整形加工する必要がなく、
加工費を低減することができる。
【００４１】すなわち、従来のようにセラミックタイル
２１の全ての表面を１枚ずつＮＣ加工する手法による
と、セラミックタイル２１の個数分の３次元加工データ
を作成する必要であったが、本発明においては、熱防護
層形成部２０’用の一つの３次元加工データのみを作成
するだけでよい。一般に、ＮＣ加工用の３次元加工デー
タの作成費は加工費の中でも大きな割合を占めることか
ら、この３次元加工データの作成数を大幅に減らすこと
によって、加工費を格段に低減することができる。
２１の全ての表面を１枚ずつＮＣ加工する手法による
と、セラミックタイル２１の個数分の３次元加工データ
を作成する必要であったが、本発明においては、熱防護
層形成部２０’用の一つの３次元加工データのみを作成
するだけでよい。一般に、ＮＣ加工用の３次元加工デー
タの作成費は加工費の中でも大きな割合を占めることか
ら、この３次元加工データの作成数を大幅に減らすこと
によって、加工費を格段に低減することができる。
【００４２】さらに、本実施の形態に係る熱防護パネル
の製造方法によれば、熱防護層形成部２０’の整形加工
した面上に外板成形用の熱可塑型プリプレグ３２を積層
する工程と、この熱可塑型プリプレグ３２から外板３０
を成形すると同時に熱防護層形成部２０’に接着させる
工程を備えるため、セラミックタイル２１を接着剤で１
枚ずつ貼り付ける作業が不要となる。従って、熱防護パ
ネル１０の製造コストを格段に低減させることができ
る。また、セラミックタイル２１を接着剤で１枚ずつ貼
り付ける作業が不要となるため、熱防護パネル１０の製
造に要する期間を格段に短縮することができる。
の製造方法によれば、熱防護層形成部２０’の整形加工
した面上に外板成形用の熱可塑型プリプレグ３２を積層
する工程と、この熱可塑型プリプレグ３２から外板３０
を成形すると同時に熱防護層形成部２０’に接着させる
工程を備えるため、セラミックタイル２１を接着剤で１
枚ずつ貼り付ける作業が不要となる。従って、熱防護パ
ネル１０の製造コストを格段に低減させることができ
る。また、セラミックタイル２１を接着剤で１枚ずつ貼
り付ける作業が不要となるため、熱防護パネル１０の製
造に要する期間を格段に短縮することができる。
【００４３】さらにまた、本実施の形態に係る熱防護パ
ネルの製造方法によれば、セラミックタイル２１の表面
を１枚ずつ整形加工する必要がなく、かつ、セラミック
タイル２１を接着剤で１枚ずつ貼り付ける作業が不要と
なる。従って、隣接するセラミックタイル２１間に段差
が生じることが少ない。この結果、空力加熱によって局
所的に高温となる部分が生じ難いので、熱防護特性確保
のためにセラミックタイル２１の厚さを増加させる必要
がなく、熱防護層２０の重量を軽減することができる。
ネルの製造方法によれば、セラミックタイル２１の表面
を１枚ずつ整形加工する必要がなく、かつ、セラミック
タイル２１を接着剤で１枚ずつ貼り付ける作業が不要と
なる。従って、隣接するセラミックタイル２１間に段差
が生じることが少ない。この結果、空力加熱によって局
所的に高温となる部分が生じ難いので、熱防護特性確保
のためにセラミックタイル２１の厚さを増加させる必要
がなく、熱防護層２０の重量を軽減することができる。
【００４４】[第２の実施の形態]次に、第２の実施の形
態に係る熱防護パネルの製造方法について説明する。本
実施の形態に係る製造方法は、第１の実施の形態に係る
製造方法において、熱可塑型プリプレグ３２を熱硬化型
プリプレグ３２’に変更し、これに伴って熱可塑型融着
フィルム３１を熱硬化型フィルム接着剤３１’に変更し
たものであるので、他の重複した構成については説明を
省略する。
態に係る熱防護パネルの製造方法について説明する。本
実施の形態に係る製造方法は、第１の実施の形態に係る
製造方法において、熱可塑型プリプレグ３２を熱硬化型
プリプレグ３２’に変更し、これに伴って熱可塑型融着
フィルム３１を熱硬化型フィルム接着剤３１’に変更し
たものであるので、他の重複した構成については説明を
省略する。
【００４５】本実施の形態では、プリプレグ積層工程に
おいて、ポリイミドフィルム２５の上に、熱硬化型フィ
ルム接着剤３１’を介して熱硬化型プリプレグ３２’を
配置する。熱硬化型フィルム接着剤３１’は、所定の温
度で加熱することによってポリイミドフィルム２５と熱
硬化型プリプレグ３２’とを接着硬化させる機能を果た
す。熱硬化型フィルム接着剤３１’を構成する熱硬化性
樹脂としては、エポキシ樹脂、フェノール樹脂などを挙
げることができる。本実施の形態では、熱硬化型フィル
ム接着剤３１’として、ＦＭ３００（商品名：American
Cynamid Company社製）を採用している。
おいて、ポリイミドフィルム２５の上に、熱硬化型フィ
ルム接着剤３１’を介して熱硬化型プリプレグ３２’を
配置する。熱硬化型フィルム接着剤３１’は、所定の温
度で加熱することによってポリイミドフィルム２５と熱
硬化型プリプレグ３２’とを接着硬化させる機能を果た
す。熱硬化型フィルム接着剤３１’を構成する熱硬化性
樹脂としては、エポキシ樹脂、フェノール樹脂などを挙
げることができる。本実施の形態では、熱硬化型フィル
ム接着剤３１’として、ＦＭ３００（商品名：American
Cynamid Company社製）を採用している。
【００４６】熱硬化型プリプレグ３２’は、強化繊維に
熱硬化性樹脂を含浸させた薄板状の成形用中間素材であ
り、所定の温度・圧力で加熱・加圧することによって硬
化して、熱防護パネル１０の外板３０とされるものであ
る。熱硬化型プリプレグ３２’においても、熱可塑型プ
リプレグ３２と同様に、所望の厚さの外板３０を成形す
るのに必要な枚数を積層するようにする。
熱硬化性樹脂を含浸させた薄板状の成形用中間素材であ
り、所定の温度・圧力で加熱・加圧することによって硬
化して、熱防護パネル１０の外板３０とされるものであ
る。熱硬化型プリプレグ３２’においても、熱可塑型プ
リプレグ３２と同様に、所望の厚さの外板３０を成形す
るのに必要な枚数を積層するようにする。
【００４７】熱硬化型プリプレグ３２’を構成する熱硬
化性樹脂としては、エポキシ樹脂、フェノール樹脂、架
橋ポリエチレン、ポリイミドなどを挙げることができ、
中でもエポキシ樹脂が好適である。また、熱硬化型プリ
プレグ３２’を構成する強化繊維には、前記した熱可塑
型プリプレグ３２を構成する強化繊維と同様のものを使
用することができる。本実施の形態では、熱硬化型プリ
プレグ３２’として、Ｗ−３１０１／Ｑ１９５（商品
名：東邦レーヨン社製）を採用している。
化性樹脂としては、エポキシ樹脂、フェノール樹脂、架
橋ポリエチレン、ポリイミドなどを挙げることができ、
中でもエポキシ樹脂が好適である。また、熱硬化型プリ
プレグ３２’を構成する強化繊維には、前記した熱可塑
型プリプレグ３２を構成する強化繊維と同様のものを使
用することができる。本実施の形態では、熱硬化型プリ
プレグ３２’として、Ｗ−３１０１／Ｑ１９５（商品
名：東邦レーヨン社製）を採用している。
【００４８】なお、以上の実施の形態に係る製造方法に
おいては、熱防護層形成部２０’の一方の面２０’Ａと
他方の面２０’Ｂの双方をＮＣ加工によって所望の形状
に整形することとしたが、宇宙往還機の主翼形状によっ
ては、他方の面２０’Ｂの整形加工が不要な場合もあ
る。この場合には、第２の面加工工程を省くことがで
き、成形接着工程を終えた時点で熱防護層２０が形成さ
れることとなる。
おいては、熱防護層形成部２０’の一方の面２０’Ａと
他方の面２０’Ｂの双方をＮＣ加工によって所望の形状
に整形することとしたが、宇宙往還機の主翼形状によっ
ては、他方の面２０’Ｂの整形加工が不要な場合もあ
る。この場合には、第２の面加工工程を省くことがで
き、成形接着工程を終えた時点で熱防護層２０が形成さ
れることとなる。
【００４９】また、熱防護層２０を形成した後、この熱
防護層２０の表面に、ガラスコーティングを施すことも
できる。このようにガラスコーティングを施すことによ
って、熱防護層２０への水滴や異物の侵入を防ぐことが
でき、かつ、熱防護層２０表面のふく射率を高めて温度
上昇を抑えることができる。
防護層２０の表面に、ガラスコーティングを施すことも
できる。このようにガラスコーティングを施すことによ
って、熱防護層２０への水滴や異物の侵入を防ぐことが
でき、かつ、熱防護層２０表面のふく射率を高めて温度
上昇を抑えることができる。
【００５０】また、以上の実施の形態に係る製造方法に
おいては、熱防護層形成部２０’の上に熱可塑型プリプ
レグ３２（熱硬化型プリプレグ３２’）を積層して外板
３０を成形することとしたが、ストリンガやスティフナ
などの補強部材を一体的に備えた外板３０を成形するこ
ともできる。
おいては、熱防護層形成部２０’の上に熱可塑型プリプ
レグ３２（熱硬化型プリプレグ３２’）を積層して外板
３０を成形することとしたが、ストリンガやスティフナ
などの補強部材を一体的に備えた外板３０を成形するこ
ともできる。
【００５１】この場合、熱可塑型プリプレグ３２（熱硬
化型プリプレグ３２’）の上に、さらに補強部材成形用
のプリプレグを積層し、要すればプリプレグ保形用の治
具を配置した後バッグフィルムで被覆し、これら外板成
形用の熱可塑型プリプレグ３２（熱硬化型プリプレグ３
２’）と補強部材成形用のプリプレグとを一体的に加熱
・加圧して、補強部材を一体的に備えた外板３０を成形
することができる。このように補強部材を備えた外板３
０を有する熱防護パネルは、捩り応力、曲げ応力、せん
断応力などに対して優れた強度を発揮する。
化型プリプレグ３２’）の上に、さらに補強部材成形用
のプリプレグを積層し、要すればプリプレグ保形用の治
具を配置した後バッグフィルムで被覆し、これら外板成
形用の熱可塑型プリプレグ３２（熱硬化型プリプレグ３
２’）と補強部材成形用のプリプレグとを一体的に加熱
・加圧して、補強部材を一体的に備えた外板３０を成形
することができる。このように補強部材を備えた外板３
０を有する熱防護パネルは、捩り応力、曲げ応力、せん
断応力などに対して優れた強度を発揮する。
【００５２】また、熱防護パネル３０の外板３０をハニ
カムサンドイッチ構造とすることもできる。この場合、
熱可塑型プリプレグ３２（熱硬化型プリプレグ３２’）
の上に、アルミニウム、チタン、ステンレス鋼などの金
属材料や、合成樹脂、発泡合成樹脂、繊維強化複合材な
どで製作したハニカムコアを配置し、さらにこの上に別
の熱可塑型プリプレグ（熱硬化型プリプレグ）を配置
し、これらを一体的に加熱・加圧して、ハニカムサンド
イッチ構造の外板３０を成形することができる。このよ
うにハニカムサンドイッチ構造を有する外板３０を有す
る熱防護パネルも、捩り応力、曲げ応力、せん断応力な
どに対して優れた強度を発揮する。
カムサンドイッチ構造とすることもできる。この場合、
熱可塑型プリプレグ３２（熱硬化型プリプレグ３２’）
の上に、アルミニウム、チタン、ステンレス鋼などの金
属材料や、合成樹脂、発泡合成樹脂、繊維強化複合材な
どで製作したハニカムコアを配置し、さらにこの上に別
の熱可塑型プリプレグ（熱硬化型プリプレグ）を配置
し、これらを一体的に加熱・加圧して、ハニカムサンド
イッチ構造の外板３０を成形することができる。このよ
うにハニカムサンドイッチ構造を有する外板３０を有す
る熱防護パネルも、捩り応力、曲げ応力、せん断応力な
どに対して優れた強度を発揮する。
【００５３】
【発明の効果】請求項１記載の発明によれば、複数のタ
イル状の熱防護材によって構成された熱防護層形成部の
上にプリプレグを積層しており、この熱防護層形成部が
複合材製の外板を成形する際の「成形治具」としての機
能を果たす。従って、従来、複合材で宇宙往還機の主翼
や機体などを製造する際に必要であった所定の成形治具
を別途製作する必要がない。この結果、製造上のコスト
を格段に低減することができる。
イル状の熱防護材によって構成された熱防護層形成部の
上にプリプレグを積層しており、この熱防護層形成部が
複合材製の外板を成形する際の「成形治具」としての機
能を果たす。従って、従来、複合材で宇宙往還機の主翼
や機体などを製造する際に必要であった所定の成形治具
を別途製作する必要がない。この結果、製造上のコスト
を格段に低減することができる。
【００５４】また、請求項１記載の発明によれば、複数
のタイル状の熱防護材によって構成された熱防護層形成
部の一方の面を一括して整形加工する工程を備えるた
め、熱防護材の表面を１枚ずつ整形加工する必要がな
く、加工費を格段に低減することができる。
のタイル状の熱防護材によって構成された熱防護層形成
部の一方の面を一括して整形加工する工程を備えるた
め、熱防護材の表面を１枚ずつ整形加工する必要がな
く、加工費を格段に低減することができる。
【００５５】また、請求項１記載の発明によれば、熱防
護層形成部の面上に外板成形用のプリプレグを積層する
工程と、このプリプレグを外板に成形するとともに熱防
護層形成部に接着させる工程を備えるため、熱防護材を
接着剤で１枚ずつ貼り付ける作業が不要となる。従っ
て、熱防護パネルの製造コストを格段に低減させること
ができる。
護層形成部の面上に外板成形用のプリプレグを積層する
工程と、このプリプレグを外板に成形するとともに熱防
護層形成部に接着させる工程を備えるため、熱防護材を
接着剤で１枚ずつ貼り付ける作業が不要となる。従っ
て、熱防護パネルの製造コストを格段に低減させること
ができる。
【００５６】また、請求項１記載の発明によれば、熱防
護材を接着剤で１枚ずつ貼り付ける作業が不要となるた
め、熱防護パネルの製造に要する期間を格段に短縮する
ことができる。
護材を接着剤で１枚ずつ貼り付ける作業が不要となるた
め、熱防護パネルの製造に要する期間を格段に短縮する
ことができる。
【００５７】また、請求項１記載の発明によれば、熱防
護材の表面を１枚ずつ整形加工する必要がなく、かつ、
熱防護材を接着剤で１枚ずつ貼り付ける作業が不要とな
る。従って、隣接する熱防護材間に段差が生じることが
少ない。この結果、空力加熱によって局所的に高温とな
る部分が生じ難いので、熱防護特性確保のために熱防護
材の厚さを増加させる必要がなく、熱防護層の重量を軽
減することができる。こととなる。
護材の表面を１枚ずつ整形加工する必要がなく、かつ、
熱防護材を接着剤で１枚ずつ貼り付ける作業が不要とな
る。従って、隣接する熱防護材間に段差が生じることが
少ない。この結果、空力加熱によって局所的に高温とな
る部分が生じ難いので、熱防護特性確保のために熱防護
材の厚さを増加させる必要がなく、熱防護層の重量を軽
減することができる。こととなる。
【００５８】請求項２記載の発明によれば、請求項１記
載の発明の効果を奏するのは勿論のこと、熱防護層形成
部の他方の面（すなわち、熱防護層の外側となる面）を
一括して整形加工する工程を備えるため、熱防護材の他
方の面を１枚ずつ整形加工してそれらを一枚ずつ機体表
面に貼り付ける必要がないので、特定の熟練した技能者
に頼る必要がなく、加工費を低減することができる。
載の発明の効果を奏するのは勿論のこと、熱防護層形成
部の他方の面（すなわち、熱防護層の外側となる面）を
一括して整形加工する工程を備えるため、熱防護材の他
方の面を１枚ずつ整形加工してそれらを一枚ずつ機体表
面に貼り付ける必要がないので、特定の熟練した技能者
に頼る必要がなく、加工費を低減することができる。
【００５９】請求項３記載の発明によれば、請求項１ま
たは２記載の発明の効果を奏するのは勿論のこと、成形
接着工程が、プリプレグをバッグフィルムで被覆し被覆
部分の空気を排出する工程と、プリプレグを加熱・加圧
する工程とを含むため、プリプレグからの外板の成形を
確実に行うことができる。従って、高品質な熱防護パネ
ルを得ることができる。
たは２記載の発明の効果を奏するのは勿論のこと、成形
接着工程が、プリプレグをバッグフィルムで被覆し被覆
部分の空気を排出する工程と、プリプレグを加熱・加圧
する工程とを含むため、プリプレグからの外板の成形を
確実に行うことができる。従って、高品質な熱防護パネ
ルを得ることができる。
【００６０】請求項４記載の発明によれば、請求項１、
２または３記載の発明の効果を奏するのは勿論のこと、
熱防護材として耐熱性無機質繊維で構成されたセラミッ
クタイルを採用しているため、軽量で熱防護特性に優れ
た熱防護層を備えた高品質な熱防護パネルを得ることが
できる。
２または３記載の発明の効果を奏するのは勿論のこと、
熱防護材として耐熱性無機質繊維で構成されたセラミッ
クタイルを採用しているため、軽量で熱防護特性に優れ
た熱防護層を備えた高品質な熱防護パネルを得ることが
できる。
【図１】本発明の実施の形態に係る熱防護パネルの製造
方法の流れを説明するためのものであり、（ａ）は熱防
護層形成部の一方の面をＮＣ加工する工程を示す概略
図、（ｂ）は熱防護層形成部の上に熱可塑型プリプレグ
を配置する工程を示す概略図、（ｃ）は熱可塑型プリプ
レグを成形して外板とすると同時に熱防護層形成部に接
着させる工程を示す概略図、（ｄ）は熱防護層形成部の
他方の面をＮＣ加工する工程を示す概略図である。
方法の流れを説明するためのものであり、（ａ）は熱防
護層形成部の一方の面をＮＣ加工する工程を示す概略
図、（ｂ）は熱防護層形成部の上に熱可塑型プリプレグ
を配置する工程を示す概略図、（ｃ）は熱可塑型プリプ
レグを成形して外板とすると同時に熱防護層形成部に接
着させる工程を示す概略図、（ｄ）は熱防護層形成部の
他方の面をＮＣ加工する工程を示す概略図である。
【図２】本実施の形態に係る製造方法によって製造され
た熱防護パネルを宇宙往還機の主翼に取り付けた状態を
示すものであり、（ａ）は斜視図、（ｂ）は（ａ）のＡ
−Ａ部分の拡大断面図である。
た熱防護パネルを宇宙往還機の主翼に取り付けた状態を
示すものであり、（ａ）は斜視図、（ｂ）は（ａ）のＡ
−Ａ部分の拡大断面図である。
【図３】本実施の形態に係る製造方法で使用されるセラ
ミックタイルを示すものであり、（ａ）はセラミックタ
イル間へのスペーサの介装状態を示す斜視図、（ｂ）は
セラミックタイルを敷設して熱防護層形成部を構成した
状態を示す斜視図である。
ミックタイルを示すものであり、（ａ）はセラミックタ
イル間へのスペーサの介装状態を示す斜視図、（ｂ）は
セラミックタイルを敷設して熱防護層形成部を構成した
状態を示す斜視図である。
【図４】図３に示した熱防護層形成部を保持治具で固定
した状態を示す斜視図である。
した状態を示す斜視図である。
【図５】本実施の形態に係る製造方法において、成形治
具として機能する熱防護層形成部の上に熱可塑型プリプ
レグを配置する工程を説明するための斜視図である。
具として機能する熱防護層形成部の上に熱可塑型プリプ
レグを配置する工程を説明するための斜視図である。
【図６】本実施の形態に係る製造方法において、熱可塑
型プリプレグを成形しかつ熱防護層形成部に接着させる
工程を説明するための斜視図である。
型プリプレグを成形しかつ熱防護層形成部に接着させる
工程を説明するための斜視図である。
【図７】従来の熱防護パネルの製造方法の流れを説明す
るためのものであり、（ａ）は所定の表面形状を有する
成形治具を製作する工程を示す概略図、（ｂ）は成形治
具の上にプリプレグを配置する工程を示す概略図、
（ｃ）はプリプレグから外板を成形する工程を示す概略
図、（ｄ）はセラミックタイルの表面をＮＣ加工する工
程を示す概略図、（ｅ）は（ｃ）で成形した外板に
（ｄ）で表面をＮＣ加工したセラミックタイルを貼り付
けて熱防護層を形成する工程を示す概略図である。
るためのものであり、（ａ）は所定の表面形状を有する
成形治具を製作する工程を示す概略図、（ｂ）は成形治
具の上にプリプレグを配置する工程を示す概略図、
（ｃ）はプリプレグから外板を成形する工程を示す概略
図、（ｄ）はセラミックタイルの表面をＮＣ加工する工
程を示す概略図、（ｅ）は（ｃ）で成形した外板に
（ｄ）で表面をＮＣ加工したセラミックタイルを貼り付
けて熱防護層を形成する工程を示す概略図である。
１０ 熱防護パネル
２０ 熱防護層
２０’ 熱防護層形成部
２０’Ａ 熱防護層形成部の一方の面
２０’Ｂ 熱防護層形成部の他方の面
２１ セラミックタイル
２２ 保持治具
２３ スペーサ
２４ 歪み緩衝材
２５ ポリイミドフィルム
３０ 外板
３１ 熱可塑型融着フィルム
３１’ 熱硬化型フィルム接着剤
３２ 熱可塑型プリプレグ
３２’ 熱硬化型プリプレグ
３３ 真空シール材
３４ バッグフィルム
３５ オートクレーブ
３６ ダミータイル
１００ 成形治具
２００ 外板
２００’ プリプレグ
３００ オートクレーブ
４００ セラミックタイルビレット
５００ 熱防護層
Claims (4)
- 【請求項１】複合材製の外板に熱防護層が接合された熱
防護パネルの製造方法において、 複数のタイル状の熱防護材を敷設し所定の治具で一時的
に固定して熱防護層形成部を構成する熱防護材配置工程
と、 前記熱防護層形成部の一方の面を一括して整形加工する
第１の面加工工程と、 前記熱防護層形成部の整形加工された面上に外板成形用
のプリプレグを積層するプリプレグ積層工程と、 前記プリプレグを外板に成形するとともに前記熱防護層
形成部に接着させる成形接着工程とを備えることを特徴
とする熱防護パネルの製造方法。 - 【請求項２】前記成形接着工程の後に、 前記熱防護層形成部の他方の面を一括して整形加工する
第２の面加工工程を備えることを特徴とする請求項１記
載の熱防護パネルの製造方法。 - 【請求項３】前記成形接着工程は、 前記プリプレグをバッグフィルムで被覆し被覆部分の空
気を排出する排気工程と、 前記プリプレグを加熱・加圧する加熱加圧工程とを含む
ことを特徴とする請求項１または２記載の熱防護パネル
の製造方法。 - 【請求項４】前記熱防護材は、 略直方体形状の耐熱性無機質繊維で構成されるセラミッ
クタイルであり、 前記熱防護層形成部と前記プリプレグとの間にポリイミ
ドフィルムを介装するフィルム介装工程を備えることを
特徴とする請求項１、２または３記載の熱防護パネルの
製造方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2001267378A JP2003071865A (ja) | 2001-09-04 | 2001-09-04 | 熱防護パネルの製造方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2001267378A JP2003071865A (ja) | 2001-09-04 | 2001-09-04 | 熱防護パネルの製造方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2003071865A true JP2003071865A (ja) | 2003-03-12 |
Family
ID=19093513
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2001267378A Pending JP2003071865A (ja) | 2001-09-04 | 2001-09-04 | 熱防護パネルの製造方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2003071865A (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007008147A (ja) * | 2005-03-31 | 2007-01-18 | Toray Ind Inc | プリフォーム、ｆｒｐ成形体およびそれらの製造方法 |
| JP2010503549A (ja) * | 2006-09-15 | 2010-02-04 | エアバス・フランス | 熱可塑性複合材で形成されるパネルを製造する方法 |
| KR102342085B1 (ko) * | 2021-04-20 | 2021-12-22 | 국방과학연구소 | 경량형 열 방어소재 조성물, 경량형 열 방어소재의 제조방법 및 이를 이용하여 제조된 경량형 열 방어소재 |
-
2001
- 2001-09-04 JP JP2001267378A patent/JP2003071865A/ja active Pending
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007008147A (ja) * | 2005-03-31 | 2007-01-18 | Toray Ind Inc | プリフォーム、ｆｒｐ成形体およびそれらの製造方法 |
| JP2010503549A (ja) * | 2006-09-15 | 2010-02-04 | エアバス・フランス | 熱可塑性複合材で形成されるパネルを製造する方法 |
| KR102342085B1 (ko) * | 2021-04-20 | 2021-12-22 | 국방과학연구소 | 경량형 열 방어소재 조성물, 경량형 열 방어소재의 제조방법 및 이를 이용하여 제조된 경량형 열 방어소재 |
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