JP2003191900A - 宇宙往還機用耐熱材及びホットストラクチャー部材及び宇宙往還機及び宇宙往還機用耐熱材の製造方法 - Google Patents

宇宙往還機用耐熱材及びホットストラクチャー部材及び宇宙往還機及び宇宙往還機用耐熱材の製造方法

Info

Publication number
JP2003191900A
JP2003191900A JP2001392961A JP2001392961A JP2003191900A JP 2003191900 A JP2003191900 A JP 2003191900A JP 2001392961 A JP2001392961 A JP 2001392961A JP 2001392961 A JP2001392961 A JP 2001392961A JP 2003191900 A JP2003191900 A JP 2003191900A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
space shuttle
structure member
hot structure
space
heat
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
JP2001392961A
Other languages
English (en)
Inventor
Kazuyuki Oguri
和幸 小栗
Takahiro Sekikawa
貴洋 関川
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Original Assignee
Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Mitsubishi Heavy Industries Ltd filed Critical Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority to JP2001392961A priority Critical patent/JP2003191900A/ja
Priority to PCT/JP2002/013503 priority patent/WO2003055825A1/ja
Priority to US10/475,326 priority patent/US20040180242A1/en
Priority to EP02793375A priority patent/EP1460048A4/en
Publication of JP2003191900A publication Critical patent/JP2003191900A/ja
Priority to US11/393,675 priority patent/US20060284352A1/en
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B41/00—After-treatment of mortars, concrete, artificial stone or ceramics; Treatment of natural stone
    • C04B41/80—After-treatment of mortars, concrete, artificial stone or ceramics; Treatment of natural stone of only ceramics
    • C04B41/81—Coating or impregnation
    • C04B41/85—Coating or impregnation with inorganic materials
    • C04B41/87—Ceramics
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/14—Space shuttles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/36—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors
    • B64G1/363—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors using sun sensors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/36—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors
    • B64G1/365—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors using horizon or Earth sensors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/36—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors
    • B64G1/369—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors using gyroscopes as attitude sensors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/52—Protection, safety or emergency devices; Survival aids
    • B64G1/58—Thermal protection, e.g. heat shields
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/62—Systems for re-entry into the earth's atmosphere; Retarding or landing devices
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B35/00—Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products
    • C04B35/515—Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products based on non-oxide ceramics
    • C04B35/58—Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products based on non-oxide ceramics based on borides, nitrides, i.e. nitrides, oxynitrides, carbonitrides or oxycarbonitrides or silicides
    • C04B35/5805—Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products based on non-oxide ceramics based on borides, nitrides, i.e. nitrides, oxynitrides, carbonitrides or oxycarbonitrides or silicides based on borides
    • C04B35/58064—Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products based on non-oxide ceramics based on borides, nitrides, i.e. nitrides, oxynitrides, carbonitrides or oxycarbonitrides or silicides based on borides based on refractory borides
    • C04B35/58078—Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products based on non-oxide ceramics based on borides, nitrides, i.e. nitrides, oxynitrides, carbonitrides or oxycarbonitrides or silicides based on borides based on refractory borides based on zirconium or hafnium borides
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B41/00—After-treatment of mortars, concrete, artificial stone or ceramics; Treatment of natural stone
    • C04B41/009—After-treatment of mortars, concrete, artificial stone or ceramics; Treatment of natural stone characterised by the material treated
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B41/00—After-treatment of mortars, concrete, artificial stone or ceramics; Treatment of natural stone
    • C04B41/45—Coating or impregnating, e.g. injection in masonry, partial coating of green or fired ceramics, organic coating compositions for adhering together two concrete elements
    • C04B41/50—Coating or impregnating, e.g. injection in masonry, partial coating of green or fired ceramics, organic coating compositions for adhering together two concrete elements with inorganic materials
    • C04B41/5025—Coating or impregnating, e.g. injection in masonry, partial coating of green or fired ceramics, organic coating compositions for adhering together two concrete elements with inorganic materials with ceramic materials
    • C04B41/5042—Zirconium oxides or zirconates; Hafnium oxides or hafnates
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/226—Special coatings for spacecraft
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2111/00—Mortars, concrete or artificial stone or mixtures to prepare them, characterised by specific function, property or use
    • C04B2111/00474—Uses not provided for elsewhere in C04B2111/00
    • C04B2111/00982—Uses not provided for elsewhere in C04B2111/00 as construction elements for space vehicles or aeroplanes
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2235/00—Aspects relating to ceramic starting mixtures or sintered ceramic products
    • C04B2235/02—Composition of constituents of the starting material or of secondary phases of the final product
    • C04B2235/30—Constituents and secondary phases not being of a fibrous nature
    • C04B2235/38—Non-oxide ceramic constituents or additives
    • C04B2235/3817—Carbides
    • C04B2235/3826—Silicon carbides
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2235/00—Aspects relating to ceramic starting mixtures or sintered ceramic products
    • C04B2235/70—Aspects relating to sintered or melt-casted ceramic products
    • C04B2235/80—Phases present in the sintered or melt-cast ceramic products other than the main phase
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2235/00—Aspects relating to ceramic starting mixtures or sintered ceramic products
    • C04B2235/70—Aspects relating to sintered or melt-casted ceramic products
    • C04B2235/96—Properties of ceramic products, e.g. mechanical properties such as strength, toughness, wear resistance
    • C04B2235/9669—Resistance against chemicals, e.g. against molten glass or molten salts
    • C04B2235/9684—Oxidation resistance

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Structural Engineering (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Inorganic Chemistry (AREA)
  • Geology (AREA)
  • Geochemistry & Mineralogy (AREA)
  • General Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Environmental & Geological Engineering (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Thermal Sciences (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Critical Care (AREA)
  • Emergency Medicine (AREA)
  • General Health & Medical Sciences (AREA)
  • Ceramic Products (AREA)

Abstract

(57)【要約】 【課題】 従来のＳｉＣコーティングシステムを有する
耐熱材よりも高い耐熱性能を有し、なおかつ、所望の形
状に容易に成形加工することができる安価な宇宙往還機
用耐熱材と、この宇宙往還機用耐熱材を用いたホットス
トラクチャー部材と、このホットストラクチャー部材を
備えた宇宙往還機と、宇宙往還機用耐熱材の製造方法と
の提供を目的とする。 【解決手段】 宇宙往還機用耐熱材及びその製造方法に
おいては、ホウ化ジルコニウムにＳｉＣを含有させ、常
圧焼結法により成形する構成及び方法を採用した。ま
た、この宇宙往還機用耐熱材を用いたホットストラクチ
ャー部材１ｘ，・・・を採用した。また、このホットスト
ラクチャー部材１ｘ，・・・を用いた宇宙往還機を採用し
た。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、例えばスペースシ
ャトル等の宇宙往還機の機体構造に用いて好適な宇宙往
還機用耐熱材と、この宇宙往還機用耐熱材を用いたホッ
トストラクチャー部材と、このホットストラクチャー部
材を用いた宇宙往還機とに関するものである。
【０００２】
【従来の技術】スペースシャトル等の宇宙往還機は、地
球に帰還する再突入時に、大気との摩擦による空力加熱
を受けるため、機体温度が例えば１７００℃の高温に達
する。この加熱状態は、例えば２０分間継続するが、機
体内部構造をこのような超高温環境から保護することを
目的として、超高温かつ極超音速流れの環境下において
の耐熱性ならびに遮熱性の優れた耐熱材が、機体材料と
して採用されるものとなっている。この種の従来の耐熱
材としては、例えば図２に示すように、Ｃ／ＣやＣ／Ｓ
ｉＣ等の複合材料を基材として、その表面に耐酸化性を
持たすために耐酸化コーティングを施したものが用いら
れてきたが、近年、より耐酸化性に優れたホウ化物系の
セラミックス材料をホットストラクチャー部材そのもの
として適用する例が、米国で報告されている（例えば、
NASA/CR-2001-210856）。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】ところで、従来の耐熱
材を用いたホットストラクチャー部材では、以下に説明
する問題を有していた。すなわち、ＳｉＣ系コーティン
グシステムは、その材料特性から、１６００℃程度の温
度レベルが、耐酸化性確保の限界となっているという問
題である。ホットストラクチャー部材の表面温度は、再
突入時の飛行経路や、このホットストラクチャー部材が
機体のどの部分に適用されるかといった外形状などによ
って決定される。
【０００４】すなわち、飛行経路においては、再突入角
度が深くなるほど機体速度を急減速させることができる
が、その分、空力加熱率が増加するため、各ホットスト
ラクチャー部材の温度が高まってその耐熱強度を確保す
るのが困難となる。また、外形状においては、一般に、
機体に加わる空力加熱率は、形状の曲率が小さくなるほ
ど大きくなるため、例えばノーズコーンやリーディング
エッジなどの先細り形状を有するホットストラクチャー
部材は、特に高温化しやすく、２０００℃もの高温に達
する場合がある。したがって、上述のＳｉＣコーティン
グシステムにおいて１６００℃以下の温度レベルを保と
うとすると、自ずと、飛行経路や機体形状を制限しなけ
ればならなくなり、設計自由度が狭くなるという問題を
生じることになる。逆に、ＳｉＣコーティングシステム
の耐熱温度を１７００℃以上に引き上げることは、Ｓｉ
Ｃの物性上不可能である。
【０００５】一方、前述のホウ化物系のセラミックス材
料は、２０００℃レベルのより高い耐熱性を確保するこ
とができるものの、従来では、ホットプレス法でしか製
造することができないため、上述のノーズコーンやリー
ディングエッジなどの三次元的な機体形状を付与するこ
とが困難となっていた。したがって、製造上の理由によ
り、せっかく高い耐熱性を有しながらもそれを発揮する
ことが困難となっていた。
【０００６】本発明は、上記事情に鑑みてなされたもの
であり、従来のＳｉＣコーティングシステムを有する耐
熱材よりも高い耐熱性能を有し、なおかつ、所望の形状
に容易に成形加工することができる安価な宇宙往還機用
耐熱材と、この宇宙往還機用耐熱材を用いたホットスト
ラクチャー部材と、このホットストラクチャー部材を備
えた宇宙往還機と、宇宙往還機用耐熱材の製造方法との
提供を目的とする。
【０００７】
【課題を解決するための手段】本発明は、上記課題を解
決するために以下の手段を採用した。すなわち、請求項
１に記載の宇宙往還機用耐熱材は、スペースシャトル等
の宇宙往還機のホットストラクチャー部材に用いられる
宇宙往還機用耐熱材において、ホウ化ジルコニウムに炭
化ケイ素を含有させたセラミックス材であることを特徴
とする。上記請求項１に記載の宇宙往還機用耐熱材によ
れば、大気との摩擦による空力加熱を受けた場合、この
宇宙往還機用耐熱材の表面には、ＺｒＯ２を主体とする
厚い酸化膜が形成される。この酸化膜が、酸化速度を抑
える耐酸化保護膜となって表面を覆うため、更なる酸化
の進行が抑制される。しかも、従来のホウ化物セラミッ
クスにはホットプレス法しか適用できなかったのに対し
て、本発明のセラミックスには常圧焼結法が適用可能で
ある。
【０００８】請求項２に記載のホットストラクチャー部
材は、スペースシャトル等の宇宙往還機の機体構造を構
成するホットストラクチャー部材において、請求項１に
記載の宇宙往還機用耐熱材が用いられていることを特徴
とする。上記請求項２に記載のホットストラクチャー部
材によれば、従来のＳｉＣコーティングシステムに比較
して高い耐熱強度を有する宇宙往還機用耐熱材を採用し
ていることと、所望の形状に加工可能であることとか
ら、従来よりもシャープな形状を有し、かつ充分な耐熱
強度を有するホットストラクチャー部材を提供すること
ができるようになる。
【０００９】請求項３に記載のホットストラクチャー部
材は、請求項２に記載のホットストラクチャー部材にお
いて、前記宇宙往還機のノーズコーンに用いられること
を特徴とする。上記請求項３に記載のホットストラクチ
ャー部材によれば、大気圏再突入時に特に高温化する個
所のひとつであるノーズコーンの耐熱強度を向上させる
ことができる上に、その製造コストを下げて安価とする
こともできるようになる。
【００１０】請求項４に記載のホットストラクチャー部
材は、請求項２に記載のホットストラクチャー部材にお
いて、前記宇宙往還機のリーディングエッジに用いられ
ることを特徴とする。上記請求項４に記載のホットスト
ラクチャー部材によれば、大気圏再突入時に特に高温化
する個所のひとつであるリーディングエッジの耐熱強度
を向上させることができる上に、その製造コストを下げ
て安価とすることもできるようになる。
【００１１】請求項５に記載の宇宙往還機は、スペース
シャトル等の宇宙往還機において、請求項２〜請求項４
のいずれかに記載のホットストラクチャー部材が用いら
れていることを特徴とする。上記請求項５に記載の宇宙
往還機によれば、そのホットストラクチャー部材が、従
来よりも高い耐熱性を有し、なおかつ所望の形状にする
ことができるので、材料による機体形状の制約を和らげ
ることができるようになる。
【００１２】請求項６に記載の宇宙往還機用耐熱材の製
造方法は、スペースシャトル等の宇宙往還機のホットス
トラクチャー部材に用いられる宇宙往還機用耐熱材の製
造方法において、ホウ化ジルコニウムに炭化ケイ素を含
有させ、常圧焼結法により成形することを特徴とする。
上記請求項６に記載の宇宙往還機用耐熱材の製造方法に
よれば、大気との摩擦による空力加熱を受けた場合、こ
の製造方法で製造された宇宙往還機用耐熱材の表面に
は、ＺｒＯ２を主体とする厚い酸化膜が形成される。こ
の酸化膜が、酸化速度を抑える耐酸化保護膜となって表
面を覆うため、更なる酸化の進行が抑制されるようにな
る。しかも、従来のホウ化物セラミックスにはホットプ
レス法しか適用できなかったのに対して、本製造方法で
は、常圧焼結法が適用可能である。
【００１３】
【発明の実施の形態】本発明の宇宙往還機用耐熱材及び
その製造方法と、ホットストラクチャー部材と、宇宙往
還機の一実施形態を、図面を参照しながら以下に説明す
るが、本発明がこれのみに限定解釈されるものでないこ
とは勿論である。ここで、図１は、本実施形態の宇宙往
還機用耐熱材からなるホットストラクチャー部材を用い
た宇宙往還機を示す斜視図である。
【００１４】図１に示すように、本実施形態の宇宙往還
機は、地球と宇宙空間との間を往復する再使用型の飛翔
体であり、大まかに、胴部１及び一対の翼部２からなる
機体３を備えて構成されている。胴部１は、飛行方向
（紙面左方向）に向かって先細りとなる先端形状を有し
ている。そして、この最先端部分に、シャープなノーズ
半径を有するノーズコーン１ａが配置されている。ま
た、胴部１の下面側には、推進力を発生させるためのエ
ンジン４が収容されている。そして、ノーズコーン１ａ
は、機体骨格構造を隙間無く覆う複数のホットストラク
チャー部材１ｘ，・・・で形成されている。
【００１５】前記各翼部２は、胴部１の両側部に固定さ
れた水平部２ａと、該水平部２ａの各側縁部分より上方
に立ち上がる垂直部２ｂとを備えている。そして、これ
ら水平部２ａ及び垂直部２ｂの、飛行方向を向いた前縁
部に、リーディングエッジ２ｃ，２ｄが互いに連続する
ように配置されている。そして、これらリーディングエ
ッジ２ｃ，２ｄのうち、水平部２ａのリーディングエッ
ジ２ｃは、ノーズコーン１ａと同様に複数のホットスト
ラクチャー部材１ｘ，・・・で形成されている。
【００１６】そして、本実施形態の宇宙往還機は、前記
各ホットストラクチャー部材１ｘ，・・・に用いられる耐
熱材（宇宙往還機用耐熱材）が、従来に比較して特に異
なったものとなっている。すなわち、本実施形態では、
ホウ化ジルコニウム主体とし、これに炭化ケイ素少量含
有させたセラミックス材を、常圧焼結法を用いて成形す
る製造方法により得らたものを、前記耐熱材として採用
している。具体的に言うと、重量比でホウ化ジルコニウ
ムとしてＺｒＯ２を１００％とした場合に、これに２％
〜２０％の炭化ケイ素（ＳｉＣ）を混合したものが用い
られている。なお、常圧焼結法とは、セラミックス材料
の焼結方法の一種類であり、粉末原料を予め部材の形状
を成形し、圧力を加えることなく温度を上げるだけで焼
結を行う方法である。ホットプレス法のように圧力を加
える必要がないため、三次元的な形状を持った部材を焼
結のままで得ることが出来るのが特徴である。
【００１７】ホウ化ジルコニウムは、単体で、不活性雰
囲気中における融点が３０４０℃と非常に高く、高温耐
食性に優れた性質を備えている一方、非酸化物であるた
めに高温での酸化現象が顕著に生じやすい。このような
酸化が進行すると、焼結体の性能が低下してしまうが、
本実施形態では、ＳｉＣを含有させているため、酸化速
度を抑え安定な酸化物を形成することができるようにな
っている。
【００１８】これを試験により確認した結果を、表１に
示す。同表は、本実施形態の供試体（ＺｒＢ２−３重量
％ＳｉＣ）と、ＳｉＣ単体からなる供試体（ＳｉＣ（バ
ルク））と、コーティング付き供試体（ＳｉＣコーティ
ング付きＣ／Ｃ）とを、それぞれ１６００℃の表面温度
となるように約１１００秒間加熱した結果を纏めたもの
である。なお、各供試体の加熱においては、供試体表面
における高速高温流の流れも模擬するべく、単なる加熱
ではなく、アーク風洞を用いて加熱を行った。また、参
考として、本実施形態の供試体（ＺｒＢ２−ＳｉＣ）の
み、供試体表面温度を１７００℃まで昇温させた結果も
追記しておく。
【００１９】
【表１】
【００２０】同表に示されるように、供試体表面温度が
１６００℃では、ＳｉＣ（バルク）は、板厚がおよそ９
７（μｍ）ほど減少し、また重量が２６３（ｍｇ）ほど
減少した。さらに、ＳｉＣコーティング付きＣ／Ｃの供
試体では、局部的に大きな損傷が発生し、重量減が５５
８（ｍｇ）と著しく損耗した（局部的な損耗であるため
に意味をなさないが、板厚では１０７（μｍ）の減りを
確認した。）。
【００２１】このような損耗を見せる供試体に対し、本
実施形態のＺｒＢ２−ＳｉＣからなる供試体では、逆に
板厚が６３（μｍ）増加し、また重量も約１１４（ｍ
ｇ）増加している。この板厚増加ならびに重量増加は、
供試体表面に、ＺｒＯ２を主体とする厚い酸化膜が形成
されたことによるものである。この酸化膜は、酸化速度
を抑える耐酸化保護膜となって供試体表面を覆うため、
更なる酸化の進行を抑制する。これにより、他の供試体
に比較して高い耐熱性を発揮することが可能となってい
る。同表に示すように、供試体温度をさらに１００℃上
げて１７００℃にした場合にも、板厚ならびに重量の減
少が見られず、依然として高い耐熱性を発揮できること
が確認された。
【００２２】機体１の中でも、前記ノーズコーン１ａや
リーディングエッジ２ｃは、図１に示すように、特にシ
ャープな曲面形状を有しており、なおかつ、その周囲を
流れる気流の向きに対向するため、他の個所に比較して
より高温になりやすく、例えば１７００℃に達する場合
がある。また、その曲率が小さくなるほど加わる空力加
熱率ｑ（単位面積あたりの入熱量）が上昇するため、従
来では、材料の耐熱限界より、曲率をあまり小さくする
ことができなかった。
【００２３】これに対し、本実施形態では、１７００℃
レベルでも余裕の耐熱性を発揮できる耐熱材をホットス
トラクチャー部材１ｘ，・・・に用いているため、従来よ
りも曲率を小さくするなど、機体設計における制約を軽
減してより柔軟性を持った設計を可能としている。同様
に、耐熱材そのものが高い温度に耐えられることから、
飛行経路もより柔軟に設定することが可能となる。
【００２４】以上説明の本実施形態の宇宙往還機と、そ
のホットストラクチャー部材１ｘ，・・・と、耐熱材及び
その製造法の効果を、以下に纏める。本実施形態の耐熱
材は、ホウ化ジルコニウムにＳｉＣを含有させたセラミ
ックス材を、常圧焼結法により成形する構成／製造方法
を採用した。これによれば、空力加熱を受けた場合に形
成される酸化膜が耐酸化保護膜となって更なる酸化の進
行が抑制されるため、従来のＳｉＣコーティングを施し
た耐熱材に比較して、より高い耐熱性を有することが可
能となる。さらには、製造にあたり、常圧焼結法が適用
可能であることから、ノーズコーン１ａやリーディング
エッジ２ｃなどの所望の形状に容易かつ安価に加工する
ことが可能となる。これにより、製造コストが抑えられ
安価な宇宙往還機用耐熱材を提供することが可能とな
る。
【００２５】また、本実施形態のホットストラクチャー
部材１ｘ，・・・は、前記耐熱材を用いる構成を採用し
た。この構成によれば、従来のＳｉＣコーティングシス
テムに比較して高い耐熱強度を有する耐熱材を採用して
いることと、所望の形状に加工可能であることとから、
従来よりもシャープな形状を有し、かつ充分な耐熱強度
を有するホットストラクチャー部材１ｘ，・・・を提供す
ることが可能となる。
【００２６】なお、本実施形態では、本発明のホットス
トラクチャー部材１ｘ，・・・を、ノーズコーン１ａや、
リーディングエッジ２ｃに適用するものとしたが、これ
に限らず、その他の場所に適用しても良い。
【００２７】
【発明の効果】本発明の請求項１に記載の宇宙往還機用
耐熱材は、ホウ化ジルコニウムにＳｉＣを含有させたセ
ラミックス材である構成を採用した。この構成によれ
ば、空力加熱を受けた場合に形成される酸化膜が耐酸化
保護膜となって更なる酸化の進行が抑制されるため、従
来のＳｉＣコーティングを施した耐熱材に比較して、よ
り高い耐熱性を有することが可能となる。さらには、製
造にあたり、常圧焼結法が適用可能であることから、ノ
ーズコーンやリーディングエッジなどの所望の形状に容
易かつ安価に加工することが可能となる。これにより、
製造コストが抑えられ安価な宇宙往還機用耐熱材を提供
することが可能となる。
【００２８】また、請求項２に記載のホットストラクチ
ャー部材は、請求項１に記載の宇宙往還機用耐熱材を用
いる構成を採用した。この構成によれば、従来のＳｉＣ
コーティングシステムに比較して高い耐熱強度を有する
宇宙往還機用耐熱材を採用していることと、所望の形状
に加工可能であることとから、従来よりもシャープな形
状を有し、かつ充分な耐熱強度を有するホットストラク
チャー部材を提供することが可能となる。
【００２９】また、請求項３に記載のホットストラクチ
ャー部材は、請求項２に記載のホットストラクチャー部
材を、宇宙往還機のノーズコーンに用いる構成を採用し
た。この構成によれば、大気圏再突入時に特に高温化す
る個所のひとつであるノーズコーンの耐熱強度を向上さ
せることが可能となる上に、その製造コストを下げて安
価とすることも可能となる。さらには、その素材として
用いられる宇宙往還機用耐熱材が従来よりも高い耐熱強
度を有することから、従来よりもシャープな先端形状を
有するノーズコーンとすることができ、材料による機体
形状の制約を和らげることが可能となる。
【００３０】また、請求項４に記載のホットストラクチ
ャー部材は、請求項２に記載のホットストラクチャー部
材を、宇宙往還機のリーディングエッジに用いる構成を
採用した。この構成によれば、大気圏再突入時に特に高
温化する個所のひとつであるリーディングエッジの耐熱
強度を向上させることが可能となる上に、その製造コス
トを下げて安価とすることも可能となる。さらには、そ
の素材として用いられる宇宙往還機用耐熱材が従来より
も高い耐熱強度を有することから、従来よりもシャープ
な先端形状を有するリーディングエッジとすることがで
き、材料による機体形状の制約を和らげることが可能と
なる。
【００３１】また、請求項５に記載の宇宙往還機は、請
求項２〜請求項４のいずれかに記載のホットストラクチ
ャー部材を用いる構成を採用した。この構成によれば、
そのホットストラクチャー部材が、従来よりも高い耐熱
性を有し、なおかつ所望の形状にすることができるの
で、材料による機体形状の制約を和らげることが可能と
なる。
【００３２】また、請求項６に記載の宇宙往還機用耐熱
材の製造方法は、ホウ化ジルコニウムにＳｉＣを含有さ
せ、常圧焼結法により成形する方法を採用した。この製
造方法によって製造された宇宙往還機用耐熱材は、空力
加熱を受けた場合に表面に形成される酸化膜が耐酸化保
護膜となって更なる酸化の進行が抑制されるため、従来
のＳｉＣコーティングを施した耐熱材に比較して、より
高い耐熱性をすることが可能となる。さらには、製造に
あたり、常圧焼結法が適用可能であることから、ノーズ
コーンやリーディングエッジなどの所望の形状に容易か
つ安価に加工することが可能となる。これにより、製造
コストが抑えられ安価な宇宙往還機用耐熱材を提供する
ことが可能となる。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本発明の宇宙往還機用耐熱材からなるホット
ストラクチャー部材を用いた宇宙往還機の一実施形態を
示す斜視図である。
【図２】 従来の宇宙往還機用耐熱材の一例を示す図で
あって、板厚方向の断面図である。
【符号の説明】
１ａ・・・ノーズコーン １ｘ・・・ホットストラクチャー部材 ２ｃ・・・リーディングエッジ
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 関川 貴洋 愛知県名古屋市港区大江町10番地 三菱重 工業株式会社名古屋航空宇宙システム製作 所内 Ｆターム(参考） 4G001 BA22 BA45 BB22 BB45 BC56 BD02 BD04

Claims (6)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 スペースシャトル等の宇宙往還機のホッ
    トストラクチャー部材に用いられる宇宙往還機用耐熱材
    において、 ホウ化ジルコニウムにＳｉＣを含有させたセラミックス
    材であることを特徴とする宇宙往還機用耐熱材。
  2. 【請求項２】 スペースシャトル等の宇宙往還機の機体
    構造を構成するホットストラクチャー部材において、 請求項１に記載の宇宙往還機用耐熱材が用いられている
    ことを特徴とするホットストラクチャー部材。
  3. 【請求項３】 請求項２に記載のホットストラクチャー
    部材において、 前記宇宙往還機のノーズコーンに用いられることを特徴
    とするホットストラクチャー部材。
  4. 【請求項４】 請求項２に記載のホットストラクチャー
    部材において、 前記宇宙往還機のリーディングエッジに用いられること
    を特徴とするホットストラクチャー部材。
  5. 【請求項５】 スペースシャトル等の宇宙往還機におい
    て、 請求項２〜請求項４のいずれかに記載のホットストラク
    チャー部材が用いられていることを特徴とする宇宙往還
    機。
  6. 【請求項６】 スペースシャトル等の宇宙往還機のホッ
    トストラクチャー部材に用いられる宇宙往還機用耐熱材
    の製造方法において、 ホウ化ジルコニウムに炭化ケイ素を含有させ、常圧焼結
    法により成形することを特徴とする、宇宙往還機用耐熱
    材の製造方法。
JP2001392961A 2001-12-26 2001-12-26 宇宙往還機用耐熱材及びホットストラクチャー部材及び宇宙往還機及び宇宙往還機用耐熱材の製造方法 Pending JP2003191900A (ja)

Priority Applications (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2001392961A JP2003191900A (ja) 2001-12-26 2001-12-26 宇宙往還機用耐熱材及びホットストラクチャー部材及び宇宙往還機及び宇宙往還機用耐熱材の製造方法
PCT/JP2002/013503 WO2003055825A1 (fr) 2001-12-26 2002-12-25 Materiau resistant a la chaleur et element structurel chaud destines a une navette spatiale, navette spatiale et procede de production du materiau resistant a la chaleur destine a la navette spatiale
US10/475,326 US20040180242A1 (en) 2001-12-26 2002-12-25 Heat resistant material and hot structure member both space shuttle, space shuttle, and method for producing heat resistant material for space shuttle
EP02793375A EP1460048A4 (en) 2001-12-26 2002-12-25 HEAT-RESISTANT MATERIAL AND HOT STRUCTURAL MEMBER FOR A SPATIAL SHUTTLE, SPATIAL SHUTTLE AND METHOD FOR PRODUCING THE HEAT-RESISTANT MATERIAL FOR THE SPACE SHUTTLE
US11/393,675 US20060284352A1 (en) 2001-12-26 2006-03-31 High temperature oxidation resistant material for spacecraft, hot structure part, spacecraft, and method for producing high temperature oxidation resistant material for spacecraft

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2001392961A JP2003191900A (ja) 2001-12-26 2001-12-26 宇宙往還機用耐熱材及びホットストラクチャー部材及び宇宙往還機及び宇宙往還機用耐熱材の製造方法

Publications (1)

Publication Number Publication Date
JP2003191900A true JP2003191900A (ja) 2003-07-09

Family

ID=19188731

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2001392961A Pending JP2003191900A (ja) 2001-12-26 2001-12-26 宇宙往還機用耐熱材及びホットストラクチャー部材及び宇宙往還機及び宇宙往還機用耐熱材の製造方法

Country Status (4)

Country Link
US (2) US20040180242A1 (ja)
EP (1) EP1460048A4 (ja)
JP (1) JP2003191900A (ja)
WO (1) WO2003055825A1 (ja)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104109912A (zh) * 2014-06-25 2014-10-22 东华大学 一种硼化锆-硅复合陶瓷纤维的制备方法
JP2015521150A (ja) * 2012-05-01 2015-07-27 アメリカ合衆国 耐熱金属ホウ化物セラミック、及びそれを生産する方法

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2003191900A (ja) * 2001-12-26 2003-07-09 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 宇宙往還機用耐熱材及びホットストラクチャー部材及び宇宙往還機及び宇宙往還機用耐熱材の製造方法
US8097548B2 (en) * 2006-05-22 2012-01-17 Zhang Shi C High-density pressurelessly sintered zirconium diboride/silicon carbide composite bodies and a method for producing the same
US20070270302A1 (en) * 2006-05-22 2007-11-22 Zhang Shi C Pressurelessly sintered zirconium diboride/silicon carbide composite bodies and a method for producing the same
US8192853B2 (en) * 2007-09-14 2012-06-05 Greg Hilmas Hilmas Method for toughening via the production of spiral architectures through powder loaded polymeric extrusion and toughened materials formed thereby
CN103046166A (zh) * 2013-01-25 2013-04-17 中国人民解放军国防科学技术大学 一种聚碳硅烷纤维的化学气相交联方法

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3775137A (en) * 1971-12-22 1973-11-27 Man Labs Inc Refractory diboride materials
EP0170864B1 (en) * 1984-07-10 1989-08-23 Asahi Glass Company Ltd. Zrb2 composite sintered material
JPH0672051B2 (ja) * 1985-03-30 1994-09-14 京セラ株式会社 炭化珪素質焼結体及びその製造法
US4963516A (en) * 1987-07-28 1990-10-16 Ngk Insulators, Ltd. SiC complex sintered bodies and production thereof
JPH02239156A (ja) * 1989-03-13 1990-09-21 Central Glass Co Ltd 二ホウ化金属系焼結体およびその製造方法
FR2700773B1 (fr) * 1993-01-28 1995-03-03 Pechiney Recherche Revêtements de protection des matériaux contre les réactions avec l'atmosphère à haute température.
JPH06305498A (ja) * 1993-04-21 1994-11-01 Hitachi Ltd 熱防護システム
JPH07172920A (ja) * 1993-12-20 1995-07-11 Mitsubishi Materials Corp 硼化物系セラミックス複合材料及びその製造方法
US5449646A (en) * 1994-07-29 1995-09-12 Dow Corning Corporation Preparation of high density zirconium diboride ceramics with preceramic polymer binders
US5750450A (en) * 1996-01-08 1998-05-12 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Ablation resistant zirconium and hafnium ceramics
JPH10101433A (ja) * 1996-09-30 1998-04-21 Kagaku Gijutsu Shinko Jigyodan ＴｉＢ２ −ＳｉＣ系複合セラミックス
ITRM20010125A1 (it) * 2001-03-12 2002-09-12 Ct Sviluppo Materiali Spa Procedimento per la realizzazione di strati compositi a matrice ceramica e relativo materiale composito.
US6548794B2 (en) * 2001-03-13 2003-04-15 Raytheon Company Dissolvable thrust vector control vane
US6632762B1 (en) * 2001-06-29 2003-10-14 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Oxidation resistant coating for carbon
JP2003191900A (ja) * 2001-12-26 2003-07-09 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 宇宙往還機用耐熱材及びホットストラクチャー部材及び宇宙往還機及び宇宙往還機用耐熱材の製造方法

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2015521150A (ja) * 2012-05-01 2015-07-27 アメリカ合衆国 耐熱金属ホウ化物セラミック、及びそれを生産する方法
CN104109912A (zh) * 2014-06-25 2014-10-22 东华大学 一种硼化锆-硅复合陶瓷纤维的制备方法

Also Published As

Publication number Publication date
US20040180242A1 (en) 2004-09-16
EP1460048A8 (en) 2005-01-19
EP1460048A1 (en) 2004-09-22
EP1460048A4 (en) 2005-11-02
WO2003055825A1 (fr) 2003-07-10
US20060284352A1 (en) 2006-12-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Wei et al. A lightweight, high compression strength ultra high temperature ceramic corrugated panel with potential for thermal protection system applications
US4713302A (en) Sintered ceramic body
US7387758B2 (en) Tabbed ceramic article for improved interlaminar strength
EP3109043B1 (en) Method for integral joining infiltrated ceramic matrix composites
JP2003191900A (ja) 宇宙往還機用耐熱材及びホットストラクチャー部材及び宇宙往還機及び宇宙往還機用耐熱材の製造方法
Cheah et al. Fabrication of a zirconia MEMS-based microthruster by gel casting on PDMS soft molds
CN101255055B (zh) 碳纳米管硼化锆-碳化硅基复合材料
CN108995792A (zh) 复合材料结构的空气舵
US6367740B1 (en) Air foil having a hybrid leading edge construction
US11407688B2 (en) Coating structure, turbine part having same, and method for manufacturing coating structure
JP6278924B2 (ja) 飛翔体用レドームの製造方法
CN112779535B (zh) 一种用于基材表面抗激光烧蚀涂层及制备方法
CN102173831B (zh) 流延法制备层状硼化锆超高温陶瓷的方法
Wananuruksawong et al. High-strain-rate superplasticity in nanocrystalline silicon nitride ceramics under compression
JP4091275B2 (ja) 金属セラミックス積層構造部材およびその製造方法
CN106966764B (zh) 热结构复合材料高温抗氧化复合涂层及其制备方法
US3114524A (en) Hypersonic velocity leading edge
CN103864085A (zh) 棒状硼化锆粉体的制备方法
CN103880436B (zh) 一种耐1500℃绝热层材料的制备方法
EP3023603B1 (en) Instrumented article having compliant layer between conformal electronic device and substrate
JPH07149299A (ja) 大気圏再突入航空機
CN208564644U (zh) 具有异型气膜孔的结构
Talib et al. Microstructure analysis of aluminium metal matrix alloy with silicon carbide and hexogonal boron nitride
JPS6246604A (ja) 加圧焼結用モ−ルド
Nikolaev et al. Influence of Nanosized Zirconiumand Aluminum-Oxide Particles on the Properties of Si–B 4 C–ZrB 2 Composite Materials

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20041224

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20070911

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20071112

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20080325

A02 Decision of refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02

Effective date: 20080715