JP2011207401A - 飛翔体 - Google Patents

Abstract

【課題】アブレーションガスによる飛翔体の熱防護性を向上できる飛翔体を提供すること。
【解決手段】この飛翔体１は、飛翔体本体２の前部から側部に渡ってアブレータ３１ａ、３１ｂを配置して成るアブレーション構造３を備えている。また、アブレータ３１ａ、３１ｂが樹脂３１１を繊維マトリックス３１２に含侵させて構成されている。この飛翔体１では、アブレーション構造３は、繊維マトリックス３１２の繊維密度が飛翔体本体２の前部から側部側に向かって段階的（または連続的）に高くなるアブレータ領域３１ａ、３１ｂを少なくとも一部に有している。
【選択図】図１

Description

この発明は、飛翔体に関し、さらに詳しくは、アブレーションガスによる飛翔体の熱防護性を向上できる飛翔体に関する。

例えば、宇宙往還機や回収カプセルなどの飛翔体は、大気圏再突入時にて、飛翔体本体（例えば、宇宙往還機の機体や回収カプセルのカプセル飛翔体本体）が大気との摩擦によって高温となることを防止するために、アブレーション構造を備える。このアブレーション構造は、樹脂および繊維を主材料とするアブレータ（熱防護材）から成り、このアブレータの昇華、溶融あるいは炭化、もしくはそれによるアブレーションガスの噴出により飛翔体本体を熱防護する構造である。

また、一般的なアブレータは、樹脂を繊維マトリックスに含侵させて成り、均一構造（繊維マトリックスの密度が一様な構造）を有する。かかるアブレータでは、飛翔体の大気圏再突入時にて、まず、樹脂が熱分解してアブレーションガスとなり、このアブレーションガスが飛翔体の前方に噴出して飛翔体本体を熱防護する。その後に、繊維マトリックスが溶融して消失する。

かかるアブレーション構造を有する飛翔体として、特許文献１および２に記載される技術が知られている。

特開平８−２６８３９７号公報 特開２００１−２４７１００号公報

ここで、飛翔体の大気圏再突入時には、飛翔体本体の前方に離脱衝撃波Ｓ（図８参照）が発生する。すると、飛翔体前方の淀み点付近における前方圧力Ｐｆが側方圧力Ｐｓｓよりも大きくなる（Ｐｆ＞Ｐｓｓ）。

しかしながら、アブレータの内部圧力Ｐａと飛翔体の前方圧力Ｐｆおよび側方圧力ＰｓｓとがＰｆ＞Ｐａ＞Ｐｓｓの関係となる圧力勾配（図９参照）が存在するため、均一構造を有するアブレータでは、飛翔体の前方に一旦噴出したアブレーションガスが飛翔体の前方からアブレータ内に逆流し、アブレータの内部を通って飛翔体の側方に流出する。すると、飛翔体の前方へのアブレーションガスの噴出量が減少するため、アブレーションガスによる熱防護性が低下するという課題がある。

そこで、この発明は、上記に鑑みてなされたものであって、アブレーションガスによる飛翔体の熱防護性を向上できる飛翔体を提供することを目的とする。

上記目的を達成するため、この発明にかかる飛翔体は、飛翔体本体の前部から側部に渡ってアブレータを配置して成るアブレーション構造を備えると共に、前記アブレータが樹脂を繊維マトリックスに含侵させて成る飛翔体であって、前記アブレーション構造は、前記繊維マトリックスの繊維密度が前記飛翔体本体の前部から側部側に向かって段階的または連続的に高くなるアブレータ領域を少なくとも一部に有することを特徴とする。

この飛翔体では、アブレーションガスが飛翔体本体の前部から側部側に向かうときに、隣接するアブレータの境界部でアブレーション構造の繊維密度が増加する（浸透率が低下する）。すると、この境界部が壁となり前部から側部側へのアブレーションガスの逆流を抑制して、アブレータ内のアブレーションガスが飛翔体の前方に流出し易くなる。これにより、アブレーションガスによる飛翔体（特に、飛翔体本体の前部）の熱防護性が向上する利点がある。

また、この発明にかかる飛翔体は、飛翔体本体の前部から側部に渡ってアブレータを配置して成るアブレーション構造を備えると共に、前記アブレータが樹脂を繊維マトリックスに含侵させて成る飛翔体であって、前記アブレーション構造が、前記飛翔体本体の前部から側部側に向かって配列された複数の前記アブレータと、隣り合う前記アブレータを仕切る隔壁とを有することを特徴とする。

この飛翔体では、隔壁が隣り合うアブレータ間のアブレーションガスの流通を遮断するので、前部から側部側へのアブレーションガスの逆流が抑制されて、アブレータ内のアブレーションガスが飛翔体の前方に流出し易くなる。これにより、アブレーションガスによる飛翔体の熱防護性が向上する利点がある。

また、この発明にかかる飛翔体は、前記飛翔体本体の前部に配置される前記アブレータが、前記アブレータ内を前記飛翔体本体の外壁に沿って延在すると共に前記繊維マトリックスよりも低い融点を有する少なくとも一つの中間部材を備えることを特徴とする。

この飛翔体では、中間部材が繊維マトリックスよりも先に溶融することにより、アブレータ内に中間部材の延在範囲に渡って中空部が形成される。すると、この中空部にアブレーションガスが滞留して、アブレーションガス層が形成される。これにより、このアブレーションガス層が断熱層として機能して、飛翔体の前部の熱防護性が向上する利点がある。

この発明にかかる飛翔体では、アブレーションガスが飛翔体本体の前部から側部側に向かうときに、隣接するアブレータの境界部でアブレーション構造の繊維密度が増加する（浸透率が低下する）。すると、この境界部が壁となり、アブレータ内のアブレーションガスがアブレータ内へ逆流しにくくなるので、飛翔体の前方に流出し易くなる。これにより、アブレーションガスによる飛翔体（特に、飛翔体本体の前部）の熱防護性が向上する利点がある。

図１は、この発明の実施例１にかかる飛翔体のアブレーション構造を示す構成図である。 図２は、図１に記載したアブレーション構造の作用を示す説明図である。 図３−１は、図１に記載したアブレーション構造の変形例を示す説明図である。 図３−２は、図１に記載したアブレーション構造の変形例を示す説明図である。 図３−３は、図１に記載したアブレーション構造の変形例を示す説明図である。 図４は、この発明の実施例２にかかる飛翔体のアブレーション構造を示す構成図である。 図５は、図４に記載したアブレーション構造の変形例を示す説明図である。 図６は、この発明の実施例３にかかる飛翔体のアブレーション構造を示す構成図である。 図７は、図６に記載したアブレーション構造の変形例を示す説明図である。 図８は、この発明の適用対象である飛翔体の一例を示す構成図である。 図９は、従来の均一構造を有するアブレータの作用を示す構成図である。

以下、この発明につき図面を参照しつつ詳細に説明する。なお、この実施の形態によりこの発明が限定されるものではない。また、この実施の形態の構成要素には、発明の同一性を維持しつつ置換可能かつ置換自明なものが含まれる。また、この実施の形態に記載された複数の変形例は、当業者自明の範囲内にて任意に組み合わせが可能である。

［アブレーション構造を有する飛翔体］
この飛翔体１は、例えば、宇宙空間に打ち上げられて各種の実験を行った後に大気圏に再突入して帰還する宇宙往還機や、宇宙空間から大気圏に再突入して回収される回収カプセルなどに適用される。図８は、この発明の適用対象である飛翔体の一例を示す構成図である。同図は、飛翔体１が回収カプセルである場合を示している。

この飛翔体１は、大気圏再突入時にて飛翔体本体（例えば、宇宙往還機の機体や回収カプセルの容器）２が大気との摩擦によって高温となることを防止するために、アブレーション構造３を備える。このアブレーション構造３は、アブレータ（熱防護材）３１が飛翔体本体２に取り付けられて構成される。例えば、この実施の形態では、大気圏再突入時における飛翔体１の進行方向（落下方向）を前方とするときに、アブレータ３１が飛翔体本体２の前部から側部に渡って配置されている。

かかる構成では、飛翔体１の大気圏再突入時にて、アブレータ３１が大気との摩擦熱により昇華、溶融あるいは炭化して熱分解する。これにより、アブレータ３１がアブレーションガスを噴出して飛翔体本体２を熱防護する。

［アブレーション構造のアブレータ］
図１は、この発明の実施例１にかかる飛翔体のアブレーション構造を示す構成図である。図２は、図１に記載したアブレーション構造の作用を示す説明図である。

このアブレーション構造３は、第一アブレータ３１ａと、第二アブレータ３１ｂとを有する（図１参照）。これらのアブレータ３１ａ、３１ｂは、樹脂３１１を繊維マトリックス３１２に含侵させて構成される。樹脂３１１には、例えば、シリコン樹脂、エポキシ樹脂、フェノール樹脂などが採用される。また、繊維マトリックス３１２には、例えば、炭素繊維、ガラス繊維、シリカ繊維などが採用される。

また、第一アブレータ３１ａが飛翔体本体２の前部に配置され、第二アブレータ３１ｂが第一アブレータ３１ａよりも飛翔体本体２の側部側に配置される（図１参照）。例えば、この実施の形態では、第一アブレータ３１ａが飛翔体本体２の前部の全面に渡って配置され、一対の第二アブレータ３１ｂが飛翔体本体２の左右の側部にそれぞれ配置されている。また、第一アブレータ３１ａと第二アブレータ３１ｂとが飛翔体本体２の角部２１近傍にて隣接して一体化されている。

なお、飛翔体本体２の角部２１とは、飛翔体１の進行方向（ここでは、回収カプセルの落下方向）にかかる前部と側部との境界領域をいう。この角部２１は、飛翔体１の種類や飛翔体本体２の形状により相異する。例えば、この実施の形態では、飛翔体１が略円錐台形状を有する回収カプセルであり（図８参照）、その円錐台形状の底面（前部）と側面（側部）との境界領域が飛翔体本体２の角部２１となっている。

また、第二アブレータ３１ｂが、第一アブレータ３１ａよりも高い繊維密度（繊維マトリックス３１２の繊維密度）を有する（図１参照）。すなわち、アブレーション構造３は、飛翔体本体２の前部から側部側に向かって繊維密度が段階的に高くなる領域（２段構造）を有する。

このアブレーション構造３では、飛翔体１の大気圏再突入時にて、アブレータ３１ａ、３１ｂの樹脂３１１が熱分解してアブレーションガスＧが発生する（図２参照）。このアブレーションガスＧの流れは、アブレータ３１ａ、３１ｂ内にてダルシー則に支配される。すなわち、第二アブレータ３１ｂが第一アブレータ３１ａよりも高い繊維密度を有するので、アブレーションガスＧがアブレータ３１内において飛翔体本体２の前部から側部側に向かうときに、隣接するアブレータ３１ａ、３１ｂの境界部でアブレーションガスＧの浸透率が低下する。このため、第一アブレータ３１ａ内で発生したアブレーションガスＧが第二アブレータ３１ｂ内に流入し難くなり、その結果として、第一アブレータ３１ａ内で発生したアブレーションガスＧ、あるいは、一旦前方に噴出してから第一アブレータ３１ａ内に逆流してきたアブレーションガスＧが第一アブレータ３１ａと第二アブレータ３１ｂとの境界部から飛翔体１の前方に流出し易くなる。これにより、アブレーションガスＧによる飛翔体１（特に、飛翔体本体２の前部）の熱防護性が向上する。

なお、この実施の形態では、低い繊維密度を有する第一アブレータ３１ａの肉厚と、高い繊維密度を有する第二アブレータ３１ｂの肉厚とが略同一に設定されている（図１参照）。このため、第二アブレータ３１ｂにおける樹脂３１１の密度（単位体積重量）が第一アブレータ３１ａの樹脂３１１の密度よりも小さくなっている。しかしながら、飛翔体１の側部は、大気圏再突入時の熱負荷が前部よりも比較的小さい。したがって、上記の構成としても、飛翔体１の側部の熱防護を適正に行い得る。

［アブレータの多段構造および無段階構造］
図３−１〜図３−３は、図１に記載したアブレーション構造の変形例を示す説明図である。同図において、図１に記載したアブレーション構造と同一の構成要素には、同一の符号を付し、その説明を省略する。

この飛翔体１では、アブレーション構造３が、相互に異なる繊維密度の繊維マトリックス３１２から成る３つのアブレータ３１ａ〜３１ｃを有すると共に、これらのアブレータ３１ａ〜３１ｃを飛翔体本体２の前部から側部側に向かって繊維密度が高くなる順に配列して構成される（図３−１参照。多段構造。）。かかる構成では、飛翔体本体２の前部から側部側に向かうに連れてアブレータ３１ａ〜３１ｃの繊維密度が段階的に大きくなり、アブレーションガスＧの浸透率が段階的に低下していく。したがって、隣接するアブレータ３１ａ、３１ｂ（３１ｂ、３１ｃ）の各境界部が壁となって、アブレータ３１ａ（３１ｂ）内で発生した、あるいは、一旦前方に噴出してから逆流してきたアブレーションガスＧが飛翔体１の前方に流出し易くなる。これにより、アブレーションガスＧによる飛翔体１の熱防護性が向上する。

例えば、この実施の形態では、アブレーション構造３が３種類のアブレータ３１ａ〜３１ｃを備え、これらのアブレータ３１ａ〜３１ｃが相互に異なる繊維密度の繊維マトリックス３１２から構成されている（図３−１参照）。また、これらのアブレータ３１ａ〜３１ｃが飛翔体本体２の前部から側部側に向かって繊維密度が高くなる順に配列されて隣接している。このとき、最も低い繊維密度のアブレータ３１ａが飛翔体本体２の前部に配置され、次に低い繊維密度のアブレータ３１ｂが飛翔体本体２の角部２１近傍を含む位置に配置され、最も高い繊維密度のアブレータ３１ｃが飛翔体本体２の側部に配置されている。

なお、この実施の形態では、上記のように、相互に異なる繊維密度を有する複数のアブレータ３１ａ〜３１ｃが配列されることにより、アブレータ３１ａ〜３１ｃの繊維密度が飛翔体本体２の前部から側部側に向かうに連れて段階的に大きくなっている（図３−１参照）。

しかし、これに限らず、図３−２のように、（１）最も低い繊維密度のアブレータ３１ａが飛翔体本体２の前部に配置され、最も高い繊維密度のアブレータ３１ｄが飛翔体本体２の角部２１近傍を含む位置に配置され、この角部２１近傍のアブレータ３１ｅの繊維密度よりも低い繊維密度のアブレータ３１ｃが飛翔体本体２の側部に配置されても良い。すなわち、飛翔体本体２の前部から角部に至る領域にて、少なくとも２つのアブレータ３１（図３−１では、３１ａおよび３１ｂと、３１ｂおよび３１ｃが該当し、図３−２では、３１ａおよび３１ｄが該当する。）の繊維密度が飛翔体本体２の前部から角部に向かうに連れて段階的に大きくなっていれば良い。かかる構成としても、これらの領域において前部から側部側への浸透率が低下して、飛翔体１の前方へのアブレーションガスＧの流出が促進されるので、アブレーションガスＧによる飛翔体１の熱防護性が向上する。

また、これに限らず、図３−３のように、（２）繊維密度を連続的に増加させたアブレータ３１ｆが用いられ、このアブレータ３１ｆの繊維密度が飛翔体本体２の前部から側部側に向かうに連れて無段階に大きくなるように構成されても良い（無段階構造）。かかる構成では、アブレータ３１ｆにおけるアブレーションガスＧの浸透率が飛翔体本体２の前部から側部側に向かうに連れて連続的に徐々に小さくなる（浸透率の勾配が形成される）。これにより、飛翔体１の前方へのアブレーションガスＧの流出が促進されるので、アブレーションガスＧによる飛翔体１の熱防護性が向上する。

なお、前部から側部側に向かうに連れて繊維密度が段階的に高くなる領域と、連続的に高くなる領域との両者を併用した構造としても良い（図示省略）。また、２段階や３段階に限らず、４段階以上としても良い。

［アブレータの隔壁］
図４は、この発明の実施例２にかかる飛翔体のアブレーション構造を示す構成図である。図５は、図４に記載したアブレーション構造の変形例を示す説明図である。これらの図において、図１に記載したアブレーション構造と同一の構成要素には、同一の符号を付し、その説明を省略する。

これらの飛翔体１では、アブレーション構造３が、飛翔体本体２の前部から側部側に渡って配列された複数のアブレータ３１ａ、３１ｇ（３１ａ、３１ｇ、３１ｈ）と、隣り合うアブレータ３１ａ、３１ｇ（３１ｇ、３１ｈ）を仕切る隔壁３２とを有する（図４および図５参照）。この隔壁３２は、例えば、タングステン材、レニウム材、イリジウムとレニウムの複合材、炭化珪素材あるいは耐熱金属部材から構成される。なお、これらのアブレータ３１ａ、３１ｇ（３１ａ、３１ｇ、３１ｈ）は、同一の繊維密度を有しても良いし、相異する繊維密度を有しても良い。

例えば、図４に示す構成では、同一の繊維密度を有するアブレータ３１ａ、３１ｇが飛翔体本体２の前部と側部とにそれぞれ配置され、飛翔体本体２の角部２１近傍にて隣接している。また、これらのアブレータ３１ａ、３１ｇの間に隔壁３２が配置されている。これにより、飛翔体本体２の前部にあるアブレータ３１ａから側部のアブレータ３１ｇへのアブレーションガスＧの流通が遮断されている。

また、図５に示す構成では、同一の繊維密度を有するアブレータ３１ａ、３１ｇ、３１ｈが飛翔体本体２の前部、角部２１近傍および側部にそれぞれ配置されて隣接している。そして、これらのアブレータ３１ａ、３１ｇ、３１ｈの間に隔壁３２がそれぞれ配置されている。これにより、飛翔体本体２の前部にあるアブレータ３１ａから角部２１近傍にあるアブレータ３１ｇへのアブレーションガスＧの流通、および、角部２１近傍にあるアブレータ３１ｇから側部にあるアブレータ３１ｈへのアブレーションガスＧの流通がそれぞれ遮断されている。

これらの構成では、隔壁３２が隣り合うアブレータ３１ａ、３１ｇ（３１ｇ、３１ｈ）間のアブレーションガスＧの流通を遮断するので、アブレータ３１ａ（３１ｇ）内のアブレーションガスＧが外部に流出し易くなる。これにより、アブレーションガスＧによる飛翔体１の熱防護性が向上する。

なお、隔壁３２は、少なくとも飛翔体本体２の前部と側部とを仕切る位置（図４参照）、あるいは、少なくとも飛翔体本体２の前部と角部２１近傍と側部とを仕切る位置（図５参照）に配置されることが好ましいが、１箇所や２箇所に限られることはなく、３箇所以上に配置されても良い。かかる構成では、隔壁３２の作用により、アブレータ３１ａ（３１ｇ）内のアブレーションガスＧが飛翔体本体２の前方に流出し易くなる。これにより、アブレーションガスＧによる飛翔体１の前部の熱防護性が向上する。

［アブレータの中間部材］
図６は、この発明の実施例３にかかる飛翔体のアブレーション構造を示す構成図である。図７は、図６に記載したアブレーション構造の変形例を示す説明図である。これらの図において、図１に記載したアブレーション構造と同一の構成要素には、同一の符号を付し、その説明を省略する。

これらの飛翔体１では、飛翔体本体２の前部に配置されるアブレータ３１ａが、内部に中間部材３３を有する（図６および図７参照）。この中間部材３３は、繊維マトリックス３１２よりも低い融点を有し、例えば、テフロン（登録商標）製の板状部材、網目状部材あるいは棒状部材から構成される。また、中間部材３３は、アブレータ３１ａ内にて飛翔体本体２の外壁２ａに沿って延在する。

例えば、この実施の形態では、アブレータ３１ａが飛翔体本体２の前部から角部２１近傍に渡って配置されており、このアブレータ３１ａの内部に中間部材３３が配置されている（図６および図７参照）。また、中間部材３３がアブレータ３１ａの全長に渡って延在して、アブレータ３１ａを層状に仕切っている。また、複数（図６および図７の場合、２つ）の中間部材３３が配置されており、アブレータ３１ａが複数層（図６および図７の場合、３層）に仕切られている。なお、中間部材３３は、２つに限られることなく、１つでも３つ以上でも良い。

かかる構成では、飛翔体１の大気圏再突入時にて、まず、アブレータ３１ａの樹脂３１１が熱分解し、その後に、中間部材３３が溶融する。このとき、アブレータ３１ａ内に中間部材３３の延在範囲に渡って中空部（繊維マトリックス３１２に囲まれた空間）が形成される。すると、この中空部にアブレーションガスＧが滞留して、アブレーションガス層が形成される。これにより、このアブレーションガス層が断熱層として機能して、飛翔体１の前部の熱防護性が向上する。また、中間部材３３が吸熱効果（熱分解に要する熱量）の大きいテフロン（登録商標）製なので、この中間部材３３が溶融して吸熱作用を発揮することにより、飛翔体１の熱防護が効果的に行われる。

なお、図６は、図１に示す構成において、前部のアブレータ３１ａに中間部材３３を設けた構成を示している。また、図７は、図４に示す構成において、前部のアブレータ３１ａに中間部材３３を設けた構成を示している。

［効果］
以上説明したように、この飛翔体１では、アブレーション構造３は、繊維マトリックス３１２の繊維密度が飛翔体本体２の前部から側部側に向かって段階的または連続的に高くなるアブレータ領域（例えば、図１では、３１ａ、３１ｂ、図３−１では、３１ａ〜３１ｃ、図３−２では、３１ａ、３１ｄ、図３−３では、３１ｆが該当する。）を少なくとも一部に有する。かかる構成では、アブレーションガスＧが飛翔体本体２の前部から側部側に向かうときに、隣接するアブレータ３１（例えば、図１では、３１ａおよび３１ｂ、図３−１では、３１ａおよび３１ｂと、３１ｂおよび３１ｃ、図３−２では、３１ａおよび３１ｄが該当する。）の境界部で段階的に（繊維密度が連続的に高くなるアブレータ領域３１ｆ（図３−３参照）では、連続的に）アブレーション構造３の繊維密度が増加する（浸透率が低下する）。すると、この境界部が壁となり、アブレータ３１ａ（３１ｂ）内のアブレーションガスＧがアブレータ３１ｂ（３１ｃ）内へ逆流しにくくなるので、飛翔体１の前方に流出し易くなる。これにより、アブレーションガスＧによる飛翔体１（特に、飛翔体本体２の前部）の熱防護性が向上する利点がある。

また、かかる構成では、アブレーション構造を構成するすべてのアブレータが高い繊維密度を有する構成と比較して、低い繊維密度を有するアブレータ３１ａを飛翔体本体２の前部に配置できるので、アブレーション構造３を軽量化できる利点がある。すなわち、すべてのアブレータが高い繊維密度を有する構成では、アブレーション構造の重量が嵩むため好ましくない。また、繊維マトリックスの比率が多過ぎると、熱分解による熱防護に必要なアブレータの樹脂量を確保できないという問題もある。

また、この飛翔体１では、アブレーション構造３が、飛翔体本体２の前部から側部側に向かって配列された複数のアブレータ３１ａ、３１ｇ（３１ａ、３１ｇ、３１ｈ）と、隣り合うアブレータ３１ａ、３１ｇ（３１ｇ、３１ｈ）を仕切る隔壁３２とを有する（図４および図５参照）。かかる構成では、隔壁３２が隣り合うアブレータ３１ａ、３１ｇ（３１ａ、３１ｇ、３１ｈ）間のアブレーションガスＧの流通を遮断するので、前部から側部側へのアブレーションガスＧの逆流が抑制されて、アブレータ３１ａ（３１ｇ）内のアブレーションガスＧがアブレータ３１ｇ（３１ｈ）内へ逆流できなくなり、飛翔体１の前方に流出し易くなる。これにより、アブレーションガスＧによる飛翔体１の熱防護性が向上する利点がある。

また、この飛翔体１では、飛翔体本体２の前部に配置されるアブレータ３１ａが、アブレータ３１ａ内を飛翔体本体２の外壁２ａに沿って延在すると共に繊維マトリックス３１２よりも低い融点を有する中間部材３３を備える（図６および図７参照）。かかる構成では、中間部材３３が繊維マトリックス３１２よりも先に溶融することにより、アブレータ３１ａ内に中間部材３３の延在範囲に渡って中空部が形成される。すると、この中空部にアブレーションガスＧが滞留して、アブレーションガス層が形成される。これにより、このアブレーションガス層が断熱層として機能して、飛翔体１の前部の熱防護性が向上する利点がある。

以上のように、この発明にかかる飛翔体は、アブレーションガスによる飛翔体の熱防護性を向上できる点で有用である。

１ 飛翔体
２ 飛翔体本体
２１ 角部
３ アブレーション構造
３１、３１ａ〜３１ｈ アブレータ
３１１ 樹脂
３１２ 繊維マトリックス
３２ 隔壁
３３ 中間部材

Claims (3)

1. 飛翔体本体の前部から側部に渡ってアブレータを配置して成るアブレーション構造を備えると共に、前記アブレータが樹脂を繊維マトリックスに含侵させて成る飛翔体であって、
   前記アブレーション構造は、前記繊維マトリックスの繊維密度が前記飛翔体本体の前部から側部側に向かって段階的または連続的に高くなるアブレータ領域を少なくとも一部に有することを特徴とする飛翔体。
2. 飛翔体本体の前部から側部に渡ってアブレータを配置して成るアブレーション構造を備えると共に、前記アブレータが樹脂を繊維マトリックスに含侵させて成る飛翔体であって、
   前記アブレーション構造が、前記飛翔体本体の前部から側部側に向かって配列された複数の前記アブレータと、隣り合う前記アブレータを仕切る隔壁とを有することを特徴とする飛翔体。
3. 前記飛翔体本体の前部に配置される前記アブレータが、前記アブレータ内を前記飛翔体本体の外壁に沿って延在すると共に前記繊維マトリックスよりも低い融点を有する少なくとも一つの中間部材を備えることを特徴とする請求項１または２に記載の飛翔体。

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