JP3185065U - 熱管理された航空機部品及び複合材品 - Google Patents

Abstract

【課題】航空機のノーズコーン又は他の構造としての使用に適した成形又は金型成形された複合材品であって、複合材品と熱接触した異方性ヒートスプレッダが設けられた航空機部品及び複合材品を提供する。
【解決手段】内側部分１２と、内側表面２２及び外側表面２４と、を有する繊維強化樹脂複合材２０と、異方性黒鉛シートを含む熱関連品３０と、を備えた複合材品であって、異方性黒鉛シートは１０ｍｍ・Ｗ／（ｍ・Ｋ）以上の熱機械設計定数を有し、熱関連品は繊維強化樹脂複合材の内側部分内に配置され、ここで、材料の熱機械設計定数は、材料の熱伝導率に材料の平均厚さを乗じたものとして定義されるものである。
【選択図】図１

Description

本考案は、ミサイル又はジェット機のハウジング及び／又はノーズコーンなどの航空機複合材等、特に裏に電子機器が配置される航空機外板として使用される複合材の熱管理に関する。より詳細には、本考案は、航空機のノーズコーン又は他の構造としての使用に適した成形又は金型成形された複合材品であって、該複合材品と熱接触した異方性ヒートスプレッダが設けられた複合材品に関する。

ミサイル及び他の種類の航空機のノーズコーン及び他の構造は、誘導装置、レーダーアレイ、無線周波（ＲＦ）送信機及び受信機、通信機器などのさまざまな型と種類の電子機器を含む。多くの電子機器と同様に、これらは温度に対して敏感であり過度な熱によって妨げられて性能が低下することがある。電子機器を囲むハウジングは通常アルミニウムから製造され、電子機器の熱に関する保護は、一般的に電子機器からアルミニウムに熱を吸収させることによって行われる。

構造の重量を減らすため及びアルミニウム体により引き起こされる電子機器と無線周波の干渉又は減衰を回避するために、アルミニウムを炭素繊維強化樹脂複合材で置き換えることが所望される。しかしながら、ポリアクリロニトリル（ＰＡＮ）ベース炭素繊維エポキシ複合材などの典型的な樹脂複合材は、熱伝導率がアルミニウムよりもかなり低いので、電子機器の冷却が問題となる。

具体的にミサイルのノーズコーンの場合を考えると、アルミニウムを置換するために複合材を使用する場合、ノーズコーンは、ミサイルのミサイル胴体に連結された一体成形の複合材料前部胴体を有する組立体を含む。前部胴体は、融除をほとんど又は全く生じずに熱に耐えることができる高温複合材料から構成される。前部胴体は、弾丸頭部のような湾曲(ogive)形状の前部及び円筒状の後部を有する。弾丸頭部のような湾曲形状の前部は、前部胴体内部に位置する追尾装置のためのレードームとして作用する。円筒状の後部の内側表面にはパッチアンテナが取り付けられている。後部はパッチアンテナのためのレードームとして作用し、これによりカットアウトを必要とせずにパッチアンテナによって信号を送受信することができる。単一のシールを用いて誘導システムと追尾装置を前部胴体内に密閉してもよく、これにより誘導システムと追尾装置が前部胴体内に密閉される。従来のアルミニウムシステムと比べると、炭素繊維強化樹脂複合材の前部胴体は、部品点数、製造の複雑さ、重量及びコストを減少させる。

複合材料は、アラミド、炭素、ガラス、クオーツ又は黒鉛であってもよい繊維を用いて強化された樹脂でもよい。そのような複合材は、ノーズコーン内の全電子機器に対する融除しない熱保護システムと、追尾装置のための前方の及び共形の放射透過性レードームと、の両方として機能する。

複合材料のための樹脂は、適切な熱硬化性樹脂でもよく、例えばエポキシ、ビスマレイミド（ＢＭＩ）、シアン酸エステル（ＣＥ）、ポリイミド（ＰＩ）、フタロニトリル（ＰＮ）及びかご型シルセスキオキサン（ＰＯＳＳ）のうちの一以上である。あるいは、樹脂は、適切な熱可塑性物質又はポリシロキサンなどの非有機シリコーンベース材料でもよい。

繊維強化樹脂をノーズコーン（又は任意の航空機部品）に形成するために、前部胴体の所望の形状を有する外形又はマンドレルの周りに糸状の繊維を巻き付け、その後巻き付けられた糸の中及び周りに樹脂を広げ、樹脂を硬化させるために構造を加熱する。前部胴体は複数の層に構成されてもよく、各層が、繊維糸を巻きつけ、樹脂を導入し、そして樹脂を硬化させることによって別々に形成されている。例えば、繊維を含む及び含まない複合材料の部品を構成するために、異なる工程を用いてもよい。あるいは、前部胴体は、全繊維が同種類である繊維を用いるか又は異なる種類の繊維を採用するか、のどちらかである一つの工程で構成されてもよい。有利には、前部胴体は一つの硬化プロセスで硬化される。

別の実施形態においては、繊維（全てが同種類又は異なる種類の組合せ）は、所望の樹脂を用いて事前に含浸することができ、次に樹脂／繊維複合材はマンドレルの周りに巻きつけられる又は適用される。再度記載すると、有利には、硬化は、マンドレルへの適用の後に一つの硬化プロセスで達成される。

複合材料品を形成する他の方法は、樹脂トランスファー成形、テープ配置及び圧縮成形の使用を含む。複合材料品を製造するために使用されるプロセスについての詳細は周知である。複合材料品を製造する方法に関するさらなる詳細は、米国特許第７，６８１，８３４、５，４８３，８９４、５，８２４，４０４及び６，５２６，８６０に記載されており、これらの記載及び図面は参照により本明細書に盛り込まれる。

しかしながら、既に述べたように、裏に電子機器が配置される航空機外板を形成するのに使用される典型的なアルミニウムを繊維強化樹脂複合材で置き換えることによって、アルミニウムの熱吸収性能が損なわれる。異方性黒鉛シートを樹脂内側に用いることによって、これらの問題の解決を助けることができる。

大きく膨張させられた黒鉛フレーク、より具体的には最終的な厚さ又は「ｃ」方向の寸法が元の「ｃ」方向の寸法の約８０倍以上の寸法となるように膨張させられた黒鉛フレークを、結合剤を使用せずに膨張黒鉛の密接又は統合フレキシブルシート、例えばウェブ、紙、ストリップ、テープ、箔、マットなど（典型的に商業上は「フレキシブル黒鉛」と称される）に形成することができる。最終的な厚さ又は「ｃ」方向の寸法が元の「ｃ」方向の寸法の約８０倍以上となるように膨張された黒鉛粒子を、結合剤を使用せず圧縮によって統合フレキシブルシートに形成することは、大きく膨張された黒鉛粒子間で達成される機械的連結又は結合によって可能であると考えられている。

シート材料は、上記したような柔軟性に加え、熱伝導性に関して異方性が高いことが分かっており、これは大きな圧縮に起因して膨張黒鉛粒子及び黒鉛層の配向がシートの対向面に実質的に平行であるためであり、これにより熱拡散応用において特に有用となっている。したがって作成されたシート材料は優れた柔軟性、良好な強度及び高度な配向を有する。

フレキシブル黒鉛シート材料は、黒鉛粒子の整列がシートの主な対向した平行表面に平行なことから異方性の度合いがかなり高く、異方性の度合いは、配向を高めるためにシート材料を圧縮させると大きくなる。圧縮された異方性シート材料において、厚さ即ち対向した平行なシート表面に垂直な方向は「ｃ」方向を有し、長さと幅に沿って広がる方向即ち対向した主表面に沿った又は平行な方向は「ａ」方向を有し、シートの熱的及び電気的特性は、「ｃ」及び「ａ」方向について桁違いに大きく異なる。

熱分解黒鉛及び黒鉛化ポリイミドは、異方性を示す合成黒鉛の一形態である。一実施形態において、熱分解黒鉛は、ポリマーをその分解温度近くまで加熱することによって作成され、これにより黒鉛が結晶化（熱分解）する。一つの方法は、合成繊維を真空中で加熱する方法である。別の方法は黒鉛コーティングを回収するために種又は板を非常に高温な気体中に配置するというものである。グラフェーンシートが平面的なオーダーで結晶化することから、熱分解黒鉛シートは通常マイカに似た一つのへき開面を有する。黒鉛化ポリイミドは、高い結晶性を有する黒鉛フィルムのことを言い、これは芳香族ポリイミドフィルムを固体状態で炭化させた後に高温で熱処理することによって作成することができる。黒鉛化ポリイミドフィルムは大きな熱異方性も示す。

一実施形態において、本考案は、内側表面などの内側に少なくとも一つの黒鉛異方性シートを含む熱関連品(thermal article)が設けられた繊維強化樹脂複合材を備えた複合材品に関する。いくつかの実施形態において、繊維強化樹脂複合材は、内側部分を有する形状に形成され、内側表面と外側表面を有し、熱関連品が繊維強化樹脂複合材の内側表面上に配置される。別の実施形態において、本考案は、ミサイルのノーズコーン若しくはハウジング又は飛行機の羽部分、テイル部分、胴体若しくは他の部品などの航空機、特にジェット機、の部品に関し、該部品は内側表面及び外側表面を有するよう成形された繊維強化樹脂複合材を有し、少なくとも一つの黒鉛異方性シートを含む熱関連品が繊維強化樹脂複合材の内側表面上に配置される。

多くの実施形態において、本明細書のなかで用いられる黒鉛シートは、面内熱伝導率が約１４０Ｗ／（ｍ・Ｋ）以上であり、より好ましくは約２２０Ｗ／（ｍ・Ｋ）以上である（本明細書のなかで用いられる全ての熱伝導率の測定は、膨張天然黒鉛であるか合成黒鉛であるかにかかわらず、Ｓｍａｌｃらにより２００５年７月のＡＳＭＥＩｎｔｅｒＰａｃｋ学会で発表された天然黒鉛ヒートスプレッダの熱的特性、論文番号２００５−７３０７３、に記載されたオングストローム法を用いて室温（約２０℃）において測定されたものであるが、当然ながら他の熱伝導率測定方法を採用することもできる）。上述したように少なくとも一つの黒鉛シートは異方性を有しており、約０．０１ｍｍの厚さであって、最大約２ｍｍの厚さであるべきである。最も一般的には、黒鉛シートは約０．０７５ｍｍから約１ｍｍの厚さである。

前述の一般的な記載及び後述の詳細な記載は、本考案の実施形態を説明するとともに、実用新案登録請求の範囲に記載される本考案の性質及び特徴を理解するための概要及び枠組みを提供することを意図している。添付の図面は本考案のさらなる理解のために用いられ、本明細書に組み込まれるとともにその一部を構成する。図面は本考案の様々な実施形態を説明し、本明細書の記載と併せて本考案の原理および動作を説明する。本考案の他の及びさらなる特徴並びに利点は、添付の図面を参照して本明細書を読むことにより当業者に直ぐに明らかとなる。

本考案に係る複合材品の一実施形態の部分切欠き側面図である。 ノーズコーンの代わりに図１の複合材品を有するミサイルの実施形態の側面図である。 本考案に係る複合材品の別の実施形態の部分切欠き側面図である。 本考案に係る複合材品の別の実施形態の部分切欠き側面図である。 製造プロセスの一段階における、本考案に係る複合材品の製造に使用されるマンドレルの斜視図である。 製造プロセスの別の段階における、本考案に係る複合材品の製造に使用されるマンドレルの斜視図である。

上述したように、本考案は、本考案は、繊維強化樹脂複合材の内側、特にその内側表面上に配置された少なくとも一つの黒鉛異方性シートを含む熱関連品を有する繊維強化樹脂複合材を備える複合材品に関する。特定の実施形態において、本考案は、内側部分、内側表面及び外側表面を有する形状に形成された繊維強化樹脂複合材を備えたミサイルのノーズコーン若しくはハウジングなどの航空機部品に関し、少なくとも一つの黒鉛異方性シートを含む熱関連品が繊維強化樹脂複合材の内側部分内、特に繊維強化樹脂複合材の内側表面上に配置される。本明細書で用いる場合、「航空機」との用語は、有人又は無人の、誘導又は弾道の、地上、海上又は別の航空機から打ち上げられた任意の人工飛行物体を指す。本考案の意図するものには、弾道又はその他のミサイル及び商業、民間、政府及び軍用の、ジェット機、プロペラ機又はロケット推進の航空機が含まれる。

多くの実施形態において、本明細書で用いられる熱関連品は面内熱伝導率が約１４０Ｗ／（ｍ・Ｋ）以上であり、より好ましくは約２２０Ｗ／（ｍ・Ｋ）以上であり、さらに有利には３００Ｗ／（ｍ・Ｋ）以上であり、いくつかの実施形態では、熱関連品は面内熱伝導率が約４００Ｗ／（ｍ・Ｋ）以上、約５００Ｗ／（ｍ・Ｋ）以上、約６００である。ヒートスプレッダの面内熱伝導率についての機能的な上限はないものの、約２０００Ｗ／（ｍ・Ｋ）よりも高くする必要性は実用上ない。さらに、熱関連品は熱的に異方性を有する。異方性とは、材料の熱異方性率（シートの厚さ方向（through the plane）、即ち面内熱伝導率に直交する方向、の熱伝導率に対するシートの面に沿った熱伝導率の比率として定義される）が少なくとも１．０、好ましくは少なくとも１．５、より好ましくは少なくとも２．０であることを意味する。特定の実施形態では、熱関連品の熱異方性は、約１０から最大約１０００以上の範囲である。熱関連品は、約０．０１ｍｍの厚さで最大約２ｍｍの厚さとすべきである。最も一般的には、熱関連品は約０．０７５ｍｍから約１ｍｍの厚さである。

有利な実施形態においては、熱関連品の熱機械設計定数(thermo-mechanical design constant)は繊維強化樹脂複合材のものとは異なる。本明細書で用いる場合、「熱機械設計定数」との表現は、二つの主表面を有する材料の特性を指し、材料の平均厚さ（即ち材料の二つの主表面間の距離）に該材料の面内熱伝導率を乗じたもので表わされ、材料の熱的能力（材料が放熱できる熱の「量」）の尺度として用いることができる。好ましくは、熱関連品を形成する材料の熱機械設計定数は、繊維強化樹脂複合材の熱機械設計定数の５０％以上である。他の実施形態においては、航空機が稼動している間に生じる熱を効果的に放熱及び拡散するために、熱関連品の熱機械設計定数は、繊維強化樹脂複合材の熱機械設計定数よりも３０％以上大きく、より好ましくは繊維強化樹脂複合材の熱機械設計定数よりも５０％以上大きい。いくつかの実施形態において、熱関連品材料の熱機械設計定数は１０ｍｍ・Ｗ／（ｍ・Ｋ）以上であり、より好ましくは１４５ｍｍ・Ｗ／（ｍ・Ｋ）以上であり、さらに好ましくは２００ｍｍ・Ｗ／（ｍ・Ｋ）以上又は３５０ｍｍ・Ｗ／（ｍ・Ｋ）以上である。特定の好ましい実施形態においては、熱関連品の熱機械設計定数は５８０ｍｍ・Ｗ／（ｍ・Ｋ）以上である。他の実施形態においては、熱関連品の適切な熱機械設計定数は、約２０ｍｍ・Ｗ／（ｍ・Ｋ）以上、約５０ｍｍ・Ｗ／（ｍ・Ｋ）以上、約７５ｍｍ・Ｗ／（ｍ・Ｋ）以上及び約１００ｍｍ・Ｗ／（ｍ・Ｋ）以上、を含んでもよい。

いくつかの実施形態において、熱関連品は、膨張黒鉛の圧縮粒子からなる少なくとも一つのシートから形成される。黒鉛は、面間の結合が比較的弱い平坦な層状の面に共有結合した原子を有する炭素の結晶形態である。例えば硫酸及び硝酸溶液のインターカラントを用いて天然黒鉛フレークなどの黒鉛の粒子を処理することにより、黒鉛の結晶構造が反応して黒鉛とインターカラントの化合物を形成する。以下、処理された黒鉛の粒子を「インターカレートされた黒鉛の粒子」という。高温にさらすことにより、黒鉛中のインターカラントが分解して揮発し、これによりインターカレートされた黒鉛の粒子の寸法が、「ｃ」方向即ち黒鉛の結晶面に垂直な方向に蛇腹状に、元の体積の約８０倍以上にまで膨張する。膨張黒鉛粒子は外形が蠕虫状であり、したがって通常ワームと呼ばれる。ワーム同士は圧縮されてフレキシブルなシートに形成され、元の黒鉛フレークとは異なりさまざまな形状に形成及び切断することができる。本考案の熱関連品としての使用に適した一つの黒鉛シートは、（公序良俗違反につき、不掲載）から販売されているｅＧＲＡＦ材料として入手可能である。

特定の実施形態において、本考案の熱関連品は、合成黒鉛からなる少なくとも一つのシートから形成される。本考案で使用する場合、「合成黒鉛」との用語は、面内熱伝導率が約７００Ｗ／（ｍ・Ｋ）以上、これは約１５００Ｗ／（ｍ・Ｋ）まで高くても又は２０００Ｗ／（ｍ・Ｋ）以上でもよい、である黒鉛材料を指す。そのような材料の例は、熱分解黒鉛及び黒鉛化ポリイミドフィルムと呼ばれる黒鉛材料である。典型的には、これらの合成黒鉛材料は、厚さが約２０ミクロン以上から最大約９０ミクロンであり、密度が約２．０ｇ／ｃｃから約２．２５ｇ／ｃｃの間である。

「熱分解黒鉛」とは、例えば米国特許第３，３１７，３３８号及び４，０５４，７０８号、これらの開示は参照により本明細書に盛り込まれる、に教示された特定のポリマーを熱処理することによって形成された黒鉛材料を意味する。いくつかの実施形態において、熱分解黒鉛は、気相炭化処理を介して製造された炭素材料を指す。炭素の気相堆積は、表面上において、基板上に炭化水素が接触し、気相で炭化水素が熱分解して基板表面に堆積することで起こる。炭化水素の脱水素化及び重合によって作られる大きな芳香族分子は、高温の基板表面と衝突して堆積物を形成する。水素が、潜在力のある原料としてのプロパンとともにキャリアガスとしてしばしば用いられ、プロパンの濃度は選択された温度及び圧力状態に依存する。反応の詳細な状態は、すすの防止及び堆積物の生成について選択され、典型的には炭化水素ガスは可能な限り最も低い温度に維持され、ガスが基板表面に接触すると炭化が完了する。

例えば米国特許第５，０９１，０２５号、この開示は参照により本明細書に盛り込まれる、のなかで教示されるように、黒鉛化ポリイミドフィルムはポリマー材料から作成することができる。具体的には、結晶化度の高い黒鉛フィルムは、芳香族ポリイミドフィルムを固体状態で炭化して、その後高温熱処理することによって作成できる。黒鉛化ポリイミドの製造において、炭化工程中の後続の縮小を未然に防ぐために、ポリイミドフィルム等のフィルムがまず切断されて成形される。炭化中、フィルムの実質的な縮小に伴って、フィルムから大量の一酸化炭素が放出され得る（実質的に３０％よりも大きい縮小がしばしば観測されている）。

炭化は二工程プロセスとして行われ、第一工程は第二工程よりも実質的に低い温度で行われる。ポリイミドフィルムを炭化する第一の工程中、フィルムを、二時間以上から最大約七時間の間、約６００℃以上から最大約１８００℃にもっていく。黒鉛化プロセスは、高温（即ち２０００℃以上から最大約３２００℃）の熱処理を含み、熱処理の温度は炭素原子の配列を異ならせる。詳細には、選択されたフィルムに依存して、特定の温度での黒鉛化の後に炭素層の堆積間に孔が存在する。例えば、２４５０℃において、黒鉛化工程の後、ポリイミドフィルムは、平坦な孔が炭素層間で配向されるにつれて、依然として乱層構造であり得る。逆に、２５００℃では、同じフィルムにおいて孔が壊れ、これにより黒鉛フィルムは実質的に完璧な炭素層を有することとなる。そのような黒鉛化ポリイミドフィルムの原料は、（公序良俗違反につき、不掲載）である。

本考案に係る熱関連品として採用された場合、黒鉛のシートの密度は約０．６ｇ／ｃｃ以上であり、より好ましくは約１．１ｇ／ｃｃ以上であり、最も好ましくは約１．６ｇ／ｃｃ以上である。実用的な観点から言えば、黒鉛シートヒートスプレッダの密度の上限は、約２．２５ｇ／ｃｃである。シートは厚さが約１０ｍｍ以下であるべきであり、より好ましくは約２ｍｍ以下であり、最も好ましくは約０．５ｍｍ以下の厚さである。一以上のシートを採用した場合、まとめたシートの総厚が約１０ｍｍ以下であることが好ましい。特定の実施形態において、熱関連品として複数の黒鉛シートを採用した場合、これらは全てが膨張黒鉛の圧縮粒子のシートである又は全てが合成黒鉛のシートであるかのどちらかである。あるいは、複数の黒鉛シートを熱関連品として採用した場合、これらは膨張黒鉛の圧縮粒子のシートと合成黒鉛のシートの組み合わせでもよい。

特定の実施形態において、本明細書に開示される熱関連品として使用するために複数の黒鉛シートを積層して単一の品としてもよい。黒鉛のシートは、これらの間に感圧接着剤又は熱活性化接着剤などの適切な接着剤を用いて積層されてもよい。選択された接着剤は、結合強度と最小厚さのバランスをとるべきであり、かつ熱伝導が生じると想定される使用温度において十分な結合を維持可能であるべきである。適切な接着剤は当業者に周知であり、アクリル及びフェノール樹脂を含む。

（複数の）黒鉛シートは、有効利用のために、シートの面に平行な熱伝導率（「面内熱伝導率」と称される）が１４０Ｗ／（ｍ・Ｋ）以上である。より有利には、（複数の）黒鉛シートの面に平行な熱伝導率は２２０Ｗ／（ｍ・Ｋ）以上であり、最も有利には３００Ｗ／（ｍ・Ｋ）以上である。特定の実施形態において、（複数の）黒鉛シートは、面内熱伝導率が約４００Ｗ／（ｍ・Ｋ）以上、約５００Ｗ／（ｍ・Ｋ）以上又は６００Ｗ／（ｍ・Ｋ）以上とすべきである。実用的観点から、面内熱伝導率が最大約２０００Ｗ／（ｍ・Ｋ）の黒鉛シートであれば十分である。

黒鉛の（複数の）異方性シートの面内熱伝導率に加えて、厚さ方向熱伝導率も関係する。特定の実施形態では、黒鉛シートの厚さ方向熱伝導率は１２Ｗ／（ｍ・Ｋ）よりも低いべきであり、他の実施形態では、厚さ方向熱伝導率は１０Ｗ／（ｍ・Ｋ）よりも低いべきである。別の実施形態では、黒鉛シートの厚さ方向熱伝導率は７Ｗ／（ｍ・Ｋ）よりも小さい。特定の実施形態では、シートの厚さ方向熱伝導率は約１．５Ｗ／（ｍ・Ｋ）以上である。

「シートの面に平行な熱伝導率」、「シートの面に沿った熱伝導率」及び「面内熱伝導率」との表現はすべて、膨張黒鉛の圧縮粒子からなるシートが二つの主表面を有するという事実を指し、これはシートの面を形成しているとみなされる。したがって、シートの面に平行又は沿った熱伝導率及び面内熱伝導率は、膨張黒鉛の圧縮粒子のシートの主表面に沿った熱伝導率である。「厚さ方向熱伝導率」との表現は、シートの主表面間又はシートの主表面に直交する熱伝導率を指す。

黒鉛シートの異方性を利用するためには、いくつかの実施形態において、シートの熱異方性率が約５０以上でもよく、他の実施形態ではシートの熱異方性率は約７０以上である。一般的に、熱異方性率は約６００よりも大きい必要はなく、より好ましくは約３００以下である。

特定の実施形態では、電気的遮蔽のために、テレフタル酸ポリエチレン（ＰＥＴ）のようなプラスチックなどの電気絶縁材の層を用いて熱関連品をコーティングすることができる。

図面を参照すると、図面において、明確さのために全ての参照符号を全ての図面に示してはいない。図１は、本考案に係る航空機部品を示し、参照符号１０を付す。図１において、航空機部品１０は、ミサイルのノーズコーンとしての使用に適した形状に形成されており、内側部分１２と外側部分１４とを有する。航空機部品１０は、内側表面２２及び外側表面２４を有する繊維強化樹脂複合材２０と、熱関連品３０と、を備える。該熱関連品３０は、繊維強化樹脂複合材２０の内側表面２２と熱的に接触するよう位置決めされる。熱的接触とは、熱関連品３０が繊維強化樹脂複合材２０の内側表面２２に対してこれらの間で熱が移動するよう配置されたことを意味する。いくつかの実施形態において、熱関連品３０は繊維強化樹脂複合材２０に接着接合している。他の実施形態では、熱関連品３０は、繊維強化樹脂複合材２０に関連した位置に摩擦で維持されている。別の実施形態では、熱関連品３０は、繊維強化樹脂複合材２０の内側に内側表面２２に隣接して配置されている。図２は、ミサイル５００の一部として配置された航空機部品１０を説明する。

図３は、本考案に係る航空機部品の別の実施形態を示し、参照符号１００を付す。航空機部品１００は、内側及び外側部分、それぞれ１０２及び１０４、と、内及び外側表面、それぞれ１２２及び１２４と、を有する。さらに、航空機部品１００は、繊維強化樹脂複合材１２０と熱関連品１３０とを有し、ジェット機（図示しない）のレードームとしての使用に適した形状に形成されている。

図４は本考案に係る航空機部品の別の実施形態を示し、参照符号２００を付す。航空機部品２００は内側及び外側部分、それぞれ２０２及び２０４、を有するとともに、繊維強化樹脂複合材２２０及び熱関連品２３０を備える。さらに、航空機部品２００は、内側表面２２２及び外側表面２２４を有し、ミサイル（図示しない）のハウジングとしての使用に適した形状に形成されている。

図５Ａ及び５Ｂは、航空機部品１０の製品の一様態を示し、マンドレル３００が採用されている。熱関連品３０がマンドレル３００に適用され、その後、繊維強化樹脂複合材２０が熱関連品３０を覆って形成されて航空機部品１０が形成される。

したがって、上記した考案の実施によって、ノーズコーン又は他の航空機部品に使用されるアルミニウムを、繊維強化樹脂複合材で置き換えることができ、同時にアルミニウムを使用した場合と同じ熱に関する利点を維持することができる。

引用した特許及び本願において参照された刊行物はすべて参照により本明細書に盛り込まれる。

当然のことながら本明細書に記載された本考案は種々変更してもよい。そのようなバリエーションは、本考案の精神及び範囲に含まれ、当業者に明らかとなるそのような修正はすべて添付の実用新案登録請求の範囲に含まれる。

いくつかの実施形態において、熱関連品は、膨張黒鉛の圧縮粒子からなる少なくとも一つのシートから形成される。黒鉛は、面間の結合が比較的弱い平坦な層状の面に共有結合した原子を有する炭素の結晶形態である。例えば硫酸及び硝酸溶液のインターカラントを用いて天然黒鉛フレークなどの黒鉛の粒子を処理することにより、黒鉛の結晶構造が反応して黒鉛とインターカラントの化合物を形成する。以下、処理された黒鉛の粒子を「インターカレートされた黒鉛の粒子」という。高温にさらすことにより、黒鉛中のインターカラントが分解して揮発し、これによりインターカレートされた黒鉛の粒子の寸法が、「ｃ」方向即ち黒鉛の結晶面に垂直な方向に蛇腹状に、元の体積の約８０倍以上にまで膨張する。膨張黒鉛粒子は外形が蠕虫状であり、したがって通常ワームと呼ばれる。ワーム同士は圧縮されてフレキシブルなシートに形成され、元の黒鉛フレークとは異なりさまざまな形状に形成及び切断することができる。本考案の熱関連品としての使用に適した一つの黒鉛シートは、本出願人により販売されている。

炭化は二工程プロセスとして行われ、第一工程は第二工程よりも実質的に低い温度で行われる。ポリイミドフィルムを炭化する第一の工程中、フィルムを、二時間以上から最大約七時間の間、約６００℃以上から最大約１８００℃にもっていく。黒鉛化プロセスは、高温（即ち２０００℃以上から最大約３２００℃）の熱処理を含み、熱処理の温度は炭素原子の配列を異ならせる。詳細には、選択されたフィルムに依存して、特定の温度での黒鉛化の後に炭素層の堆積間に孔が存在する。例えば、２４５０℃において、黒鉛化工程の後、ポリイミドフィルムは、平坦な孔が炭素層間で配向されるにつれて、依然として乱層構造であり得る。逆に、２５００℃では、同じフィルムにおいて孔が壊れ、これにより黒鉛フィルムは実質的に完璧な炭素層を有することとなる。そのような黒鉛化ポリイミドフィルムの原料は、市販されている。

Claims (17)

1. （ａ）内側部分と、内側表面及び外側表面と、を有する繊維強化樹脂複合材と、
   （ｂ）異方性黒鉛シートを含む熱関連品と、を備え、
   前記異方性黒鉛シートは、１０ｍｍ・Ｗ／（ｍ・Ｋ）以上の熱機械設計定数を有し、
   前記熱関連品は、前記繊維強化樹脂複合材の内側部分内に配置され、
   ここで、材料の前記熱機械設計定数は、該材料の熱伝導率に該材料の平均厚さを乗じたものとして定義される
   ことを特徴とする航空機部品。
2. 前記熱関連品が、前記繊維強化樹脂複合材の内側表面と熱的に接触していることを特徴とする請求項１に記載の航空機部品。
3. 前記熱関連品が、膨張黒鉛の圧縮粒子からなるシートを少なくとも一つ有していることを特徴とする請求項１に記載の航空機部品。
4. 前記熱関連品の面内熱伝導率が１４０Ｗ／（ｍ・Ｋ）以上であることを特徴とする請求項３に記載の航空機部品。
5. 前記熱関連品が、熱分解黒鉛と黒鉛化ポリイミドとからなるグループから選択される合成黒鉛材のシートを少なくとも一つ有していることを特徴とする請求項１に記載の航空機部品。
6. 前記熱関連品の面内熱伝導率が７００Ｗ／（ｍ・Ｋ）以上であることを特徴とする請求項５に記載の航空機部品。
7. 前記熱関連品の前記熱機械設計定数が、前記繊維強化樹脂複合材の前記熱機械設計定数の５０％よりも大きいことを特徴とする請求項１に記載の航空機部品。
8. 前記熱関連品の熱異方性率が１０以上であることを特徴とする請求項１に記載の航空機部品。
9. 前記熱関連品の厚さが０．０１ｍｍから２ｍｍであることを特徴とする請求項１に記載の航空機部品。
10. （ａ）内側表面及び外側表面を有する繊維強化樹脂複合材と、
    （ｂ）異方性黒鉛シートを含む熱関連品と、を備え、
    前記異方性黒鉛シートは、１０ｍｍ・Ｗ／（ｍ・Ｋ）以上の熱機械設計定数を有し、
    前記熱関連品は、前記繊維強化樹脂複合材の内側表面と熱的に接触するよう配置され、
    ここで、材料の前記熱機械設計定数は、該材料の熱伝導率に該材料の平均厚さを乗じたものとして定義される
    ことを特徴とする複合材品。
11. 前記熱関連品が、膨張黒鉛の圧縮粒子からなるシートを少なくとも一つ有していることを特徴とする請求項１０に記載の複合材品。
12. 前記熱関連品の面内熱伝導率が１４０Ｗ／（ｍ・Ｋ）以上であることを特徴とする請求項１１に記載の複合材品。
13. 前記熱関連品が、熱分解黒鉛と黒鉛化ポリイミドとからなるグループから選択される合成黒鉛材のシートを少なくとも一つ有していることを特徴とする請求項１０に記載の複合材品。
14. 前記熱関連品の面内熱伝導率が７００Ｗ／（ｍ・Ｋ）以上であることを特徴とする請求項１３に記載の複合材品。
15. 前記熱関連品の前記熱機械設計定数が、前記繊維強化樹脂複合材の前記熱機械設計定数の５０％よりも大きいことを特徴とする請求項１０に記載の複合材品。
16. 前記熱関連品の熱異方性率が１０以上であることを特徴とする請求項１０に記載の複合材品。
17. 前記熱関連品の厚さが０．０１ｍｍから２ｍｍであることを特徴とする請求項１０に記載の複合材品。

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