JP3548957B2

JP3548957B2 - Materials for radomes for air vehicles

Info

Publication number: JP3548957B2
Application number: JP2001097275A
Authority: JP
Inventors: 淳後藤; 昭仁酒井
Original assignee: Kawasaki Jukogyo KK
Current assignee: Kawasaki Motors Ltd
Priority date: 2001-03-29
Filing date: 2001-03-29
Publication date: 2004-08-04
Anticipated expiration: 2021-03-29
Also published as: JP2002299937A

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、航空機や飛行船等の飛行体に使用するレドームの構成材料に関する。
【０００２】
【従来の技術】
航空機や飛行船等の飛行体は、航法設定や情報交換のための地上や衛星との電波のやり取りや対物走査のためのレーダー等の電波の送受信システムを必要とする。一般的に図７に示すようにそれらの電波送受信システム１０は、外部との電波１１の送受信を行うために機体の表面に設置されることから、電波送受信システム１０を厳しい飛行環境から保護するレドーム１２が必要となる。図８に一般的な航空機に設置されるレドームの代表的な位置を示す。レドームは主に電波の送受信方向により、鼻部１３、背部１４、腹部１５および尾部１６等に設置される。また、設置場所の制約や機体の影響を受け難くするために、できる限り離れた端部に設置したいとの要求から、主翼、尾翼等の翼端１７に設置されることもあり、その場合には翼端１７内に電波送受信システムが埋め込まれ、翼端１７の壁面自身がレドームとして使用される場合もある。いずれの場合のレドームにしても、航空機の部品であることから軽量であることの要求のほかに、電波送受信システムを厳しい飛行環境から保護するために、電波特性としては電波透過率に優れること、機械的な特性としては空力的な荷重や異物の衝突荷重に耐える強度特性、温度変化や湿潤環境に対する耐候性や雨滴や塵等との高速衝突に耐えるエロージョン特性が求められる。
【０００３】
従来より航空機の機体構造材としては、軽量かつ高強度であるために、ハニカムコアと繊維強化プラスチック（ＦＲＰ）製面板からなるサンドイッチ構造体が多用されている。特にレドームでは、主に電波特性の要求から図９に示すようにガラス繊維ＦＲＰ製のハニカムコア１８と、エポキシ樹脂とガラス繊維のＦＲＰ製面板１９からなるサンドイッチ構造体２０が一般的に採用されている。また、適用場所や形状により雨滴等による表面損傷が起こると予想される鼻部等のレドームに対しては、数１００μｍといった非常に厚い主にウレタン製の耐エロージョン用塗装２１が施されている。
【０００４】
ところが、これらの材料構成からなるレドームには、地上と成層圏を往復する間に大きな環境変化（１気圧、プラス４０℃から１／１０気圧、マイナス５４℃）を伴う長期運用により、下記の問題があることが判ってきた。
▲１▼ 運用中の吸湿によりエポキシ樹脂とガラス繊維のＦＲＰ面板１９の強度が劣化する。
▲２▼ 耐エロージョン用塗装２１やＦＲＰ製面板１９での微細な割れの発生により、ハニカムコア１８内に湿気を含む空気が侵入し、その水分の結露→凝固→結露の悪循環により、ハニカムコア１８内が徐々に浸水する。
▲１▼の問題点については、予めこの強度劣化を見込んだ上で設計する必要があるため、バージン強度を確保する場合、厚板構造とする必要があり、重量とコストの点で不利である。また、▲２▼の問題は、特に航空機性能を劣化させる重量増加やレーダー特性を劣化させる電波透過性の劣化等を引き起こし、最終的には浸水の凍結によるハニカムコア１８とＦＲＰ製面板１９の剥離を生じ、飛行安全性が損なわれることから、航空機を運航するユーザーにとっても大きな問題となっている。従って、▲１▼定期点検にて検出されるハニカムコア１８内の浸水はセル毎に、ＦＲＰ製面板１９の穴明け→水抜き→穴ふさぎといった非常に手間のかかる補修を必要とするとともに、▲２▼補修個所は板厚や重量増となるために補修によりレドームとしての本来の特性を取り戻すことは原理的に不可能である。
【０００５】
また、根本的にガラス繊維ＦＲＰ製のハニカムコア１８を用いたサンドイッチ構造体２０では、下記の問題点があり、理想的なレドームを製作することは不可能であった。
▲１▼ 膜厚大（数１００μｍ）のウレタン製の耐エロージョン用塗装２１の電波透過性は極めて悪く、電波送受信システム全体の感度を低下させる大きな原因となっている。
▲２▼ ガラス繊維ＦＲＰ製のハニカムコア１８について、厚み方向の機械加工が困難であることと、ハニカムコア１８のセル壁の影響により電波特性に異方性があることから、レドーム壁面全体の電波透過率を一定にすることができなかった。
▲３▼ 特に数ＧＨｚから４０ＧＨｚといった高周波領域を含む広帯域用のレドームの場合には、図１０に示すようにハニカムコア１８とＦＲＰ製面板１９を複数層化することが原理的に有効であること（＝各層間の電波の透過・反射を利用して適した周波数帯を広げること）が知られているが、ハニカムコア１８の場合には、異層に配置されるハニカムのセル（＝ガラス繊維ＦＲＰ壁面）の位置が規則性無くずれることから、複数層からなるレドームを実現することは不可能であった。
▲４▼ 航空機の背部や腹部や尾部に設置するレドームの場合、できるだけ電波透過性を稼ぐためにハニカムのセル壁に電波が通らないようにするには、図１１に示すようにレドーム２２の壁面を機体２３に対して大きい迎え角度にて装着する必要があり、レドーム２２は機体２３の飛行方向から気流２４を受け、空気抵抗による運行性能の低下（最高速度や燃費の低下）を引き起こす。
▲５▼ ガラス繊維ＦＲＰ製のハニカムコア１８は元々成形が難しく、翼端形状のような三次元の形状で曲率が小さな部品形状の成形加工が不可能であり、このような形状品にはソリッドのＦＲＰ構造体が使用されているが、重量的にハンディがあるとともに、電波透過特性も悪くなる。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
そこで本発明は、従来の構成材料では実現不可能であった優れた性能の飛行体用レドームを得ることのできる構成材料を提供しようとするものである。
【０００７】
【課題を解決するための手段】
上記課題を解決するための本発明による飛行体用レドームの構成材料の１つは、ポリエーテルイミド発泡材のコアと、このコアの両面を挾むシアネート樹脂のＦＲＰ製面板が、一体化されてサンドイッチ構造体となっていることを特徴とするものである。
【０００８】
本発明による飛行体用レドームの構成材料の他の１つは、ポリエーテルイミド発泡材のコアと、このコアの両面を挾むシアネート樹脂のＦＲＰ製面板が、交互に配され一体化されて複数層のサンドイッチ構造体となっていることを特徴とするものである。
【０００９】
上記の飛行体用レドームの各構成材料において、サンドイッチ構造体のコアのポリエーテルイミド発泡材は、密度５０ｋｇ／ｍ^３〜８０ｋｇ／ｍ^３であることが好ましく、シアネート樹脂のＦＲＰ製面板は、シアネート樹脂を重量比で３０％〜６０％含有したプリプレグで製造したＦＲＰ製面板であることが好ましい。
【００１０】
上記の飛行体用レドームの各構成材料において、サンドイッチ構造体のシアネート樹脂のＦＲＰ製面板における強化繊維は、ガラス繊維又は石英繊維であることが好ましい。
【００１１】
【発明の実施の形態】
本発明による飛行体用レドームの構成材料の１つの実施形態を図１によって説明すると、１はポリエーテルイミド発泡材コアで、このコア１の両面にシアネート樹脂のＦＲＰ製面板２，２′が一体化されてサンドイッチ構造体３となっている。このサンドイッチ構造体３は、ポリエーテルイミド発泡材コア１の気泡が独立気泡であることから、化学的のみならず物理的にも内部に水が進入することがなく、従来のハニカムコアのサンドイッチ構造体で大問題となっている浸水を防ぐことができる。また、ポリエーテルイミド発泡材コア１は、任意の板厚の平板の状態で成形型に高温で押し付け、加圧成形できるので、三次元の曲面成形用型治具を用いて三次元の曲面板に成形することが容易で、しかも加工性に優れる（カッターにて切断可能、研摩紙にて仕上げ可能等）ことから、翼端等の曲率小の複雑形状の飛行体用レドームを実現する上で好適なサンドイッチ構造体３といえる。さらに、ポリエーテルイミド発泡材コア１は、従来のガラス繊維製のハニカムコアと比較して、下記の表１に示すように航空機のレーダーシステムとしてよく使われている１０ＧＨｚの電波に対して比誘電率が数割低く、誘電損は数分の１であり、電波特性に優れていることが判る。
【００１２】
【表１】

【００１３】
このポリエーテルイミド発泡材コア１は、下記の表２に示すように５ＧＨｚから４０ＧＨｚといった広帯域の電波に対しても安定な比誘電率と誘電損の値を持ち、高分解能が要求される高周波数領域を含む広帯域用の素材として好適な特性を有する。
【００１４】
【表２】

【００１５】
本発明の飛行体用レドームの構成材料の他の１つの実施形態を図２によって説明すると、この構成材料はポリエーテルイミド発泡材コア１と、このコア１の両面を挾むシアネート樹脂のＦＲＰ製面板２が交互に配され一体化されて複数層のサンドイッチ構造体３′となっているものである。この複数層のサンドイッチ構造体３′も前述のようにポリエーテルイミド発泡材コア１が５ＧＨｚから４０ＧＨｚといった高周波数領域を含む広帯域の電波に対して安定な比誘電率と誘電損の値を持ち、電波特性に優れているので、高性能の飛行体用レドームを実現する上で好適な構成材料といえる。
【００１６】
上記本発明の飛行体用レドームの各構成材料において、サンドイッチ構造体３のコア１のポリエーテルイミド発泡材は、密度５０ｋｇ／ｍ^３〜８０ｋｇ／ｍ^３であることが好ましい。この限定理由について説明すると、下限の密度５０ｋｇ／ｍ^３は、図３のポリエーテルイミド発泡材の密度と高温圧縮強度（２００℃）との関係を示すグラフで判るように、コアの成形時の温度（２００℃）にて成形圧力（約１ｋｇｆ／ｃｍ^２）に耐えるには、５０ｋｇ／ｍ^３以上の密度のコアが必要であることから決定した。上限の密度８０ｋｇ／ｍ^３は、従来レドームに使用されているガラスＦＲＰ製のハニカムコアの密度が、７２ｋｇ／ｍ^３〜８０ｋｇ／ｍ^３であることから、この上限の８０ｋｇ／ｍ^３を超える密度のポリエーテルイミド発泡材を使用することは、従来材に対して重量的なメリットがなくなることから決定した。
【００１７】
また、上記本発明の飛行体用レドームの構成材料において、サンドイッチ構造体３のＦＲＰ製面板２，２′のシアネート樹脂の含有量は、重量比で３０％〜６０％であることが好ましい。この限定理由について説明すると、下限の重量比３０％は、図４のシアネート樹脂プリプレグの樹脂含有率とＦＲＰの繊維体積率との関係を示すグラフで判るように、航空機用に使われるＦＲＰの繊維体積率が通常６０ｖｏｌ％前後であることからすると、シアネート樹脂のプリプレグにおいては、３０ｗｔ％程度の樹脂含有率が必要となることから決定した。しかも実際にはコア１の表面の気泡をシアネート樹脂で埋める必要があり、かつ所定の接着強度を得るためには、この３０ｗｔ％が下限の値となる。上限の重量比６０％について詳述すると、図５のａに示すようにポリエーテルイミド発泡材コア１の表面に露出している発泡穴４を、ＦＲＰ製面板２，２′（図１参照）となるプリプレグ５中のシアネート樹脂６で図５のｂに示すように埋める必要がある。この埋めるべきコア１の表面の穴体積は、コア１の密度によって異なるが、気泡の直径は約２００μｍであり、樹脂含有率の上限として考えるならば、１枚のプリプレグ５に下記の２点を満足する樹脂を含有する必要がある。
▲１▼ 約１００μｍの樹脂膜を形成できる（＝ランダムに存在する約２００μｍの直径の気泡を必ず埋めることができる）。
▲２▼ 繊維体積率５５％以上のＦＲＰ製面板を形成できる。
そして、１００μｍの膜厚の樹脂膜を形成するには、図６のシアネート樹脂プリプレグの樹脂含有率と形成可能な樹脂膜厚との関係を示すグラフで判るようにプリプレグ５中には約６０ｗｔ％の樹脂含有率のシアネート樹脂が必要である。
【００１８】
然して、上記本発明の飛行体用レドームの構成材料において、サンドイッチ構造体３のシアネート樹脂のＦＲＰ製面板２，２′における強化繊維は、ガラス繊維又は石英繊維であることが好ましい。シアネート樹脂を使用したＦＲＰ製面板２，２′は、下記の表３で判るように従来材料であるガラス繊維強化エポキシ樹脂製面板に比べ室温（ＲＴＤ）の強度に優れる。特に、設計時の強度標定となる吸湿後の高温強度特性（ＨＴＷ）は非常に優れており、室温強度に対して約８割の強度を保持する。また、シアネート樹脂を使用したＦＲＰ製面板２，２′は、ガラス繊維強化エポキシ樹脂製面板に比べ比誘電率が低く、誘電損は１／２以下であり、電波特性に優れる。そして同じシアネート樹脂を使用したＦＲＰ製面板２，２′でも強化繊維が石英繊維とガラス繊維によって特性が異なり、石英繊維の方がガラス繊維よりも全般的に特性に優れる。しかし、コストが高いために、必要とされる特性とコストを吟味した上で、強化繊維を石英繊維とガラス繊維の中から選定するとよい。
【００１９】
【表３】

【００２０】
【発明の効果】
以上の説明で判るように本発明の飛行体用レドームの構成材料は、強度特性に優れかつ電波特性に優れたシアネート樹脂のＦＲＰ製面板と、これに両面が挾まれた電波特性に優れたポリエーテルイミド発泡材コアとのサンドイッチ構造体から成るので、この構成材料を用いれば数ＧＨｚから４０ＧＨｚの高周波領域を含む広帯域で使用できる高性能の飛行体用レドームを容易に実現することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の飛行体用レドームの構成材料の１つを示す図である。
【図２】本発明の飛行体用レドームの構成材料の他の１つを示す図である。
【図３】ポリエーテルイミド発泡材の密度と高温圧縮強度（２００℃）との関係を示すグラフである。
【図４】シアネート樹脂プリプレグの樹脂含有率とＦＲＰの繊維体積率との関係を示すグラフである。
【図５】ａはポリエーテルイミド発泡材のコアとシアネート樹脂のＦＲＰ面板となるプリプレグとのサンドイッチ化前の状態を示す図、ｂはサンドイッチ化後の状態を示す図である。
【図６】シアネート樹脂プリプレグの樹脂含有率と形成可能な樹脂膜厚との関係を示すグラフである。
【図７】一般的な電波送受信システムとレドームの関係を示す図である。
【図８】一般的な航空機に設置されるレドームの代表的な位置を示す図である。
【図９】ガラス繊維ＦＲＰ製ハニカムコアとガラス繊維強化エポキシ樹脂製面板からなる従来レドームのサンドイッチ構造体を示す図である。
【図１０】ガラス繊維ＦＲＰ製ハニカムコアとガラス繊維強化エポキシ樹脂製面板による複数層のサンドイッチ構造体を示す図である。
【図１１】従来のサンドイッチ構造体によるレドームの機体装着例を示す図である。
【符号の説明】
１ポリエーテルイミド発泡材コア
２，２′ シアネート樹脂のＦＲＰ製面板
３サンドイッチ構造体
３′ 複数層のサンドイッチ構造体
４発泡穴
５プリプレグ
６シアネート樹脂
１０電波送信システム
１１電波
１２レドーム
１３航空機の鼻部
１４航空機の背部
１５航空機の腹部
１６航空機の尾部
１７航空機の翼端
１８ハニカムコア
１９ＦＲＰ製面板
２０サンドイッチ構造体
２１耐エロージョン用塗装
２２レドーム
２３機体
２４気流[0001]
TECHNICAL FIELD OF THE INVENTION
The present invention relates to a constituent material of a radome used for a flying object such as an aircraft and an airship.
[0002]
[Prior art]
Aircraft such as airplanes and airships require a radio wave transmission / reception system such as a radar for ground exchange or ground exchange for navigation setting and information exchange, and object scanning. Generally, as shown in FIG. 7, these radio transmission / reception systems 10 are installed on the surface of an airframe for transmitting and receiving radio waves 11 to / from the outside, so that a radome protecting the radio transmission / reception system 10 from a severe flight environment. 12 are required. FIG. 8 shows a typical position of a radome installed on a general aircraft. The radome is installed on the nose 13, the back 14, the abdomen 15, the tail 16 and the like mainly depending on the transmission / reception direction of radio waves. In addition, in order to reduce the influence of the installation location and the effect of the fuselage, it may be installed on the wing tip 17 of the main wing, tail wing, etc. due to the requirement to install it as far away as possible. In some cases, a radio transmission / reception system is embedded in the wing tip 17, and the wall itself of the wing tip 17 may be used as a radome. In any case, the radome is required to be lightweight because it is an aircraft component.In addition, to protect the radio transmission / reception system from the harsh flight environment, the radio characteristics must be excellent in radio wave transmittance, As mechanical characteristics, strength characteristics that can withstand aerodynamic loads and impact loads of foreign substances, weather resistance to temperature changes and wet environments, and erosion characteristics that can withstand high-speed collisions with raindrops and dust are required.
[0003]
2. Description of the Related Art Conventionally, a sandwich structure including a honeycomb core and a face plate made of fiber reinforced plastic (FRP) has been frequently used as an aircraft body structural material because of its light weight and high strength. In particular, a radome generally employs a sandwich structure 20 composed of a honeycomb core 18 made of glass fiber FRP and a face plate 19 made of epoxy resin and glass fiber FRP as shown in FIG. I have. Also, a radome such as a nose, which is expected to cause surface damage due to raindrops or the like depending on an application place or shape, is coated with a very thick erosion resistant coating 21 mainly made of urethane such as several hundred μm.
[0004]
However, radomes composed of these materials have the following problems due to long-term operation with a large environmental change (1 atm, plus 40 ° C to 1/10 atm, minus 54 ° C) during the round trip between the ground and the stratosphere. I have found something.
{Circle around (1)} The strength of the FRP face plate 19 made of epoxy resin and glass fiber deteriorates due to moisture absorption during operation.
{Circle around (2)} Due to the generation of minute cracks in the erosion-resistant coating 21 and the FRP face plate 19, air containing moisture enters the honeycomb core 18, and the moisture is condensed → solidified → condensation violates the honeycomb core 18. The inside gradually floods.
Regarding the problem (1), since it is necessary to design in consideration of this strength deterioration in advance, it is necessary to use a thick plate structure when securing virgin strength, which is disadvantageous in terms of weight and cost. . In addition, the problem (2) causes, in particular, an increase in weight that degrades aircraft performance and a deterioration in radio wave transmission that degrades radar characteristics, and finally, separation of the honeycomb core 18 and the FRP face plate 19 due to freezing in water. As a result, flight safety is impaired, which is a major problem for users operating aircraft. Accordingly, (1) the inundation in the honeycomb core 18 detected in the periodic inspection requires extremely troublesome repair such as drilling of the FRP face plate 19, draining, and closing of the hole for each cell, and (2) Since the repaired portion has an increased thickness and weight, it is impossible in principle to recover the original characteristics of the radome by the repair.
[0005]
In addition, the sandwich structure 20 using the honeycomb core 18 made of glass fiber FRP has the following problems, and it has been impossible to manufacture an ideal radome.
{Circle around (1)} The radio wave transmittance of the erosion resistant coating 21 made of urethane having a large film thickness (several 100 μm) is extremely poor, and is a major cause of lowering the sensitivity of the entire radio wave transmitting / receiving system.
{Circle around (2)} Since the honeycomb core 18 made of glass fiber FRP is difficult to machine in the thickness direction and the radio wave characteristics are anisotropic due to the effect of the cell walls of the honeycomb core 18, the radio wave on the entire radome wall surface is obtained. The transmittance could not be kept constant.
{Circle around (3)} In particular, in the case of a radome for a wide band including a high frequency range of several GHz to 40 GHz, it is theoretically effective to form the honeycomb core 18 and the FRP face plate 19 into a plurality of layers as shown in FIG. (= Expanding a suitable frequency band using transmission / reflection of radio waves between layers) is known, but in the case of the honeycomb core 18, honeycomb cells (= glass fiber Since the position of the (FRP wall) shifts without regularity, it is impossible to realize a radome composed of a plurality of layers.
{Circle around (4)} In the case of a radome installed on the back, abdomen, or tail of an aircraft, to prevent radio waves from passing through the honeycomb cell wall in order to obtain radio wave transmission as much as possible, as shown in FIG. Must be mounted at a large angle of attack with respect to the fuselage 23, and the radome 22 receives the airflow 24 from the flight direction of the fuselage 23, causing a decrease in operating performance (a decrease in maximum speed and fuel efficiency) due to air resistance.
{Circle around (5)} The honeycomb core 18 made of glass fiber FRP is originally difficult to form, and it is impossible to form a part having a small curvature in a three-dimensional shape such as a wing tip shape. Although the FRP structure is used, there is a handicap in weight and the radio wave transmission characteristics are deteriorated.
[0006]
[Problems to be solved by the invention]
SUMMARY OF THE INVENTION Accordingly, an object of the present invention is to provide a constituent material capable of obtaining a radome for an airplane having excellent performance, which cannot be realized by a conventional constituent material.
[0007]
[Means for Solving the Problems]
One of the constituent materials of the radome for a flying object according to the present invention for solving the above-mentioned problem is that a core of a polyetherimide foam material and a face plate made of a cyanate resin FRP sandwiching both sides of the core are integrated. It is characterized by having a sandwich structure.
[0008]
Another one of the constituent materials of the radome for a flying object according to the present invention is that a polyetherimide foam core and a FRP face plate made of cyanate resin sandwiching both sides of the core are alternately arranged and integrated to form a plurality. It is characterized by having a sandwich structure of layers.
[0009]
In each constituent material of the flight-body radome, the core of polyetherimide foam sandwich structure is preferably the density is ^{^{50kg / m 3 ~80kg / m 3}} , cyanate resin of the FRP-made faceplate, cyanate It is preferable that the FRP face plate is made of a prepreg containing 30% to 60% by weight of a resin.
[0010]
In each of the constituent materials of the above-mentioned flying object radome, the reinforcing fibers in the FRP face plate of the cyanate resin of the sandwich structure are preferably glass fibers or quartz fibers.
[0011]
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
One embodiment of a constituent material of a radome for a flying object according to the present invention will be described with reference to FIG. 1. Reference numeral 1 denotes a polyetherimide foam core, and

FRP face plates

2, 2 ′ of cyanate resin are integrally formed on both surfaces of the core 1. Into a sandwich structure 3. In this sandwich structure 3, since the cells of the polyetherimide foam core 1 are closed cells, water does not enter the inside not only chemically but also physically, and the sandwich structure of the conventional honeycomb core is used. It can prevent flooding, which is a major problem in the body. Further, since the polyetherimide foam material core 1 can be pressed at a high temperature to a molding die in a state of a flat plate having an arbitrary thickness and pressure molded, the three-dimensional curved surface jig is used by using a three-dimensional curved surface molding jig. Since it is easy to mold into an airplane and has excellent workability (can be cut with a cutter, can be finished with abrasive paper, etc.), it is necessary to realize a radome for a flying object with a small curvature such as a wing tip. It can be said that the sandwich structure 3 is suitable. Furthermore, as shown in Table 1 below, the polyetherimide foam core 1 has a relative dielectric constant of 10 GHz, which is frequently used as an aircraft radar system, as compared with a conventional glass fiber honeycomb core. The ratio is several percent lower and the dielectric loss is a fraction, indicating that the radio wave characteristics are excellent.
[0012]
[Table 1]

[0013]
As shown in Table 2 below, the polyetherimide foam core 1 has a stable relative dielectric constant and a stable dielectric loss value even for a wide band radio wave of 5 GHz to 40 GHz, and has a high frequency required for high resolution. It has characteristics suitable as a material for a wide band including a region.
[0014]
[Table 2]

[0015]
Another embodiment of the constituent material of the radome for a flying object according to the present invention will be described with reference to FIG. 2. The constituent material is a polyetherimide foam core 1 and a cyanate resin FRP sandwiching both sides of the core 1. The face plates 2 are alternately arranged and integrated to form a sandwich structure 3 'having a plurality of layers. As described above, the multi-layer sandwich structure 3 ′ also has a stable relative dielectric constant and a dielectric loss value with respect to a wideband radio wave including a high-frequency region such as 5 GHz to 40 GHz. Since it has excellent radio wave characteristics, it can be said that it is a suitable constituent material for realizing a high-performance flying object radome.
[0016]
In each constituent material of the flight-body radome of the present invention, polyetherimide foam core 1 of the sandwich structure 3 is preferably a density ^{^{50kg / m 3 ~80kg / m 3}} . Explaining the reason for this limitation, the lower limit of the density of 50 kg / m ³ can be understood from the graph of FIG. 3 showing the relationship between the density of the polyetherimide foam and the high-temperature compressive strength (200 ° C.). In order to withstand the molding pressure (about 1 kgf / cm ² ) at the temperature (200 ° C.), the core was determined to have a density of 50 kg / m ³ or more. Density Density 80 kg / ^{m 3} of the upper limit, the density of the glass made of FRP honeycomb core used in a conventional ^radome, more than because it is ^{72kg / m 3 ~80kg / m 3} , a 80 kg / ^{m 3} of the upper The use of the polyetherimide foam material was determined because there was no weight advantage over the conventional material.
[0017]
Further, in the constituent material of the radome for an aircraft according to the present invention, the content of the cyanate resin in the

FRP face plates

2 and 2 ′ of the sandwich structure 3 is preferably 30% to 60% by weight. Explaining the reason for the limitation, the lower limit of 30% by weight indicates that the fiber content of FRP used for aircraft is as shown in the graph of FIG. 4 showing the relationship between the resin content of the cyanate resin prepreg and the fiber volume fraction of FRP. Assuming that the volume ratio is usually around 60 vol%, the prepreg of the cyanate resin is determined because a resin content of about 30 wt% is required. Moreover, in practice, it is necessary to fill the air bubbles on the surface of the core 1 with a cyanate resin, and in order to obtain a predetermined adhesive strength, the lower limit is 30 wt%. The upper limit weight ratio of 60% will be described in detail. As shown in FIG. 5A, the foamed holes 4 exposed on the surface of the polyetherimide foamed material core 1 are inserted into the FRP face plates 2 and 2 '(see FIG. 1). It is necessary to fill the prepreg 5 with the cyanate resin 6 as shown in FIG. The hole volume on the surface of the core 1 to be filled is different depending on the density of the core 1, but the diameter of the bubble is about 200 μm, and considering the upper limit of the resin content, one prepreg 5 has the following two points. It must contain a satisfactory resin.
{Circle around (1)} A resin film of about 100 μm can be formed (= random bubbles of about 200 μm in diameter can always be filled).
{Circle around (2)} A face plate made of FRP having a fiber volume ratio of 55% or more can be formed.
In order to form a resin film having a thickness of 100 μm, about 60 wt% is contained in the prepreg 5 as can be seen from the graph showing the relationship between the resin content of the cyanate resin prepreg and the resin film thickness that can be formed as shown in FIG. Is required.
[0018]
However, in the constituent material of the radome for a flying object of the present invention, the reinforcing fibers in the FRP face plates 2, 2 'of the cyanate resin of the sandwich structure 3 are preferably glass fibers or quartz fibers. As can be seen from Table 3 below, the FRP face plates 2 and 2 'using a cyanate resin are superior in strength at room temperature (RTD) as compared with glass fiber reinforced epoxy resin face plates which are conventional materials. In particular, the high-temperature strength characteristics (HTW) after moisture absorption, which is a strength standard at the time of design, are extremely excellent, and maintain about 80% of the strength at room temperature. Further, the FRP face plates 2 and 2 'using a cyanate resin have a lower relative dielectric constant and a dielectric loss of 1/2 or less than those of a glass fiber reinforced epoxy resin face plate, and are excellent in radio wave characteristics. Also, the reinforcing fibers of the FRP face plates 2 and 2 'using the same cyanate resin have different characteristics depending on the quartz fiber and the glass fiber, and the quartz fiber generally has better characteristics than the glass fiber. However, since the cost is high, it is advisable to select the reinforcing fiber from quartz fiber and glass fiber after examining the required properties and cost.
[0019]
[Table 3]

[0020]
【The invention's effect】
As can be seen from the above description, the constituent materials of the flying object radome of the present invention are a FRP face plate made of a cyanate resin having excellent strength characteristics and excellent radio wave characteristics, and a poly sheet having excellent radio wave characteristics sandwiched between both surfaces. Since it is composed of a sandwich structure with an etherimide foam material core, a high-performance flying object radome that can be used in a wide band including a high frequency range of several GHz to 40 GHz can be easily realized by using this constituent material.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a view showing one of constituent materials of a radome for a flying object of the present invention.
FIG. 2 is a view showing another one of the constituent materials of the flying object radome of the present invention.
FIG. 3 is a graph showing the relationship between the density of a polyetherimide foam and high-temperature compressive strength (200 ° C.).
FIG. 4 is a graph showing the relationship between the resin content of a cyanate resin prepreg and the fiber volume ratio of FRP.
5A is a diagram showing a state before sandwiching a core of a polyetherimide foam material and a prepreg serving as an FRP face plate of a cyanate resin, and FIG. 5B is a diagram showing a state after sandwiching.
FIG. 6 is a graph showing the relationship between the resin content of a cyanate resin prepreg and the resin film thickness that can be formed.
FIG. 7 is a diagram showing a relationship between a general radio wave transmitting / receiving system and a radome.
FIG. 8 is a diagram showing a typical position of a radome installed on a general aircraft.
FIG. 9 is a view showing a sandwich structure of a conventional radome including a honeycomb core made of glass fiber FRP and a face plate made of glass fiber reinforced epoxy resin.
FIG. 10 is a view showing a sandwich structure having a plurality of layers of a honeycomb core made of glass fiber FRP and a face plate made of glass fiber reinforced epoxy resin.
FIG. 11 is a diagram showing an example of mounting a radome on a body using a conventional sandwich structure.
[Explanation of symbols]
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Polyether imide foam core 2, 2 'FRP face plate of cyanate resin 3 Sandwich structure 3' Sandwich structure of multiple layers 4 Foam hole 5 Pre-preg 6 Cyanate resin 10 Radio wave transmission system 11 Radio wave 12 Radome 13 Aircraft nose 14 Aircraft Back 15 Aircraft Abdomen 16 Aircraft Tail 17 Aircraft Wing Tip 18 Honeycomb Core 19 FRP Faceplate 20 Sandwich Structure 21 Erosion Resistant Painting 22 Radome 23 Airframe 24 Airflow

Claims

A constituent material of a radome for a flying object, wherein a core of a polyetherimide foam material and an FRP face plate of a cyanate resin sandwiching both sides of the core are integrated to form a sandwich structure.

A flying body characterized in that a polyetherimide foam core and a cyanate resin FRP face plate sandwiching both sides of the core are alternately arranged and integrated to form a multilayer sandwich structure. Material for radome.

The constituent material of the radome for an aircraft according to claim 1, wherein the polyetherimide foam material of the core of the sandwich structure has a density of 50 kg / m ^{3 to} 80 kg / m ³ , and the FRP face plate of the cyanate resin includes A constituent material of a radome for a flying object, which is an FRP face plate manufactured by a prepreg containing 30% to 60% by weight of a cyanate resin.

The constituent material of the radome according to any one of claims 1 to 3, wherein the reinforcing fibers in the FRP face plate of the cyanate resin of the sandwich structure are glass fibers or quartz fibers. Material for radome.