JP3554882B2 - 断熱構造 - Google Patents
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Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、断熱構造に関し、特に、宇宙航行体等に使用される断熱構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】
従来、宇宙航行体用の断熱機構として、例えば、特開平４−１９３００号公報に記載の機構等が提案されている。
【０００３】
この公報に記載されている断熱機構は、図４及び図５に示すように、宇宙航行体の構体パネル１と、この構体パネル１の外側に配置されたラジエイタパネル２との間に断熱カラー３を装着し、構体パネル１とラジエイタパネル２を断熱している。ここで、宇宙航行体は打ち上げ時において厳しい振動環境に曝されるため、ラジエイタパネル２は構体パネル１に強固に結合されている。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
しかし、上記従来の断熱機構においては、宇宙空間において放射冷却によりラジエイタパネル２が低温になって収縮するが、構体パネル１は断熱されているため温度は下がらず収縮しないため、図６に示すように構体パネル１に矢印Ｘ方向の圧縮荷重が働き、構体パネル１が破損するおそれがある。
【０００５】
そこで、本発明は上記従来の断熱構造における問題点に鑑みてなされたものであって、宇宙航行体の打ち上げ時等における厳しい振動環境に耐え得るとともに、宇宙空間等においてラジエイタパネルが冷却された場合等でも、基体としての構体パネル等が破損することのない断熱構造を提供することを目的とする。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成するため、請求項１記載の発明は、基体と、該基体の外側に配置され、長穴を有するラジエイタパネルと、前記基体と前記ラジエイタパネルとの間に介装されるスペーサと、前記スペーサの近傍において前記基体に立設され、前記ラジエイタパネルの前記長穴に挿入され、前記スペーサの線膨張係数と異なる線膨張係数を有する棒状締結手段とで構成されることを特徴とする。
【０００７】
請求項２記載の発明は、前記棒状締結手段は、前記基体に形成された雌ねじ部に螺合する雄ねじ部を有するボルトであることを特徴とする。
【０００８】
請求項３記載の発明は、前記基体は宇宙航行体の構体パネルであって、前記棒状締結手段の線膨張係数が前記スペーサの線膨張係数よりも小さいことを特徴とする。
【０００９】
そして、請求項１記載の発明によれば、通常の状態では、基体とラジエイタパネルは棒状締結手段によって強固に結合され、スペーサよりも線膨張係数の小さい棒状締結手段を使用した場合には、ラジエイタパネルが冷却されると、ラジエイタパネルが収縮するとともに、スペーサが棒状締結手段よりも大きく収縮して、棒状締結手段の締め付け力が失われ、ラジエイタパネルが基体に対して摺動するため、基体に圧縮荷重が加わらず、基体の破損を防止することができる。
【００１０】
一方、スペーサよりも線膨張係数の大きい棒状締結手段を使用した場合には、ラジエイタパネルが高温下に曝されると、ラジエイタパネルが膨張するとともに、棒状締結手段がスペーサよりも大きく膨張して、棒状締結手段の締め付け力が失われ、ラジエイタパネルが基体に対して摺動するため、基体に引張荷重が加わらず、基体の破損を防止することができる。
【００１１】
また、請求項２記載の発明によれば、本発明にかかる断熱構造の一つの好ましい形態として、前記棒状締結手段を、前記基体の形成された雌ねじ部に螺合する雄ねじ部を有するボルトによって構成することができ、簡易な構成により、安価な断熱構造を提供することができる。
【００１２】
請求項３記載の発明によれば、打ち上げ時は厳しい振動環境に耐えるため、ラジエイタパネルを構体パネルに強固に結合し、宇宙空間ではラジエイタパネルが低温になった時に、ラジエイタパネルが収縮しても構体パネルに圧縮荷重が加わらず、構体パネルの破損を防止することができる。
【００１３】
【発明の実施の形態】
次に、本発明にかかる断熱構造の実施の形態の具体例を図面を参照しながら説明する。尚、本実施例においても、本発明にかかる断熱構造を宇宙航行体に適用した場合について説明する。
【００１４】
図１及び図２は、本発明にかかる断熱構造の宇宙航行体の打ち上げ前の状態を示す断面図であって、この断熱構造１０は、基体としての構体パネル１と、長穴２ａを有するラジエイタパネル２と、スペーサとしての断熱カラー３と、断熱ワッシャ４と、棒状締結手段としてのボルト５とで構成される。
【００１５】
ラジエイタパネル２は、宇宙航行体の打ち上げ時における厳しい振動環境に耐えるため、構体パネル１に強固に結合する必要がある。そこで、構体パネル１に断熱カラー３を載置した後、断熱カラー３の上に長穴２ａを位置合わせし、さらにラジエイタパネル２上に断熱ワッシャ４を載置し、最後にボルト５の雄ねじ部５ａと構体パネル１の雌ねじ部１ａを螺合する。
【００１６】
ここで、ボルト５の線膨張係数は断熱カラー３の線膨張係数よりも小さく設定され、例えば、断熱カラー３の材質をＧＦＲＰとした場合には、ボルト５にはＧＦＲＰより線膨張係数が小さなチタン合金等を選定する。尚、ボルト５の線膨張係数を断熱カラー３よりも小さく設定するのであれば、断熱カラー３及びボルト５を高分子材料または金属材料で形成することも可能である。
【００１７】
また、ラジエイタパネル２の収縮量よりもラジエイタパネル２の長穴２ａの長手方向の寸法を大きく設定する。例えば、ラジエイタパネル２の収縮量Ｓが５ｍｍの場合には、ラジエイタパネル２の長穴２ａの長さは５ｍｍ以上必要となる。
【００１８】
次に、上記構成を有する断熱構造１０の動作について説明する。
【００１９】
宇宙航行体の打ち上げ前の状態では、断熱構造１０は、図１及び図２に示すような状態であり、ラジエイタパネル２は構体パネル１に強固に結合されている。
【００２０】
宇宙航行体が宇宙空間に達してラジエイタパネル１が低温になると、ラジエイタパネル１と接触する断熱カラー３及びボルト５も同様に低温になる。ここで、ボルト５の線膨張係数は断熱カラー３よりも小さく設定されているため、図３に示すように、断熱カラー３がボルト５よりも収縮し、ボルト５の締め付け力が失われる。すると、ラジエイタパネル２が長穴２ａを有するため、ラジエイタパネル２はボルト５による拘束を解かれ、例えば、矢印Ｙ方向に自在に収縮することができ、構体パネル１に圧縮荷重が働かない。これによって、構体パネル１の破損を防止することができる。
【００２１】
尚、上記実施例においては、ラジエイタパネル２等が低温環境に曝される場合について説明したが、逆に、ラジエイタパネル２等が高温環境に曝される場合には、ボルト５の線膨張係数を断熱カラー３よりも大きく設定することにより、ボルト５が断熱カラー３よりも膨張し、ボルト５の締め付け力を失わせることができ、これによって、ラジエイタパネル２の長穴２ａにより、ラジエイタパネル２はボルト５による拘束を解かれ、自在に膨張することができる。従って、構体パネル１に圧縮荷重が働かず、構体パネル１の破損を防止することができる。
【００２２】
また、上記実施例においては、本発明にかかる断熱構造を宇宙航行体に適用した場合について説明したが、宇宙航行体に限らず、低温または高温環境に曝される前において基体に強固に結合する必要のあるラジエイタパネルが、低温または高温環境に曝されると収縮または膨張するように構成する必要のある場合には、本発明にかかる断熱構造を適用することができる。
【００２３】
【発明の効果】
以上説明したように、請求項１記載の発明によれば、通常の状態では、基体とラジエイタパネルは棒状締結手段によって強固に結合され、厳しい振動環境に耐えることができるとともに、ラジエイタパネルが冷却された場合や高温下に曝された場合でも、従来のように基体を補強しなくとも、基体が破損することのない断熱構造を提供することができる。
【００２４】
また、請求項２記載の発明によれば、前記棒状締結手段を、前記基体の形成された雌ねじ部に螺合する雄ねじ部を有するボルトによって構成することができ、簡易な構成により、安価な断熱構造を提供することができる。
【００２５】
さらに、請求項２記載の発明によれば、打ち上げ時は厳しい振動環境に耐えるため、ラジエイタパネルを構体パネルに強固に結合し、宇宙空間ではラジエイタパネルが低温になった時に、ラジエイタパネルが収縮しても構体パネルに圧縮荷重が加わらないため、従来のように構体パネルの破損を防止するための補強を不要とし、生産性が向上してコストの低減を図ることができるとともに、構体パネルに搭載される光学センサーやアンテナ等の指向性能を向上させることが可能な断熱構造を提供することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明にかかる断熱構造の一実施例を示す断面図である。
【図２】図１の断熱機構の上面図（Ａ矢視図）である。
【図３】図１の断熱機構の動作説明図である。
【図４】従来の断熱機構の一例を示す断面図である。
【図５】図４の断熱機構の上面図（Ｂ矢視図）である。
【図６】図４の断熱機構の破損例を示す断面図である。
【符号の説明】
１ 構体パネル（基体）
１ａ 雌ねじ部
２ ラジエイタパネル
２ａ 長穴
３ 断熱カラー（スペーサ）
４ 断熱ワッシャ
５ ボルト（棒状締結手段）
５ａ 雄ねじ部
１０ 断熱構造
【発明の属する技術分野】
本発明は、断熱構造に関し、特に、宇宙航行体等に使用される断熱構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】
従来、宇宙航行体用の断熱機構として、例えば、特開平４−１９３００号公報に記載の機構等が提案されている。
【０００３】
この公報に記載されている断熱機構は、図４及び図５に示すように、宇宙航行体の構体パネル１と、この構体パネル１の外側に配置されたラジエイタパネル２との間に断熱カラー３を装着し、構体パネル１とラジエイタパネル２を断熱している。ここで、宇宙航行体は打ち上げ時において厳しい振動環境に曝されるため、ラジエイタパネル２は構体パネル１に強固に結合されている。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
しかし、上記従来の断熱機構においては、宇宙空間において放射冷却によりラジエイタパネル２が低温になって収縮するが、構体パネル１は断熱されているため温度は下がらず収縮しないため、図６に示すように構体パネル１に矢印Ｘ方向の圧縮荷重が働き、構体パネル１が破損するおそれがある。
【０００５】
そこで、本発明は上記従来の断熱構造における問題点に鑑みてなされたものであって、宇宙航行体の打ち上げ時等における厳しい振動環境に耐え得るとともに、宇宙空間等においてラジエイタパネルが冷却された場合等でも、基体としての構体パネル等が破損することのない断熱構造を提供することを目的とする。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成するため、請求項１記載の発明は、基体と、該基体の外側に配置され、長穴を有するラジエイタパネルと、前記基体と前記ラジエイタパネルとの間に介装されるスペーサと、前記スペーサの近傍において前記基体に立設され、前記ラジエイタパネルの前記長穴に挿入され、前記スペーサの線膨張係数と異なる線膨張係数を有する棒状締結手段とで構成されることを特徴とする。
【０００７】
請求項２記載の発明は、前記棒状締結手段は、前記基体に形成された雌ねじ部に螺合する雄ねじ部を有するボルトであることを特徴とする。
【０００８】
請求項３記載の発明は、前記基体は宇宙航行体の構体パネルであって、前記棒状締結手段の線膨張係数が前記スペーサの線膨張係数よりも小さいことを特徴とする。
【０００９】
そして、請求項１記載の発明によれば、通常の状態では、基体とラジエイタパネルは棒状締結手段によって強固に結合され、スペーサよりも線膨張係数の小さい棒状締結手段を使用した場合には、ラジエイタパネルが冷却されると、ラジエイタパネルが収縮するとともに、スペーサが棒状締結手段よりも大きく収縮して、棒状締結手段の締め付け力が失われ、ラジエイタパネルが基体に対して摺動するため、基体に圧縮荷重が加わらず、基体の破損を防止することができる。
【００１０】
一方、スペーサよりも線膨張係数の大きい棒状締結手段を使用した場合には、ラジエイタパネルが高温下に曝されると、ラジエイタパネルが膨張するとともに、棒状締結手段がスペーサよりも大きく膨張して、棒状締結手段の締め付け力が失われ、ラジエイタパネルが基体に対して摺動するため、基体に引張荷重が加わらず、基体の破損を防止することができる。
【００１１】
また、請求項２記載の発明によれば、本発明にかかる断熱構造の一つの好ましい形態として、前記棒状締結手段を、前記基体の形成された雌ねじ部に螺合する雄ねじ部を有するボルトによって構成することができ、簡易な構成により、安価な断熱構造を提供することができる。
【００１２】
請求項３記載の発明によれば、打ち上げ時は厳しい振動環境に耐えるため、ラジエイタパネルを構体パネルに強固に結合し、宇宙空間ではラジエイタパネルが低温になった時に、ラジエイタパネルが収縮しても構体パネルに圧縮荷重が加わらず、構体パネルの破損を防止することができる。
【００１３】
【発明の実施の形態】
次に、本発明にかかる断熱構造の実施の形態の具体例を図面を参照しながら説明する。尚、本実施例においても、本発明にかかる断熱構造を宇宙航行体に適用した場合について説明する。
【００１４】
図１及び図２は、本発明にかかる断熱構造の宇宙航行体の打ち上げ前の状態を示す断面図であって、この断熱構造１０は、基体としての構体パネル１と、長穴２ａを有するラジエイタパネル２と、スペーサとしての断熱カラー３と、断熱ワッシャ４と、棒状締結手段としてのボルト５とで構成される。
【００１５】
ラジエイタパネル２は、宇宙航行体の打ち上げ時における厳しい振動環境に耐えるため、構体パネル１に強固に結合する必要がある。そこで、構体パネル１に断熱カラー３を載置した後、断熱カラー３の上に長穴２ａを位置合わせし、さらにラジエイタパネル２上に断熱ワッシャ４を載置し、最後にボルト５の雄ねじ部５ａと構体パネル１の雌ねじ部１ａを螺合する。
【００１６】
ここで、ボルト５の線膨張係数は断熱カラー３の線膨張係数よりも小さく設定され、例えば、断熱カラー３の材質をＧＦＲＰとした場合には、ボルト５にはＧＦＲＰより線膨張係数が小さなチタン合金等を選定する。尚、ボルト５の線膨張係数を断熱カラー３よりも小さく設定するのであれば、断熱カラー３及びボルト５を高分子材料または金属材料で形成することも可能である。
【００１７】
また、ラジエイタパネル２の収縮量よりもラジエイタパネル２の長穴２ａの長手方向の寸法を大きく設定する。例えば、ラジエイタパネル２の収縮量Ｓが５ｍｍの場合には、ラジエイタパネル２の長穴２ａの長さは５ｍｍ以上必要となる。
【００１８】
次に、上記構成を有する断熱構造１０の動作について説明する。
【００１９】
宇宙航行体の打ち上げ前の状態では、断熱構造１０は、図１及び図２に示すような状態であり、ラジエイタパネル２は構体パネル１に強固に結合されている。
【００２０】
宇宙航行体が宇宙空間に達してラジエイタパネル１が低温になると、ラジエイタパネル１と接触する断熱カラー３及びボルト５も同様に低温になる。ここで、ボルト５の線膨張係数は断熱カラー３よりも小さく設定されているため、図３に示すように、断熱カラー３がボルト５よりも収縮し、ボルト５の締め付け力が失われる。すると、ラジエイタパネル２が長穴２ａを有するため、ラジエイタパネル２はボルト５による拘束を解かれ、例えば、矢印Ｙ方向に自在に収縮することができ、構体パネル１に圧縮荷重が働かない。これによって、構体パネル１の破損を防止することができる。
【００２１】
尚、上記実施例においては、ラジエイタパネル２等が低温環境に曝される場合について説明したが、逆に、ラジエイタパネル２等が高温環境に曝される場合には、ボルト５の線膨張係数を断熱カラー３よりも大きく設定することにより、ボルト５が断熱カラー３よりも膨張し、ボルト５の締め付け力を失わせることができ、これによって、ラジエイタパネル２の長穴２ａにより、ラジエイタパネル２はボルト５による拘束を解かれ、自在に膨張することができる。従って、構体パネル１に圧縮荷重が働かず、構体パネル１の破損を防止することができる。
【００２２】
また、上記実施例においては、本発明にかかる断熱構造を宇宙航行体に適用した場合について説明したが、宇宙航行体に限らず、低温または高温環境に曝される前において基体に強固に結合する必要のあるラジエイタパネルが、低温または高温環境に曝されると収縮または膨張するように構成する必要のある場合には、本発明にかかる断熱構造を適用することができる。
【００２３】
【発明の効果】
以上説明したように、請求項１記載の発明によれば、通常の状態では、基体とラジエイタパネルは棒状締結手段によって強固に結合され、厳しい振動環境に耐えることができるとともに、ラジエイタパネルが冷却された場合や高温下に曝された場合でも、従来のように基体を補強しなくとも、基体が破損することのない断熱構造を提供することができる。
【００２４】
また、請求項２記載の発明によれば、前記棒状締結手段を、前記基体の形成された雌ねじ部に螺合する雄ねじ部を有するボルトによって構成することができ、簡易な構成により、安価な断熱構造を提供することができる。
【００２５】
さらに、請求項２記載の発明によれば、打ち上げ時は厳しい振動環境に耐えるため、ラジエイタパネルを構体パネルに強固に結合し、宇宙空間ではラジエイタパネルが低温になった時に、ラジエイタパネルが収縮しても構体パネルに圧縮荷重が加わらないため、従来のように構体パネルの破損を防止するための補強を不要とし、生産性が向上してコストの低減を図ることができるとともに、構体パネルに搭載される光学センサーやアンテナ等の指向性能を向上させることが可能な断熱構造を提供することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明にかかる断熱構造の一実施例を示す断面図である。
【図２】図１の断熱機構の上面図（Ａ矢視図）である。
【図３】図１の断熱機構の動作説明図である。
【図４】従来の断熱機構の一例を示す断面図である。
【図５】図４の断熱機構の上面図（Ｂ矢視図）である。
【図６】図４の断熱機構の破損例を示す断面図である。
【符号の説明】
１ 構体パネル（基体）
１ａ 雌ねじ部
２ ラジエイタパネル
２ａ 長穴
３ 断熱カラー（スペーサ）
４ 断熱ワッシャ
５ ボルト（棒状締結手段）
５ａ 雄ねじ部
１０ 断熱構造
Claims (3)
- 基体と、
該基体の外側に配置され、長穴を有するラジエイタパネルと、
前記基体と前記ラジエイタパネルとの間に介装されるスペーサと、
前記スペーサの近傍において前記基体に立設され、前記ラジエイタパネルの前記長穴に挿入され、前記スペーサの線膨張係数と異なる線膨張係数を有する棒状締結手段とで構成されることを特徴とする断熱構造。 - 前記棒状締結手段は、前記基体に形成された雌ねじ部に螺合する雄ねじ部を有するボルトであることを特徴とする請求項１記載の断熱構造。
- 前記基体は宇宙航行体の構体パネルであって、前記棒状締結手段の線膨張係数が前記スペーサの線膨張係数よりも小さいことを特徴とする請求項１または２記載の断熱構造。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP15159099A JP3554882B2 (ja) | 1999-05-31 | 1999-05-31 | 断熱構造 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP15159099A JP3554882B2 (ja) | 1999-05-31 | 1999-05-31 | 断熱構造 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2000335500A JP2000335500A (ja) | 2000-12-05 |
| JP3554882B2 true JP3554882B2 (ja) | 2004-08-18 |
Family
ID=15521852
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP15159099A Expired - Fee Related JP3554882B2 (ja) | 1999-05-31 | 1999-05-31 | 断熱構造 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3554882B2 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109911251A (zh) * | 2019-04-04 | 2019-06-21 | 北京卫星制造厂有限公司 | 返回式飞船防热与承载一体化结构用多用途工装 |
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|---|---|---|---|---|
| JP4105586B2 (ja) * | 2003-05-14 | 2008-06-25 | ヤマハ発動機株式会社 | リニアモータ式単軸ロボット |
| JP4648754B2 (ja) * | 2005-05-12 | 2011-03-09 | 本田技研工業株式会社 | 車両の金属部材取付構造 |
| CH703656A1 (de) | 2010-08-27 | 2012-02-29 | Alstom Technology Ltd | Von Heissgasen durchströmbarer Gehäusekörper mit innerem Hitzeschild. |
| JP6914187B2 (ja) * | 2017-12-28 | 2021-08-04 | 三菱電機株式会社 | 飛しょう体 |
| JP7446915B2 (ja) * | 2020-05-25 | 2024-03-11 | 三菱重工業株式会社 | 整流構造、飛翔体及び宇宙機 |
| CN111891408A (zh) * | 2020-06-30 | 2020-11-06 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种用于航天器增加隔热效果的多层隔热组件系统 |
| CN114776920B (zh) * | 2022-04-24 | 2023-10-20 | 洛阳瑞泽石化工程有限公司 | 一种frp管道用高温空气注入设备 |
-
1999
- 1999-05-31 JP JP15159099A patent/JP3554882B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109911251A (zh) * | 2019-04-04 | 2019-06-21 | 北京卫星制造厂有限公司 | 返回式飞船防热与承载一体化结构用多用途工装 |
| CN109911251B (zh) * | 2019-04-04 | 2021-02-09 | 北京卫星制造厂有限公司 | 返回式飞船防热与承载一体化结构用多用途工装 |
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|---|---|
| JP2000335500A (ja) | 2000-12-05 |
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