JP4112203B2 - Outer wall structure of high-speed flying object fairing - Google Patents
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Description
【0001】
【発明の属する技術分野】
本発明は、大気中を空力加熱に曝されながら飛翔するロケットなどの高速飛翔体フェアリングの外壁構造に関する。
【0002】
【従来の技術】
大気中を高速で飛翔するロケット先端部にあるフェアリング外表面は、空気分子の衝突と断熱圧縮などによる猛烈な空力加熱環境に曝される。このような空力加熱による熱の機体内部への侵入を防ぐために、前記フェアリングの外壁は、熱防御材によって構成されている。
【0003】
代表的な熱防御材としては、炭素繊維から成る強化材料に、フェノール樹脂などのマトリックス樹脂を含浸させて硬化させた繊維強化複合材料(略称CFRP;Carbon Fiber Reinforced Plastic)がある。このCFRPは、たとえば惑星軌道から地球大気圏に突入したときに受ける15MW/m2程度の高加熱率の加熱にも充分耐えることができる。
【0004】
このようなCFRP材から成る加熱層は、空力加熱を受けたとき、アブレーションを起し、表面炭化層が損耗する。損耗物質は主に炭素から成り、その殆どの炭素は酸素と結合して炭酸ガスなどとなり、周囲に四散する。しかし、一部の損耗物質は、フェアリング周辺に漂う可能性がある。また、CFRPの熱分解ガスの一部が機内側に侵入する可能性もある。
【0005】
これら損耗物質および熱分解ガスは、フェアリング開頭後の搭載機器に付着し、機器の誤動作を招くなど不具合を起す懸念がある。CFRP等から発生した損耗物質がフェアリング開頭後に内部の搭載機器に悪影響を与えると予想される場合には、損耗を起す熱防御材の使用を控える。さらにこの搭載機器に悪影響を与える場合でかつ軽量化要求が厳しい場合、セラミックス物質を熱防御材料に採用せざるを得ないので、高い空力加熱率が生じ得る軌道を採ることが困難となり、運用に厳しい制約が生じるという問題がある。
【0006】
また、損耗物質や熱分解ガスが出難い金属を熱防御材として採用したとしても、乖離気体との表面触媒反応に未知の部分が多く、内部温度の予測が困難であるとともに、その損耗の程度の予測も困難である。
【0007】
【発明が解決しようとする課題】
本発明の目的は、空力加熱による化学反応によって損耗物質が発生することを防止することができるようにした高速飛翔体フェアリングの外壁構造を提供することである。
【0008】
【課題を解決するための手段】
請求項1記載の本発明は、フェアリング内に搭載物を搭載して高速で飛翔し、大気中における高速飛翔時の空力加熱によって高加熱率で加熱される高速飛翔体フェアリングの外壁構造において、
耐熱性の強化繊維にマトリックス樹脂を含浸させて一体化した加熱層と、
加熱層の前記搭載物に臨む内側にヒートシンクとして積層され、加熱層よりも熱伝導率および熱容量が高い材料から成る熱分散層とを含み、
前記加熱層は、熱分散層による吸熱によって、表面温度が熱分解による損耗が生じる温度以下に維持されることを特徴とする高速飛翔体フェアリングの外壁構造である。
【0009】
本発明に従えば、フェアリングの外壁は、耐熱性の強化繊維にマトリックス樹脂を含浸させて一体化した加熱層の内側に、加熱層よりも熱伝導率および熱容量が高い材料から成る熱分散層を積層して構成されるので、加熱層の熱を熱分散層によって吸収して分散し、加熱層の外側の表面温度を低下させることができる。これによって加熱層の前記外側の表面炭化層が酸素と結合する反応が抑制され、損耗物質が周囲に漂うことが防がれ、フェアリング開頭時に搭載されていた機器に前記損耗物質が付着するという不具合が防がれる。
【0010】
【発明の実施の形態】
図1は、本発明の実施の一形態であるロケットフェアリング1の断面図であり、図2は図1のセクションAの拡大断面図である。高速飛翔体であるロケットのフェアリング1は、ノーズコーンとも呼ばれ、上流部で高い空力加熱率に曝されるチップ部2と、下流部のスカート部3とに分類される。チップ部2は、熱防御材として機能し、炭素繊維から成る耐熱性強化繊維に、フェノール樹脂などのマトリックス樹脂を含浸させて硬化させた繊維強化複合材料(略称CFRP;Carbon Fiber Reinforced Plastic)から成る加熱層4およびヒートシンク材から成る熱分散層5によって構成される。
【0011】
前記加熱層4は、その表面温度が約950℃以下である場合、加熱層4は表面損耗しない。熱分散層5は、加熱層4からの熱を積極的に吸収し、加熱層4の表面温度を約950℃以下に維持する。この熱分散層5を構成するヒートシンク材は、熱伝導率と熱容量の一般的に大きい金属が好ましい。ただし、要求される加熱率、加熱量、質量によっては、セラミックス等の金属以外の材料を用いても構わない。また、要求される加熱率、加熱量、質量によっては、異なる物質を組み合わせても構わない。さらに熱分散層5は、金属とセラミックスとを組合わせた構成であってもよい。前記スカート部3は加熱率が低いため、熱分散層5を艤装しなくとも、その表面温度を約950℃に維持することができる。しかし、気流の乱流遷移などによって加熱率が局所的に上昇し、表面温度が約950℃を逸脱することが予想される場合には、スカート部3に熱分散層5を設けるようにしてもよい。
【0012】
一般的に、ロケットフェアリングの予測最大加熱率は搭載物の投入軌道によって異なるため、表面温度を約950℃以下に維持可能な加熱層4の厚さおよび熱伝導率は、投入軌道毎に検討して決定する必要がある。加熱層4の必要厚さが限界最小厚さを下回る場合には、加熱層4の熱伝導率を増加させることによって対処する。限界最小厚さは、製造および機械的特性などから決まる値である。
【0013】
加熱層4の熱伝導率の制御は、加熱面に対する炭素繊維の配向を調整することで行う。加熱層4の面外方向6の熱伝導率を低く抑えたい場合は、炭素繊維を加熱面に対して平行、すなわち加熱面に沿う方向に配向すればよい。加熱層4の面外方向6(=厚み方向)の熱伝導率をさらに増加させたい場合は、裁断した炭素繊維を加熱面に対して平行から垂直に配向すればよい。たとえば、炭素繊維を矩形状に裁断し、それを加熱面に垂直となるよう積層した場合、加熱層4の面外方向6の熱伝導率は、平行に積層した場合の熱伝導率と比較して約7倍大きくなる。加熱層4の面外方向6の熱伝導率は、この裁断した繊維の積層方向を調整することで制御する。
【0014】
図3は、図1のセクションBの拡大断面図である。前記スカート部3は、CFRP材から成る加熱層8および熱分散層9によって構成され、熱分散層9は多孔質断熱材10および主構造材11によって構成される。
【0015】
多孔質断熱材10は、主に主構造材11を高温側許容温度以下に制御するものである。ただし、スカート部3の空力加熱率が低く、主構造材11の温度が充分に高温側許容温度以下にできると判断される場合には、多孔質断熱材10を艤装しなくともよい。また、スカート部3の一部の空力加熱が大きく、表面温度が約950℃を逸脱することが予想される場合には、多孔質断熱材10に金属ロッドなどの高熱伝導性物質12を挿入し、熱伝導を調整する。
【0016】
フェアリング1の内部には、フェアリング1を開頭することにより機能する人工衛星や電子機器といった搭載機器13が艤装される。これら搭載機器13は、各加熱層4,8の加熱反応によって生じた損耗物質や熱分解ガスによって不具合を発生する恐れがある。ただし、各加熱層4,8は、上記の熱分散層5,9によって表面温度を損耗が始まる約950℃以下に制御されるので、損耗物質は生じない。
【0017】
また、主にマトリックス樹脂の熱分解で生じたガス15の一部は機内に向かう。しかし、熱分解ガスは、吸熱分散層5,9の存在によって機内侵入が完全に阻止される。
【0018】
前記チップ部2において、加熱層4と熱分散層5との間の接触熱抵抗が大きい場合、加熱層4から熱分散層5への熱が充分に伝わらず、加熱層4の表面温度が約950℃以上になるおそれがある。このため、加熱層4と熱分散層5との界面に良熱伝導物質16を塗布することにより、加熱層4と熱分散層5との間の熱交換を活発にし、加熱層4の表面温度を約950℃以下に維持することができる。
【0019】
加熱層4と熱分散層5との間の温度が低い場合、良熱伝導性物質16には金属粉入りグリースを塗布する。グリースに混入させる金属粉の種類と量は、加熱層4と熱分散層5との熱交換量に従って設定する。加熱層4および熱分散層5との間の温度がグリースを変質させるほど高い場合には、良熱伝導性物質16として、カーボン箔か金属箔、カーボン接着剤など高い熱伝導率を有する箔を艤装する。また、本発明の実施の他の形態では、金属粉入りカーボン接着剤を塗布しても構わない。カーボン接着剤に混入する金属粉の種類と量は、加熱層4と熱分散層5との熱交換量に従って設定する。
【0020】
加熱層4と熱分散層5との線膨張係数差が大きく加熱層4と熱分散層5とを接着した場合、その界面で大きな熱応力が発生するおそれがある。加熱層4と熱分散層5との界面の温度が低い場合、歪緩衝材として、有機系フェルトかグリースなどを塗布する。この歪緩衝材は、加熱層4および熱分散層5の歪を干渉させ、熱応力の発生を防ぐことができる。
【0021】
また、加熱層4および熱分散層5の界面の温度が有機系フェルトやグリースなどを変質させるほど高い場合には、歪緩衝材として、無機系フェルトかカーボン箔、金属箔などを艤装する。
【0022】
図4は、チップ部2の熱分散層5とスカート部3のフランジ部18との機械的な結合構造を示す図1のセクションCの拡大断面図である。前記チップ部2の熱分散層5は、スカート部3における加熱層8の先端部側のフランジ部18と締結金具19によって締結され、熱分散層5の荷重はフランジ部18に伝達される。締結金具19は、カーボン・カーボン複合材(Carbon/Carbon Composites;略称C/C)から成り、重量の軽減を図ることができる。また締結金具19は、金属材料を用いてもかまわない。
【0023】
高温下においては、熱分散層5と加熱層8との線膨張係数差によって、締結手段である締結金具19に熱応力が発生するおそれがあるが、これは締結金具19を半径線方向20および軸線方向21にスライドできるようにすることによって解消することができる。
【0024】
この締結金具19は、段付きボルト19aと、環状のスペーサ19bと、座金19cとを含む。段付きボルト19aは、直円柱部31にねじ部32が同軸に連なり、チップ部2側の熱分散層5に当接する段差面33を有する。熱分散層5とスカート部3の加熱層8との間には、前記半径線方向に延びる円環状の第1空隙34が形成され、熱分散層5と加熱層8との線膨張係数の差による半径線方向のずれを、上記のように許容することができるように構成される。
【0025】
前記スペーサ19bは、このスペーサ19bが嵌まり込む嵌合孔40内で加熱層8との間に第2空隙35が形成され、熱分散層5に対する加熱層8の軸線方向21の前記線膨張係数の差によるずれを許容することができるように構成される。
【0026】
また前記スペーサ19bの外周面と前記嵌合孔40の内周面41との間には、第3空隙43が形成され、スペーサ19bの半径線方向20の熱ひずみを許容することができる。この第3空隙43を形成することができない場合には、スペーサ19b自体を柔軟な弾性材料によって形成し、スペーサ19bの弾性変形によって前記熱ひずみを吸収するようにしてもよい。
【0027】
チップ部2とスカート部3との間の隙間部36から、外部の高温空気が内部に侵入し、締結金具19などの温度を許容値以上に上げてしまう恐れがある。
【0028】
このため、隙間部36に、熱シール材37を艤装し高温ガスの機内侵入を完全に防ぐ。熱シール材は、融点の高い耐火金属であることが望ましいが、材料の温度や強度が許容値以下であれば金属でなくてもかまわない。また、締結金具19はピンであってもかまわない。
【0029】
以上のように本実施の形態によれば、CFRPのように炭素を主成分とする熱防御材としての加熱層4,8は、表面温度が約950℃以下である場合、炭素は周囲の酸素と化学反応を起こし難いため、表面が損耗しない。このため、損耗物質が周囲に漂う心配が無くなる。各加熱層4,8の表面温度を約950℃に維持するためには、各加熱層4,8の搭載機器13側の裏面に、ヒートシンクとして熱分散層5,9を艤装し、表面の熱を積極的に熱分散層5,9に逃がす。
【0030】
また、加熱によって生じたCFRPの熱分解ガスの一部は機内側に向かうが、これはCFRPの裏面に艤装したヒートシンクや断熱材、主構造の存在により遮断することができる。
【0031】
【発明の効果】
請求項1記載の本発明によれば、加熱層の表面温度を熱分解によって損耗が生じる温度以下に維持することで損耗物質の発生を抑えることができ、フェアリング開頭後の搭載機器の誤作動を防ぐ。この方策により、多孔質セラミックス材などが耐えることのできない約1MW/m2以上の高い空力加熱であったとしても、運用に厳しい制約を設けることなく柔軟な対応が可能となる。
【図面の簡単な説明】
【図1】本発明の実施の一形態であるロケットフェアリング1の断面図である。
【図2】図1のセクションAの拡大断面図である。
【図3】図1のセクションBの拡大断面図である。
【図4】チップ部2の熱分散層5とスカート部3のフランジ部18との機械的な結合構造を示す図1のセクションCの拡大断面図である。
【符号の説明】
1 フェアリング
2 チップ部
3 スカート部
4,8 加熱層
5,9 熱分散層
6 面外方向
10 多孔質断熱材
11 主構造材
12 高熱伝導性物質
13 搭載機器
16 熱伝導良導物質
18 フランジ部
19 締結金具[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to an outer wall structure of a high-speed flying object fairing such as a rocket that flies while being exposed to aerodynamic heating in the atmosphere.
[0002]
[Prior art]
The outer surface of the fairing at the tip of the rocket flying at high speed in the atmosphere is exposed to a severe aerodynamic heating environment due to collisions of air molecules and adiabatic compression. In order to prevent heat from entering into the airframe due to such aerodynamic heating, the outer wall of the fairing is made of a heat protection material.
[0003]
As a typical heat protection material, there is a fiber reinforced composite material (abbreviated as CFRP; Carbon Fiber Reinforced Plastic) obtained by impregnating a matrix material such as a phenol resin into a reinforced material made of carbon fiber and curing it. This CFRP can sufficiently withstand heating at a high heating rate of about 15 MW / m 2 , for example, when it enters the earth's atmosphere from a planetary orbit.
[0004]
When the heating layer made of such a CFRP material is subjected to aerodynamic heating, ablation occurs and the surface carbonized layer is worn out. Wear material consists mainly of carbon, most of the carbon and so on carbonated gas combines with oxygen to Shisan around. However, some wear materials can drift around the fairing. In addition, a part of the pyrolysis gas of CFRP may enter the inside of the machine.
[0005]
There is a concern that these detrimental substances and pyrolysis gas adhere to the mounted equipment after the opening of the fairing and cause malfunctions such as malfunction of the equipment. If it is expected that wearable substances generated from CFRP or the like will adversely affect the internal equipment after the opening of the fairing, the use of heat protection materials that cause wear will be refrained. In addition, if the onboard equipment is adversely affected and the requirement for weight reduction is severe, ceramic materials must be used as the thermal protection material, making it difficult to take a trajectory that can cause a high aerodynamic heating rate. There is a problem that severe restrictions arise.
[0006]
In addition, even if metals that do not easily generate detrimental substances or pyrolysis gases are used as thermal protection materials, there are many unknown parts in the surface catalysis reaction with dissociated gases, making it difficult to predict the internal temperature, and the degree of wear It is also difficult to predict.
[0007]
[Problems to be solved by the invention]
An object of the present invention is to provide an outer wall structure of a high-speed flying object fairing capable of preventing generation of a wear material by a chemical reaction caused by aerodynamic heating.
[0008]
[Means for Solving the Problems]
In the outer wall structure of a high-speed flying object fairing according to the first aspect of the present invention, the loaded object is mounted in the fairing and flies at high speed, and is heated at a high heating rate by aerodynamic heating during high-speed flight in the atmosphere. ,
A heating layer integrated by impregnating a matrix resin into a heat-resistant reinforcing fiber, and
Laminated as a heat sink inside facing the mounting of the heating layer, seen including a heating layer heat dissipation layer made of thermal conductivity and heat capacity higher material than,
The heating layer is an outer wall structure of a high-speed flying object fairing characterized in that the surface temperature is maintained below a temperature at which wear due to thermal decomposition occurs due to heat absorption by the heat dispersion layer .
[0009]
According to the present invention, the outer wall of the fairing has a heat dispersion layer made of a material having higher thermal conductivity and heat capacity than the heating layer inside the heating layer in which the heat-resistant reinforcing fiber is impregnated with the matrix resin and integrated. Therefore, the heat of the heating layer can be absorbed and dispersed by the heat dispersion layer, and the surface temperature outside the heating layer can be lowered. As a result, the reaction of the outer surface carbonized layer of the heating layer binding to oxygen is suppressed, the wearable material is prevented from drifting to the surroundings, and the wearable material adheres to the equipment mounted when the fairing is opened. Trouble is prevented.
[0010]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
FIG. 1 is a cross-sectional view of a rocket fairing 1 according to an embodiment of the present invention, and FIG. 2 is an enlarged cross-sectional view of section A of FIG. The rocket fairing 1 which is a high-speed flying object is also called a nose cone, and is classified into a
[0011]
The
[0012]
Generally, the predicted maximum heating rate of rocket fairing varies depending on the loading trajectory of the load, so the thickness and thermal conductivity of the
[0013]
Control of the thermal conductivity of the
[0014]
3 is an enlarged cross-sectional view of section B of FIG. The
[0015]
The porous
[0016]
Inside the fairing 1, an
[0017]
In addition, a part of the gas 15 generated mainly by the thermal decomposition of the matrix resin goes to the machine. However, the pyrolysis gases flight intrusion is completely blocked by the presence of an endothermic
[0018]
In the
[0019]
When the temperature between the
[0020]
When the linear expansion coefficient difference between the
[0021]
In addition, when the temperature of the interface between the
[0022]
FIG. 4 is an enlarged cross-sectional view of section C of FIG. 1 showing a mechanical coupling structure between the
[0023]
Under high temperature, there is a risk that thermal stress is generated in the
[0024]
The
[0025]
The
[0026]
Further, a
[0027]
There is a risk that external high-temperature air may enter the inside through the
[0028]
For this reason, a
[0029]
As described above, according to the present embodiment, when the surface temperature is about 950 ° C. or less in the heating layers 4 and 8 as the thermal protection material mainly composed of carbon such as CFRP, the carbon is oxygen in the surroundings. It is difficult to cause a chemical reaction with the surface, so the surface is not worn. For this reason, there is no need to worry about wearable substances drifting around. In order to maintain the surface temperature of each
[0030]
Further, a part of the pyrolysis gas of CFRP generated by heating goes to the inside of the machine, but this can be blocked by the presence of a heat sink, a heat insulating material, and a main structure mounted on the back surface of the CFRP.
[0031]
【The invention's effect】
According to the present invention described in claim 1, the surface temperature of the heating layer can be suppressed the occurrence of wear material by maintaining below the temperature at which wear is caused by thermal decomposition, erroneous mounting device after full Earingu craniotomy operation prevent. By this measure, even if it is high aerodynamic heating of about 1 MW / m 2 or more that cannot be withstood by porous ceramic materials, it is possible to respond flexibly without severe restrictions on operation.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a cross-sectional view of a rocket fairing 1 according to an embodiment of the present invention.
FIG. 2 is an enlarged cross-sectional view of section A of FIG.
3 is an enlarged cross-sectional view of section B of FIG.
4 is an enlarged cross-sectional view of section C of FIG. 1 showing a mechanical coupling structure between the
[Explanation of symbols]
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1
Claims (1)
耐熱性の強化繊維にマトリックス樹脂を含浸させて一体化した加熱層と、
加熱層の前記搭載物に臨む内側にヒートシンクとして積層され、加熱層よりも熱伝導率および熱容量が高い材料から成る熱分散層とを含み、
前記加熱層は、熱分散層による吸熱によって、表面温度が熱分解による損耗が生じる温度以下に維持されることを特徴とする高速飛翔体フェアリングの外壁構造。In the outer wall structure of the high-speed flying object fairing, which is loaded at the fairing and flies at high speed, and is heated at a high heating rate by aerodynamic heating during high-speed flight in the atmosphere.
A heating layer integrated by impregnating a matrix resin into a heat-resistant reinforcing fiber, and
Laminated as a heat sink inside facing the mounting of the heating layer, seen including a heating layer heat dissipation layer made of thermal conductivity and heat capacity higher material than,
The outer layer structure of the high-speed flying object fairing is characterized in that the heating layer maintains the surface temperature below a temperature at which wear due to thermal decomposition occurs due to heat absorption by the heat dispersion layer .
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