JP6539429B2 - 可撓性熱制御材料及び推進薬タンク - Google Patents

Description

本発明は、可撓性熱制御材料及び推進薬タンクに関するものである。

宇宙空間で使用される人工衛星やロケットは、太陽光の入射による機体の温度上昇を防ぐために、太陽光を反射し、太陽光の熱エネルギーを宇宙空間に放出する機能を有する熱制御材料で表面を被覆される。

このような熱制御材料として、被覆される機体や構造物の表面形状に合わせて加工しやすい可撓性をもった可撓性熱制御材料、所謂フレキシブルＯＳＲ（Flexible Optical Solar Reflector）が注目されている。

特許文献１には、ポリイミドフィルム上に金属層を設けた可撓性熱制御材料が記載されている。特許文献１においては、ポリイミドフィルムの表面を粗面化処理することで、太陽光の２次反射を抑制し、反射性と拡散性の向上を図っている。

特開２００７−２５３３９９号公報

ところで、宇宙空間で用いる可撓性熱制御材料においては、様々な宇宙ミッションでの適用性が求められ、特に太陽光吸収率（α）が低い光学特性を有することが求められる。

また、この太陽光吸収率（α）が低いことと共に、全半球赤外線放射率（ε）が高いことの両方を充足すること、さらには、宇宙環境における長期使用を可能にする観点から、放射線への耐性が高いこと、宇宙空間における原子状酸素への耐性が高いことの要件全てを満たすことが求められる。

しかしながら、特許文献１に記載の可撓性熱制御材料は、この光学特性の要件を満足するものではない。

本発明は、上記問題に鑑み、宇宙空間で用いる際、光学特性が良好な可撓性熱制御材料及び推進薬タンクを提供することを目的とする。

本発明は、太陽光を反射する反射層と、赤外線を放射する赤外線放射層とを積層してなり、前記赤外線放射層はシリコーン材料で構成される可撓性熱制御材料である。

上記可撓性熱制御材料において、前記赤外線放射層は、シリコーン材料で構成されるシリコーン層と、粘着剤層とを備え、前記粘着剤層は、前記シリコーン層と前記反射層との間に設けられることが好ましい。

上記可撓性熱制御材料において、前記粘着剤層は、シリコーン系粘着剤層であることが好ましい。

上記可撓性熱制御材料においては、前記反射層において、前記赤外線放射層が積層された面とは反対側の面に、支持層を更に積層してなることが好ましい。

上記可撓性熱制御材料においては、前記赤外線放射層において、前記反射層が積層された面とは反対側の面に、保護層を更に積層してなることが好ましい。

上記可撓性熱制御材料において、前記保護層の上に導電層を更に積層してなることが好ましい。

上記可撓性熱制御材料においては、前記反射層において、前記赤外線放射層が積層された面とは反対側の面に、酸化防止層を更に積層してなることが好ましい。

上記可撓性熱制御材料において、前記酸化防止層は、前記反射層と前記支持層との間に設けられることが好ましい。

上記可撓性熱制御材料において、接合層又は締結部材により被着体の表面に固定されることが好ましい。

上記可撓性熱制御材料において、前記被着体は宇宙空間で使用されるロケット又は人工衛星の推進薬タンクであることが好ましい。

上記可撓性熱制御材料において、前記推進薬タンクは液体水素タンクであることが好ましい。

上記可撓性熱制御材料において、前記被着体の表面はポリイソシアヌレートフォーム（ＰＩＦ）断熱層又はポリイミド発泡体断熱層のいずれか一方又はこれらの積層体の断熱層であることが好ましい。

上記可撓性熱制御材料において、前記被着体の表面がポリイソシアヌレートフォーム（ＰＩＦ）断熱層又はポリイミド発泡体断熱層のいずれか一方又はこれらの積層体にガス抜き用溝を有することが好ましい。

本発明は、太陽光吸収率（α）等の光学特性が良好な可撓性熱制御材料を提供することができる、という効果を奏する。

図１は、実施例１に係る可撓性熱制御材料の構成例を示す模式断面図である。 図２−１は、実施例２に係る可撓性熱制御材料の構成例を示す模式断面図である。 図２−２は、実施例２に係る他の可撓性熱制御材料の構成例を示す模式断面図である。 図３は、実施例３に係る可撓性熱制御材料の構成例を示す模式断面図である。 図４は、実施例４に係る可撓性熱制御材料の構成例を示す模式断面図である。 図５は、実施例５に係る可撓性熱制御材料の構成例を示す模式断面図である。 図６は、実施例６に係る可撓性熱制御材料の構成例を示す模式断面図である。 図７は、可撓性熱制御材料を被着体へ施工する一例を示す模式図である。 図８は、図７におけるＡ部分を拡大した拡大模式断面図である。 図９は、図７におけるＡ部分を拡大した拡大模式断面図である。 図１０は、図７におけるＡ部分を拡大した拡大模式断面図である。 図１１は、ロケットの模式図の一例を示す図である。 図１２−１は、可撓性熱制御材料を液体水素タンクに施工した長手方向の断面図である。 図１２−２は、図１２−１のＡ−Ａ線断面図である。 図１３は、本実施例の他の可撓性熱制御材料を液体水素タンクに施工した断面図である。

以下、添付した図面を参照して、本発明について説明する。なお、以下の実施形態又は実施例によりこの発明が限定されるものではない。また、下記実施形態又は実施例における構成要素には、当業者が置換可能であって置換容易なもの、或いは実質的に同一のものが含まれる。

図１は、実施例１に係る可撓性熱制御材料の構成例を示す模式断面図である。図１に示すように、本実施例に係る可撓性熱制御材料１０Ａは、反射層１２と赤外線放射層１３とを有している。図１の例において、反射層１２は被着体側（図中下側）に設けられており、反射層１２の外側（図中上側）に赤外線放射層１３が設けられている。すなわち、図示の例においては、反射層１２は、被着体である機体側２０に設けられており、赤外線放射層１３は、宇宙空間側２１の表面として設けられている。すなわち、この例では、赤外線放射層１３が、宇宙空間に晒される層となる。

＜反射層＞
反射層１２は、高反射性材料層であることが好ましい。それにより太陽光を反射することで、機体への入熱を低減することが可能となる。ここで、高反射性材料層とは、高反射性金属と称される材料等で構成された層である。そのような高反射性金属の具体例としては、例えば、銀（Ａｇ）、アルミニウム（Ａｌ）、及び金（Ａｕ）等を挙げることができるが、これらに限定されない。また高反射性材料層としては、金属元素の単体のみならず、合金、化合物、それらの複合材料等を使用することができる。

＜赤外線放射層＞
赤外線放射層１３は、反射層１２で反射された太陽光を宇宙空間に放射する機能を有する層である。宇宙空間においては、酸素のない真空状態となるため、熱移動媒体を必要としない輻射による熱移動が支配的となる。機体側２０の熱は、赤外線放射率が大きいほど、宇宙空間へ放射されやすい。したがって、赤外線放射層１３では、太陽光波長域の吸収が小さく、且つ、赤外線の放射率が大きい程、機体の温度上昇を抑制することができる。

赤外線放射層１３は、シリコーン樹脂などのシリコーン材料で構成される層である。このシリコーン材料としては、シロキサン結合（Ｓｉ−Ｏ−Ｓｉ）を主骨格とする高分子物質、例えばシリコーン樹脂、シリコーンゴム、シルセスキオキサン等も含む。ここで、ケイ素（Ｓｉ）の両端に有機基を含むものとして、シリコーン樹脂、シリコーンゴム等があり、ケイ素（Ｓｉ）の片端に有機基、片端に酸素を含むものとして、シルセスキオキサンがある。

このシリコーン材料を赤外線放射層１３として使用することにより、太陽光を反射層１２に入射させるのに十分な透明性を確保し、且つ、可撓性熱制御材料の熱を宇宙空間に放射させる放射性を確保することができる。またシリコーン材料は、耐放射線性、耐原子状酸素性に優れているため、シリコーン材料を赤外線放射層１３として使用することにより、宇宙環境による性能低下を起こし難い可撓性熱制御材料を実現することができる。

赤外線放射層１３の厚さは、５０μｍ以上１５０μｍ以下であることが好ましい。この範囲において、太陽光吸収率（α）と全半球赤外線放射率（ε）とのバランスが良好となる。

上記構成によれば、太陽光吸収率（α）が０．２以下であり、全半球赤外線放射率（ε）が０．８以上であるバランスのよい可撓性熱制御材料を実現することができる。尚、熱設計上許容されるのであれば、機体の温度上昇の抑制効果は低下するが、赤外線放射層１３の厚さを５０μｍ未満とすることもできる。

また耐放射線性、耐原子状酸素性に優れたシリコーン材料を赤外線放射層として使用することにより、熱制御材料（熱制御皮膜）全体としての耐放射線性、耐原子状酸素性を向上させることができ、宇宙環境で性能低下を起こし難い、可撓性熱制御材料を提供することができる。

また上記構成によれば、被着体である各種構造物との接合も良好な可撓性熱制御材料を提供することができる。またシート状の可撓性熱制御材料を芯材に巻き取り、ロール成形体とすることによって、円筒形の外形を有する被着体への施工が容易となる。

図２−１は、実施例２に係る可撓性熱制御材料の構成例を示す模式断面図である。図２−１に示すように、本実施例における可撓性熱制御材料１０Ｂ−１の赤外線放射層１３は、シリコーン層１３ａと粘着剤層１３ｂとを備えている。粘着剤層１３ｂは、シリコーン層１３ａと反射層１２との間に設けられて、両層を接合する層である。本実施例においては、実施例１と同様の構成については同一の参照符号を付し、その説明を省略する。

シリコーン層１３ａは、シリコーン樹脂などのシリコーン材料を成分とする層である。シリコーン層１３ａを赤外線放射層１３として使用することにより、太陽光を反射層１２に入射させるのに十分な透明性を確保し、且つ、太陽光の熱エネルギーを宇宙空間に放射させる放射性を確保することができる。またシリコーン材料は、耐放射線性、耐原子状酸素性に優れているため、シリコーン材料を含むシリコーン層１３ａを赤外線放射層１３として使用することにより、宇宙環境による性能低下を起こし難い可撓性熱制御材料１０Ｂ−１を実現することができる。

粘着剤層１３ｂは、シリコーン系粘着剤で構成されることが好ましい。シリコーン層１３ａとの粘着性、宇宙空間における耐熱性、耐放射線性、耐原子状酸素性等に優れるためである。

シリコーン系粘着剤とは、シリコーンをベースとする粘着剤である。付加反応型、過酸化物硬化型のいずれを使用してもよい。

なお、シリコーン層１３ａ及び粘着剤層１３ｂは、いずれもシロキサン結合を主骨格とする高分子物質を材料としている点で共通しており、両層は別体として構成してもよく、一体として構成してもよい。図１の例では一体として、図２の例では別体として構成している。

粘着剤層１３ｂの厚さは、例えば、赤外線放射層１３全体の厚さが５０μｍ以上３００μｍ以下であるときに、１０μｍ以上１００μｍ以下である。

上記構成によれば、太陽光吸収率（α）及び全半球赤外線放射率（ε）のバランスが取れた可撓性熱制御材料を提供することができる。また粘着剤層をシリコーン系粘着剤層とすることにより、シリコーン材料製の赤外線放射層の特性である、太陽光吸収率（α）、全半球赤外線放射率（ε）、耐放射線性、耐原子状酸素性を阻害せず、赤外線放射層と、反射層とを良好に接合することができる。

図２−２は、実施例２に係る他の可撓性熱制御材料の構成例を示す模式断面図である。図２−２に示すように、本実施例における可撓性熱制御材料１０Ｂ-２の赤外線放射層１３は、シルセスキオキサン層１３ｃが、反射層１２の外側（図中上側）に設けられている。

シルセスキオキサン層１３ｃを赤外線放射層１３として使用することにより、太陽光を反射層１２に入射させるのに十分な透明性を確保することができる。よって、またシルセスキオキサン層１３ｃを赤外線放射層１３として使用することにより、宇宙環境による性能低下を起こし難い可撓性熱制御材料１０Ｂ−２を実現することができる。

シルセスキオキサン層１３ｃは反射層１２に塗布して、例えば紫外線硬化又は熱硬化等により被覆層を形成できる。なお、シルセスキオキサン層１３ｃの塗布厚さは１０μｍ以下とすることができ、太陽光吸収率（α）は０．１以下であり、低コスト化を実現することができる。
また、シルセスキオキサン層１３ｃを形成するのは、耐原子状酸素性がシリコーン材料の中で高いこと及びタックが無いことで好ましいものとなる。

図３は、実施例３に係る可撓性熱制御材料の構成例を示す模式断面図である。図３に示すように、可撓性熱制御材料１０Ｃは、実施例２に係る可撓性熱制御材料１０Ｂ−１において、反射層１２の赤外線放射層１３が積層された面とは反対側の面に、酸化防止層１４を更に積層してなる。換言すれば、反射層１２の下側（図中下側）、すなわち可撓性熱制御材料１０ｃで被覆される構造物の機体側２０に、酸化防止層１４を更に備えている。本実施例においては、実施例１又は実施例２と同様の構成については同一の参照符号を付し、その説明を省略する。

酸化防止層１４は、例えば、ニッケル基超合金（インコネル等）、クロム、ニッケル、金（アルミ表面に蒸着）等で構成できる。なかでも酸化防止性、耐食性の観点から、ニッケル基超合金が特に好ましい。

上記構成によれば、宇宙空間における原子状酸素による酸化防止効果を一層向上させることができる。なお、本実施例の構成に加えて、支持層を設ける場合は、酸化防止層を、反射層と支持層との間に設けることが好ましい。

図４は、実施例４に係る可撓性熱制御材料の構成例を示す模式断面図である。図４に示すように、可撓性熱制御材料１０Ｄは、実施例１に係る可撓性熱制御材料１０Ａにおいて、反射層１２の赤外線放射層１３が積層された面とは反対側の面に、支持層１５を更に積層してなる。すなわち、反射層１２の下側（図中下側）、すなわち可撓性熱制御材料１０Ｄで被覆される構造物（被着体）側に、支持層１５を更に備えている。

可撓性熱制御材料を被着体へ施工する際に、引張力等が負荷されると、赤外線放射層１３や反射層１２にクラックが発生する場合がある。支持層１５は、このようなクラック発生を抑制する機能と効果を有する。支持層１５により可撓性熱制御材料１０Ｄ全体の剛性や強度が向上するためである。

支持層１５としては、強度、耐熱性の観点からポリイミド樹脂などのポリイミド系材料を使用することが好ましい。或いはＰＥＴ（ポリエチレンテレフタレート）等のポリエステル材料等のクラック発生を抑制する機能と効果を有する材料を使用するようにしてもよい。

上記構成により、加工しやすい適度な剛性や強度を付与することができる。このため、ロケットや人工衛星等の構造物（機体）への貼着や接合などの際に、反射層１２におけるクラック発生を抑制することができる。

図５は、実施例５に係る可撓性熱制御材料の構成例を示す模式断面図である。図５に示すように、可撓性熱制御材料１０Ｅは、実施例４に係る可撓性熱制御材料１０Ｄにおいて、赤外線放射層１３の反射層１２が積層された面とは反対側の面に、保護層１６を更に積層してなる。すなわち、赤外線放射層１３の上側（図中上側）、すなわち宇宙空間側２１に、保護層１６を更に備えている。

保護層１６は、タック（べたつき）性が高いシリコーン材料の表面を覆うことにより、可撓性熱制御材料１０Ｅの表面汚染を防止する機能及び効果を有する。例えば、可撓性熱制御材料をロケットに適用する場合、ロケットの推進薬タンクが被着体となり、ロケットの推進薬タンクの外表面が、可撓性熱制御材料で被覆される。この場合、保護層１６をシリコーン材料層の表面に設けることによって、施工時からロケット発射前までの可撓性熱制御材料１０Ｅの表面汚染を抑制できる機能及び効果を有する。

保護層１６としては、シリコーン材料の中でも耐原子状酸素性が更に高い、シルセスキオキサンで構成することが好ましい。可撓性熱制御材料の表面をシルセスキオキサンで被覆（コーティング）することにより、一層高い耐原子状酸素性を得ることができる。

図６は、実施例６に係る可撓性熱制御材料の構成例を示す模式断面図である。図６に示すように、可撓性熱制御材料１０Ｆは、実施例５に係る可撓性熱制御材料１０Ｅにおいて、保護層１６の上に導電層１７を更に積層してなる。すなわち、保護層１６の表面上、すなわち宇宙空間側２１の最表面に、導電層１７を更に備えている。

導電層１７は、放電による可撓性熱制御材料１０Ｆの損傷を抑制する機能及び効果を有する。また導電層１７は、反射層１２へ太陽光を入射させる程度の透明性を有する透明導電層であることが好ましい。

導電層１７としては、ＩＴＯ（Indium Tin Oxide：インジウム錫酸化物）、ＡＴＯ(Antimony Tin Oxide：アンチモン錫酸化物)、ＮｂをドープしたＴｉＯ_２(二酸化チタン)等の導電性を有する金属化合物材料、或いはカーボンナノチューブ等のカーボン系材料を使用することができる。

上記構成により、放電による損傷リスクを軽減した可撓性熱制御材料を提供することができる。

＜可撓性熱制御材料の適用例（１）＞
図７は、可撓性熱制御材料を被着体へ施工する一例を示す模式図である。図示の例においては、被着体は、ロケットの推進薬タンク（例えば、液体水素タンク）である。図８〜図１０は、図７におけるＡ部分を拡大した拡大模式断面図である。

図７に示す積層体の例では、液体水素タンクなどの推進薬タンク３０は、そのタンク本体３０ａの表面が、実施例４に係る可撓性熱制御材料１０Ｄで被覆されている。ここで、推進薬タンク表面には、ポリイソシアヌレートフォーム（ＰＩＦ）断熱層（以下「ＰＩＦ断熱層」という）３１が形成され、この表面に可撓性熱制御材料１０Ｄが施工されている。

図８は、図７における推進薬タンク表面すなわちＰＩＦ断熱層３１と可撓性熱制御材料１０Ｄとの関係を詳細に説明する図である。図８に示すように、支持層１５上に反射層１２を積層し、更にその表面上に赤外線放射層１３を積層した可撓性熱制御材料１０Ｄは、接合層１８を介して、ＰＩＦ断熱層３１上に貼着され、タンク本体３０ａを覆っている。

接合層１８は、例えば、粘着剤又は接着剤により構成される層である。粘着剤又は接着剤としては、宇宙空間のような真空環境でガスを発生させ難いものが好ましい。

本実施形態では、接合層１８により可撓性熱制御材料１０Ｄを液化水素タンク表面のＰＩＦ断熱層３１に接合させているが、可撓性熱制御材料１０Ｄは、締結部材により液化水素タンク表面に接合させることも可能である。締結部材としては、例えば、部品と部品を締めつけ固定するためのファスナを用いることができる。ファスナとしては、例えばリベット等を使用することができる。

図９は、図８におけるＰＩＦ断熱層３１の代わりに、ポリイミド発泡体断熱層４１を用いて可撓性熱制御材料１０（１０Ａ〜１０Ｆ）を接合層１８により設けたものである。ポリイミド発泡体断熱層４１は、気泡がオープンセル構造の発泡体であり、真空断熱効果を発揮するものとなる。ポリイミド発泡体断熱層４１の厚さは、例えば１０〜５０ｍｍ程度とするのが好ましい。

図１０は、図８におけるＰＩＦ断熱層３１とポリイミド発泡体断熱層４１との２層の積層体構造の断熱層４２の上に可撓性熱制御材料１０（１０Ａ〜１０Ｆ）を設けたものである。
ポリイミド発泡体断熱層４１は、気泡がオープンセル構造の発泡体であり、真空断熱効果を発揮するものとなる。ＰＩＦ断熱層３１とポリイミド発泡体断熱層４１との２層の断熱層４２の厚さは、例えば１０〜５０ｍｍ程度とするのが好ましい。

本実施例では、ＰＩＦ断熱層３１をタンク本体３０ａ側としているが、ポリイミド発泡体断熱層４１側をタンク本体３０ａ側としてその上層にＰＩＦ断熱層３１を設けるようにしてもよい。

＜可撓性熱制御材料の適用例（２）＞
図１１は、ロケットの模式図の一例を示す図である。図１１に示すように、推進薬タンクである液体水素タンク５１の頭部側には台座５２を介して衛星５３が設けられている。液体水素タンク５１の後方側にはロッド５４を介して液体酸素タンク５５が設けられ、エンジン５６側に供給している。

図１２−１は、可撓性熱制御材料を液体水素タンクに施工した長手方向の断面図であり、図１２−２は図１２−１のＡ−Ａ線断面図である。
本実施例では、液体水素タンク５１の表面に、ＰＩＦ断熱層３１が形成されており、このＰＩＦ断熱層３１の表面に、前述した実施例に係る可撓性熱制御材料１０（１０Ａ〜１０Ｆ）が被覆されている。なお、可撓性熱制御材料１０（１０Ａ〜１０Ｅ）は実施例１乃至６と同一であるので、その説明は省略する。

また、本実施例では、このＰＩＦ断熱層３１の軸方向に亙ってガス抜き用溝３２が形成されており、ＰＩＦ断熱層３１で発生する出ガス（例えば低分子成分）３３のガス抜きを行うようにしている。
これにより、ＰＩＦ断熱層３１の表面に形成される可撓性熱制御材料１０（１０Ａ〜１０Ｅ）や衛星５３に対して、出ガス３３による蒸着等の悪影響を抑制するようにし、衛星５３を保護するようにしている。

図１３は、本実施例の他の可撓性熱制御材料を液体水素タンクに施工した断面図である。
本実施例では、液体水素タンク５１のタンク本体３０ａの表面に、ＰＩＦ断熱層３１とポリイミド発泡体断熱層４１との２層構造の断熱層４２が形成されており、この２層構造の断熱層４２の表面に、前述した実施例に係る可撓性熱制御材料１０（１０Ａ〜１０Ｅ）が被覆されている。

また、本実施例では、このＰＩＦ断熱層３１とポリイミド発泡体層４１との界面には、軸方向に亙ってガス抜き用溝３２が連続して形成されており、断熱層４２で発生する出ガス（例えば低分子成分）のガス抜きを行うようにしている。なお、ＰＩＦ断熱層３１とポリイミド発泡体断熱層４１との接合面を略歯車構造として、ガス抜き用溝３２を形成するようにしているが、本発明はこれに限定されるものではない。

上記の如く、本発明に係る可撓性熱制御材料で、ロケット推進薬タンクの外表面を被覆することにより、ＰＩＦ断熱層のみでは不十分であった宇宙空間における断熱を好適に実現しうる。従来、ロケットや人工衛星など、宇宙空間で使用される構造物は、ＰＩＦ断熱層により外部からの入熱を防ぎ、推進薬である液体水素の蒸発を防いでいたが、無酸素の真空状態となる宇宙空間では太陽光の輻射入熱が支配的となり、ＰＩＦ断熱層のみでは十分な断熱性能を得ることができない。本発明に係る可撓性熱制御材料で、ＰＩＦ表面を更に被覆することにより、宇宙空間における輻射入熱の問題を抑制して断熱性能を向上させることができる。

１０（１０Ａ〜１０Ｆ） 可撓性熱制御材料
１２ 反射層
１３ 赤外線放射層
１４ 酸化防止層
１５ 支持層
１６ 保護層
１７ 導電層
１８ 接合層
２０ 機体側（被着体側）
２１ 宇宙空間側
３０ 推進薬タンク（被着体）
３１ ＰＩＦ断熱層
４１ ポリイミド発泡体断熱層

Claims (14)

1. 太陽光を反射する反射層と、
   前記反射層に積層され、赤外線を放射する赤外線放射層とからなり、
   前記赤外線放射層は、シルセスキオキサン層で構成されると共に、
   前記赤外線放射層において、前記反射層が積層された面とは反対側の面に、保護層を更に積層してなり、且つ
   前記保護層は、シルセスキオキサン層で構成される可撓性熱制御材料。
2. 前記反射層において、前記赤外線放射層が積層された面とは反対側の面に、支持層を更に積層してなる請求項１に記載の可撓性熱制御材料。
3. 前記反射層において、前記赤外線放射層が積層された面とは反対側の面に、酸化防止層を更に積層してなる請求項１または２に記載の可撓性熱制御材料。
4. 前記反射層において、前記赤外線放射層が積層された面とは反対側の面に、酸化防止層を更に積層してなると共に、
   前記酸化防止層は、前記反射層と前記支持層との間に設けられる請求項２に記載の可撓性熱制御材料。
5. 接合層により被着体の表面に固定されるものである請求項１から４のいずれか１つに記載の可撓性熱制御材料。
6. 締結部材により被着体の表面に固定されるものである請求項１から４のいずれか１つに記載の可撓性熱制御材料。
7. 前記被着体が宇宙空間で使用されるロケット又は人工衛星の推進薬タンクである請求項５または６に記載の可撓性熱制御材料。
8. 前記推進薬タンクが液体水素タンクである請求項７に記載の可撓性熱制御材料。
9. 前記被着体の表面に、ポリイソシアヌレートフォーム（ＰＩＦ）断熱層又はポリイミド発泡体断熱層のいずれか一方又はこれらの積層体の断熱層を有する請求項５から８いずれか１つに記載の可撓性熱制御材料。
10. ポリイソシアヌレートフォーム（ＰＩＦ）断熱層又はポリイミド発泡体断熱層のいずれか一方又はこれらの積層体に、ガス抜き用溝を有する請求項９に記載の可撓性熱制御材料。
11. 推進薬タンク本体の表面に請求項１から５のいずれか１つに記載の可撓性熱制御材料を固定してなる推進薬タンク。
12. 前記推進薬タンク本体が液体水素タンク本体である請求項１１に記載の推進薬タンク。
13. 前記推進薬タンク本体の表面に、ポリイソシアヌレートフォーム（ＰＩＦ）断熱層又はポリイミド発泡体断熱層のいずれか一方又はこれらの積層体の断熱層を有する請求項１１または１２に記載の推進薬タンク。
14. ポリイソシアヌレートフォーム（ＰＩＦ）断熱層又はポリイミド発泡体断熱層のいずれか一方又はこれらの積層体に、ガス抜き用溝を有する請求項１３に記載の推進薬タンク。
    

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