JPH03153500A - 宇宙機器の熱防護構造 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は、特に宇宙往還機に好適な宇宙機器の熱防護構
造に関する。

〔従来の技術〕

宇宙往還機が大気圏に再突入する際の空力加熱による高
温から機体を護るための熱防護システムとして、米国の
スペースシャトルでは、ノーズキャブや翼前縁部などの
特に高温になる部分を除いて、シリカ系タイルが使用さ
れている。

しかし、このシリカ系タイルは強度が弱く使用に際して
損傷や欠落が問題となっており、また耐熱温度は１２８
０℃と低く、より高温で使用できる高強度の熱防護シス
テムの開発が待たれている。そのため、軽量かつ高強度
であり熱衝撃に強く耐熱性に優れた炭素繊維強化炭素複
合材を最外層に配した熱防護システムが提案されている
。しかし、炭素繊維強化炭素複合材はすべて炭素で構成
されているため、酸化され易く酸素含有雰囲気中での長
期間の使用は５００〜６００℃までに限られる。

炭素繊維強化炭素複合材の耐酸化性を向上させる為に、
いくつかの努力が払われている。その一つの例として、
燐酸系または酸化ほう素系のガラスを含浸する方法があ
る。これは、含浸されたガラスが高温下の使用中に溶融
し、炭素質材の外部表面または内部表面とを覆い炭素材
料の強化を防ぐものである。また、炭素繊維強化炭素複
合材のマ）　ＩＪノクス中に、耐酸化性物質（例えば、
　Ｔｉ　、Ｓｉ　、Ｂ、Ｗ、Ｔｈ　、Ｎ）を炭化物ある
いは有機物や元素の状態で２分散させる方法が提案され
ている。さらには、気相化学反応沈積法（以下ＣＶＤ法
と略す。）で得られるち密な炭化珪素や窒化珪素の膜で
炭素繊維強化炭素複合材の外表面を被覆する方法がある
。また。

アルミナと炭化珪素と金属珪素との混合粉体中に炭素材
料を埋没させて加熱するパック法や珪素含有物と炭素質
基材とを直接反応させる方法などで、炭素繊維強化炭素
複合材の表面に炭化珪素を生成させる方法なども提案さ
れている。

〔発明が解決しようとする問題点〕

しかしながらかかる従来の技術では、下記のような問題
点がある。すなわち、燐酸や酸化ほう素系のガラスを含
浸する方法では、１０００℃程度以上になると、ガラス
の蒸発が著しく有効な保護膜になりえない。たとえ他の
高融点のガラスと併用しても、高温での燐酸または酸化
ほう素系のガラスの蒸発が激しく長い寿命は期待できな
い。またマトリックス中に耐酸化性物質を分散させる方
法においては、十分な耐酸化性をうるために多量の耐酸
化性物質が必要であり、炭素繊維強化炭素複合材の強度
低下や特有の擬延性的性質が失われる等の問題がある。

ＣＶＤ法によって緻密な炭化珪素や窒化珪素の被覆膜を
作る方法では、炭化珪素や窒化珪素の熱膨張係数が３．
５×１０−“１０に程度であるのに対して、炭素繊維強
化炭素複合材の熱膨張係数は一１〜Ｉ　Ｘ　Ｎｏ”−’
７０にであり、熱応力によって緻密な膜にクランクが発
生し、ここから酸素が浸入するため十分な耐酸化性が得
られない。そこでクラックを酸化珪素で封溝することが
試みられたが、酸化珪素の溶融温度が１７５０℃と高い
ために、酸化珪素の溶融温度以下で酸素の浸入が防げず
十分な結果が得られていない。さらにＣＶＤ法による膜
は基材と物理的に接合しているだけなので、熱衝撃など
で剥がれ易く信頼性に欠ける。また、パック法や珪素含
有物と炭素材料を直接反応させて作られる炭化珪素の膜
は、緻密性に欠は有効な酸素拡散防止膜にならない。

〔問題点を解決するための手段〕

そこで本発明者等は、これらの問題を解決すべく鋭意検
討した結果、特定の化合物で処理した特定形状の炭化珪
素被覆膜を炭素繊維強化炭素複合材の外表面に設けるこ
とにより、上記の問題点が解決できることを見い出し本
発明に至った。すなわち本発明の目的は、宇宙往還機な
どの宇宙機器が大気圏に再突入するに際して好適な宇宙
機器の熱防護構造を提供することにある。

そしてかかる目的は、宇宙機器の本体外表面上に被着さ
れた断熱材層と、その周縁部が段状に形成され段部が相
互に嵌合して前記断熱材層上に設けられた熱防護部材で
あって表面が凹凸処理された炭素繊維強化炭素複合材の
外表面に炭化珪素被覆膜が形成され、かつ該炭化珪素被
覆膜と炭素繊維強化炭素複合材との間に炭素繊維強化複
合材の炭素と反応して得られる炭化珪素層を有し更に炭
化珪素被覆膜が酸化ほう素と酸化珪素の混合物で封孔処
理された熱防護部材と、一側が前記熱防護部材に固定さ
れ断熱材層を間装しながら他側が宇宙機器本体に固定さ
れて熱防護部材及び断熱材層を宇宙機器本体に固定する
締結部材とを有する宇宙機器の熱防護構造とすることに
より達成される。

以下に本発明について説明する。本発明は。

宇宙機器本体上の断熱材層と、断熱材層の外側にあって
締結部材により宇宙機器の本体に固着される熱防護部材
とを具備している。この熱防護部材は大気圏再突入の際
の急激な空気加熱に耐え、内部の断熱材層を保護するの
で、更に断熱材層にくるまれた宇宙機器本体を適切な温
度に保つことができる。

以下に熱防護部材について詳細に説明する。

本発明における炭素繊維強化炭素複合材は。

炭素繊維を補強材としマ）　ＩＪノクスに炭素を用いた
複合材であれば、特に限定されるものではない。例えば
、炭素繊維（黒鉛化繊維を含む）をフェノール樹脂など
の熱硬化性樹脂やピッチを用いて成形し、炭化あるいは
黒鉛化して作られる。また、熱硬化性樹脂あるいはピッ
チ等で含浸と炭化または黒鉛化を繰返すか、熱分解炭素
を沈積させることによって緻密化処理した炭素線維強化
炭素複合材でも良い。また、使用される炭素繊維として
は、ポリアクリロニトリル系炭素繊維、ピッチ系炭素繊
維やレイヨン系炭素繊維などの一般に炭素繊維と言われ
る繊維もしくは、その前駆体が用いられる。炭素繊維の
補強形態としては特に限定されるものではなくクロス積
層や三次元織物や短繊維状などいずれの形態でも良い。

本発明ではまず、炭素繊維強化炭素複合材（第２図にお
ける４）の表面を凹凸処理する。具体的には、圧縮空気
などで炭化珪素などの硬い粒子を、炭素繊維強化炭素複
合材の表面に吹き付けるなどの方法が使用できる。

次に、炭素繊維強化炭素複合材の表面に、炭素繊維強化
炭素複合材の炭素と珪素を反応させて、炭素繊維強化炭
素複合材とよく接着した炭化珪素の下地層（５）をつく
る。具体的には、金属珪素と反応しない液体１例えば、
イソプロピルアルコールに、金属珪素粉末を分散させた
けん濁液を、炭素繊維強化炭素複合材の表面に塗布し、
液体を蒸発させて、金属珪素粉末を炭素繊維強化炭素複
合材に付着させる。これを不活性雰囲気中で１７９０〜
２３００℃に加熱し、炭素繊維強化炭素複合材の炭素と
金属珪素とを反応させて炭化珪素の下地層をつくる。

得られる炭化珪素の下地層は、二つの層からなる。外層
は１粒径が３〜１０μｍのＳｉＣが。

粒子同士の接触点でわずかに一体化した。厚さが２０〜
３０μｍの多孔質な層である。この多孔質層（第３図に
おける６）の下には、あたかも炭化珪素のくさびを炭素
繊維強化炭素複合材へ打ち込んだような、炭化珪素と炭
素の混合物層（７）が生成する。これは、溶融状態の金
属珪素が、Ｔ５材である炭素繊維強化炭素複合材の気孔
内部に、浸入して反応するためである。この混合物層の
厚さは２反応前に付着させる金属珪素の量によって制御
することができ、望ましくは１００〜２００μｍが良い
。ただし該混合物層中に未反応の珪素が残っても良い。

前記炭化珪素下地層の上に、ＣＶＤ法により炭化珪素被
覆膜（第２図または第３図における８）を形成する。具
体的な方法として１例えば四塩化珪素を水素で還元しメ
タンのような炭化水素を反応させる方法や、メチルトリ
クロロシランを熱分解する方法などが使用できる。ＣＶ
Ｄ法による炭化珪素膜の厚さは、１０μｍ程度以上あれ
ば良いが望ましくは１００μｍ程度がよく１通常５０〜
１０００μｍである。

炭化珪素の下地層の上にＣＶＤ法による炭化珪素を沈積
させると、ＣＶＤ法による炭化珪素が多孔質炭化珪素層
の気孔内にも沈積するため。

ＣＶＤ法による炭化珪素膜の基材への接着力が向上する
。炭化珪素と炭素の混合物層は、この接着をより確かな
ものにする。さらに、該混合物層の炭化珪素は、炭素繊
維強化炭素複合材の気孔内に生成しやすく、炭素繊維強
化炭素複合材表面付近の気孔を塞ぎ、より内部への酸素
の浸透を低減することが期待される。また、混合物層内
では、炭化珪素の炭素に対する比が、基材内部に向かっ
て減少するので１組成の傾斜化よってＣＶＤ法による炭
化珪素被覆膜に発生する熱応力が緩和されることが期待
される。

以上の凹凸処理、炭化珪素下地層、およびＣＶＤ法によ
る炭化珪素被覆は、炭素繊維強化炭素複合材の側面を含
めた全外表面に施すことが望ましい。

最後に、ＣＶＤ法による炭化珪素被覆膜に生じたクラッ
クを、酸化ほう素と酸化珪素の混合物（第２図における
９）で封溝処理する。酸化ほう素の融点が４８０℃であ
り、炭素繊維強化炭素複合材が酸化を始める温度（５０
０〜６００℃）で酸化ほう素は液体になり炭化珪素膜の
クランクを完全に封溝し、酸化ほう素が著しく蒸発する
ような高温では、酸化珪素またはほう珪酸ガラスが液体
となってクラックを完全に封溝しＱＧ、炭化珪素被覆膜
に生じたクラックから酸素が進入するのを防ぐ。酸化ほ
う素と酸化珪素の混合物は、ＣＶＤ法による炭化珪素膜
のクラックの中にあればよく、炭化珪素膜の上または炭
素繊維強化炭素複合材の気孔内部に存在してもなんら問
題はない。

酸化ほう素は、ＣＶＤ法による炭化珪素を被覆した炭素
繊維強化炭素複合材の単位表面積当り、１〜２００　ｅ
ｒｇ　／　ａｉ含浸されていればよく。

好ましくは０．１０〜１００１１９　／　ｄ含浸されて
いればよい。酸化珪素は２重量で酸化ほう素の１０％以
上、好ましくは３０〜４００％あればよい。

酸化ほう素あるいは酸化珪素を直接含浸しても良いが、
ＣＶＤ法による炭化珪素の膜のクランクの幅が狭いので
、直接含浸するには、高温高圧の設備が必要であり経済
的でない。従って低粘度で炭化珪素と濡れの良い有機前
駆体を含浸して、その後、酸化ほう素あるいは酸化珪素
に変換する方法が適している。かかる条件を溝穴す有機
前駆体の一つは、ほう素あるいは珪素のアルコオキサイ
ドと、水及び１両者を溶解し得る溶剤との溶液である。

具体的には、ほう素のアルコオキサイドとしては、トリ
エチルオルツボレイ）　Ｂ　（ＯＣ＠Ｈ−）−（以下、
ＴＥＯＢと略す。）を、珪素のアルコオキサイドとして
はテトラエチルオルソシリケイト５ｉ（ＱＣ雪山）４（
以下、ＴＥ０１と略す。）を。

共通溶媒としてはエチルアルコールやメチルアルコール
を、それぞれ使用することができる。

また、ＴＥ０１やＴＥＯＢは、溶液の粘度が約ＩＰを超
えない程度に、予め縮重合させておいても良い。ＴＥＯ
５／水／エタノール溶液または、ＴＥＯＢ／水／エタノ
ール溶液は、被処理物に含浸した後、大気中で約１２０
℃で熱処理（以後、硬化処理という。）することで、約
８Ｑ　ｗｔ％の酸化ほう素または酸化珪素を含む化合物
になる。炭素繊維強化炭素複合材を入れた容器を減圧に
し、つづいて、減圧下で有機前駆体を導入した後に常圧
に戻す真空含浸法や、真空含没後さらに圧力を加える真
空加圧含浸法や。

被処理物を有機前駆体溶液に浸すだけのディッピング含
浸法などが利用できる。

所定の有機前駆体の含浸硬化処理が終了したのち、使用
前に５００〜１４００℃で熱処理して、酸化ほう素を溶
融させて酸化ほう素によるクラックの封溝をより確かな
ものにする。

得られた熱防護部材は１例えば、アルミ合金やポリイミ
ド系複合材料等からなる機体構造材（第１図における１
）の上にアルミナ繊維等からなる断熱材層（２）を配し
、その上を空力学的外力を支えうる薄い高強度の耐熱材
（３）で覆い、この耐熱材を機体構造材にファスナ等の
締結部材で固定した宇宙往還機態用熱防護構造として使
用することができる。その他、従来シリカ系タイルが使
用されていた部位のみならず、大気圏に再突入する際に
特に高温となる部位１例えばノーズコーン、翼前縁部、
垂直尾翼、ボディフラップ等の部位にも使用することが
できる。尚ノーズコーンや翼に用いる場合、熱防護部材
と機体本体の間に断熱材層を介さないで用いる事も可能
である。

１゛実施〕 以下、実施例によりさらに詳細に説明する。

第１図に本発明の一実施例としての宇宙往還機用の熱防
護構造を示す。宇宙往還機の本体１０表面にはシリカ繊
維及びアルミナ繊維の混合繊維からなる断熱材層２が設
けられ、更に断熱材層２の外表面が後述する熱防護部材
３により櫟われている。熱防護部材３はタイル状になっ
ているが、熱防護部材３の端部は段状に形成されており
、隣接する熱防護部材３と段部が重なりあっている。熱
防護部材３の中央部及び一端側にそれぞれ、締結部材と
してのニオブ製ファスナ１２が挿着されて断熱材層２を
間装しなから熱防護部材３を宇宙往還機の本体１に固着
している。ここでファスナ１２の下端は、宇宙往還機の
本体１に設けられたクリップ１３により固着されている
。本実施例に用いる熱防護部材３は次に述べる方法で製
造した。

まず、圧縮空気で炭化珪素粉末を、炭素繊維クロスを積
層した平板状炭素繊維強化炭素複合材に吹き付けて、炭
素繊維強化炭素複合材の表面を凹凸にした。つづいて、
金塊珪素粉末１００部をイソプロピルアルコール４０部
に分散したけん濁液を、炭素繊維強化炭素複合材の表面
に塗布し、イングロビルアルコールを蒸発させた後に、
アルゴン中で２０００℃に加熱して、基材炭素繊維強化
炭素複合材に良く接着した炭化珪素の下地層を作った。

ついで、メチルトリクロロシランを用いてＣＶＤ法によ
って、　ＳｉＣを１００　ｔｚ　ｍ沈積させた。以上の
処理を炭素繊維強化炭素複合材の全外表面に施した。つ
ぎに。

ＴＥ０１１００部、エタノール６０部、水２６部の混合
溶液と、ＴＥＯＢ１００部、エタノール１００部２水２
０部の混合溶液を、交互にそれぞれ３回ずつ含浸した。

ＴＥＯ３溶液あるいはＴＥＯＢ溶液含没後は、それぞれ
乾燥後１２０℃で硬化させた。この時の酸化ほう素含浸
量は。

１６ｍｇ／ｄであり、酸化珪素の含浸蓋は４８即／ｄで
あった。最後に、アルゴン中で８００℃に加熱した。

比較例として、凹凸処理をせず炭化珪素の下地１−を作
らすに、　Ｉｔ接炭素繊維強化炭素複合材にＣＶＤ法で
炭化珪素被積膜を形成した以外は。

実施例と同様に調整し、た熱防護部材も作製した。

このようにして処理した宇宙往還機用熱防護部材試験片
＋　３０Ｘ３０Ｘ５目）を、大気圏再突入時の空力加熱
を模擬する条件として大気中で熱流束０．０５　Ｋ＝ｊ
　／　Ｃ１５ｅｅのアルゴンプラズマを３６０秒間照射
するテストを、１０回繰り返した。実施例は３重量減少
が０．２７　ｗｔ９６であったのに対して、比較例は１
回のアルゴンプラズマ照射で、炭化珪素被積膜が剥離し
た。

従って２本実施例の熱防護部材をはりつけた熱防膜構造
であれば、大気圏再突入の際にも炭化珪素被覆膜の剥離
によって内部の炭素繊維強化炭素複合材の酸化消失とい
う事態がおきないので、断熱作用が十分確保され、宇宙
往還機を常温のままに保つことができる。

〔発明の効果〕

本発明によれば、犬、気圏に再突入する宇宙往還機用熱
防護構造として好適な宇宙機器の熱防護構造を得ること
ができる。

【図面の簡単な説明】

第１図は１本発明の熱防護の使用例を示した概略断面図
、第２図は本発明に於ける宇宙往還機用熱防護の概略断
面図、第３図は第２図Ａ部の拡大図である。 １・・・機体構造材、２・・・断熱材層、３・・・熱防
護部材、４・・・炭素繊維強化炭素複合材、５・・・炭
化珪素下地層、６・・・炭化珪素下地層中の多孔質層。 ７・・・炭化珪素下地層中の炭化珪素と炭素の混合物層
、８・・・炭化珪素被覆膜、９・・・酸化ほう素と酸化
珪素の混合物、１０・・・溶融した酸化ほう素または酸
化珪素、１２・・・ファスナ。 第２図 ゝ−１４ ゴ 高１時 ０ −一−−＼５

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 宇宙機器の本体外表面上に被着された断熱材層と、その
   周縁部が段状に形成され段部が相互に嵌合して前記断熱
   材層上に設けられた熱防護部材であって表面が凹凸処理
   された炭素繊維強化炭素複合材の外表面に炭化珪素被覆
   膜が形成され、かつ該炭化珪素被覆膜と炭素繊維強化炭
   素複合材との間に炭素繊維強化複合材の炭素と反応して
   得られる炭化珪素層を有し更に炭化珪素被覆膜が酸化ほ
   う素と酸化珪素の混合物で封孔処理された熱防護部材と
   、一側が前記熱防護部材に固定され断熱材層を間装しな
   がら他側が宇宙機器本体に固定されて熱防護部材及び断
   熱材層を宇宙機器本体に固定する締結部材とを有する宇
   宙機器の熱防護構造。