JPH04237700A - 宇宙往還機用熱防護材 - Google Patents
宇宙往還機用熱防護材Info
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- JPH04237700A JPH04237700A JP367191A JP367191A JPH04237700A JP H04237700 A JPH04237700 A JP H04237700A JP 367191 A JP367191 A JP 367191A JP 367191 A JP367191 A JP 367191A JP H04237700 A JPH04237700 A JP H04237700A
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Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16L—PIPES; JOINTS OR FITTINGS FOR PIPES; SUPPORTS FOR PIPES, CABLES OR PROTECTIVE TUBING; MEANS FOR THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16L59/00—Thermal insulation in general
- F16L59/04—Arrangements using dry fillers, e.g. using slag wool which is added to the object to be insulated by pouring, spreading, spraying or the like
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Thermal Insulation (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
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。
め要約のデータは記録されません。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は宇宙往還用熱防護材に係
り、特に、熱防護に好適な金属性熱防護材に関する。
り、特に、熱防護に好適な金属性熱防護材に関する。
【０００２】
【従来の技術】近年、宇宙利用に関する研究がさかんに
行なわれ、それに伴って宇宙ステーションと地上とを結
ぶ宇宙往還機の開発が重要課題とされている。特に、宇
宙往還機が大気圏突入の際に機体は１３００℃〜１７０
０℃の高温にさらされる。そのため、機体内部までの熱
の伝わりを防ぐ構造にしなければならない。
行なわれ、それに伴って宇宙ステーションと地上とを結
ぶ宇宙往還機の開発が重要課題とされている。特に、宇
宙往還機が大気圏突入の際に機体は１３００℃〜１７０
０℃の高温にさらされる。そのため、機体内部までの熱
の伝わりを防ぐ構造にしなければならない。
【０００３】図１は、宇宙往還機の一例を示す。機体下
部斜線部は、本発明の適用される表面温度が１３００℃
の部分を示す。
部斜線部は、本発明の適用される表面温度が１３００℃
の部分を示す。
【０００４】図２は、図１の機体下部斜線部の熱防護構
造を示す。すなわち、表面に耐熱性コーティングが施さ
れた炭素／炭素耐熱性複合材料２、Ａｌ２Ｏ３、及びＳ
ｉＯ２セラミックス系断熱材３、金属性断熱材４並びに
機体５からなっている。
造を示す。すなわち、表面に耐熱性コーティングが施さ
れた炭素／炭素耐熱性複合材料２、Ａｌ２Ｏ３、及びＳ
ｉＯ２セラミックス系断熱材３、金属性断熱材４並びに
機体５からなっている。
【０００５】図３，図４及び図５は、金属性断熱材４と
して一般に考えられているハニカム型、ディンプル型及
びコルゲート型構造の一例を示す。いずれも薄板を塑性
加工によって製作している。この金属性断熱材４は一般
には軽量化のため、Ｔｉ合金が適用されている。しかし
、Ｔｉ合金は５００℃以上に加熱されると著しく酸化す
るのみならず脆化するため適用温度範囲が狭い。更に、
軽量化のために、極薄板が適用されるが、Ｔｉ合金は加
工性が悪く、商業ベースで考えた場合には１５０〜２０
０μｍ程度となる。更に、Ｔｉ合金は希少資源であり、
社会的な観点より使用量は極力少なくするべきである。
して一般に考えられているハニカム型、ディンプル型及
びコルゲート型構造の一例を示す。いずれも薄板を塑性
加工によって製作している。この金属性断熱材４は一般
には軽量化のため、Ｔｉ合金が適用されている。しかし
、Ｔｉ合金は５００℃以上に加熱されると著しく酸化す
るのみならず脆化するため適用温度範囲が狭い。更に、
軽量化のために、極薄板が適用されるが、Ｔｉ合金は加
工性が悪く、商業ベースで考えた場合には１５０〜２０
０μｍ程度となる。更に、Ｔｉ合金は希少資源であり、
社会的な観点より使用量は極力少なくするべきである。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】以上のように、従来の
Ｔｉ合金性断熱材は、適用可能温度範囲、薄板加工性と
資源確保などの点で問題がある。
Ｔｉ合金性断熱材は、適用可能温度範囲、薄板加工性と
資源確保などの点で問題がある。
【０００７】本発明の目的はＴｉ合金性熱防護材に代わ
る新規の金属性熱防護材を提供することにある。
る新規の金属性熱防護材を提供することにある。
【０００８】
【課題を解決するための手段】上記目的はＴｉ合金性断
熱材をＦｅ基及びＮｉ基合金性多孔孔開き材を適用する
ことによって達せられる。
熱材をＦｅ基及びＮｉ基合金性多孔孔開き材を適用する
ことによって達せられる。
【０００９】
【作用】すなわち、Ｆｅ基及びＮｉ基合金は耐熱性が優
れ、少なくても最高８００℃位まで適用可能であり、従
来のＴｉ合金に比べて適用範囲が大幅に広がり、設計上
非常に有利となる。更に、加工性は、例えば、ＳＵＳ３
０４の場合、１０μｍまで容易に薄板化が可能である。
れ、少なくても最高８００℃位まで適用可能であり、従
来のＴｉ合金に比べて適用範囲が大幅に広がり、設計上
非常に有利となる。更に、加工性は、例えば、ＳＵＳ３
０４の場合、１０μｍまで容易に薄板化が可能である。
【００１０】図６は、本発明の代表例としてコルゲート
型構造の金属性断熱材の構造を示す。すなわち、波板７
に打抜孔８が形成され、上下の波板同士は接合９されて
いる。本発明の打抜孔付波板の開孔率を５０％とした場
合、その金属性断熱材の重量は孔なしのものに比べて半
分となる。例えば、Ｔｉと同一板厚材料を用いた場合に
は、Ｔｉ性断熱材と同じ重量となる。更に、本発明に用
いられる材料は、更に薄板化が可能となるので、更に重
量は軽減される。
型構造の金属性断熱材の構造を示す。すなわち、波板７
に打抜孔８が形成され、上下の波板同士は接合９されて
いる。本発明の打抜孔付波板の開孔率を５０％とした場
合、その金属性断熱材の重量は孔なしのものに比べて半
分となる。例えば、Ｔｉと同一板厚材料を用いた場合に
は、Ｔｉ性断熱材と同じ重量となる。更に、本発明に用
いられる材料は、更に薄板化が可能となるので、更に重
量は軽減される。
【００１１】本発明では、図５に示したように、表裏面
及び上下の波板の中間に平薄板を施すと強度が増すので
好ましい。
及び上下の波板の中間に平薄板を施すと強度が増すので
好ましい。
【００１２】本発明の波板同士及び波板と平板の接合は
ろう付で行なうことが好ましい。
ろう付で行なうことが好ましい。
【００１３】更に、本発明における積層される波板の波
の方向は、交差または平行型であってもよい。
の方向は、交差または平行型であってもよい。
【００１４】更に、本発明の打抜孔付波板は、図３及び
図４のハニカム型及びディンプル型構造にも好適である
。
図４のハニカム型及びディンプル型構造にも好適である
。
【００１５】本発明に適用される材料は鉄基合金が望ま
しく、特に、ステンレス鋼が好ましい。ただし、必要と
ならばＴｉ、Ａｌ、Ｎｂ、Ｃｏ合金など適用しても効果
がある。
しく、特に、ステンレス鋼が好ましい。ただし、必要と
ならばＴｉ、Ａｌ、Ｎｂ、Ｃｏ合金など適用しても効果
がある。
【００１６】
【実施例】以下、発明の一実施を示す。実施例はコルゲ
ート型構造金属性断熱材について述べる。
ート型構造金属性断熱材について述べる。
【００１７】波形成型材に適用した供試材は市販のＳＵ
Ｓ３０４ステンレス鋼を用いた。供試材の形状は、板厚
１００μｍ、板幅３００ｍｍ、板長さ１０ｍである。供
試材は、図６に示すように、打抜孔８を施した。打抜孔
８の形状は、直径１．７φ、孔ピッチ２．５ｍｍで、開
孔率が５０％である。
Ｓ３０４ステンレス鋼を用いた。供試材の形状は、板厚
１００μｍ、板幅３００ｍｍ、板長さ１０ｍである。供
試材は、図６に示すように、打抜孔８を施した。打抜孔
８の形状は、直径１．７φ、孔ピッチ２．５ｍｍで、開
孔率が５０％である。
【００１８】図７の打抜孔付板材１０を図８で示したよ
うな波形に成型した。波形成型は、ギア成型法によって
行なった。成型仕上がり寸法は、成型ピッチ４．７ｍｍ
、成型高さ２ｍｍ、曲げ角度６０度、溝幅１．２ｍｍ、
先端幅１．７ｍｍである。
うな波形に成型した。波形成型は、ギア成型法によって
行なった。成型仕上がり寸法は、成型ピッチ４．７ｍｍ
、成型高さ２ｍｍ、曲げ角度６０度、溝幅１．２ｍｍ、
先端幅１．７ｍｍである。
【００１９】次に、波板材を１５０ｍｍ角に加工し、波
板同士を図６で示すような波方向が交差し、四層積層の
形状にろう付してコルゲート型金属性断熱材を作製した
。ろう材は、市販の液相温度１０００℃のＮｉアモルフ
ァスシートを用いた。ろう材は真空容器内で、１０００
℃、一時間保持の条件で行なった。
板同士を図６で示すような波方向が交差し、四層積層の
形状にろう付してコルゲート型金属性断熱材を作製した
。ろう材は、市販の液相温度１０００℃のＮｉアモルフ
ァスシートを用いた。ろう材は真空容器内で、１０００
℃、一時間保持の条件で行なった。
【００２０】このような条件で市販のステンレス鋼製コ
ルゲート型金属性断熱材を製作した。
ルゲート型金属性断熱材を製作した。
【００２１】この材料の重量は約７５ｇであり、従来型
の同一形状で製作したＴｉ合金材とほぼ同じであり、本
発明の有効性が明らかとなった。
の同一形状で製作したＴｉ合金材とほぼ同じであり、本
発明の有効性が明らかとなった。
【００２２】また、実機で、本発明材は、最大８００℃
×３０分間の熱サイクルを十回施し、耐熱性試験を実施
した。その結果、被熱サイクル材は、変形や割れなどの
問題が生じず、すぐれた特性を示すことが明らかとなっ
た。
×３０分間の熱サイクルを十回施し、耐熱性試験を実施
した。その結果、被熱サイクル材は、変形や割れなどの
問題が生じず、すぐれた特性を示すことが明らかとなっ
た。
【００２３】本発明材は宇宙往還機用材料ばかりでなく
、一般の航空機材料にも適用可能である。
、一般の航空機材料にも適用可能である。
【００２４】
【発明の効果】本発明は、従来のＴｉ合金製防護材と同
等又はそれ以上の軽量化が図られると共に、使用温度範
囲が３００℃も広くなる。
等又はそれ以上の軽量化が図られると共に、使用温度範
囲が３００℃も広くなる。
【００２５】更に、本発明には薄板加工性の優れたステ
ンレス鋼が適用されるため、肉厚１０μｍまでの波板も
容易に製作可能であり、軽量化及び経済性向上に対する
メリットが大きい。
ンレス鋼が適用されるため、肉厚１０μｍまでの波板も
容易に製作可能であり、軽量化及び経済性向上に対する
メリットが大きい。
【図１】本発明が適用される宇宙船の側面図。
【図２】本発明の熱防護構造を示す断面図。
【図３】本発明のハニカム構造金属断熱材の斜視図。
【図４】本発明のデンプル型金属断熱材の斜視図。
【図５】本発明のコルゲート型金属断熱材の斜視図。
【図６】本発明のコルゲート型金属断熱材の斜視図。
【図７】本発明の打抜孔板材の斜視図。
【図８】本発明の図７板材を波形成形した斜視図。
１…耐熱性コーティング、２…耐熱性複合材料、３…セ
ラミック系断熱材、４…金属性断熱材、５…機体、６…
機内、７…波板、８…打抜孔、９…接合部、１０…多孔
打抜板。
ラミック系断熱材、４…金属性断熱材、５…機体、６…
機内、７…波板、８…打抜孔、９…接合部、１０…多孔
打抜板。
Claims (11)
- 【請求項１】耐熱性複合材、セラミックス系断熱材、金
属性断熱材を含む熱防護材において、前記金属性断熱材
が波形になっており、その波形材に多数の打抜孔が形成
されていることを特徴とする宇宙往還機用熱防護材。 - 【請求項２】請求項１において、前記金属性断熱材は波
板が複数積層されている宇宙往還機用熱防護材。 - 【請求項３】請求項１または２において、前記波板材の
積層接触点が点接触になるよう各々の波板の配列を変え
た宇宙往還機用熱防護材。 - 【請求項４】請求項１において、前記金属性断熱材がＦ
ｅ基合金、Ｎｉ基合金、Ｎｉ−Ｃｕ基合金、Ｔｉ基合金
及びＡｌ基合金である宇宙往還機用熱防護材。 - 【請求項５】請求項１において、前記金属性断熱材であ
る波形材は各々がろう付けによって接合され、積層構造
になっている宇宙往還機用熱防護材。 - 【請求項６】請求項１において、前記金属性断熱材がコ
ルゲート型、ハニカム型又はコルゲート型で多数の打抜
孔が形成されている宇宙往還機用熱防護材。 - 【請求項７】請求項１において、前記波型材はギアまた
はプレス成型法によって製造される宇宙往還機用熱防護
材。 - 【請求項８】請求項１または２において、前記波板が複
数積層されている金属性断熱材の表裏面に平板が形成さ
れている宇宙往還機用熱防護材。 - 【請求項９】請求項１，２または８において、複数積層
されている前記金属性断熱材の波板の各層に平板が形成
されている宇宙往還機用熱防護材。 - 【請求項１０】請求項１において、複数積層されている
金属性断熱材の波板の肉厚が１００μｍ以下である宇宙
往還機用熱防護材。 - 【請求項１１】請求項１において、打抜孔が形成される
コルゲート、ハニカム及びディンプル型構造の材料で一
般の航空機用機体及び部品などに適用される宇宙往還機
用熱防護材。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP367191A JPH04237700A (ja) | 1991-01-17 | 1991-01-17 | 宇宙往還機用熱防護材 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP367191A JPH04237700A (ja) | 1991-01-17 | 1991-01-17 | 宇宙往還機用熱防護材 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04237700A true JPH04237700A (ja) | 1992-08-26 |
Family
ID=11563890
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP367191A Pending JPH04237700A (ja) | 1991-01-17 | 1991-01-17 | 宇宙往還機用熱防護材 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH04237700A (ja) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR20010060805A (ko) * | 1999-12-28 | 2001-07-07 | 이구택 | 스테인레스재의 클래드 패널 제조방법 |
| JP2012503149A (ja) * | 2008-09-15 | 2012-02-02 | シン サーマル バリアズ リミテッド | 熱抵抗材料 |
| JP2014194250A (ja) * | 2013-03-29 | 2014-10-09 | Shuyu:Kk | 金属反射型保温材及びこれを用いた保温カバー体 |
| JP2015145124A (ja) * | 2014-02-04 | 2015-08-13 | 三菱重工業株式会社 | 複合材構造 |
| CN106158050A (zh) * | 2016-06-29 | 2016-11-23 | 中国科学院国家天文台 | 一种用于近太阳观测设备的热防护结构 |
| JP2018179470A (ja) * | 2017-04-21 | 2018-11-15 | 三菱電機株式会社 | 飛しょう体の胴体 |
| CN110027695A (zh) * | 2019-04-30 | 2019-07-19 | 中国商用飞机有限责任公司 | 用于飞行器的蜂窝蒙皮结构 |
-
1991
- 1991-01-17 JP JP367191A patent/JPH04237700A/ja active Pending
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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| WO2015119023A1 (ja) * | 2014-02-04 | 2015-08-13 | 三菱重工業株式会社 | 複合材構造 |
| RU2641733C1 (ru) * | 2014-02-04 | 2018-01-22 | Мицубиси Хеви Индастрис, Лтд. | Конструкция из композитного материала |
| CN106158050A (zh) * | 2016-06-29 | 2016-11-23 | 中国科学院国家天文台 | 一种用于近太阳观测设备的热防护结构 |
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