JPH05203096A - 熱防護システム - Google Patents
熱防護システムInfo
- Publication number
- JPH05203096A JPH05203096A JP1077892A JP1077892A JPH05203096A JP H05203096 A JPH05203096 A JP H05203096A JP 1077892 A JP1077892 A JP 1077892A JP 1077892 A JP1077892 A JP 1077892A JP H05203096 A JPH05203096 A JP H05203096A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- heat
- shield
- protection system
- structural body
- thermal protection
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
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
- F16L59/12—Arrangements for supporting insulation from the wall or body insulated, e.g. by means of spacers between pipe and heat-insulating material; Arrangements specially adapted for supporting insulated bodies
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Thermal Insulation (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】機体構造体に作用する外力を少なくして、その
耐久性を向上させることである。 【構成】機体構造体４の外側に断熱材５ａ，５ｂが配さ
れ、さらにその外側が耐熱遮蔽体７で覆われ、耐熱遮蔽
体４が連結具で機体構造体４に取付けられている熱防護
システムにおいて、連結具１０は、機体構造体４と連結
する構造体側ボルト１３と、耐熱遮蔽体７と連結する遮
蔽体側ボルト１１と、これらのボルト１１，１３相互を
連結するベロー１２とで構成されている。
耐久性を向上させることである。 【構成】機体構造体４の外側に断熱材５ａ，５ｂが配さ
れ、さらにその外側が耐熱遮蔽体７で覆われ、耐熱遮蔽
体４が連結具で機体構造体４に取付けられている熱防護
システムにおいて、連結具１０は、機体構造体４と連結
する構造体側ボルト１３と、耐熱遮蔽体７と連結する遮
蔽体側ボルト１１と、これらのボルト１１，１３相互を
連結するベロー１２とで構成されている。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、航空機あるいは宇宙機
のような高熱を受ける物体に用いられる再使用可能な熱
防護システムに関する。
のような高熱を受ける物体に用いられる再使用可能な熱
防護システムに関する。
【０００２】
【従来の技術】宇宙機は、宇宙から大気圏に突入する
際、極めて高い空力加熱を受ける。この加熱時間は再突
入の軌道によって異なるが、一般に約１５〜２５分継続
する。この時の空力加熱率は、図２に示すように、宇宙
機の機首１および翼前縁２ａで最も高く、翼の下面２ｂ
および機体の側部３がそれに次ぎ、さらに翼の上面２ｃ
がそれに次ぐが、ここにおいてもかなりの局部加熱を受
ける。これらの部分の温度は、一般的に、１０００℃を
超え、ある部分では２０００℃に達することもあるの
で、機体および搭載機器の機能低下を防ぎ、機体の損傷
を防ぐために保護することが必要である。
際、極めて高い空力加熱を受ける。この加熱時間は再突
入の軌道によって異なるが、一般に約１５〜２５分継続
する。この時の空力加熱率は、図２に示すように、宇宙
機の機首１および翼前縁２ａで最も高く、翼の下面２ｂ
および機体の側部３がそれに次ぎ、さらに翼の上面２ｃ
がそれに次ぐが、ここにおいてもかなりの局部加熱を受
ける。これらの部分の温度は、一般的に、１０００℃を
超え、ある部分では２０００℃に達することもあるの
で、機体および搭載機器の機能低下を防ぎ、機体の損傷
を防ぐために保護することが必要である。
【０００３】従来の熱防護システムとしては、例えば、
図３に示すようなものがある。この熱防護システムは、
機体構造体４の外側に断熱材５ａ，５ｂを配し、さらに
その外側をリフレクタ６および耐熱遮蔽体７で覆い、耐
熱遮蔽体７をボルト８と機体構造体４に溶着されている
ナット９とを用いて、機体構造体４に固定するというも
のである。
図３に示すようなものがある。この熱防護システムは、
機体構造体４の外側に断熱材５ａ，５ｂを配し、さらに
その外側をリフレクタ６および耐熱遮蔽体７で覆い、耐
熱遮蔽体７をボルト８と機体構造体４に溶着されている
ナット９とを用いて、機体構造体４に固定するというも
のである。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】一般的に、宇宙機が大
気圏に突入する際、機体表面部、つまり熱防護システム
にかなりの力が作用し局部的に変形が生じる。このよう
な現象は宇宙機のみならず、一般的な航空機にも見られ
る現象である。このような現象に対して、従来の熱防護
システムでは、機体構造体４の一部やボルト８等が変形
して外力を吸収しているため、熱防護システムおよび機
体構造体の耐久性を低下させるという問題点がある。
気圏に突入する際、機体表面部、つまり熱防護システム
にかなりの力が作用し局部的に変形が生じる。このよう
な現象は宇宙機のみならず、一般的な航空機にも見られ
る現象である。このような現象に対して、従来の熱防護
システムでは、機体構造体４の一部やボルト８等が変形
して外力を吸収しているため、熱防護システムおよび機
体構造体の耐久性を低下させるという問題点がある。
【０００５】本発明は、このような従来の問題点につい
て着目してなされたもので、宇宙機が大気圏に突入する
際等に、機体構造体に作用する外力を少なくして、その
耐久性を向上させることができる熱防護システムを提供
することを目的とする。
て着目してなされたもので、宇宙機が大気圏に突入する
際等に、機体構造体に作用する外力を少なくして、その
耐久性を向上させることができる熱防護システムを提供
することを目的とする。
【０００６】
【課題を解決するための手段】前記目的を達成するため
の熱防護システムは、構造体の外側に断熱材が配され、
さらにその外側が耐熱遮蔽体で覆われ、該耐熱遮蔽体が
連結具で前記構造体に取付けられている熱防護システム
において、前記連結具の少なくとも一部に弾性体を有す
ることを特徴とするものである。ここで、前記弾性体と
しては、バネまたはベローであることが好ましい。
の熱防護システムは、構造体の外側に断熱材が配され、
さらにその外側が耐熱遮蔽体で覆われ、該耐熱遮蔽体が
連結具で前記構造体に取付けられている熱防護システム
において、前記連結具の少なくとも一部に弾性体を有す
ることを特徴とするものである。ここで、前記弾性体と
しては、バネまたはベローであることが好ましい。
【０００７】
【作用】宇宙機が大気圏に突入する際等に、機体表面に
かかる外力は、連結具に有する弾性体に吸収されるため
に、この外力は機体構造体に直接作用することはない。
また、連結具を構成する剛体が、無理に変形させられる
こともない。したがって、機体構造体および熱防護シス
テム自身の耐久性を向上させることができる。
かかる外力は、連結具に有する弾性体に吸収されるため
に、この外力は機体構造体に直接作用することはない。
また、連結具を構成する剛体が、無理に変形させられる
こともない。したがって、機体構造体および熱防護シス
テム自身の耐久性を向上させることができる。
【０００８】また、弾性体としてバネやベローを用いる
ものでは、単にボルトとナットのみで耐熱遮蔽体と機体
構造体とを連結するものよりも、伝熱経路が長くなるの
で、連結具の熱伝達性を低下させることができ、連結具
と機体構造体との連結部分の温度を低下させることがで
きる。
ものでは、単にボルトとナットのみで耐熱遮蔽体と機体
構造体とを連結するものよりも、伝熱経路が長くなるの
で、連結具の熱伝達性を低下させることができ、連結具
と機体構造体との連結部分の温度を低下させることがで
きる。
【０００９】
【実施例】以下、本発明の一実施例を図１を用いて説明
する。機体構造体４の外側に高性能断熱材５ａおよび高
温用断熱材５ｂが配され、このさらに外側が耐熱遮蔽体
７で覆われている。高性能断熱材５ａは、一般的に金属
粉やセラミックス等で形成され熱伝導率が非常に小さ
く、機体構造体４側に配されるものである。高温用断熱
材５ｂは、一般的にセラミックス等で形成され耐熱温度
が非常に高く、耐熱遮蔽体７側に配されるものである。
断熱材５ａ，５ｂおよび耐熱遮蔽体７は、連結具１０に
より機体構造体４に取付けられる。連結具１０は、機体
構造体４と連結する構造体側ボルト１３と、耐熱遮蔽体
７と連結する遮蔽体側ボルト１１と、これらを連結する
ベロー１２とを有して構成される。
する。機体構造体４の外側に高性能断熱材５ａおよび高
温用断熱材５ｂが配され、このさらに外側が耐熱遮蔽体
７で覆われている。高性能断熱材５ａは、一般的に金属
粉やセラミックス等で形成され熱伝導率が非常に小さ
く、機体構造体４側に配されるものである。高温用断熱
材５ｂは、一般的にセラミックス等で形成され耐熱温度
が非常に高く、耐熱遮蔽体７側に配されるものである。
断熱材５ａ，５ｂおよび耐熱遮蔽体７は、連結具１０に
より機体構造体４に取付けられる。連結具１０は、機体
構造体４と連結する構造体側ボルト１３と、耐熱遮蔽体
７と連結する遮蔽体側ボルト１１と、これらを連結する
ベロー１２とを有して構成される。
【００１０】以下に、熱防護システムの機体への取付手
順に従って、その構造について具体的に説明する。ま
ず、機体構造体４に孔をあけ、そこに構造体側ボルト１
３を貫通させる。そして、この構造体側ボルト１３のね
じ部にベロー１２の一端を取付けてロー付けする。次
に、高性能断熱材５ａ、高温用断熱材５ｂをこの順で機
体構造体４上に配する。この断熱材５ａ，５ｂは、パッ
ケ−ジ化されており、連結具１０部分には予め孔が形成
されている。高温用断熱材５ｂの上には熱遮蔽用のリフ
レクタ６を貼る。このリフレクタ６上に、連結具１０部
分に孔があけられている耐熱遮蔽体７を配する。耐熱遮
蔽体７は、炭素繊維強化炭素複合材料で造られ、その表
面は耐酸化コ−ティングが施されている。最後に、遮蔽
体側ボルト１１を耐熱遮蔽体７および断熱材５ａ，５ｂ
の孔に挿入して、ベロー１２の他端に捩じ込み、耐熱遮
蔽体７および断熱材５ａ，５ｂを機体構造体４に固定す
る。
順に従って、その構造について具体的に説明する。ま
ず、機体構造体４に孔をあけ、そこに構造体側ボルト１
３を貫通させる。そして、この構造体側ボルト１３のね
じ部にベロー１２の一端を取付けてロー付けする。次
に、高性能断熱材５ａ、高温用断熱材５ｂをこの順で機
体構造体４上に配する。この断熱材５ａ，５ｂは、パッ
ケ−ジ化されており、連結具１０部分には予め孔が形成
されている。高温用断熱材５ｂの上には熱遮蔽用のリフ
レクタ６を貼る。このリフレクタ６上に、連結具１０部
分に孔があけられている耐熱遮蔽体７を配する。耐熱遮
蔽体７は、炭素繊維強化炭素複合材料で造られ、その表
面は耐酸化コ−ティングが施されている。最後に、遮蔽
体側ボルト１１を耐熱遮蔽体７および断熱材５ａ，５ｂ
の孔に挿入して、ベロー１２の他端に捩じ込み、耐熱遮
蔽体７および断熱材５ａ，５ｂを機体構造体４に固定す
る。
【００１１】このような構造にすることにより、宇宙機
等の表面部にかかる外力をベロー１２で吸収することが
でき、機体構造体４のみならず熱防護システム自身の耐
久性を向上させることができる。また、ベロー１２を用
いていることにより、単にボルトとナットのみで耐熱遮
蔽体７と機体構造体４とを連結するものよりも、伝熱経
路が長くなると供に、連結具１０を構成する各部材間の
接触抵抗等が大きくなるので、連結具１０の熱伝達性を
大幅に低下させることができる。このことにより、連結
具１０と機体構造体４との連結部分の温度を、例えば、
３００℃以下に抑えることも容易に達成できるようにな
る。
等の表面部にかかる外力をベロー１２で吸収することが
でき、機体構造体４のみならず熱防護システム自身の耐
久性を向上させることができる。また、ベロー１２を用
いていることにより、単にボルトとナットのみで耐熱遮
蔽体７と機体構造体４とを連結するものよりも、伝熱経
路が長くなると供に、連結具１０を構成する各部材間の
接触抵抗等が大きくなるので、連結具１０の熱伝達性を
大幅に低下させることができる。このことにより、連結
具１０と機体構造体４との連結部分の温度を、例えば、
３００℃以下に抑えることも容易に達成できるようにな
る。
【００１２】なお、本実施例において、遮蔽体側ボルト
１１と構造体側ボルト１３とをベロー１２で連結した
が、本発明はこれに限定されるものではなく、弾性を有
するものであれば、例えば、ベローの換わりにバネ等を
用いても良い。また、ベロー１２やバネ等の設ける位置
は、本実施例のように、機体構造体４側に取付ける必要
性は、特になく、断熱遮蔽体７側に設けても、断熱遮蔽
体７と機体構造体４との間に設けても良い。さらに、ベ
ロー１２は、構造体側ボルト１３を設けることなく直接
機体構造体４に取付けるようにしても良い。また、本実
施例は、本発明を宇宙機に適用した例を示すものである
が、本発明を一般航空機に適用しても良い。
１１と構造体側ボルト１３とをベロー１２で連結した
が、本発明はこれに限定されるものではなく、弾性を有
するものであれば、例えば、ベローの換わりにバネ等を
用いても良い。また、ベロー１２やバネ等の設ける位置
は、本実施例のように、機体構造体４側に取付ける必要
性は、特になく、断熱遮蔽体７側に設けても、断熱遮蔽
体７と機体構造体４との間に設けても良い。さらに、ベ
ロー１２は、構造体側ボルト１３を設けることなく直接
機体構造体４に取付けるようにしても良い。また、本実
施例は、本発明を宇宙機に適用した例を示すものである
が、本発明を一般航空機に適用しても良い。
【００１３】
【発明の効果】本発明によれば、連結具の一部に弾性体
が設けられているので、機体構造体等に作用する外力を
少なくでき、機体構造体および熱防護システム自身の耐
久性を向上させることができる。
が設けられているので、機体構造体等に作用する外力を
少なくでき、機体構造体および熱防護システム自身の耐
久性を向上させることができる。
【図１】本発明に係る熱防護システムの断面図である。
【図２】本発明を適用する宇宙機の全体側面図である。
【図３】従来の熱防護システムの断面図である。
４…機体構造体、５ａ，５ｂ…断熱材、７…耐熱遮蔽
体、１０…連結具、１１…遮蔽体側ボルト、１２…ベロ
ー、１３…遮蔽体側ボルト。
体、１０…連結具、１１…遮蔽体側ボルト、１２…ベロ
ー、１３…遮蔽体側ボルト。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 児島 慶享 茨城県日立市久慈町4026番地 株式会社日 立製作所日立研究所内 (72)発明者 山口 静 茨城県日立市久慈町4026番地 株式会社日 立製作所日立研究所内 (72)発明者 吉岡 孝利 茨城県日立市久慈町4026番地 株式会社日 立製作所日立研究所内 (72)発明者 三津間 秀彦 茨城県つくば市千現２丁目１番地の１ 宇 宙開発事業団筑波宇宙センター内 (72)発明者 小林 智之 茨城県つくば市千現２丁目１番地の１ 宇 宙開発事業団筑波宇宙センター内
Claims (2)
- 【請求項１】構造体の外側に断熱材が配され、さらにそ
の外側が耐熱遮蔽体で覆われ、該耐熱遮蔽体が連結具で
前記構造体に取付けられている熱防護システムにおい
て、 前記連結具の少なくとも一部に弾性体を有することを特
徴とする熱防護システム。 - 【請求項２】構造体の外側に断熱材が配され、さらにそ
の外側が耐熱遮蔽体で覆われ、該耐熱遮蔽体が連結具で
前記構造体に取付けられている熱防護システムにおい
て、 前記連結具の少なくとも一部にバネまたはベローを有す
ることを特徴とする熱防護システム。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP1077892A JPH05203096A (ja) | 1992-01-24 | 1992-01-24 | 熱防護システム |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP1077892A JPH05203096A (ja) | 1992-01-24 | 1992-01-24 | 熱防護システム |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05203096A true JPH05203096A (ja) | 1993-08-10 |
Family
ID=11759793
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP1077892A Pending JPH05203096A (ja) | 1992-01-24 | 1992-01-24 | 熱防護システム |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH05203096A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH06321199A (ja) * | 1993-04-01 | 1994-11-22 | Soc Europ Propulsion <Sep> | 飛行体用断熱保護装置 |
-
1992
- 1992-01-24 JP JP1077892A patent/JPH05203096A/ja active Pending
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH06321199A (ja) * | 1993-04-01 | 1994-11-22 | Soc Europ Propulsion <Sep> | 飛行体用断熱保護装置 |
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