JPH06305498A

JPH06305498A - 熱防護システム

Info

Publication number: JPH06305498A
Application number: JP5094453A
Authority: JP
Inventors: Kyozo Iwao; 恭三岩尾; Yukihiko Wada; 靭彦和田; Yoshiyuki Kojima; 慶享児島; Shizuka Yamaguchi; 山口　　静; Takatoshi Yoshioka; 孝利吉岡; Takehiko Yoshida; 武彦吉田; Toshio Hattori; 敏雄服部; Miki Morino; 美樹森野; Toshishige Yoshinaka; 敏成芳仲
Original assignee: National Space Development Agency of Japan; Hitachi Ltd
Current assignee: National Space Development Agency of Japan; Hitachi Ltd
Priority date: 1993-04-21
Filing date: 1993-04-21
Publication date: 1994-11-01

Abstract

(57)【要約】【目的】優れた断熱特性を有する熱防護システムを提供
すること。【構成】機体主構造部３と耐熱パネル１との間にボード
状断熱材４とフェルト状断熱材５、反射フォイル積層断
熱材６とを挾んでポスト２で締結する。ここで、反射フ
ォイル積層断熱材６は、反射フォイル８とセラミックス
織物９を交互に複数枚積層したものである。【効果】耐熱パネル１側では単体のボード状断熱材４を
用い、機体主構造部３側には低温用の反射フォイル８と
セラミックス織物９とを複数枚積層した反射フォイル積
層断熱材６を用いており、ここで、セラミックス織物９
を積層したことにより、相互間に微細な空隙が確保され
るため、優れた真空断熱効果及び輻射遮蔽効果が得られ
る。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は、宇宙往還機の外被に用
いて空力加熱による温度上昇を防ぐ熱防護システムに関
する。なお、ここでいう熱防護システムとは、最高温度
が１３００℃以下の宇宙往還機の胴体一般部で、機体及
び搭載機器の機能低下を防ぎ、機体の損傷を防ぐために
使用するものをいう。

【０００２】

【従来の技術】スペースシャトルなどとも呼ばれる宇宙
往還機は、大気圏に再突入する際に極めて高い空力加熱
を受ける。このとき加熱を受けている時間は、宇宙往還
機の再突入時の軌道によって異なるが、一般に１５〜２
５分間継続する。

【０００３】また、このときの空力加熱率は宇宙往還機
の各部で異なり、機首(ノーズコーン)及び翼前縁(リー
ディングエッジ)で最も高く、翼の下面及び機体の側部
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。

【０００４】図５は、宇宙往還機が大気圏に再突入した
ときの空力加熱による機体表面温度の一例を示したもの
で、ノーズコーンでは最高温度Ｔmax１５５０℃、リー
ディングエッジでは最高温度Ｔmax１７００℃に達す
る。

【０００５】次に、図６は、大気圏再突入時の宇宙往還
機の耐熱パネルの温度履歴の一例を示したものであり、
図７は、大気圏再突入時の圧力条件を示したものであ
る。そして、この図７から、大気圏再突入時にはほぼ真
空環境であることが判る。

【０００６】このような熱防護システムの従来例として
は、例えば特開平１−２０２６００号公報では、反射フ
ォイルとセラミックス繊維を積層した多層断熱材につい
て提案しており、さらに、この公報では、特に耐熱パネ
ル側(高温側)で機体主構造部側(低温側)より多数の反射
フォイルを使用した多層断熱材も示されている。

【０００７】そして、この従来例では、反射フォイルと
して、ａ) 使用可能の最低密度の金属フォイル、例えば約５５
０℃までの温度で５μｍ強のアルミフォイル、約９００
℃までで、５μｍ強の金又は銅のフォイルか２５μｍ強
のニッケルフォイル、及び約１３５０℃までの温度で、
３０μｍ強の白金被覆ＴＺＭフォイル。

【０００８】ｂ) 被覆又はイオン・プランテーションで
特別に作成した表面を有する使用可能な最低密度の金属
フォイル。

【０００９】ｃ) 使用できる最低密度の金属被覆した支
持フォイル、例えば４００℃の温度までアルミ表面処理
したカプトン及びより高温で貴金属蒸着(Ａｕ又はＰｔ
類)ガラス繊維とセラミックス繊維。

【００１０】が使用されており、このほか、これらから
なる多層断熱材のバケットの高温側では、低温側より多
数の輻射フォイルを配設している点についても開示して
いる。

【００１１】

【発明が解決しようとする課題】上記従来技術は、耐熱
パネル側で機体主構造部側より多数の反射フォイルを使
用しているが、表面が約１３００℃の高温に達する耐熱
パネル側では輻射による伝熱量が多くなってしまう点に
ついて配慮がされておらず、反射フォイルを使用しても
効率的な断熱効果が得られないという問題があった。

【００１２】また、従来技術では、セラミックス繊維と
反射フォイルを積層する際、繊維とフォイルが密着する
ことにより熱伝導量が大きくなってしまう点についても
配慮がされておらず、やはり効率的な断熱効果が得られ
ないという問題があった。本発明の目的は、効率的な断
熱特性を有する熱防護システムを提供することにある。

【００１３】

【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
に、耐熱パネル側には断熱材単体を配置し、機体主構造
部側には反射フォイルとセラミックス織物とを交互に複
数枚重ねた反射フォイル積層断熱材を配置したものであ
り、さらには、断熱層全体をボード状断熱材の箱で一体
化したものである。ここで、セラミックス織物とは、セ
ラミックスの繊維で出来た糸を織ったり、編んだりして
布状にしたものである。

【００１４】

【作用】耐熱パネルの表面が空力加熱を受けると、耐熱
パネルと機体主構造部との間に設置された断熱層による
断熱作用が働くが、このとき、耐熱パネル側では断熱材
単体により断熱され、機体主構造部側ではセラミックス
織物と反射フォイルを積層した反射フォイル積層断熱材
で断熱されることになる。

【００１５】ここで、セラミックス織物は、セラミック
ス繊維の糸を織ったり編んだりして布状にしたもので、
織り目や編み目があるため、糸の間に充分な空隙が確保
されており、この結果、反射フォイル積層断熱材では、
反射フォイルの輻射遮蔽効果と、セラミックス織物と反
射フォイルとの間に存在する空隙による真空断熱効果に
より断熱され、従って、充分な断熱効果を容易に与える
ことができる。

【００１６】このときの輻射遮蔽効果は、反射フォイル
を用いる場合の伝熱量として、次式で示される。

【００１７】

【数１】

【００１８】ここに、ｑ／Ａ：単位面積あたりの伝熱量 σ：ステファン・ボルツマン定数Ｔ₁：高温側断熱材の温度Ｔ₂：低温側断熱材の温度 ε₁：断熱材の輻射率 ε₃：反射フォイルの輻射率また、熱抵抗Ｒは、Ｒ＝１/ε₁＋１/ε₃−１で表わさ
れる。

【００１９】一般に、金属の輻射率は高温になると大き
くなるため、熱抵抗としては小さくなって断熱効果は低
下するが、他方、低温においては輻射率の非常に小さい
金属を利用できるため、熱抵抗は大きくでき、優れた断
熱効果が得られる。

【００２０】真空断熱効果は、２平面間の伝熱量とし
て、次式で表わされる。

【００２１】

【数２】

【００２２】ここに、ｑ／Ａ：単位面積あたりの伝熱量 σ：ステファン・ボルツマン定数Ｔ₁：高温側断熱材の温度Ｔ₂：低温側断熱材の温度 ε₁：高温側断熱材の輻射率 ε₂：低温側断熱材の輻射率また、熱抵抗Ｒは、Ｒ＝１/ε₁＋１/ε₂−１で表わさ
れる。

【００２３】伝熱量は、高温になるほど指数関数的に大
きくなるため、低温側での真空断熱効果が効果的であ
る。

【００２４】以上のように、機体主構造部側では、反射
フォイルの輻射率が小さいため、輻射遮蔽効果が大き
く、且つ輻射エネルギも小さくなるため、優れた断熱特
性が得られる。

【００２５】さらに、機体主構造部と断熱層との間に空
間層を設けることにより、真空断熱効果が得られ、熱防
護システムとしての断熱特性の向上が図れる。

【００２６】

【実施例】以下、本発明による熱防護システムについ
て、図示の実施例により詳細に説明する。図１は、本発
明による熱防護システムの一実施例で、(a)は平面図、
(b)はＡＡ断面図、そして(c)はＡ部の詳細拡大図で、こ
れらの図において、宇宙往還機の機体主構造部３の上
に、断熱材ボックス７、ボード状断熱材４、フェルト状
断熱材５、反射フォイル積層断熱層６を順次配置し、さ
らに表面に耐熱パネル１を配置し、これらをファスナ１
６、１３及びポスト２で機体主構造部３へ締結する構造
となっている。

【００２７】反射フォイル積層断熱材６は本発明が特徴
とする部分で、図１の(c)に示すように、反射フォイル
８及びセラミックス織物９を交互に複数枚重ねて作られ
ている。

【００２８】次に、この実施例による熱防護システムの
断熱特性を評価する断熱特性評価試験結果について説明
する。図２は、このとき用いた供試体の構成例を示した
もので、まず(a)に示す供試体Ａは、板厚１５mmのＣ／
Ｃ材(カーボン／カーボン複合材)からなる耐熱パネル１
と、厚さ２０μm の金メッキしたＳＵＳ(ステンレス鋼)
材からなる反射フォイル１０、厚さ３０mmで商品名がサ
フィルスーパーファイヤボード(太陽ケミカル株式会社
製)と呼ばれている部材からなるボード状断熱材４、反
射フォイル１０と同じ部材からなる反射フォイル１１、
厚さ１６mmで商品名がサフィル低密度マット(Imperial
Chemical Industries製)と呼ばれている部材からなるフ
ェルト状断熱材５、厚さ１５μm のアルミ箔と厚さ０.
５mmで商品名がマリンテックス０.５Ａ綾織りクロス
(ニチアス株式会社製)と呼ばれている部材との積層部体
からなる反射フォイル積層断熱材６、厚さ５mmの商品名
がイビウール(イビデン株式会社製)と呼ばれている材料
のモールド品からなる断熱材ボックス７、それに機体主
構造部３の順に積層したものである。

【００２９】次に(b)に示す供試体Ｂは、供試体Ａから
反射フォイル１０、１１と反射フォイル積層断熱材６を
除いた構成となっており、さらに(c)に示す供試体Ｃ
は、供試体Ａから耐熱パネル１側の反射フォイル１０、
１１を除いた構成となっているものである。なお、全体
の積層厚さは全て同一に作られている。

【００３０】表１に、上記供試体Ａ、Ｂ、Ｃの試験結果
を示す。

【００３１】

【表１】

【００３２】この試験結果は、加熱開始２５分後の機体
主構造部の温度及び加熱終了後のオーバーシュートを含
む機体主構造部の最高温度を示したものである。

【００３３】この試験結果から明らかなように、反射フ
ォイル積層断熱材６を使用していない供試体Ｂに比し
て、反射フォイル積層断熱材６を使用している供試体Ｃ
は、２５分後及び最高温度ともに断熱効果に優れてい
る。

【００３４】また、供試体Ｃに反射フォイル１０、１１
を追加した構造になっている供試体Ａは、２５分後では
供試体Ｃよりも断熱特性が良好であるが、最高温度で比
較すれば断熱特性の差は小さく、従って、反射フォイル
を機体主構造部側に集中させることが効率的であること
が分かる。

【００３５】図３は、この実施例における締結部を拡大
して示した断面図で、機体主構造部側のファスナ１３の
部分に、セラミックス或いはＣ／Ｃ材から作られている
断熱座１２を挟み、機体主構造部３と断熱材ボックス７
との間に空間を設け、真空断熱効果を得ている。さら
に、上記ファスナ１３部分には、チタン合金製の熱拡散
用金属板１４を挟み、これによりファスナ／ポストから
の入熱を拡散し、温度の上昇を防いでいる。

【００３６】ここで断熱層となるボード状断熱材４とフ
ェルト状断熱材５、反射フォイル積層断熱材６、それに
断熱材ボックス７は一体化されており、組立ての簡便化
のためにポスト部分を繰り抜いた構造にしてある。そし
て、ポスト２の周囲にはフェルト状断熱材１５を充填
し、これによりポスト２からの入熱を周囲へ伝熱させ、
機体主構造部３の温度上昇を防ぐことができる。

【００３７】反射フォイル積層断熱材６は、１０〜２０
μｍのアルミフォイルと厚さ０.５〜１.５ｍｍのセラミ
ックス織物を交互に５〜１０枚積層したものである。そ
して、この断熱材６の上にはフェルト状断熱材４を設
け、その上にボード状断熱材４をもうけてある。

【００３８】ファスナ１６は、ポスト２に設けられたメ
ネジに締結するようになっており、耐熱パネル１とポス
ト２との間にはセラミックス或いはＣ／Ｃ材製の断熱座
１７で断熱してある。

【００３９】図４は、本発明による熱防護システムの一
実施例の組立て鳥瞰図を示したもので、機体主構造部３
の上に断熱材１２及び熱拡散用金属板１４を置き、機体
主構造部と断熱材層との間に空間を確保している。そし
て、個の熱拡散用金属板１４は、断熱材ボックス７の４
個のコーナー部を固定する金具としての構造も兼ねてお
り、これにより断熱材ボックス７が確実に保持され、従
って、この実施例によれば、振動や衝撃等に対する安定
性が充分に確保できる。

【００４０】また、この実施例によれば、断熱材が断熱
材ボックスとボード状断熱材で完全に一体化されている
ため取扱いや装着が容易である。

【００４１】

【発明の効果】本発明によれば、次の如き効果が達せら
れる。

【００４２】反射フォイルとセラミックス織物の積
層により、相互の間に微細な空隙を確保するため、優れ
た真空断熱効果及び輻射遮蔽効果が得られる。

【００４３】上記断熱材層が機体主構造部側に集中
して配置されているため、有効な断熱効果が得られる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明による熱防護システムの一実施例を示す
説明図である。

【図２】本発明による熱防護システムの断熱特性評価試
験に使用した供試体の説明図である。

【図３】本発明の一実施例における締結部の拡大断面図
である。

【図４】本発明の一実施例の組立て鳥瞰図である。

【図５】大気圏再突入時での空力加熱による宇宙往還機
の機体表面温度の一例を示す説明図である。

【図６】大気圏再突入時での宇宙往還機の耐熱パネルが
受ける温度履歴の一例を示す特性図である。

【図７】大気圏再突入時での宇宙往還機が受ける圧力変
化の一例を示す特性図である。

【符号の説明】

１耐熱パネル２ポスト３機体主構造部４ボード状断熱材５フェルト状断熱材６反射フォイル積層断熱材７断熱材ボックス８反射フォイル９セラミックス織物１０、１１反射フォイル１２断熱座１３ファスナ１４熱拡散用金属板１５フェルト状断熱材

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者児島慶享茨城県日立市大みか町七丁目１番１号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大みか町七丁目１番１号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大みか町七丁目１番１号株式会社日立製作所日立研究所内 (72)発明者吉田武彦茨城県日立市大みか町七丁目１番１号株式会社日立製作所日立研究所内 (72)発明者服部敏雄茨城県土浦市神立町502番地株式会社日立製作所機械研究所内 (72)発明者森野美樹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)発明者芳仲敏成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

【特許請求の範囲】

【請求項１】耐熱パネルと機体主構造部との間に少な
くとも２層の断熱層を備えた熱防護システムにおいて、
前記少なくとも２層の断熱層の内の機体主構造部側の断
熱層が、反射フォイルとセラミックス織物とを交互に複
数枚積層した断熱層で構成されていることを特徴とする
熱防護システム。
【請求項２】請求項１の発明において、前記少なくと
も２層の断熱層の内の耐熱パネル側の断熱層が単体の断
熱層で構成されていることを特徴とする熱防護システ
ム。
【請求項３】請求項１の発明において、前記少なくと
も２層の断熱層がボ−ド状断熱材の箱で一体化されてい
ることを特徴とする熱防護システム。
【請求項４】請求項１〜３の発明において、前記断熱
層が締結部材により組立られており、この締結部材の機
体主構造部側の締結部に断熱座が設けられ、且つ機体主
構造部と断熱層との間に空間が設けられていることを特
徴とする熱防護システム。
【請求項５】請求項４の発明において、前記機体主構
造部側の締結部に熱拡散用金属板が設けられていること
を特徴とする熱防護システム。
【請求項６】請求項５の発明において、前記熱拡散用
金属板が前記断熱層のコーナー部を支持するための金具
で構成されていることを特徴とする熱防護システム。
【請求項７】請求項４の発明において、前記締結部材
の周りにフェルト状断熱材が充填されていることを特徴
とする熱防護システム。