JPH07125697A - 超音速飛翔体用液体燃料タンクの外殼構造 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【目的】肉厚を過大することなく、燃料タンク内面の温
度を液体燃料の引火点以下に抑えることを可能とする。 【構成】飛翔体の機体形状を構成する構造部材の外側に
熱遮断層を配したことを特徴とする。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は、超音速飛翔体用液体燃
料タンクの外殼構造に関し、詳しくはその断熱構造に改
良を加えたものである。

【０００２】

【従来の技術】従来の断熱構造技術として、金属，ＦＲ
Ｐ（繊維強化プラスチック）に代表される構造部材とプ
ラスチックフォーム，ハニカムに代表される断熱材とを
任意の順序に積層する断熱構造技術があった。（例え
ば、日科技連「複合材料工学 １９７１．９．１ Ｐ４
９１〜５０２」に示されている。）

【０００３】

【発明が解決しようとする課題】超音速飛行する飛翔体
はこれまで固体燃料を使用していたことから、空力加熱
による熱の流入によって燃料が引火するという問題は考
慮する必要がなかった。

【０００４】ところが、航続距離の延長を目的として、
液体燃料方式が検討されつつあり、この場合には空力加
熱によって飛翔体外表面に発生した熱を遮断し、外殼
（燃料タンク）の内部温度を燃料の引火点以下に抑制す
る構造が必要となった。上記に鑑み本発明はこのような
要望を満足するため開発されたものである。

【０００５】

【課題を解決するための手段】本発明の超音速飛翔体用
液体燃料タンクの外殼構造は、図１を参照しつつ述べる
に、飛翔体の機体形状を構成する構造部材１の外側に熱
遮断層２を配したことを特徴とするものである。なお本
発明は、その実施の態様として少なくとも下記が含まれ
る。

【０００６】（１）飛翔体の機体形状を構成する構造部
材１（例えば金属，ＦＲＰ等）の外側に熱遮断層２とし
て、蓄熱層４、更にその外側に断熱層３、望ましくは更
にその外側に機体の空力特性を保持するための外表面層
５（例えばプラスチック、金属、セラミックス等）を配
したことを特徴とする上記本発明記載の超音速飛翔体用
液体燃料タンクの外殼構造。

【０００７】（２）蓄熱層が、高熱容量材（例えばゴム
系材料）を用い、この材料を発泡体（例えば連続気泡型
発泡樹脂、又は発泡金属）に含浸させたものであること
を特徴とする上記本発明の、又は上記（１）記載の超音
速飛翔体用液体燃料タンクの外殼構造。

【０００８】（３）蓄熱層が、高熱容量材（例えばゴム
系材料）を用い、この材料をハニカムに含浸させたもの
であることを特徴とする上記本発明の、又は、上記
（１）記載の超音速飛翔体用液体燃料タンクの外殼構
造。

【０００９】（４）蓄熱層が、金属箔（例えばアルミ
箔，ステンレス箔）と有機繊維（例えばアラミド繊維）
又は無機繊維（例えばガラス繊維，炭素繊維，セラミッ
クス繊維）織物と交互積層させたものであることを特徴
とする上記本発明の、又は、上記（１）記載の超音速飛
翔体用液体燃料タンクの外殼構造。

【００１０】

【作用】超音速飛行する飛翔体外表面には空力加熱によ
る熱が発生し、外殼構成部材を伝わって内部へ流入しよ
うとする。本発明では、この熱を熱遮断層２で遮断する

【００１１】特に熱遮断層２を蓄熱層４と断熱層３で構
成するものにあっては、上記熱を先ず外側断熱層で遮断
する。ところが、流入した熱の一部は、断熱層を通過
し、更に内部へ流入しようとするため、この熱を断熱層
の内面側に配した蓄熱層に貯えることにより、内部への
熱の流入を防ぐ。

【００１２】即ち、内部への熱の流入を防止する時間が
問題であり、超音速で飛行する飛翔体ではその飛行時間
が短時間であるため、この間に内部の温度を上昇させな
ければよい。そこで構成部材の中間部に蓄熱層を設け
た。

【００１３】この蓄熱層を構成する材料としては、熱容
量の大きい材料が適しており、一例としてゴム系の材料
があるが、ゴムをそのままはさみこんだのでは、剛性が
不足するため、例えばハニカムや連続気泡型発泡体や高
倍率発泡金属（例えば、住友電気工業（株）製 セルメ
ット（商標名））にゴムを含浸させたものを用いること
が望ましい。

【００１４】又、蓄熱層構成材の別の例として、金属箔
（アルミ箔，ステンレス箔等）と有機繊維（アラミド繊
維等）若しくは無機繊維（ガラス繊維，炭素繊維，セラ
ミックス繊維等）織物とを交互積層したものを用いるこ
とも効果的である。

【００１５】本発明に於いて、構造部材の構成材料とし
ては例えばＦＲＰ（熱硬化性，熱可塑性）、金属（各種
鋼，アルミ合重，チタン合金等）があり、特に限定され
ないが、より断熱性を向上させ、併せて、構造物として
の比強度，比剛性をより向上させるために、断熱層を中
間に配したサンドイッチ構造がより効果的である。

【００１６】本発明に於いて、断熱層の構成材料として
は、例えばプラスチックフォーム，ハニカム等があるが
特に限定されない。これらの構造部材，断熱層及び蓄熱
層の構成材料の組合せに際しての条件設定には少くと
も、次の点についての考慮が望ましい。 （１）耐熱性，（２）強度，（３）剛性，（４）質量，
（５）気密性

【００１７】又、熱遮断層２の最外側には飛翔体の空力
形状を保持するために平滑な表面を得ることのできる材
料（例えばＦＲＰ，金属，セラミックス等）でできた外
表面層５を用いることが望ましい。

【００１８】

【実施例】以下に本発明を実施例を以て説明する。図２
に示す層構成の供試体を蓄熱層の材質の異なるものを３
種類製作し、各々の供試体の外表面側をシリコンヒータ
ーマットを用いて、２００℃に加熱し、内表面側の３０
０秒間（想定される飛翔体の飛行時間）の温度履歴を測
定した。試験装置の概略を図３に示す。尚、内外表面の
初期温度は２２℃であった。上記供試体の蓄熱層の材質
及び上記温度履歴の測定結果を表１に示す。

【００１９】なお、図２中１は構造部材，２は熱遮断
層，３は断熱層，４は蓄熱層，５は外表面層であり、上
記構造部材及び外表面層はＣＦＲＰ（炭素繊維強化プラ
スチック）、断熱層は、ポリメタクリルイミド樹脂フォ
ーム材である。又、Ｓは外表面側、Ｕは内表面側、Ａ＝
１．５ｍｍ，Ｂ＝６ｍｍである。

【００２０】又図３中１１は断熱材，１２は供試体，１
３はシリコンヒーターマット，１４は熱電対（高温
側），１５は熱電対（低温側）である。

【００２１】

【表１】

【００２２】上記表１からわかるように、熱容量の大き
い蓄熱層を入れた供試体（供試体Ｎｏ．１と２）の方が
断熱層のみの供試体（Ｎｏ．３）より断熱効果の大きい
ことが確認できた。

【００２３】上記実験結果に基づき、飛翔体がＭ＝２．
３で飛行している状態を想定し、一次元非定常熱伝導有
限要素法によるシミュレーションを行い、３００秒後の
内表面側の温度を算出した。外表面の空力加熱温度は数
１に示す式を用いて算出し、３２７℃とし、周囲温度
は、最も厳しい海面上飛行を想定し、４０℃とした。

【００２４】

【数１】

【００２５】供試体の層構成は図４に示す通りであり、
材質は前記表１と同じである。３００秒後の内表面側の
温度の解析結果を表２に示す。

【００２６】なお図４中符号１，２，３，４，５，Ｓ，
Ｕは図１，２の夫々の符号と同一の部位を示す。Ｃ＝
１．５ｍｍ， Ｄ＝１．０ｍｍ，Ｅ＝４ｍｍ，Ｆ＝５ｍ
ｍである。

【００２７】

【表２】

【００２８】液体燃料の引火点はＪＰ−１０の使用を想
定すると、５４．４℃であり、同じ肉厚であれば、蓄熱
層を入れることによって内表面側の温度を燃料の引火点
以下に抑えることが可能となる。

【００２９】

【発明の効果】以上説明した様に本発明によると、従来
からある飛翔体形状を構成する構造部材の外側に熱遮断
層（例えば蓄熱層及び断熱層からなる）を配することに
より、断熱効果が一層大きくなるものが得られる。この
構造を液体燃料を使用した超音速飛翔体の燃料タンクの
外殼構造（これは飛翔体の外殼構造を兼ねているものが
多い）に使用すれば、肉厚を過大に増すことなく燃料タ
ンク内面の温度を液体燃料の引火点以下に抑えることが
可能となる。

【図面の簡単な説明】

【図１】 本発明の内容を示す外殻の層構成図であり、
断面図である。

【図２】 本発明の効果を確認するために製作した供試
体の層構成例であり、断面図である。

【図３】 本発明の効果を確認するための試験装置例の
概略図である。

【図４】 本発明の実動状態をシミュレーションするた
めに想定した外殼の層構成例であり、断面図である。

【符号の説明】

１． 構造部材 ２． 熱遮断層 ３． 断熱層 ４． 蓄熱層 ５． 外表面層

Claims (2)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 飛翔体の機体形状を構成する構造部材の
   外側に熱遮断層を配したことを特徴とする超音速飛翔体
   用液体燃料タンクの外殼構造。
2. 【請求項２】 熱遮断層として、構造部材の外側に蓄熱
   層、更にその外側に断熱層を配したことを特徴とした請
   求項１記載の超音速飛翔体用液体燃料タンクの外殼構
   造。