JPH0733098A - 宇宙往還機 - Google Patents
宇宙往還機Info
- Publication number
- JPH0733098A JPH0733098A JP18388793A JP18388793A JPH0733098A JP H0733098 A JPH0733098 A JP H0733098A JP 18388793 A JP18388793 A JP 18388793A JP 18388793 A JP18388793 A JP 18388793A JP H0733098 A JPH0733098 A JP H0733098A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- heat
- airframe
- space shuttle
- insulating material
- heat insulating
- 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.)
- Withdrawn
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- Adhesives Or Adhesive Processes (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 宇宙往還機の大気圏突入時の空力加熱による
熱を外部へ放出して、機体の温度上昇を防止する。 【構成】 宇宙往還機の機体２０の外面に、高温時に接
着力を喪失する接着剤１０によって耐熱材６と断熱材８
を接着し、宇宙往還機の大気圏突入時の空力加熱によっ
て耐熱材６と断熱材８を機体より切り離し、熱が機体２
０側へ伝わらないようにした。
熱を外部へ放出して、機体の温度上昇を防止する。 【構成】 宇宙往還機の機体２０の外面に、高温時に接
着力を喪失する接着剤１０によって耐熱材６と断熱材８
を接着し、宇宙往還機の大気圏突入時の空力加熱によっ
て耐熱材６と断熱材８を機体より切り離し、熱が機体２
０側へ伝わらないようにした。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、耐熱構造を改良した宇
宙往還機に関する。
宙往還機に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来の宇宙往還機の耐熱構造を、図２に
示す。宇宙往還機の機体表面温度が１３００℃以上にな
る機首の部分等のホットストラクチャ１１においては、
耐熱温度が１７００℃と非常に高いカーボン／カーボン
複合材（以下Ｃ／Ｃ材という）が使用される。そして、
Ｃ／Ｃ材とその他の宇宙往還機の内部主構造３との取付
けには、耐熱合金（ニッケル合金、チタン合金）製の取
付金具２を用い、輻射による熱流入を少なくするため、
この取付部のまわりは断熱材４で覆われている。また、
機体表面温度が１３００℃以下の部分は内部主構造３に
セラミックタイル５を貼り付ける構造となっている。
示す。宇宙往還機の機体表面温度が１３００℃以上にな
る機首の部分等のホットストラクチャ１１においては、
耐熱温度が１７００℃と非常に高いカーボン／カーボン
複合材（以下Ｃ／Ｃ材という）が使用される。そして、
Ｃ／Ｃ材とその他の宇宙往還機の内部主構造３との取付
けには、耐熱合金（ニッケル合金、チタン合金）製の取
付金具２を用い、輻射による熱流入を少なくするため、
この取付部のまわりは断熱材４で覆われている。また、
機体表面温度が１３００℃以下の部分は内部主構造３に
セラミックタイル５を貼り付ける構造となっている。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】宇宙往還機は大気圏再
突入時に過大な空力加熱を受け、前記のようにホットス
トラクチャではその温度が１３００℃以上最高１７００
℃にも達する。この熱に対する対策が宇宙往還機の大き
な技術課題の一つである。
突入時に過大な空力加熱を受け、前記のようにホットス
トラクチャではその温度が１３００℃以上最高１７００
℃にも達する。この熱に対する対策が宇宙往還機の大き
な技術課題の一つである。
【０００４】前記の図２に示す従来の宇宙往還機におけ
るホットストラクチャと内部主構造の取付けには、耐熱
合金製の取付金具が使用されている。取付金具の材料
は、取付部の温度分布から、高温部にはニッケル合金、
低温部にはチタン合金が用いられている。このように、
前記の従来の宇宙往還機では、複数の材料の金具を用い
ているため、部品点数が多くなり、構造が複雑化し、重
量増加をもたらす。更に、異なる熱膨張率を持つ材料を
ファスナ結合するため、熱応力が生じ、熱応力の対策が
必要となる。
るホットストラクチャと内部主構造の取付けには、耐熱
合金製の取付金具が使用されている。取付金具の材料
は、取付部の温度分布から、高温部にはニッケル合金、
低温部にはチタン合金が用いられている。このように、
前記の従来の宇宙往還機では、複数の材料の金具を用い
ているため、部品点数が多くなり、構造が複雑化し、重
量増加をもたらす。更に、異なる熱膨張率を持つ材料を
ファスナ結合するため、熱応力が生じ、熱応力の対策が
必要となる。
【０００５】本発明は、以上の問題点を解決することが
できる。宇宙往還機を提供しようとするものである。
できる。宇宙往還機を提供しようとするものである。
【０００６】
【課題を解決するための手段】本発明の宇宙往還機は、
機体の外面に高温時に接着力を喪失する接着剤によって
耐熱材を接着したことを特徴とする。
機体の外面に高温時に接着力を喪失する接着剤によって
耐熱材を接着したことを特徴とする。
【０００７】
【作用】本発明では、大気圏再突入時に機体は空力加熱
を受け、耐熱材を機体外面に接着している接着剤の温度
が上昇してその接着力を喪失し、耐熱材は機体の外面よ
り切り離される。これによって、耐熱材に流入した熱が
外部に放出され、機体の内部構造等へ流入する熱量を少
なくし、機体の内部構造等の温度を下げることが可能と
なる。
を受け、耐熱材を機体外面に接着している接着剤の温度
が上昇してその接着力を喪失し、耐熱材は機体の外面よ
り切り離される。これによって、耐熱材に流入した熱が
外部に放出され、機体の内部構造等へ流入する熱量を少
なくし、機体の内部構造等の温度を下げることが可能と
なる。
【０００８】なお、本発明では、切り離し後も引き続き
機体は空力加熱を受けるが、切り離し後の空力加熱が問
題とならないように切り離し時間を設定することによっ
て、大気圏への再突入の間を通じて機体の内部構造等の
温度上昇を抑えることが可能である。
機体は空力加熱を受けるが、切り離し後の空力加熱が問
題とならないように切り離し時間を設定することによっ
て、大気圏への再突入の間を通じて機体の内部構造等の
温度上昇を抑えることが可能である。
【０００９】
【実施例】本発明の一実施例を、図１によって説明す
る。２０は宇宙往還機の機体で、大気圏再突入時に著し
い空力加熱を受ける機首の部分以外には、機体２０内を
機軸方向に延びる内部主構造３が設けられ、内部主構造
３の外面にセラミックタイル５が貼り付けられて機体２
０の外表面を形成している。９は内部主構造３の前部に
取付けられ機首の部分の内側の部材を構成するＣ／Ｃ材
であり、要求される宇宙往還機の空力特性を満足する断
面形状を有している。
る。２０は宇宙往還機の機体で、大気圏再突入時に著し
い空力加熱を受ける機首の部分以外には、機体２０内を
機軸方向に延びる内部主構造３が設けられ、内部主構造
３の外面にセラミックタイル５が貼り付けられて機体２
０の外表面を形成している。９は内部主構造３の前部に
取付けられ機首の部分の内側の部材を構成するＣ／Ｃ材
であり、要求される宇宙往還機の空力特性を満足する断
面形状を有している。
【００１０】６は内側に断熱材８が取付けられた耐熱材
としてのＣ／Ｃ材であって、接着剤１０によって断熱材
８の内面が前記Ｃ／Ｃ材６の外面と前記セラミックタイ
ル５の機首側の部分の外面に接着され、Ｃ／Ｃ材６の外
面は宇宙往還機の機体の機首の部分の外表面７を形成し
ている。接着剤１０は、高温時に接着力を喪失するも
の、例えば米国ジェネラル・エレクトリック社（ＧＥ
社）製のシリコン系接着剤ＲＴＶ−５６０（商品名）が
用いられる。
としてのＣ／Ｃ材であって、接着剤１０によって断熱材
８の内面が前記Ｃ／Ｃ材６の外面と前記セラミックタイ
ル５の機首側の部分の外面に接着され、Ｃ／Ｃ材６の外
面は宇宙往還機の機体の機首の部分の外表面７を形成し
ている。接着剤１０は、高温時に接着力を喪失するも
の、例えば米国ジェネラル・エレクトリック社（ＧＥ
社）製のシリコン系接着剤ＲＴＶ−５６０（商品名）が
用いられる。
【００１１】以上のように構成された本実施例では、宇
宙往還機の大気圏への再突入時に、機首の部分は著しく
空力加熱を受け、この部分に設けられたＣ／Ｃ材６と断
熱材８が加熱され、接着剤１０の温度が上昇する。ま
た、断熱材８によって熱が機体１０のセラミックタイル
５、内部主構造５等へ流入することが防止される。接着
剤１０の温度が上昇すると、その接着力が喪失し、Ｃ／
Ｃ材６と断熱材８はＣ／Ｃ材９とセラミックタイル５、
従って機体２０から切り離される。これによって、空力
加熱によってＣ／Ｃ材６と断熱材８に流入した熱は外部
に放出され、機体２０の内部主構造５等へ流入する熱量
を少なくし、その温度上昇を抑えることができる。
宙往還機の大気圏への再突入時に、機首の部分は著しく
空力加熱を受け、この部分に設けられたＣ／Ｃ材６と断
熱材８が加熱され、接着剤１０の温度が上昇する。ま
た、断熱材８によって熱が機体１０のセラミックタイル
５、内部主構造５等へ流入することが防止される。接着
剤１０の温度が上昇すると、その接着力が喪失し、Ｃ／
Ｃ材６と断熱材８はＣ／Ｃ材９とセラミックタイル５、
従って機体２０から切り離される。これによって、空力
加熱によってＣ／Ｃ材６と断熱材８に流入した熱は外部
に放出され、機体２０の内部主構造５等へ流入する熱量
を少なくし、その温度上昇を抑えることができる。
【００１２】Ｃ／Ｃ材６と断熱材８を切り離した後に機
首の部分の外表面を形成するＣ／Ｃ材９は、前記のよう
に要求される空力特性を満足する断面形状を有している
ので、断面形状が空力特性に及ぼす影響が大きいＣ／Ｃ
材６と断熱材８の切り離し後の低速飛行において円滑な
飛行を行うことができる。
首の部分の外表面を形成するＣ／Ｃ材９は、前記のよう
に要求される空力特性を満足する断面形状を有している
ので、断面形状が空力特性に及ぼす影響が大きいＣ／Ｃ
材６と断熱材８の切り離し後の低速飛行において円滑な
飛行を行うことができる。
【００１３】なお、本実施例では、Ｃ／Ｃ材６と断熱材
８の切り離し後機体２０は引続いて空力加熱を受ける
が、切り離し後の空力加熱が問題とならないように切り
離し時間を設定することによって、大気圏への再突入の
間を通じて機体の内部構造等の温度上昇を抑えることが
できる。前記の切り離し時期は、大気圏への再突入を開
始してから地上に着陸するまでの時間のほゞ半分の時点
とするのが望ましく、これによって切り離しの高度は低
くなり、切り離されたＣ／Ｃ材６と断熱材８は地上又は
海上に落下して宇宙デブリになることが防止される。ま
た更に、空力加熱率の時間履歴によって、切り離される
Ｃ／Ｃ材６と断熱材８に蓄えられる熱量を計算すること
ができ、内部主構造５等へ流入する熱量を最小にするよ
うな切り離し時期とその時の温度を求めることが可能で
ある。
８の切り離し後機体２０は引続いて空力加熱を受ける
が、切り離し後の空力加熱が問題とならないように切り
離し時間を設定することによって、大気圏への再突入の
間を通じて機体の内部構造等の温度上昇を抑えることが
できる。前記の切り離し時期は、大気圏への再突入を開
始してから地上に着陸するまでの時間のほゞ半分の時点
とするのが望ましく、これによって切り離しの高度は低
くなり、切り離されたＣ／Ｃ材６と断熱材８は地上又は
海上に落下して宇宙デブリになることが防止される。ま
た更に、空力加熱率の時間履歴によって、切り離される
Ｃ／Ｃ材６と断熱材８に蓄えられる熱量を計算すること
ができ、内部主構造５等へ流入する熱量を最小にするよ
うな切り離し時期とその時の温度を求めることが可能で
ある。
【００１４】なお、前記実施例では、大気圏再突入時に
著しく空力加熱を受ける機首の部分にＣ／Ｃ材６と断熱
材８を接着しているが、機体の外表面全体にこれを接着
するようにすることもできる。
著しく空力加熱を受ける機首の部分にＣ／Ｃ材６と断熱
材８を接着しているが、機体の外表面全体にこれを接着
するようにすることもできる。
【００１５】
【発明の効果】本発明は、宇宙往還機の機体の外面に高
温時に接着力を喪失する接着剤によって耐熱材を接着し
たことによって、宇宙往還機の大気圏空入時の空力加熱
によって接着剤の接着力が喪失されて耐熱材が機体より
切り離されて空気加熱による熱が外部に放出され、機体
の内部構造等の温度を下げることができる。
温時に接着力を喪失する接着剤によって耐熱材を接着し
たことによって、宇宙往還機の大気圏空入時の空力加熱
によって接着剤の接着力が喪失されて耐熱材が機体より
切り離されて空気加熱による熱が外部に放出され、機体
の内部構造等の温度を下げることができる。
【図１】図１は本発明の一実施例を示し、図１（ａ）は
その断面図、図１（ｂ）はその機体の機首の部分に接着
されるＣ／Ｃ材と断熱材の断面図である。
その断面図、図１（ｂ）はその機体の機首の部分に接着
されるＣ／Ｃ材と断熱材の断面図である。
【図２】従来の宇宙往還機の機体の断面図である。
３ 内部主構造 ５ セラミックタイル ６ カーボン／カーボン複合材（Ｃ／Ｃ材） ７ 外表面 ８ 断熱材 ９ カーボン／カーボン複合材（Ｃ／Ｃ材） １０ 接着剤 ２０ 機体
Claims (1)
- 【請求項１】 機体の外面に高温時に接着力を喪失する
接着剤によって耐熱材を接着したことを特徴とする宇宙
往還機。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP18388793A JPH0733098A (ja) | 1993-07-26 | 1993-07-26 | 宇宙往還機 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP18388793A JPH0733098A (ja) | 1993-07-26 | 1993-07-26 | 宇宙往還機 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0733098A true JPH0733098A (ja) | 1995-02-03 |
Family
ID=16143561
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP18388793A Withdrawn JPH0733098A (ja) | 1993-07-26 | 1993-07-26 | 宇宙往還機 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0733098A (ja) |
-
1993
- 1993-07-26 JP JP18388793A patent/JPH0733098A/ja not_active Withdrawn
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20001003 |