JPH0748000A - 再突入宇宙航行体の耐熱装置 - Google Patents
再突入宇宙航行体の耐熱装置Info
- Publication number
- JPH0748000A JPH0748000A JP19599393A JP19599393A JPH0748000A JP H0748000 A JPH0748000 A JP H0748000A JP 19599393 A JP19599393 A JP 19599393A JP 19599393 A JP19599393 A JP 19599393A JP H0748000 A JPH0748000 A JP H0748000A
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 より信頼性の高い再突入宇宙航行体の耐熱装
置を得る。 【構成】 機体表面に取付けられるタイル状の断熱材
１、同断熱材を覆うように取付けられるシート状のＣ／
Ｃ ＴＩＰＳとを有する再突入宇宙航行体の耐熱装置に
おいて、一個または複数個の集合体毎に少くとも気流ａ
に交叉する一辺ｂに沿い表面上に所定深さの帯状段差ｃ
が形成される断熱材１、一個または複数個の集合体を覆
うとともに少くとも一辺が隣接の帯状段差ｃ分長いＣ／
Ｃ ＴＩＰＳ２、耐高温断熱性の繊維製でほぼ帯状段差
ｃの幅を有するとともに帯状段差部に配置される帯状フ
イラー５を設ける。
置を得る。 【構成】 機体表面に取付けられるタイル状の断熱材
１、同断熱材を覆うように取付けられるシート状のＣ／
Ｃ ＴＩＰＳとを有する再突入宇宙航行体の耐熱装置に
おいて、一個または複数個の集合体毎に少くとも気流ａ
に交叉する一辺ｂに沿い表面上に所定深さの帯状段差ｃ
が形成される断熱材１、一個または複数個の集合体を覆
うとともに少くとも一辺が隣接の帯状段差ｃ分長いＣ／
Ｃ ＴＩＰＳ２、耐高温断熱性の繊維製でほぼ帯状段差
ｃの幅を有するとともに帯状段差部に配置される帯状フ
イラー５を設ける。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、再突入宇宙航行体の耐
熱装置に関する。
熱装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】現存する再突入型の宇宙航行体としては
米国のスペースシャトルがあげられるが、本発明が対象
としているカーボン／カーボン複合材を用いた耐熱構造
材、つまり機体構造を空力加熱の高温化から熱的に防護
する熱防護材については研究開発中のものであり、実用
化していない。このため従来技術として文献等で見られ
るものを次に説明する。
米国のスペースシャトルがあげられるが、本発明が対象
としているカーボン／カーボン複合材を用いた耐熱構造
材、つまり機体構造を空力加熱の高温化から熱的に防護
する熱防護材については研究開発中のものであり、実用
化していない。このため従来技術として文献等で見られ
るものを次に説明する。
【０００３】カーボン／カーボン複合材による耐熱装置
は図７に示すように再突入宇宙航行体０１のＡ部に設置
されている。その詳細は図８〜図１０に示すように、機
体上にタイル状の断熱材１の２辺が気流ａ方向に沿うよ
うに設置される。隣接する断熱材１の後流側断熱材１に
は、気流ａに交叉する辺ｂに沿い所定幅と所定深さの帯
状段差ｃが形成される（図９）。その上に図１０に示す
ようなカーボン／カーボン複合材２ａ（厚み約１．５m
m）の上に１００〜２００μの耐酸化コーテング２ｂが
施された耐熱高強度複合材（以下Ｃ／Ｃ ＴＩＰＳと云
う）２が接着される。このとき、気流ａに沿うＣ／Ｃ
ＴＩＰＳの辺は帯状段差ｃの幅ぶん長く形成されてい
る。したがってこの部分が帯状段差ｃ部で重なり合う状
態になる。
は図７に示すように再突入宇宙航行体０１のＡ部に設置
されている。その詳細は図８〜図１０に示すように、機
体上にタイル状の断熱材１の２辺が気流ａ方向に沿うよ
うに設置される。隣接する断熱材１の後流側断熱材１に
は、気流ａに交叉する辺ｂに沿い所定幅と所定深さの帯
状段差ｃが形成される（図９）。その上に図１０に示す
ようなカーボン／カーボン複合材２ａ（厚み約１．５m
m）の上に１００〜２００μの耐酸化コーテング２ｂが
施された耐熱高強度複合材（以下Ｃ／Ｃ ＴＩＰＳと云
う）２が接着される。このとき、気流ａに沿うＣ／Ｃ
ＴＩＰＳの辺は帯状段差ｃの幅ぶん長く形成されてい
る。したがってこの部分が帯状段差ｃ部で重なり合う状
態になる。
【０００４】このようにして、Ｃ／Ｃ ＴＩＰＳ２の縁
部がオーバーラップ（重ね合せる）することにより、ち
ょうど屋根の“かわら”で、水が浸入しないのと同様
に、高温ガスが流入しないように工夫されている。
部がオーバーラップ（重ね合せる）することにより、ち
ょうど屋根の“かわら”で、水が浸入しないのと同様
に、高温ガスが流入しないように工夫されている。
【０００５】また図１１に示すように、シール用断熱材
４を特別にそう入し、その部分にＣ／Ｃ ＴＩＰＳ２、
３の縁を折り曲げさし込む案もある。図中７は機体側構
造である。
４を特別にそう入し、その部分にＣ／Ｃ ＴＩＰＳ２、
３の縁を折り曲げさし込む案もある。図中７は機体側構
造である。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】上記従来のＣ／Ｃ Ｔ
ＩＰＳを機体に取付けるための従来の装着法には、次の
ような問題点があった。 （１） 図９のようにオーバーラップさせるひさしだけ
では、Ｃ／Ｃ ＴＩＰＳの接触面の寸法精度要求を高く
する必要があり、Ｃ／Ｃ ＴＩＰＳの製造コストが高く
なる可能性がある。 （２） 図９のようなオーバーラップ部では、打上げ時
のＴＩＰＳまわり圧力変動（音響振動など）により、振
動による変位が発生する。そして隣接するＣ／ＣＴＩＰ
Ｓがフレッティング（接触による摩耗）により損傷する
可能性が高い。Ｃ／Ｃ ＴＩＰＳには耐酸化コーティン
グ層が必要で、特にこの層を破壊させる可能性が高い。 （３） 図１１では前項（１）、（２）に加えて、シー
ル用の断熱材が、Ｃ／ＣＴＩＰＳ自身に必要な断熱材の
他にシール用断熱材を包むブラケット等余分に必要とな
り、重量増加となる。 （４） また図９のＣ／Ｃ ＴＩＰＳの端部の折曲げ部
には、加工上高度な技術が必要である。
ＩＰＳを機体に取付けるための従来の装着法には、次の
ような問題点があった。 （１） 図９のようにオーバーラップさせるひさしだけ
では、Ｃ／Ｃ ＴＩＰＳの接触面の寸法精度要求を高く
する必要があり、Ｃ／Ｃ ＴＩＰＳの製造コストが高く
なる可能性がある。 （２） 図９のようなオーバーラップ部では、打上げ時
のＴＩＰＳまわり圧力変動（音響振動など）により、振
動による変位が発生する。そして隣接するＣ／ＣＴＩＰ
Ｓがフレッティング（接触による摩耗）により損傷する
可能性が高い。Ｃ／Ｃ ＴＩＰＳには耐酸化コーティン
グ層が必要で、特にこの層を破壊させる可能性が高い。 （３） 図１１では前項（１）、（２）に加えて、シー
ル用の断熱材が、Ｃ／ＣＴＩＰＳ自身に必要な断熱材の
他にシール用断熱材を包むブラケット等余分に必要とな
り、重量増加となる。 （４） また図９のＣ／Ｃ ＴＩＰＳの端部の折曲げ部
には、加工上高度な技術が必要である。
【０００７】
【課題を解決するための手段】本発明は上記課題を解決
するため次の手段を講ずる。
するため次の手段を講ずる。
【０００８】すなわち、再突入宇宙航行体の耐熱装置と
して、機体表面に取付けられるタイル状の断熱材と、同
断熱材を覆うように取付けられるシート状の耐熱高強度
複合材とを有する再突入宇宙航行体の耐熱装置におい
て、一個または複数個の集合体毎に少くとも気流に交叉
する一辺に沿い表面上に所定深さの帯状段差が形成され
る上記断熱材と、上記一個または複数個の集合体を覆う
とともに少くとも一辺が隣接の上記帯状段差分長い上記
耐熱高強度複合材と、耐高温断熱性の繊維製でほぼ上記
帯状段差の幅を有するとともに上記帯状段差部に配置さ
れる帯状のフイラーとを設ける。
して、機体表面に取付けられるタイル状の断熱材と、同
断熱材を覆うように取付けられるシート状の耐熱高強度
複合材とを有する再突入宇宙航行体の耐熱装置におい
て、一個または複数個の集合体毎に少くとも気流に交叉
する一辺に沿い表面上に所定深さの帯状段差が形成され
る上記断熱材と、上記一個または複数個の集合体を覆う
とともに少くとも一辺が隣接の上記帯状段差分長い上記
耐熱高強度複合材と、耐高温断熱性の繊維製でほぼ上記
帯状段差の幅を有するとともに上記帯状段差部に配置さ
れる帯状のフイラーとを設ける。
【０００９】
【作用】上記手段において、各断熱材は相互に隣接して
機体表面に設置される。このとき、断熱材の１個または
複数個の集合体毎に帯状段差部が気流と交叉する状態に
なっている。また耐熱高強度複合材は断熱材の１個また
は複数個の集合体毎にその表面を覆うように取付けられ
る。このとき隣接の帯状段差に対向する辺は揃えて配置
される。従って耐熱高強度複合材が断熱材の上に設置さ
れると、少くとも一辺は隣接後流側にはみ出す。はみ出
し部分は隣接する断熱材の帯状段差部の上に帯状隙間を
あけて重なることになる。この帯状隙間に、フイラーが
挿入されて、帯状段差上の耐熱高強度複合材、フイラ
ー、はみ出した耐熱高強度複合材間が接続される。
機体表面に設置される。このとき、断熱材の１個または
複数個の集合体毎に帯状段差部が気流と交叉する状態に
なっている。また耐熱高強度複合材は断熱材の１個また
は複数個の集合体毎にその表面を覆うように取付けられ
る。このとき隣接の帯状段差に対向する辺は揃えて配置
される。従って耐熱高強度複合材が断熱材の上に設置さ
れると、少くとも一辺は隣接後流側にはみ出す。はみ出
し部分は隣接する断熱材の帯状段差部の上に帯状隙間を
あけて重なることになる。この帯状隙間に、フイラーが
挿入されて、帯状段差上の耐熱高強度複合材、フイラ
ー、はみ出した耐熱高強度複合材間が接続される。
【００１０】このようにして、隣接する耐熱高強度複合
材間は後流側の段差部でオーバーラップし、フイラーを
介して接続されている。このため、再突入時の高温気流
が、断熱材側へ逆流して流入しなくなり、温度上昇が確
実に防止される。また耐熱高強度複合材間が直接接合し
ていないで、フイラーを介して接合しているため、フレ
ッティングによる破損が防止される。
材間は後流側の段差部でオーバーラップし、フイラーを
介して接続されている。このため、再突入時の高温気流
が、断熱材側へ逆流して流入しなくなり、温度上昇が確
実に防止される。また耐熱高強度複合材間が直接接合し
ていないで、フイラーを介して接合しているため、フレ
ッティングによる破損が防止される。
【００１１】以上のようにして、安全、確実に機体の高
温上昇が防止される。
温上昇が防止される。
【００１２】
（１） 本発明の一実施例を図１〜図４により説明す
る。図２は図１のＡ−Ａ断面図である。
る。図２は図１のＡ−Ａ断面図である。
【００１３】なお、従来例で説明した部分は、同一の番
号をつけ説明を省略し、この発明に関する部分を主体に
説明する。
号をつけ説明を省略し、この発明に関する部分を主体に
説明する。
【００１４】図１にて、機体表面上にタイル状の断熱材
１が設置される。気流ａに交叉する辺ｂに沿ってその後
流側に、図２に示すように断熱材１の表面に帯状段差ｃ
が形成される。帯状段差ｃの深さは後述の耐熱高強度複
合材（Ｃ／Ｃ ＴＩＰＳ）２とフイラー５の厚みをたし
た寸法に決められる。Ｃ／Ｃ ＴＩＰＳ ２は各断熱材
１を覆うように設置される。このとき隣接の断熱材１の
帯状段差ｃに対向する辺、すなわち自己の断熱材１の前
縁は辺を揃えて配置される。従って隣接の帯状段差ｃ部
側はオーバーラップしかつ隙間を持っている。この隙間
部に図３に示すような、セラミック系の織布５ａを帯状
に束ね、糸５ｂでぬい合されたフイラー５が挿入され
る。
１が設置される。気流ａに交叉する辺ｂに沿ってその後
流側に、図２に示すように断熱材１の表面に帯状段差ｃ
が形成される。帯状段差ｃの深さは後述の耐熱高強度複
合材（Ｃ／Ｃ ＴＩＰＳ）２とフイラー５の厚みをたし
た寸法に決められる。Ｃ／Ｃ ＴＩＰＳ ２は各断熱材
１を覆うように設置される。このとき隣接の断熱材１の
帯状段差ｃに対向する辺、すなわち自己の断熱材１の前
縁は辺を揃えて配置される。従って隣接の帯状段差ｃ部
側はオーバーラップしかつ隙間を持っている。この隙間
部に図３に示すような、セラミック系の織布５ａを帯状
に束ね、糸５ｂでぬい合されたフイラー５が挿入され
る。
【００１５】実際の取付け方法は図４に示すように、後
流側のＣ／Ｃ ＴＩＰＳ２を設置し、段差部にフイラー
５をセラミック系耐熱接着剤で接着６する。その次に上
流側のＣ／Ｃ ＴＩＰＳ２を設置する。これを繰り返し
し行う。
流側のＣ／Ｃ ＴＩＰＳ２を設置し、段差部にフイラー
５をセラミック系耐熱接着剤で接着６する。その次に上
流側のＣ／Ｃ ＴＩＰＳ２を設置する。これを繰り返し
し行う。
【００１６】以上において、各Ｃ／Ｃ ＴＩＰＳ２間は
後流側でスムースにオーバーラップし、フイラー５を介
して接合されている。このため、再突入時の高温気流が
断熱材１側へ逆流して流入しなくなり、温度上昇が確実
に防止される。またＣ／ＣＴＩＰＳ２間が直接接合して
いないで、フイラー５を介して接合しているため、フレ
ッティングによる破損が防止される。
後流側でスムースにオーバーラップし、フイラー５を介
して接合されている。このため、再突入時の高温気流が
断熱材１側へ逆流して流入しなくなり、温度上昇が確実
に防止される。またＣ／ＣＴＩＰＳ２間が直接接合して
いないで、フイラー５を介して接合しているため、フレ
ッティングによる破損が防止される。
【００１７】以上のようにして、安全、確実に機体の高
温上昇が防止される。
温上昇が防止される。
【００１８】上記では、断熱材１個毎をＴＩＰＳ２で覆
うようにしたが、２個とか４個とかの集合体毎に覆うよ
うにしてもよい。また気流ａに交叉する辺に段差ｃを設
けたが、気流ａに沿う辺にも設けてもよい。 （２） 本発明の第２実施例を図５、図６により説明す
る。
うようにしたが、２個とか４個とかの集合体毎に覆うよ
うにしてもよい。また気流ａに交叉する辺に段差ｃを設
けたが、気流ａに沿う辺にも設けてもよい。 （２） 本発明の第２実施例を図５、図６により説明す
る。
【００１９】図５にて、断熱材１の気流に交叉する辺ｂ
の後流側の断熱材１に対しては第１実施例とほぼ同様に
帯状段差ｃが形成される。さらに辺ｂの上流側にもシー
ル材５の厚み分の深さの帯状段差ｄが辺ｂに沿って形成
される。またＴＩＰＳ２は前記と同様オーバーラップ分
長く形成される。
の後流側の断熱材１に対しては第１実施例とほぼ同様に
帯状段差ｃが形成される。さらに辺ｂの上流側にもシー
ル材５の厚み分の深さの帯状段差ｄが辺ｂに沿って形成
される。またＴＩＰＳ２は前記と同様オーバーラップ分
長く形成される。
【００２０】取付け方法は、図６に示すように、後流側
の断熱材１ａを設置し、次にその上に後流側のＣ／Ｃ
ＴＩＰＳ２を設置する。次に後縁の段差ｄ部にぬい付け
られたフイラー５を持つ上流側の断熱材１ｂを設置す
る。そしてその上に上流側のＣ／Ｃ ＴＩＰＳ２を設置
する。これを繰り返して行う。
の断熱材１ａを設置し、次にその上に後流側のＣ／Ｃ
ＴＩＰＳ２を設置する。次に後縁の段差ｄ部にぬい付け
られたフイラー５を持つ上流側の断熱材１ｂを設置す
る。そしてその上に上流側のＣ／Ｃ ＴＩＰＳ２を設置
する。これを繰り返して行う。
【００２１】その他は第１実施例とほぼ同様である。
【００２２】
【発明の効果】以上に説明したように、本発明によれ
ば、断熱材を覆う耐熱高強度複合材の継目間に耐高温断
熱性の繊維製のフイラーが配置される。このため高温ガ
スの進入が防止され、断熱性が確保される。またフイラ
ーを介しているためフレッティングによる損傷が防止さ
れ、安全性が向上する。
ば、断熱材を覆う耐熱高強度複合材の継目間に耐高温断
熱性の繊維製のフイラーが配置される。このため高温ガ
スの進入が防止され、断熱性が確保される。またフイラ
ーを介しているためフレッティングによる損傷が防止さ
れ、安全性が向上する。
【図１】本発明の第１実施例の部分構成斜視図である。
【図２】同実施例の図１のＡ−Ａ断面図である。
【図３】同実施例のフイラーの斜視図である。
【図４】同実施例の取付方法説明図である。
【図５】本発明の第２実施例の構成断面図である。
【図６】同実施例の取付方法説明図である。
【図７】従来例の装置の設置位置説明図である。
【図８】同従来例の部分構成斜視図である。
【図９】同従来例の図８のＢ−Ｂ断面図である。
【図１０】同従来例のＣ／Ｃ ＴＩＰＳの説明図であ
る。
る。
【図１１】従来の他例の装置の設置位置説明図である。
０１ 再突入宇宙航行体 １，４ 断熱材 ２，３ Ｃ／Ｃ ＴＩＰＳ ５ フイラー ７ 機体側構造
Claims (1)
- 【請求項１】 機体表面に取付けられるタイル状の断熱
材と、同断熱材を覆うように取付けられるシート状の耐
熱高強度複合材とを有する再突入宇宙航行体の耐熱装置
において、一個または複数個の集合体毎に少くとも気流
に交叉する一辺に沿い表面上に所定深さの帯状段差が形
成される上記断熱材と、上記一個または複数個の集合体
を覆うとともに少くとも一辺が隣接の上記帯状段差分長
い上記耐熱高強度複合材と、耐高温断熱性の繊維製でほ
ぼ上記帯状段差の幅を有するとともに上記帯状段差部に
配置される帯状のフイラーとを備えてなることを特徴と
する再突入宇宙航行体の耐熱装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP19599393A JPH0748000A (ja) | 1993-08-06 | 1993-08-06 | 再突入宇宙航行体の耐熱装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP19599393A JPH0748000A (ja) | 1993-08-06 | 1993-08-06 | 再突入宇宙航行体の耐熱装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0748000A true JPH0748000A (ja) | 1995-02-21 |
Family
ID=16350440
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP19599393A Withdrawn JPH0748000A (ja) | 1993-08-06 | 1993-08-06 | 再突入宇宙航行体の耐熱装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0748000A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2017081285A (ja) * | 2015-10-26 | 2017-05-18 | 三菱重工業株式会社 | 飛昇体 |
-
1993
- 1993-08-06 JP JP19599393A patent/JPH0748000A/ja not_active Withdrawn
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2017081285A (ja) * | 2015-10-26 | 2017-05-18 | 三菱重工業株式会社 | 飛昇体 |
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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: 20001031 |