JPH085297A - 高速飛翔体を構成する構造体 - Google Patents
高速飛翔体を構成する構造体Info
- Publication number
- JPH085297A JPH085297A JP6138452A JP13845294A JPH085297A JP H085297 A JPH085297 A JP H085297A JP 6138452 A JP6138452 A JP 6138452A JP 13845294 A JP13845294 A JP 13845294A JP H085297 A JPH085297 A JP H085297A
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- film
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- flying object
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 高速飛翔により飛翔体表面・先端部・端面等
に生ずる空力加熱からの熱保護を可能にする。 【構成】 高速飛翔体の飛翔時の空力加熱を受ける部品
の表面に耐熱性樹脂フィルムを接着する。
に生ずる空力加熱からの熱保護を可能にする。 【構成】 高速飛翔体の飛翔時の空力加熱を受ける部品
の表面に耐熱性樹脂フィルムを接着する。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、亜音速以上の高速度で
飛翔する物体を構成する部品に関し、高速飛翔により飛
翔体表面・先端部・端面等に生ずる空力加熱からの熱保
護を可能にしたものである。
飛翔する物体を構成する部品に関し、高速飛翔により飛
翔体表面・先端部・端面等に生ずる空力加熱からの熱保
護を可能にしたものである。
【０００２】
【従来の技術】近年、ロケットミサイル等の高性能化に
対する要求がますます高まり、種々の耐熱性を有する構
造材料・手法が数多く開発されている。飛翔体が高速で
飛翔する場合、亜音速領域から急に空力抵抗が増加し、
この抵抗増加に伴ない空力加熱が増加し、飛翔時間によ
るが１５０℃以上、場合によっては１６００℃以上にも
達し、飛翔体の熱保護が必要となってくる。
対する要求がますます高まり、種々の耐熱性を有する構
造材料・手法が数多く開発されている。飛翔体が高速で
飛翔する場合、亜音速領域から急に空力抵抗が増加し、
この抵抗増加に伴ない空力加熱が増加し、飛翔時間によ
るが１５０℃以上、場合によっては１６００℃以上にも
達し、飛翔体の熱保護が必要となってくる。
【０００３】従来は、亜音速以上の高速度により生ずる
熱負荷から飛翔体を熱保護するためには、主に耐熱性無
機材料が用いられてきた。しかし、これらは脆く、また
加工も困難で飛翔体への取り付けが不完全となりやす
く、剥がれたり脱落したりする欠点を有していた。これ
らの欠点をなくすため、一部には耐熱性の繊維材料と耐
熱性樹脂を用いた複合材料を用いることが提案されてき
た。
熱負荷から飛翔体を熱保護するためには、主に耐熱性無
機材料が用いられてきた。しかし、これらは脆く、また
加工も困難で飛翔体への取り付けが不完全となりやす
く、剥がれたり脱落したりする欠点を有していた。これ
らの欠点をなくすため、一部には耐熱性の繊維材料と耐
熱性樹脂を用いた複合材料を用いることが提案されてき
た。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、耐熱性
の繊維材料と耐熱性樹脂を用いた複合材料を用いる場
合、耐熱性マトリックスが溶融せず加工不可能となるこ
ともあり、また高温中での加工工程となり、製作上問題
があった。一方、耐熱性無機材料を用いる場合は前記の
ように耐熱性無機材料が剥がれたり、脱落したりする欠
点を有している。
の繊維材料と耐熱性樹脂を用いた複合材料を用いる場
合、耐熱性マトリックスが溶融せず加工不可能となるこ
ともあり、また高温中での加工工程となり、製作上問題
があった。一方、耐熱性無機材料を用いる場合は前記の
ように耐熱性無機材料が剥がれたり、脱落したりする欠
点を有している。
【０００５】本発明は、これらの不具合を解消しうる手
段を提供しようとするものである。
段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】本発明は、高速飛翔体の
飛翔時の空力加熱を受ける部品の表面に耐熱性樹脂フィ
ルムを接着することにより、解決できることを見出し、
完成したものである。即ち、高速飛翔体の飛翔時の空力
加熱を受ける部分の構造体であって空力加熱を受ける部
分の表面に２００℃以上の耐熱性を有し、引張強度が５
Kg／mm2 以上の樹脂フィルムを用いた断熱層を設け、過
大な熱負荷から保護するようにしたことを特徴とする高
速飛翔体を構成する構造体を提供し、これらの不具合を
解消したものである。
飛翔時の空力加熱を受ける部品の表面に耐熱性樹脂フィ
ルムを接着することにより、解決できることを見出し、
完成したものである。即ち、高速飛翔体の飛翔時の空力
加熱を受ける部分の構造体であって空力加熱を受ける部
分の表面に２００℃以上の耐熱性を有し、引張強度が５
Kg／mm2 以上の樹脂フィルムを用いた断熱層を設け、過
大な熱負荷から保護するようにしたことを特徴とする高
速飛翔体を構成する構造体を提供し、これらの不具合を
解消したものである。
【０００７】本発明で言う高速飛翔体とは、亜音速以上
で飛翔する例えば、ミサイル・ロケット・弾丸等であ
り、これらの空力加熱を受ける部分の構造体の表面に断
熱層が適用される。特に、短期間高速で飛翔し、大きな
空力加熱を受けるロケット・ミサイル・弾丸に於いて用
いるとより有効である。耐熱性樹脂フィルムは、２００
℃以上、好ましくは２５０℃以上の耐熱性を有し、引張
強度が５Kg／mm2 以上、好ましくは１０Kg／mm2 以上の
樹脂フィルムが挙げられる。ここで、耐熱性とは、これ
らの温度で溶融せず、化学的に安定であることである。
例として、商品名カプトン、アピカル、ユーピレックス
等で代表されるポリイミド、商品名アラミカで代表され
るポリアラミド及び、ポリフェニレンスルフィド、ポリ
エーテルエーテルケトン等が挙げられる。耐熱性が２０
０℃未満では目的とする熱保護が確実にできず、また引
張強度が５Kg／mm2 未満では空力加熱を受けた際に、力
学的な剥がれ引き裂きが生じる可能性があり、熱保護が
確実にできなくなる。
で飛翔する例えば、ミサイル・ロケット・弾丸等であ
り、これらの空力加熱を受ける部分の構造体の表面に断
熱層が適用される。特に、短期間高速で飛翔し、大きな
空力加熱を受けるロケット・ミサイル・弾丸に於いて用
いるとより有効である。耐熱性樹脂フィルムは、２００
℃以上、好ましくは２５０℃以上の耐熱性を有し、引張
強度が５Kg／mm2 以上、好ましくは１０Kg／mm2 以上の
樹脂フィルムが挙げられる。ここで、耐熱性とは、これ
らの温度で溶融せず、化学的に安定であることである。
例として、商品名カプトン、アピカル、ユーピレックス
等で代表されるポリイミド、商品名アラミカで代表され
るポリアラミド及び、ポリフェニレンスルフィド、ポリ
エーテルエーテルケトン等が挙げられる。耐熱性が２０
０℃未満では目的とする熱保護が確実にできず、また引
張強度が５Kg／mm2 未満では空力加熱を受けた際に、力
学的な剥がれ引き裂きが生じる可能性があり、熱保護が
確実にできなくなる。
【０００８】耐熱性樹脂フィルムは、基本的には、高速
飛翔体を構成する構造体の表面に巻き付けることによ
り、断熱層として配置するが、その際フィルム間、フィ
ルムと構造体表面とを接着させることがより確実に固定
でき望ましい。また、フィルムはテープ状であることが
巻き付け易く、好ましい。特にテープ状フィルムを用い
る際は、ずれ等を起こして熱保護が不完全になることを
防ぐため確実に接着しておくことがより有効である。ま
た、フィルムは複数層となるように複数回巻き付けるこ
とが好ましい。
飛翔体を構成する構造体の表面に巻き付けることによ
り、断熱層として配置するが、その際フィルム間、フィ
ルムと構造体表面とを接着させることがより確実に固定
でき望ましい。また、フィルムはテープ状であることが
巻き付け易く、好ましい。特にテープ状フィルムを用い
る際は、ずれ等を起こして熱保護が不完全になることを
防ぐため確実に接着しておくことがより有効である。ま
た、フィルムは複数層となるように複数回巻き付けるこ
とが好ましい。
【０００９】接着にもちいる接着剤は特に製作上位置固
定できれば、とくに制限されないが、２００℃以上、好
ましくは２５０℃以上の耐熱性を持つ樹脂もしくは、こ
のような耐熱を持たない汎用接着剤も自燃性でなければ
利用できる。この理由は接着剤が耐熱フィルムの層内に
存在するため、空力加熱による分解がおこっても吸熱分
解であり、炭化層が残って接着性は保持され、かえって
断熱性が高まるからである。汎用接着剤の例として、エ
チレン酢酸ビニル重合体、エチレンエチルアクリレート
共重合物、エチレンアクリル酸共重合体、ＥＶＡのケン
化物、ナイロン、ポリエステル、ブチルゴム、スチレン
イソプレン重合物、スチレンブタジエン重合物等のホッ
トメルト接着剤、上記のブレンド品、ポリエチレン・ポ
リプロピレンにメタアクリル酸、マレイン酸、フマール
酸等を導入した変性樹脂、ポリエステル、ウレタン，エ
ポキシ，フェノール，ゴム等の熱可塑性または熱硬化性
樹脂を用いる。
定できれば、とくに制限されないが、２００℃以上、好
ましくは２５０℃以上の耐熱性を持つ樹脂もしくは、こ
のような耐熱を持たない汎用接着剤も自燃性でなければ
利用できる。この理由は接着剤が耐熱フィルムの層内に
存在するため、空力加熱による分解がおこっても吸熱分
解であり、炭化層が残って接着性は保持され、かえって
断熱性が高まるからである。汎用接着剤の例として、エ
チレン酢酸ビニル重合体、エチレンエチルアクリレート
共重合物、エチレンアクリル酸共重合体、ＥＶＡのケン
化物、ナイロン、ポリエステル、ブチルゴム、スチレン
イソプレン重合物、スチレンブタジエン重合物等のホッ
トメルト接着剤、上記のブレンド品、ポリエチレン・ポ
リプロピレンにメタアクリル酸、マレイン酸、フマール
酸等を導入した変性樹脂、ポリエステル、ウレタン，エ
ポキシ，フェノール，ゴム等の熱可塑性または熱硬化性
樹脂を用いる。
【００１０】高速飛翔体は高速飛翔させるためには、飛
翔体の重量を軽くすることが重要な因子となる。そのた
め、高速飛翔体を構成する一次構造体が金属の場合、肉
厚を薄くする必要があり、また、高速飛翔体を構成する
構造体が例えばカーボンファイバー等の高強度の繊維と
樹脂からなるＦＲＰ等の複合材料であると、比強度が大
く、軽くでき、好ましい。また、エポキシ樹脂等の汎用
樹脂は、１５０℃から２００℃ぐらいに加熱されると、
強度が激減し、構造体として力学的に耐えられなくな
る。しかし、本発明の高速飛翔体であれば、構造体の表
面により高い耐熱性の樹脂フィルムが設けられており、
空力加熱による温度に耐えるとともに樹脂の断熱性によ
り、熱保護することができ、高速飛翔体を構成する構造
体に汎用樹脂からなるＦＲＰ複合材料を用いた場合に有
効である。汎用樹脂としては、例えば日刊工業発行の
「複合材料ハンドブック」に記載のポリエステル樹脂、
ビニルエステル樹脂，フェノール樹脂等のプラスチック
系マトリックス，エポキシ樹脂等が挙げられる。また、
高速飛翔体を構成する構造体の形状としては、断面が円
形であることで製作が容易となり、好ましい。
翔体の重量を軽くすることが重要な因子となる。そのた
め、高速飛翔体を構成する一次構造体が金属の場合、肉
厚を薄くする必要があり、また、高速飛翔体を構成する
構造体が例えばカーボンファイバー等の高強度の繊維と
樹脂からなるＦＲＰ等の複合材料であると、比強度が大
く、軽くでき、好ましい。また、エポキシ樹脂等の汎用
樹脂は、１５０℃から２００℃ぐらいに加熱されると、
強度が激減し、構造体として力学的に耐えられなくな
る。しかし、本発明の高速飛翔体であれば、構造体の表
面により高い耐熱性の樹脂フィルムが設けられており、
空力加熱による温度に耐えるとともに樹脂の断熱性によ
り、熱保護することができ、高速飛翔体を構成する構造
体に汎用樹脂からなるＦＲＰ複合材料を用いた場合に有
効である。汎用樹脂としては、例えば日刊工業発行の
「複合材料ハンドブック」に記載のポリエステル樹脂、
ビニルエステル樹脂，フェノール樹脂等のプラスチック
系マトリックス，エポキシ樹脂等が挙げられる。また、
高速飛翔体を構成する構造体の形状としては、断面が円
形であることで製作が容易となり、好ましい。
【００１１】高速飛翔体を構成する構造体の具体的一例
としては、図１に示すような、ロケットのロケットモー
ターケースが挙げられる。ＦＲＰ製で断面が円形であ
り、表面には耐熱性樹脂フィルム（１）が巻き付けら
れ、片端にイグナイタ接合部品（３）、他端にノズル接
合部（４）が設けられている。このようにして、ロケッ
トを構成するロケットモーターケースとされる。ロケッ
トモーターケースは、ロケットの高速飛翔時、耐熱性樹
脂フィルム（１）がなければ、空力加熱された際に、材
料強度が低下し、耐圧がなくなり、爆発する危険が生じ
るが、耐熱性樹脂フィルム（１）があれば、空力加熱に
よる温度上昇に耐えるとともに樹脂の断熱性により、ロ
ケットモーターケースの熱保護することができ、こうし
た危険をなくすことが可能となる。
としては、図１に示すような、ロケットのロケットモー
ターケースが挙げられる。ＦＲＰ製で断面が円形であ
り、表面には耐熱性樹脂フィルム（１）が巻き付けら
れ、片端にイグナイタ接合部品（３）、他端にノズル接
合部（４）が設けられている。このようにして、ロケッ
トを構成するロケットモーターケースとされる。ロケッ
トモーターケースは、ロケットの高速飛翔時、耐熱性樹
脂フィルム（１）がなければ、空力加熱された際に、材
料強度が低下し、耐圧がなくなり、爆発する危険が生じ
るが、耐熱性樹脂フィルム（１）があれば、空力加熱に
よる温度上昇に耐えるとともに樹脂の断熱性により、ロ
ケットモーターケースの熱保護することができ、こうし
た危険をなくすことが可能となる。
【００１２】
【実施例及び比較例】本発明の実施例を図１によって説
明する。図１は、ロケットモーターケースの全体図であ
り、内径７５mmφ、厚み１．６mm、長さ３００mm、マト
リックスを体積含有率で４０vol ％含むＣＦＲＰ／エポ
キシ円筒（２）の外表面に１０mm幅のポリアラミド又は
ポリイミドフィルム（１）のテープを、２mmずらして肉
厚約１２５μｍおよび約２５０μｍの厚さになるように
巻き付けた。（１）は表１に示すポリアラミドフィルム
（旭化成工業株式会社製−商品名アラミカ）又はポリイ
ミドフィルム（東レ株式会社製−商品名カプトン）で厚
さ２５μｍ、幅１０mmの耐熱性フィルムで接着剤として
エポキシ樹脂をコーティングした。円筒（２）は、高強
度炭素繊維を基材とし、エポキシ樹脂をマトリックスと
するプリプレグを成形したものである。ロケットモータ
ーケースはフィラメントワインディングの後（１）およ
び（２）をオートクレーブ成形法により硬化成形したの
ち、耐熱性樹脂フィルムをテープワインディングしたも
のである。比較例として耐熱性フィルムの断熱層のない
同一形状の円筒を作成した。これらを、２００℃の恒温
炉中に静置し、ＣＦＲＰ円筒の内面側温度の上昇を測定
し、１５０℃・１６０℃・１７０℃に達する時間を、そ
れぞれt150・t160 t170として評価した。測定結果を表
１に示す。また、測定方法は下記の通りである。 （測定方法） 耐熱性：ＤＳＣ法（昇温速度：５℃／ｍｉｎ）により、
測定温度で溶融しない。 引張強度：耐熱性フィルムの引張強度はＡＳＴＭＤ ８
８２に依るもの。
明する。図１は、ロケットモーターケースの全体図であ
り、内径７５mmφ、厚み１．６mm、長さ３００mm、マト
リックスを体積含有率で４０vol ％含むＣＦＲＰ／エポ
キシ円筒（２）の外表面に１０mm幅のポリアラミド又は
ポリイミドフィルム（１）のテープを、２mmずらして肉
厚約１２５μｍおよび約２５０μｍの厚さになるように
巻き付けた。（１）は表１に示すポリアラミドフィルム
（旭化成工業株式会社製−商品名アラミカ）又はポリイ
ミドフィルム（東レ株式会社製−商品名カプトン）で厚
さ２５μｍ、幅１０mmの耐熱性フィルムで接着剤として
エポキシ樹脂をコーティングした。円筒（２）は、高強
度炭素繊維を基材とし、エポキシ樹脂をマトリックスと
するプリプレグを成形したものである。ロケットモータ
ーケースはフィラメントワインディングの後（１）およ
び（２）をオートクレーブ成形法により硬化成形したの
ち、耐熱性樹脂フィルムをテープワインディングしたも
のである。比較例として耐熱性フィルムの断熱層のない
同一形状の円筒を作成した。これらを、２００℃の恒温
炉中に静置し、ＣＦＲＰ円筒の内面側温度の上昇を測定
し、１５０℃・１６０℃・１７０℃に達する時間を、そ
れぞれt150・t160 t170として評価した。測定結果を表
１に示す。また、測定方法は下記の通りである。 （測定方法） 耐熱性：ＤＳＣ法（昇温速度：５℃／ｍｉｎ）により、
測定温度で溶融しない。 引張強度：耐熱性フィルムの引張強度はＡＳＴＭＤ ８
８２に依るもの。
【００１３】
【表１】
【００１４】＊ＤＳＣ法により、アラミカ及びカプトン
は６５０℃にしても溶融しなかった。
は６５０℃にしても溶融しなかった。
【００１５】
【発明の効果】本発明の高速飛翔体を構成する構造体で
あれば、空力加熱による温度に耐えるとともに樹脂の断
熱性により、空力加熱を受ける部分の熱保護をすること
ができ、これによって、より構造体を軽量化でき、より
容易に高速飛翔させることができる。
あれば、空力加熱による温度に耐えるとともに樹脂の断
熱性により、空力加熱を受ける部分の熱保護をすること
ができ、これによって、より構造体を軽量化でき、より
容易に高速飛翔させることができる。
【００１６】すなわち、（１）亜音速以上の飛翔速度に
おいて、空力抵抗により、飛翔体の外表面、先端部、端
面に生ずる空力加熱からの熱保護を高効率かつ容易に可
能とする。 （２）断熱層フィルムによる空力加熱抑制効果を軽微な
重量増加により達成できるため、より構造体重量を軽量
化でき、従って、より容易に高速飛翔させることができ
る。 （３）更に、断熱層フィルムの巻付け厚みを調整するこ
とにより、飛翔体に賦与させる耐熱性の度合いを抑制す
ることも可能である。
おいて、空力抵抗により、飛翔体の外表面、先端部、端
面に生ずる空力加熱からの熱保護を高効率かつ容易に可
能とする。 （２）断熱層フィルムによる空力加熱抑制効果を軽微な
重量増加により達成できるため、より構造体重量を軽量
化でき、従って、より容易に高速飛翔させることができ
る。 （３）更に、断熱層フィルムの巻付け厚みを調整するこ
とにより、飛翔体に賦与させる耐熱性の度合いを抑制す
ることも可能である。
【図１】図１はロケットモーターケースを示す全体図で
ある。
ある。
（１）・・・耐熱性樹脂フィルム （２）・・・円筒 （３）・・・イグナイタ接合部品 （４）・・・ノズル接合部
Claims (2)
- 【請求項１】 高速飛翔体の飛翔時の空力加熱を受ける
部分の構造体であって、空力加熱を受ける部分の表面に
２００℃以上の耐熱性を有し、かつ引張強度５Kg／mm2
以上の樹脂フィルムを用いた断熱層を設け、過大な熱負
荷から保護するようにしたことを特徴とする高速飛翔体
を構成する構造体。 - 【請求項２】 構造体がロケットモーターケースである
請求項１記載の高速飛翔体を構成する構造体。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6138452A JPH085297A (ja) | 1994-06-21 | 1994-06-21 | 高速飛翔体を構成する構造体 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6138452A JPH085297A (ja) | 1994-06-21 | 1994-06-21 | 高速飛翔体を構成する構造体 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH085297A true JPH085297A (ja) | 1996-01-12 |
Family
ID=15222347
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP6138452A Withdrawn JPH085297A (ja) | 1994-06-21 | 1994-06-21 | 高速飛翔体を構成する構造体 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH085297A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2018179470A (ja) * | 2017-04-21 | 2018-11-15 | 三菱電機株式会社 | 飛しょう体の胴体 |
| US11429116B2 (en) | 2016-10-18 | 2022-08-30 | Altaeros Energies, Inc. | Systems and methods for automated, lighter-than-air airborne platform |
-
1994
- 1994-06-21 JP JP6138452A patent/JPH085297A/ja not_active Withdrawn
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US11429116B2 (en) | 2016-10-18 | 2022-08-30 | Altaeros Energies, Inc. | Systems and methods for automated, lighter-than-air airborne platform |
| JP2018179470A (ja) * | 2017-04-21 | 2018-11-15 | 三菱電機株式会社 | 飛しょう体の胴体 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Application deemed to be withdrawn because no request for examination was validly filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20010904 |