JPS58161985A - 宇宙飛翔体用低密度断熱材料 - Google Patents
宇宙飛翔体用低密度断熱材料Info
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- JPS58161985A JPS58161985A JP4536882A JP4536882A JPS58161985A JP S58161985 A JPS58161985 A JP S58161985A JP 4536882 A JP4536882 A JP 4536882A JP 4536882 A JP4536882 A JP 4536882A JP S58161985 A JPS58161985 A JP S58161985A
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Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は低密度断熱材料に係り、さらに詳しくは高強度
で耐熱性に優れかつ良好な断熱性能を維持・発揮すると
共に、熱による消耗が少ないために高温下での使用を繰
返し行なうことが可能な低密度断熱材料に関する。
で耐熱性に優れかつ良好な断熱性能を維持・発揮すると
共に、熱による消耗が少ないために高温下での使用を繰
返し行なうことが可能な低密度断熱材料に関する。
わが国の宇宙開発は着実に進展し、近い将来には、宇宙
生成物製造ないしは有人宇宙活動に伴なう、ロケット、
カプセル等の回収技術、ならびに回収された飛翔体を再
利用する技術の確立が必要となるであろう。ロケット、
カプセル等の回収・再利用技術の最も重要な点の１つは
、大気圏外あるいは惑星空間での探査、観測、実験等を
終えたこれら飛翔体の搭乗員あるいは内部搭載機器を、
大気圏突入時の空力による高温加熱から防御することで
ある。
生成物製造ないしは有人宇宙活動に伴なう、ロケット、
カプセル等の回収技術、ならびに回収された飛翔体を再
利用する技術の確立が必要となるであろう。ロケット、
カプセル等の回収・再利用技術の最も重要な点の１つは
、大気圏外あるいは惑星空間での探査、観測、実験等を
終えたこれら飛翔体の搭乗員あるいは内部搭載機器を、
大気圏突入時の空力による高温加熱から防御することで
ある。
そこで、このような高温加熱から飛翔体内部を保禮する
ために、従来、直接空力加熱を受ける飛翔体の外部構造
部材を、例えば、 （ｉｌ ７−ｒ−ノールモシクはシリカマイクロバル
ーン、ナイロン、コルク等の低密度充填材を含み、それ
自体熱を吸収して炭化することにより熱を消費すること
のできる、エポキシもしくはシリコーン樹脂系複合材料
（例えば、［ＮＡＳＡ ’Ｉ’Ｎ、Ｄ−６００４Ｉｎｖ
ｅｓｔｉｇａｔｉｏｎ ｏｆ Ｃｈａｒ Ｆｏｒｍａｔ
ｉｏｎａｎｄ ５ｕ（ｆａｃｅ Ｒｅｃｅｓｓｉｏｎ
ｏｆ ａ ｃｏｍｐｏｓｉｔｅＡｂｌａｔｉｏｎ Ｍａ
ｔｅｒｉａｌ ｗｉｔｈ ａ ｓｉ！１ｃｏｎｅ−Ｒｅ
ｓｉｎＬ（ａｓｅ 」 に開示されている）、（１１
）発泡セラミック等の高温耐熱材料（例えば、ｌ Ａｓ
ｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ ａｎｄ Ａｅｒｏ ｎａｕｔｉ
ｃｓ ｌ ９８ ｌ、Ｊａｎｕａｒｙ ｐ２４〜ｐ３４
； ５ｈｕｔｔｌｅ ｔｉｌｅ ５ｔｏｒｙ、Ｊに開
示されている）、 などの断熱材料で被覆することが行なわれていた。
ために、従来、直接空力加熱を受ける飛翔体の外部構造
部材を、例えば、 （ｉｌ ７−ｒ−ノールモシクはシリカマイクロバル
ーン、ナイロン、コルク等の低密度充填材を含み、それ
自体熱を吸収して炭化することにより熱を消費すること
のできる、エポキシもしくはシリコーン樹脂系複合材料
（例えば、［ＮＡＳＡ ’Ｉ’Ｎ、Ｄ−６００４Ｉｎｖ
ｅｓｔｉｇａｔｉｏｎ ｏｆ Ｃｈａｒ Ｆｏｒｍａｔ
ｉｏｎａｎｄ ５ｕ（ｆａｃｅ Ｒｅｃｅｓｓｉｏｎ
ｏｆ ａ ｃｏｍｐｏｓｉｔｅＡｂｌａｔｉｏｎ Ｍａ
ｔｅｒｉａｌ ｗｉｔｈ ａ ｓｉ！１ｃｏｎｅ−Ｒｅ
ｓｉｎＬ（ａｓｅ 」 に開示されている）、（１１
）発泡セラミック等の高温耐熱材料（例えば、ｌ Ａｓ
ｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ ａｎｄ Ａｅｒｏ ｎａｕｔｉ
ｃｓ ｌ ９８ ｌ、Ｊａｎｕａｒｙ ｐ２４〜ｐ３４
； ５ｈｕｔｔｌｅ ｔｉｌｅ ５ｔｏｒｙ、Ｊに開
示されている）、 などの断熱材料で被覆することが行なわれていた。
ところが、前記（１）の材料は、樹脂の炭化・熱消耗に
よるアブレーション作用を利用したものであり、充填材
の重量に対して樹脂の配合重量を多（していたために、
材料の耐熱性が低く、かつ高密度（０，４５９７ｃｃ以
上）となる。したがって飛翔体の被覆材として使用し、
その特性を十分に発揮させるためには、材料自体の重量
を大とする必要があり、このため飛翔体設計の自由度を
低減させる結果となっていた。また、アブレーション作
用による樹脂の熱分解が激しく、分解ガスが多量に放出
されることとなるが、高密度であるためにガス放出が十
分に行なわれず材料内部でのガス圧が高くなるためにク
ラックが発生していた。さらに、樹脂の炭化・熱消耗に
よる飛翔体表面の形状変化によって、大気との境界部分
に乱流を起こし、加熱量を増大させると共に空力変化に
よって飛翔体の軌道に影響を与えるといった不都合があ
り、かつ表面形状の変化および重量損失によって、材料
自体も高温下で再利用することができないという欠点が
あった。
よるアブレーション作用を利用したものであり、充填材
の重量に対して樹脂の配合重量を多（していたために、
材料の耐熱性が低く、かつ高密度（０，４５９７ｃｃ以
上）となる。したがって飛翔体の被覆材として使用し、
その特性を十分に発揮させるためには、材料自体の重量
を大とする必要があり、このため飛翔体設計の自由度を
低減させる結果となっていた。また、アブレーション作
用による樹脂の熱分解が激しく、分解ガスが多量に放出
されることとなるが、高密度であるためにガス放出が十
分に行なわれず材料内部でのガス圧が高くなるためにク
ラックが発生していた。さらに、樹脂の炭化・熱消耗に
よる飛翔体表面の形状変化によって、大気との境界部分
に乱流を起こし、加熱量を増大させると共に空力変化に
よって飛翔体の軌道に影響を与えるといった不都合があ
り、かつ表面形状の変化および重量損失によって、材料
自体も高温下で再利用することができないという欠点が
あった。
また、前記（１１）の材料は、低密度で、高温の空力加
熱による熱を良好に遮断することができるのであるが、
他の構造部材との接合性能に劣り、高温下で繰返し使用
すると接合部分から破壊されて剥離・破損するといった
難点があった。
熱による熱を良好に遮断することができるのであるが、
他の構造部材との接合性能に劣り、高温下で繰返し使用
すると接合部分から破壊されて剥離・破損するといった
難点があった。
本発明者らは、ロケット、カプセル等飛翔体の熱防御材
として用いられていた従来の断熱材料の、上述の不都合
を解消すべく鋭意研究した結果、かかる断熱材料を構成
する樹脂として、耐熱性、耐酸化性に優れるシリコーン
樹脂、および充填材として、低密度かつ高強度で、耐熱
性、断熱性に優れるシリカマイクロバルーンを選択し、
かつシリカマイクロバルーンのシリコーン樹脂Ｋ 対す
る重量比を罰から一面°までの範囲の値とすることによ
り、かかる不都合が解消されることを見出し、本発明を
完成するに至った。
として用いられていた従来の断熱材料の、上述の不都合
を解消すべく鋭意研究した結果、かかる断熱材料を構成
する樹脂として、耐熱性、耐酸化性に優れるシリコーン
樹脂、および充填材として、低密度かつ高強度で、耐熱
性、断熱性に優れるシリカマイクロバルーンを選択し、
かつシリカマイクロバルーンのシリコーン樹脂Ｋ 対す
る重量比を罰から一面°までの範囲の値とすることによ
り、かかる不都合が解消されることを見出し、本発明を
完成するに至った。
本発明の目的は、高強度で耐熱に優れかつ良好な断熱性
能を維持・発揮すると共に、熱による消耗が少ないため
に高温下での使用を繰返し行なうことが可能な低密度断
熱材料を提供することにある。
能を維持・発揮すると共に、熱による消耗が少ないため
に高温下での使用を繰返し行なうことが可能な低密度断
熱材料を提供することにある。
すなわち、本発明の低密度断熱材料は、シリコーン樹脂
にシリカマイクロバルーンを充填してなる低密度断熱材
料であって、前記シリカマイ−クロバルーンのシリコー
ン樹脂に対する重量比が、０ πからπまでの範囲の値であることを特徴とするもので
ある。
にシリカマイクロバルーンを充填してなる低密度断熱材
料であって、前記シリカマイ−クロバルーンのシリコー
ン樹脂に対する重量比が、０ πからπまでの範囲の値であることを特徴とするもので
ある。
本発明のシリコーン樹脂は、１分子中に少な（とも１個
のシロキサン結合を有する化合物であれば何れも使用可
能であり、通常はポリシロキサンを含むフェス、オイル
、ゴム液あるいは液状結合剤の硬化（加＊）物から成る
。あるいは、シリコーン樹脂と、アルキッド樹脂、フェ
ノール樹脂等の他の樹脂との共重合体あるいは変性シリ
コーン樹脂であっても良い。これらの樹脂としては、硬
化（加硫）時に主として末端シラノール基どうしの反応
によって水を副生ずる脱水縮合型の樹脂を用いても良い
が、本発明においては、硬化（加硫）時にガス成分を副
生じない樹脂、あるいは樹脂からの抜けが比較的良好な
水素もしくはアルコール等のガスを副生じ、または樹脂
との相溶性の高い水星外の副生物を生成する、二成分付
加型の樹脂であることが、主として水外に起因する内部
ボイドな含まず、所望の充填状態を有する断熱材料とな
るために好ましい。例えば、 ■ 末端にシリリジン基を有するポリシロキサンとビニ
ル基を有するポリシロキサンとを含むもの、 ■ ビニル基を有するポリシロキサンを含み、このビニ
ル基どうしの置台により架橋可能なもの、■ 末端にシ
リリジン基を有するポリシロキサンと末端にシラノール
基を有するボリシロキサンとを含むもの、 （リ 末端にシラノール基を有するポリシロキサンとエ
ステル７０キサンとを含むもの、 ■ 末端にアシロキシ基を有するポリシロキサンを含む
もの、 炒）末端にアミン基、イソシアナト基等を有するポリシ
ロキサンを含むもの、あるいは、■ 末端にビニル基を
有するポリシロキサンと変性ポリシロ、キサンとを含む
ものなどが挙げられる。あるいは市販の二成分付加型シ
リコーン樹脂のワニス、オイル、ゴム液、液状結合剤の
硬化物であっても良い。
のシロキサン結合を有する化合物であれば何れも使用可
能であり、通常はポリシロキサンを含むフェス、オイル
、ゴム液あるいは液状結合剤の硬化（加＊）物から成る
。あるいは、シリコーン樹脂と、アルキッド樹脂、フェ
ノール樹脂等の他の樹脂との共重合体あるいは変性シリ
コーン樹脂であっても良い。これらの樹脂としては、硬
化（加硫）時に主として末端シラノール基どうしの反応
によって水を副生ずる脱水縮合型の樹脂を用いても良い
が、本発明においては、硬化（加硫）時にガス成分を副
生じない樹脂、あるいは樹脂からの抜けが比較的良好な
水素もしくはアルコール等のガスを副生じ、または樹脂
との相溶性の高い水星外の副生物を生成する、二成分付
加型の樹脂であることが、主として水外に起因する内部
ボイドな含まず、所望の充填状態を有する断熱材料とな
るために好ましい。例えば、 ■ 末端にシリリジン基を有するポリシロキサンとビニ
ル基を有するポリシロキサンとを含むもの、 ■ ビニル基を有するポリシロキサンを含み、このビニ
ル基どうしの置台により架橋可能なもの、■ 末端にシ
リリジン基を有するポリシロキサンと末端にシラノール
基を有するボリシロキサンとを含むもの、 （リ 末端にシラノール基を有するポリシロキサンとエ
ステル７０キサンとを含むもの、 ■ 末端にアシロキシ基を有するポリシロキサンを含む
もの、 炒）末端にアミン基、イソシアナト基等を有するポリシ
ロキサンを含むもの、あるいは、■ 末端にビニル基を
有するポリシロキサンと変性ポリシロ、キサンとを含む
ものなどが挙げられる。あるいは市販の二成分付加型シ
リコーン樹脂のワニス、オイル、ゴム液、液状結合剤の
硬化物であっても良い。
本発明に係る前記シリコーン樹脂には、必要に応じて、
硬化前に加えられた適宜の硬化（加ｉ）剤、硬化（加硫
）促進剤もしくは遅延剤、可塑剤、顔料あるいはシリカ
マイクロバルーン以外の無機質もしくは有機質の充填材
、補強材などが含まれていても良い。
硬化前に加えられた適宜の硬化（加ｉ）剤、硬化（加硫
）促進剤もしくは遅延剤、可塑剤、顔料あるいはシリカ
マイクロバルーン以外の無機質もしくは有機質の充填材
、補強材などが含まれていても良い。
次に、本発明に用いる前記シリカマイクロバルーンは、
主成分として二酸化ケイ素（５ｉ０２ ）を含有する微
小中空体であれば何れであっても良い。５ｉ０２を８５
０重量％以上含有するものであることが、高融点で高温
耐熱性に優れ、空力加熱による表面後退量が少ないこと
などのために好ましい。かかるシリカマイクロバルーン
には、ＳｉＯ２以外にｆｉＪ２０３、Ｎａ２Ｏ、Ｂ２Ｏ
５等の他の成分が含まれていても良い。形状は球形状で
あることが好ましく、粒径に特に制限はない。通常は１
〜５０μｍ程度の粒径のものが適用される。
主成分として二酸化ケイ素（５ｉ０２ ）を含有する微
小中空体であれば何れであっても良い。５ｉ０２を８５
０重量％以上含有するものであることが、高融点で高温
耐熱性に優れ、空力加熱による表面後退量が少ないこと
などのために好ましい。かかるシリカマイクロバルーン
には、ＳｉＯ２以外にｆｉＪ２０３、Ｎａ２Ｏ、Ｂ２Ｏ
５等の他の成分が含まれていても良い。形状は球形状で
あることが好ましく、粒径に特に制限はない。通常は１
〜５０μｍ程度の粒径のものが適用される。
シリカマイクロバルーンのシリコン樹脂に対する重量比
が丑未満であると、樹脂分の増大に連れて高密度となり
、耐熱性も低下する。また、加熱による樹脂分解量が犬
となり、多量の分解ガスが放出されるが、高密度である
ためにガス放出が十分に行なわれず、したがって、材料
内部のガス圧が高まりクラックが発生し易（なる。また
飛翔体の被覆材として用いた場合に、材料表面部分の形
状変化によって乱流を起こし、飛翔体の軌道に影響を与
えると共に、材料自体の消耗が激しいために高温下で再
利用できないこととなる。一方、前＾ピ重量比が姥を超
えると、樹脂の粘性が高くなり過ぎ、混合しにくくなる
結果、不均一な密度の材料となり、実用的ではない。
が丑未満であると、樹脂分の増大に連れて高密度となり
、耐熱性も低下する。また、加熱による樹脂分解量が犬
となり、多量の分解ガスが放出されるが、高密度である
ためにガス放出が十分に行なわれず、したがって、材料
内部のガス圧が高まりクラックが発生し易（なる。また
飛翔体の被覆材として用いた場合に、材料表面部分の形
状変化によって乱流を起こし、飛翔体の軌道に影響を与
えると共に、材料自体の消耗が激しいために高温下で再
利用できないこととなる。一方、前＾ピ重量比が姥を超
えると、樹脂の粘性が高くなり過ぎ、混合しにくくなる
結果、不均一な密度の材料となり、実用的ではない。
本発明の低密度断熱材料は、常法によりシリカマイクロ
バルーンと、必要に応じて硬化（加＃Ｌ）剤、硬化（加
硫）促進剤もしくは遅延剤、可塑剤、顔料、あるいはシ
リカマイクロバルーン以外の充填材、補強材を加えたシ
リコーン樹脂のワニス、オイル、ゴム液、あるいは液状
結合剤とを、重量比で而から一面一までの範囲の値とな
るよう混合し、必要に応じて脱泡処理を施した後、成形
、加熱硬化（加＃Ｌ）することにより得ることができる
。アルイハシリヵマイクロバルーンとシリコーン樹脂と
の混合物を適宜の形状のハニカム内に充填した後、常温
あるいは加熱硬化（加硫）して、例えば、第１図に示し
た様なハニカム充填材料としても良い。すなわち第１図
においては、ガラス繊維強化フェノール樹脂から成り、
連通した六角筒状めセル１を有する円柱状のハニカム２
内に、シリコーン樹脂にシリカマイクロバルーン以外填
してなる本発明の低密度断熱材料３が充填されている。
バルーンと、必要に応じて硬化（加＃Ｌ）剤、硬化（加
硫）促進剤もしくは遅延剤、可塑剤、顔料、あるいはシ
リカマイクロバルーン以外の充填材、補強材を加えたシ
リコーン樹脂のワニス、オイル、ゴム液、あるいは液状
結合剤とを、重量比で而から一面一までの範囲の値とな
るよう混合し、必要に応じて脱泡処理を施した後、成形
、加熱硬化（加＃Ｌ）することにより得ることができる
。アルイハシリヵマイクロバルーンとシリコーン樹脂と
の混合物を適宜の形状のハニカム内に充填した後、常温
あるいは加熱硬化（加硫）して、例えば、第１図に示し
た様なハニカム充填材料としても良い。すなわち第１図
においては、ガラス繊維強化フェノール樹脂から成り、
連通した六角筒状めセル１を有する円柱状のハニカム２
内に、シリコーン樹脂にシリカマイクロバルーン以外填
してなる本発明の低密度断熱材料３が充填されている。
本発明によれば、耐熱性、耐酸化性に優れるシリコーン
樹脂に、低密度かつ高強度で、耐熱性、断熱性に優れる
シリカマイクロバルーンを充填して成り、したがって高
強度で耐熱性に優れる。
樹脂に、低密度かつ高強度で、耐熱性、断熱性に優れる
シリカマイクロバルーンを充填して成り、したがって高
強度で耐熱性に優れる。
かつシリカマイクロバルーンのシリコーン樹脂ニ対する
重量比を−から二までの範囲の値として５０ ３
０ 、いるために、従来の樹脂炭化・消耗型の断熱材料と比
べて、低密度であり、かつ樹脂の消耗が極めて少ないた
めに高温下での使用を繰返し行なうことができる。また
、本発明の低密度断熱材料は、従来の樹脂炭化・熱消耗
型の材料と比べて遜色のない断熱性能を有することが確
認された。
重量比を−から二までの範囲の値として５０ ３
０ 、いるために、従来の樹脂炭化・消耗型の断熱材料と比
べて、低密度であり、かつ樹脂の消耗が極めて少ないた
めに高温下での使用を繰返し行なうことができる。また
、本発明の低密度断熱材料は、従来の樹脂炭化・熱消耗
型の材料と比べて遜色のない断熱性能を有することが確
認された。
したがって、本発明の低密度断熱材料は、大気圏突入時
に直接空力加熱されるロケット、カプセル等の飛翔体の
外部構造部材あるいは被覆材（熱防御材）として有用で
あり、これら飛翔体の回収・再利用技術の確立に太いに
貢献するところとなる。
に直接空力加熱されるロケット、カプセル等の飛翔体の
外部構造部材あるいは被覆材（熱防御材）として有用で
あり、これら飛翔体の回収・再利用技術の確立に太いに
貢献するところとなる。
実施例
＝実施例および比較例として、・・ニカム充填断熱材料
を作製した。
を作製した。
まず、市販の二成分付加型シリコーン樹脂（商品名 Ｔ
ＳＥ３０３２ ＲＴＶ、東芝シリコーン社製；２重量−
の硬化遅延剤を含む）とシリカマイクロバルーン（商品
名 Ｑｌａｓｓ ＭＩＣＲＯＢＡＲＯＯＮ ＳＩ。
ＳＥ３０３２ ＲＴＶ、東芝シリコーン社製；２重量−
の硬化遅延剤を含む）とシリカマイクロバルーン（商品
名 Ｑｌａｓｓ ＭＩＣＲＯＢＡＲＯＯＮ ＳＩ。
エマーノン・カミング社製； ５ｉ０２を９７．５重量
％以上含有する）とを、第１表に示した組成となる様に
混合した。次いで、気泡の混入を防止するために一方の
セル開口部から吸引脱気しながら、第１図で示した様な
六角筒状セル１を有する円柱状のガラス繊維強化フェノ
ール樹脂ハニカム２内に得られた混合物を充填し、樹脂
を硬化させた。さらに、得られたハニカム充填断熱材料
の一方のセル開口部を旋削して半球状に成形し、大略第
２図で示した形状を有するシュミレーション・モデルを
作成した。なお、このモデルは直径Ｄ＝３９ｍの棒状体
に半径１（＝１５ｆｉの半球面を形成したものであり、
ハニカム２は、セルコアの一辺の長さＬキ０．９５ｍ、
セル壁の平均厚さｔ中０．３０ｍのものである（使用し
た〕・ニカム２の商品名 ＨＲＰ−３−４，Ｓ、ヘキセ
ル社製）。
％以上含有する）とを、第１表に示した組成となる様に
混合した。次いで、気泡の混入を防止するために一方の
セル開口部から吸引脱気しながら、第１図で示した様な
六角筒状セル１を有する円柱状のガラス繊維強化フェノ
ール樹脂ハニカム２内に得られた混合物を充填し、樹脂
を硬化させた。さらに、得られたハニカム充填断熱材料
の一方のセル開口部を旋削して半球状に成形し、大略第
２図で示した形状を有するシュミレーション・モデルを
作成した。なお、このモデルは直径Ｄ＝３９ｍの棒状体
に半径１（＝１５ｆｉの半球面を形成したものであり、
ハニカム２は、セルコアの一辺の長さＬキ０．９５ｍ、
セル壁の平均厚さｔ中０．３０ｍのものである（使用し
た〕・ニカム２の商品名 ＨＲＰ−３−４，Ｓ、ヘキセ
ル社製）。
か（して得られた実施例お１び比較例における密度、お
よびアーク加熱風洞における高温ガス（Ｎ２＋０２ 、
ｘンタルピー ２７００ ｃａｊ’ｉｇ 、流速Ｍ５
．７．加熱率１２Ｃａｌ／ｃｒｒＬ−８）を半球状頂部
に照射したときの材料の重量損失速度（Δｍ、単位ｇ／
ｍｉｎ、）、表面後退速度（△ｈ、単位ｍ／ｍｉｎ、）
を測定した結果を第１表に示した。なお、第１表中、比
較例２は成形後に容易に崩壊してしまったために、測定
に供しえないものとなった。
よびアーク加熱風洞における高温ガス（Ｎ２＋０２ 、
ｘンタルピー ２７００ ｃａｊ’ｉｇ 、流速Ｍ５
．７．加熱率１２Ｃａｌ／ｃｒｒＬ−８）を半球状頂部
に照射したときの材料の重量損失速度（Δｍ、単位ｇ／
ｍｉｎ、）、表面後退速度（△ｈ、単位ｍ／ｍｉｎ、）
を測定した結果を第１表に示した。なお、第１表中、比
較例２は成形後に容易に崩壊してしまったために、測定
に供しえないものとなった。
鞘１表
第１表から明らかな様に、本発萌に係る断熱材料は、充
填材量に比べて樹脂配合量の多い従来の断熱材料に比べ
て、低密度であると共に、加熱消耗による重量損失およ
び表面後退の少ないものである。なかでも、実施例３．
４．５のΔｍは実施例１，２のΔｍに比べてかなり小さ
いことがわかる。これは、実施例１，２に比べて実施例
３゜４．５の密度が低くなりこのためシリコーン樹脂の
熱分解により発生したガス量が小さくなると共にクラッ
クの発生率も小さくなるからであると考えられる。この
ためシリカマイクロバルーンの７６０ ７０ リコーン樹脂に対する重量比はπからπにすることがさ
らに望ましいといえる。
填材量に比べて樹脂配合量の多い従来の断熱材料に比べ
て、低密度であると共に、加熱消耗による重量損失およ
び表面後退の少ないものである。なかでも、実施例３．
４．５のΔｍは実施例１，２のΔｍに比べてかなり小さ
いことがわかる。これは、実施例１，２に比べて実施例
３゜４．５の密度が低くなりこのためシリコーン樹脂の
熱分解により発生したガス量が小さくなると共にクラッ
クの発生率も小さくなるからであると考えられる。この
ためシリカマイクロバルーンの７６０ ７０ リコーン樹脂に対する重量比はπからπにすることがさ
らに望ましいといえる。
次に上述の実施例１，４および比較例１０半球状頂部に
、第３図に示した様に熱電対４．５．６（頂部球面から
、それぞれ、２．３．５０．１０．０−の位置）を同一
のハニカムコア内に埋設し、頂部にアーク加熱風洞を用
いて前記と同一条件の高温ガスを照射したときの材料内
部の５０．１ｏｏ、２００秒後における温度を測定した
。結果を第２表に示した。
、第３図に示した様に熱電対４．５．６（頂部球面から
、それぞれ、２．３．５０．１０．０−の位置）を同一
のハニカムコア内に埋設し、頂部にアーク加熱風洞を用
いて前記と同一条件の高温ガスを照射したときの材料内
部の５０．１ｏｏ、２００秒後における温度を測定した
。結果を第２表に示した。
第 ２ 表
第２表から明らかな様に、本発明の低密度断熱材料は、
従来の樹脂炭化・消耗型断熱材料と比べ、遜色のない断
熱性能を有する。
従来の樹脂炭化・消耗型断熱材料と比べ、遜色のない断
熱性能を有する。
次に、実施例１，４および比較例１の半球状頂部に、ア
ーク加熱風洞により前記と同一条件の高温ガスを７分間
照射した後、被加熱表面の状態変化を観察し、第４図に
示した。第４図ａ、 ｂおよびＣはそれぞれ実施例１，
４および比較例の被加熱表面の状態を示した模式図であ
り、黒（塗りつぶした部分はクラックを表わし、斜線部
分は樹脂炭化・消耗のとりわけ激しいところを表わす。
ーク加熱風洞により前記と同一条件の高温ガスを７分間
照射した後、被加熱表面の状態変化を観察し、第４図に
示した。第４図ａ、 ｂおよびＣはそれぞれ実施例１，
４および比較例の被加熱表面の状態を示した模式図であ
り、黒（塗りつぶした部分はクラックを表わし、斜線部
分は樹脂炭化・消耗のとりわけ激しいところを表わす。
第４図から明らかな様に、本発明の断熱材料は、従来の
樹脂炭化・消耗型の樹脂と比べて、クラックの発生が極
めて少なく、炭化消耗量も顕著に減少している。とりわ
けバルーンと樹脂との、６５ 重量比かπ−の実施例４は加熱損傷の極めて少ないもの
である。
樹脂炭化・消耗型の樹脂と比べて、クラックの発生が極
めて少なく、炭化消耗量も顕著に減少している。とりわ
けバルーンと樹脂との、６５ 重量比かπ−の実施例４は加熱損傷の極めて少ないもの
である。
さらに、実施例４に繰返し加熱試験を施した。すなわち
、実施例４０半球状頂部に、アーク加熱風洞により前記
と同一の条件の高温ガスを７分間照射しく１回目加熱）
、この間の重量損失量（６Ｍ）および表面後退量（△Ｈ
）を測定し、再び同一条件の高温ガスを４分間照射しく
２回目加熱）、この間の６Ｍ、△Ｈを同様に測定した。
、実施例４０半球状頂部に、アーク加熱風洞により前記
と同一の条件の高温ガスを７分間照射しく１回目加熱）
、この間の重量損失量（６Ｍ）および表面後退量（△Ｈ
）を測定し、再び同一条件の高温ガスを４分間照射しく
２回目加熱）、この間の６Ｍ、△Ｈを同様に測定した。
結果を第３表に示した。
第 ３ 表
第３表から明らかな様に、本発明に係る断熱材料は、長
時間に亘る繰返し加熱によっても消耗が少なく、かつ消
耗量が次第に低下するために、高温下において繰返し使
用が可能であり、しかもかかる繰返し使用によっても、
良好な断熱性能が維持・発揮される。
時間に亘る繰返し加熱によっても消耗が少なく、かつ消
耗量が次第に低下するために、高温下において繰返し使
用が可能であり、しかもかかる繰返し使用によっても、
良好な断熱性能が維持・発揮される。
第１図は、本発明に係る・・ニカム充填断熱材料の正面
図である。 第２図は、「実施例」で作製された本発明の断熱材料の
形状を示した模式図であり、第３図はこの材料に埋設し
た熱電対の設置位置を示した図である。 第４図は、「実施例」で作製された本発明に係る断熱材
料および従来の断熱材料の高温加熱後における表面損傷
状態を表わした図である。 １・・・・・・セル ２・・・・・・ハニカム
３・・・・・・断熱材料 ４，５．６・・・熱電対
特許出願人 日産自動車株式会社 科学技術庁航空宇宙技術研究所所長 代理人 弁理士 有 我 軍一部 系 １ 図 第２図 Ｗ、３ 図 （Ｃ）
図である。 第２図は、「実施例」で作製された本発明の断熱材料の
形状を示した模式図であり、第３図はこの材料に埋設し
た熱電対の設置位置を示した図である。 第４図は、「実施例」で作製された本発明に係る断熱材
料および従来の断熱材料の高温加熱後における表面損傷
状態を表わした図である。 １・・・・・・セル ２・・・・・・ハニカム
３・・・・・・断熱材料 ４，５．６・・・熱電対
特許出願人 日産自動車株式会社 科学技術庁航空宇宙技術研究所所長 代理人 弁理士 有 我 軍一部 系 １ 図 第２図 Ｗ、３ 図 （Ｃ）
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 （１） シリコーン樹脂にシリカマイクロバルーンを
充填してなる低密度断熱材料であって、前記シリカマイ
クロバルーンのシリコーン樹脂に対する、５０７０ 菫量比か、■から一面一までの範囲の値であることを特
徴とする低密度断熱材料。 （２） シリコーン樹脂→；、二成分付加型の樹脂で
ある特許請求の範囲第１項記載の低密度断熱材料。 １．３） シリカマイクロバルーンが、二酸化ケイ素（
５ｉＯ２）を８５．０重量％以上含有するものである特
許請求の範囲第１項記載の低密度断熱材料。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP4536882A JPS58161985A (ja) | 1982-03-19 | 1982-03-19 | 宇宙飛翔体用低密度断熱材料 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP4536882A JPS58161985A (ja) | 1982-03-19 | 1982-03-19 | 宇宙飛翔体用低密度断熱材料 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS58161985A true JPS58161985A (ja) | 1983-09-26 |
| JPS6215509B2 JPS6215509B2 (ja) | 1987-04-08 |
Family
ID=12717325
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP4536882A Granted JPS58161985A (ja) | 1982-03-19 | 1982-03-19 | 宇宙飛翔体用低密度断熱材料 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS58161985A (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4719251A (en) * | 1985-08-19 | 1988-01-12 | Dow Corning Corporation | Silicone water base fire barriers |
| EP0748778A1 (fr) * | 1995-06-12 | 1996-12-18 | Societe Techspace Aero | Composite de céramique souple et léger pour protections thermiques |
| US5661198A (en) * | 1993-09-27 | 1997-08-26 | Nissan Motor Co., Ltd. | Ablator compositions |
| JP2012180470A (ja) * | 2011-03-02 | 2012-09-20 | Lignyte Co Ltd | 断熱材用組成物及び断熱材 |
| KR102342085B1 (ko) * | 2021-04-20 | 2021-12-22 | 국방과학연구소 | 경량형 열 방어소재 조성물, 경량형 열 방어소재의 제조방법 및 이를 이용하여 제조된 경량형 열 방어소재 |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH09241903A (ja) * | 1996-03-06 | 1997-09-16 | Takeo Tsubura | ボデイスーツ |
-
1982
- 1982-03-19 JP JP4536882A patent/JPS58161985A/ja active Granted
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4719251A (en) * | 1985-08-19 | 1988-01-12 | Dow Corning Corporation | Silicone water base fire barriers |
| US5661198A (en) * | 1993-09-27 | 1997-08-26 | Nissan Motor Co., Ltd. | Ablator compositions |
| EP0748778A1 (fr) * | 1995-06-12 | 1996-12-18 | Societe Techspace Aero | Composite de céramique souple et léger pour protections thermiques |
| BE1012335A4 (fr) * | 1995-06-12 | 2000-10-03 | Techspace Aero Sa | Composite de ceramique souple et leger pour protections thermiques. |
| JP2012180470A (ja) * | 2011-03-02 | 2012-09-20 | Lignyte Co Ltd | 断熱材用組成物及び断熱材 |
| KR102342085B1 (ko) * | 2021-04-20 | 2021-12-22 | 국방과학연구소 | 경량형 열 방어소재 조성물, 경량형 열 방어소재의 제조방법 및 이를 이용하여 제조된 경량형 열 방어소재 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS6215509B2 (ja) | 1987-04-08 |
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