JPS62260778A - 超耐熱熱防御構造用三次元織物強化セラミツクス複合材 - Google Patents
超耐熱熱防御構造用三次元織物強化セラミツクス複合材Info
- Publication number
- JPS62260778A JPS62260778A JP61102825A JP10282586A JPS62260778A JP S62260778 A JPS62260778 A JP S62260778A JP 61102825 A JP61102825 A JP 61102825A JP 10282586 A JP10282586 A JP 10282586A JP S62260778 A JPS62260778 A JP S62260778A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- composite material
- dimensional
- heat
- ceramic composite
- textile
- 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.)
- Granted
Links
- 239000002131 composite material Substances 0.000 title claims description 19
- 239000011226 reinforced ceramic Substances 0.000 title claims description 14
- 239000004753 textile Substances 0.000 title claims 6
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 35
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 claims description 22
- 239000004744 fabric Substances 0.000 claims description 19
- 239000000835 fiber Substances 0.000 claims description 16
- 239000012700 ceramic precursor Substances 0.000 claims description 5
- 239000002826 coolant Substances 0.000 claims description 5
- 238000010304 firing Methods 0.000 claims description 5
- 239000003779 heat-resistant material Substances 0.000 claims description 3
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 description 7
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 description 7
- 238000000034 method Methods 0.000 description 7
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 5
- 125000006850 spacer group Chemical group 0.000 description 4
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 3
- VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N Silicium dioxide Chemical compound O=[Si]=O VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 3
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 3
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 3
- 238000005470 impregnation Methods 0.000 description 3
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical group C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 239000002759 woven fabric Substances 0.000 description 3
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- PNEYBMLMFCGWSK-UHFFFAOYSA-N aluminium oxide Inorganic materials [O-2].[O-2].[O-2].[Al+3].[Al+3] PNEYBMLMFCGWSK-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 2
- 229910010293 ceramic material Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000002243 precursor Substances 0.000 description 2
- 239000000377 silicon dioxide Substances 0.000 description 2
- 239000002904 solvent Substances 0.000 description 2
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000010936 titanium Substances 0.000 description 2
- 239000012298 atmosphere Substances 0.000 description 1
- 238000007664 blowing Methods 0.000 description 1
- 239000003795 chemical substances by application Substances 0.000 description 1
- 210000000078 claw Anatomy 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000009413 insulation Methods 0.000 description 1
- 210000003127 knee Anatomy 0.000 description 1
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 1
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 1
- 239000003960 organic solvent Substances 0.000 description 1
- 239000011148 porous material Substances 0.000 description 1
- 239000012783 reinforcing fiber Substances 0.000 description 1
- 230000000717 retained effect Effects 0.000 description 1
- 238000005728 strengthening Methods 0.000 description 1
- 229910000601 superalloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000008646 thermal stress Effects 0.000 description 1
- 238000011282 treatment Methods 0.000 description 1
- 238000009941 weaving Methods 0.000 description 1
- 239000013585 weight reducing agent Substances 0.000 description 1
Landscapes
- Laminated Bodies (AREA)
- Ceramic Products (AREA)
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［１的
（産業上の利用分野）
この発明は高強度、低熱伝導性で耐熱性の三次元織物で
強化された、特に宇宙飛翔体、極超音速航空機に適した
超耐熱熱防御構造用強化セラミックス複合材に関する。 （従来技術） 大気圏に＋Ｉｉ突入する宇宙往還機や、極Ａスｊ音速航
空・宇１ｇ１′機等では、千数百度に及ぶ空力加熱が長
時間続くので、低熱伝導性で超耐熱性の防護層を設ける
のが一般である。例えば、スペースシャ１、ルにおいて
はアルミナ系の断熱タイルを接着剤で貼り付けることに
よって断熱耐熱層を形成しているが、この多孔質タイル
の断熱性を高めろために空隙率を高めると１強度は極め
て弱いものとならざるを得ない。さらに、これを取り付
けろための接着剤は耐熱性が弱＜、３００度に耐えろも
のは殆ど見当らない。このため、−回の飛行毎にタイル
の（８理を行わなければならない。 より強い耐熱材としては、炭素繊維の三次元織物を強化
材とし焼成した炭素を母材とした複合材料（いわゆる三
次元Ｃ１０材）が、ロケットエンジンのノズル等の耐熱
材として広く用いられている。しかし、この三次元Ｃ７
Ｃ材は比較的熱伝導性が高く、」ユ記のように空力加熱
が長時間続く宇宙飛翔体では内部にある主構造への熱伝
達が大きく、これを用いた熱防御システムが成立し得る
かどうかについては深刻な疑問が持たれている。 （この桑明が解決しようとする問題点）この発明は、三
次元Ｃ／Ｃ材と同様の高い強度を持ち、それよりもはる
かに熱伝導率が低い超耐熱構造材を得ることを第１目的
とし、さＣ）にこの構造材を接着剤なしで主構造材に取
付可能にしようとするものである。 発明の構成 （問題点を解決するための手段） この発明の構造材は、高強度、低熱伝導性で、耐熱性も
極めて高い繊維１例えばγ−アルミナ・シリカのセラミ
ックス繊維、あるいはチタンを含んだセラミックス繊維
を使用した三次元織物に、適当なセラミックスの前駆物
質を含浸したプリプレグを焼成することにより得られる
、セラミックス繊維強化セラミックス（Ｃｅ／Ｃｅ）
Ｎ合材である。 この（：ｃ／（：ａ複合材は、三次元織物の織組織を利
用して主荷重伝達構造への取付を行うことが出来る。す
なわち、Ｃｅ／Ｃｅ複合材の一面に生ずる三次元織物の
織り耳を利用して機械的に主荷重構造に係合させること
により、取り付けることが出来ろ。 （作用） セラミックス繊維で織成した三次元織物は、高強度・低
熱伝導性で、耐熱性も極めて高いが、柔軟で、剛性に乏
しい。この三次元織物にセラミックスの前駆物質を溶媒
によって液状としたものを含浸させ、これを焼成すると
、三次元織物に付着したセラミックスの１１イ１甲物質
は織物繊維と第１°６結された状態で多孔性のセラミッ
クスとなり、三次元織物に剛性を与えると共に、その多
孔性によって断熱性を高める。一方、母材であるセラミ
ックスは脆性材料であるが、三次元織物によって強化さ
れ、激しい熱勾配による熱応力によって発生するクラッ
クの伝播を遅らせることが出来る。 この母材は熱伝導
、軽量化を重視すれば多孔ｌσであることが望ましいが
、溶媒によって希釈された前ｌψ物質を焼成すれば、形
成されるセラミックス母材は多孔ノ値となる。Ｗｔ１強
度化を重視すれば、母材は密なものであることが望まし
い。このような場合は、前仲物哲溶液を出来るだけ瀝い
ものを用い、含浸・焼成のサイクルを繰り返す必要があ
る。場合により、この溶液に適当なりラミノクス扮体を
懸濁させてもよい。 三次ノ１′、織物に才？いても、その端部には織り耳が
生ずるが、このＪ（°部の゛繊維のか（曲部を利用して
、Ｌ構ハ１１に設けた一種の爪或いはファスナ等により
機械的に係合・固定することにより、容易に取り付けろ
ことができる。このような機械的な固′、ｉ５ 法は、
繊維或いは爪、ファスナが強度を失う温Ｊ＋′：まで使
７１１出来るので、接着剤を用％Ｔ９：、ものとｙ≦１
．なり、大幅に耐熱性を高めろことが出来ろ。 （実Ｊイ
強化された、特に宇宙飛翔体、極超音速航空機に適した
超耐熱熱防御構造用強化セラミックス複合材に関する。 （従来技術） 大気圏に＋Ｉｉ突入する宇宙往還機や、極Ａスｊ音速航
空・宇１ｇ１′機等では、千数百度に及ぶ空力加熱が長
時間続くので、低熱伝導性で超耐熱性の防護層を設ける
のが一般である。例えば、スペースシャ１、ルにおいて
はアルミナ系の断熱タイルを接着剤で貼り付けることに
よって断熱耐熱層を形成しているが、この多孔質タイル
の断熱性を高めろために空隙率を高めると１強度は極め
て弱いものとならざるを得ない。さらに、これを取り付
けろための接着剤は耐熱性が弱＜、３００度に耐えろも
のは殆ど見当らない。このため、−回の飛行毎にタイル
の（８理を行わなければならない。 より強い耐熱材としては、炭素繊維の三次元織物を強化
材とし焼成した炭素を母材とした複合材料（いわゆる三
次元Ｃ１０材）が、ロケットエンジンのノズル等の耐熱
材として広く用いられている。しかし、この三次元Ｃ７
Ｃ材は比較的熱伝導性が高く、」ユ記のように空力加熱
が長時間続く宇宙飛翔体では内部にある主構造への熱伝
達が大きく、これを用いた熱防御システムが成立し得る
かどうかについては深刻な疑問が持たれている。 （この桑明が解決しようとする問題点）この発明は、三
次元Ｃ／Ｃ材と同様の高い強度を持ち、それよりもはる
かに熱伝導率が低い超耐熱構造材を得ることを第１目的
とし、さＣ）にこの構造材を接着剤なしで主構造材に取
付可能にしようとするものである。 発明の構成 （問題点を解決するための手段） この発明の構造材は、高強度、低熱伝導性で、耐熱性も
極めて高い繊維１例えばγ−アルミナ・シリカのセラミ
ックス繊維、あるいはチタンを含んだセラミックス繊維
を使用した三次元織物に、適当なセラミックスの前駆物
質を含浸したプリプレグを焼成することにより得られる
、セラミックス繊維強化セラミックス（Ｃｅ／Ｃｅ）
Ｎ合材である。 この（：ｃ／（：ａ複合材は、三次元織物の織組織を利
用して主荷重伝達構造への取付を行うことが出来る。す
なわち、Ｃｅ／Ｃｅ複合材の一面に生ずる三次元織物の
織り耳を利用して機械的に主荷重構造に係合させること
により、取り付けることが出来ろ。 （作用） セラミックス繊維で織成した三次元織物は、高強度・低
熱伝導性で、耐熱性も極めて高いが、柔軟で、剛性に乏
しい。この三次元織物にセラミックスの前駆物質を溶媒
によって液状としたものを含浸させ、これを焼成すると
、三次元織物に付着したセラミックスの１１イ１甲物質
は織物繊維と第１°６結された状態で多孔性のセラミッ
クスとなり、三次元織物に剛性を与えると共に、その多
孔性によって断熱性を高める。一方、母材であるセラミ
ックスは脆性材料であるが、三次元織物によって強化さ
れ、激しい熱勾配による熱応力によって発生するクラッ
クの伝播を遅らせることが出来る。 この母材は熱伝導
、軽量化を重視すれば多孔ｌσであることが望ましいが
、溶媒によって希釈された前ｌψ物質を焼成すれば、形
成されるセラミックス母材は多孔ノ値となる。Ｗｔ１強
度化を重視すれば、母材は密なものであることが望まし
い。このような場合は、前仲物哲溶液を出来るだけ瀝い
ものを用い、含浸・焼成のサイクルを繰り返す必要があ
る。場合により、この溶液に適当なりラミノクス扮体を
懸濁させてもよい。 三次ノ１′、織物に才？いても、その端部には織り耳が
生ずるが、このＪ（°部の゛繊維のか（曲部を利用して
、Ｌ構ハ１１に設けた一種の爪或いはファスナ等により
機械的に係合・固定することにより、容易に取り付けろ
ことができる。このような機械的な固′、ｉ５ 法は、
繊維或いは爪、ファスナが強度を失う温Ｊ＋′：まで使
７１１出来るので、接着剤を用％Ｔ９：、ものとｙ≦１
．なり、大幅に耐熱性を高めろことが出来ろ。 （実Ｊイ
【（例）
以ド、この発明の三次元織物強化セラミックス複合材及
びその取付法を実施例によって４４１４体的に説明−４
−ろ。 第１図はこの発明の三次元織物強化セラミックス複合材
の構造を示す断面図であり、■はγ−アルミナ・シリカ
のセラミックス繊維、あるいはチタンを含んだセラミッ
クス繊維であり、通常の平面織物を複数層＋ｌ？ねその
Ｊヴさ方向に更に織成した構造を持つ三次元織物となっ
ている。２はセラミックス母材であり、例えばポリチタ
ノカルボシランのようなセラミックスの前駆物質を有機
溶媒に溶解した液体を、上記セラミックス繊維の三次元
織物に含浸させろ。所定の強度に応じて含浸量を調節し
た後焼成し、前駆物質をセラミックスに変性すると共に
セラミックス強化繊維に強く焼結させ一体化する。 これにより、１４００℃前後間での温Ｊ′ソに耐えて十
分な強度を保つＪ４耐熱熱防御材料が得られる。 この熱防御材自身の強度をそれほど期待しない場合には
、３０００〜３５００℃に耐える材料を得ることが出来
る。 第１図で３は織物組織の端部に出来ろ織り耳を示し、こ
のループを利用して主耐荷−Ｒ４Ｍ Ａに固定するノＪ
゛θミの１例を第２図に示す。主耐荷重構造５に設けた
孔６に、その外側に配置されたこの発明の構ｉＩｉ材４
の織り１１°；３のループを挿通し、このループに係１
１−バー７を挿通して離ｊｌｌｊを防１ヒオろ。 このも“ＩＩ造において、加熱面は４′であり、熱防御
材４の熱伝導性が低ければ、主耐荷重構造５゜係１］−
バー７の温度は加熱面４′に比して低く保つことが出来
るが、を耐荷重構造５．係１１−バー７の耐熱温度は接
着剤に比して高くすることは容易であり、全体として耐
熱性を改善することが出来る。 更に５織り耳：３のループによる主耐荷重構造５との間
隙を利用して、ここに冷却空気を流すことによってすぞ
に耐熱性を高めることが出来る。また、第２図に示すよ
うに、熱防御材の内側面に冷却空気通路８を設けること
も出来、これによって取付強度が低下することもない。 第３図はタービン翼に用いた例を示す。１：、耐４１ｒ
重構造５はここでは超合金翼であり、熱防御材４は同し
１ａのようにその全面に貼付されろ。回国すにその断面
を示すように、主構造５にフック状の係合片９を設け、
これに織り耳３を係合させろ。 このフック状片は矢印でしめず遠心力方向と逆の向きを
持つことは云うまでもない。１０は冷却材の吹出し孔で
ある。 第４図はさらに他の取付法を示し、熱防御材４にはセラ
ミックス繊維のファスナ】１を埋込み。 その先端を主耐荷重構造５に設けた孔を通し接着あるい
は機械的に固定１２する。このファスナ１１は三次元織
物の折り耳３のループを切断することによって形成して
もよい。】３は例えばセラミックス系の物質を用いたス
ペーサで、を耐荷重構造５に接着あるいは機械的手段で
固定されろ。このスペーサ１２により、熱防御材４から
の熱伝達が更に低減されると共にその間の空隙１；３は
冷却材の通路として利用されろ。 発明の効果 この発明の三次元織物強化ヤラミックス複合材は、上記
のようにＣｅ／Ｃ，ｅ複合材であり、それ自身耐熱性が
極めて高いのみならず、低熱伝導性であり、セラミック
ス母材を多孔：αとすることにより。 熱伝導性を更に低下させろことが容易である。その上、
セラミックス母材を高強度のセラミックスＤＩＩ Ｈ＋
’の三次元織物で強化してあり、それ自身で課なりの強
度を有する構造材料となるものである。 しかも、その強度、熱伝達性は、三次元織物に含浸させ
ろセラミックス１涌駆物質によって容易に制御出来、含
浸部位を加熱面側に限ることによって他面には三次元織
物の柔軟性を残し、クッション性を持たせる事も容易で
ある等、目的に応じて種々の特性を有する熱防御構造材
を得ろことが、“Ｈ来ろ。 さＩ？、に、セラミックス三次元１：視物の絨り構ノ青
を利用して主耐荷電構造に機械的に係合、固定出来るの
で、接着による耐熱性の低下を生ぜず、主耐荷重構造と
の間に間隙を設けることが出来、これを冷却材の通路と
して用いろことによって１．Ｉ５に全体としての耐熱性
の向上を図ることが出来た。 これにより、宇宙往還機、極超音速βＩｔ空宇宙擾等の
激しい空力加熱を受けるＦ％体の熱防御システム、ロケ
ットノズル用材料、ターヒン川熱防御材料として高い性
能を有する高強度の超耐熱熱防御構造用材料を得ること
が出来た。
びその取付法を実施例によって４４１４体的に説明−４
−ろ。 第１図はこの発明の三次元織物強化セラミックス複合材
の構造を示す断面図であり、■はγ−アルミナ・シリカ
のセラミックス繊維、あるいはチタンを含んだセラミッ
クス繊維であり、通常の平面織物を複数層＋ｌ？ねその
Ｊヴさ方向に更に織成した構造を持つ三次元織物となっ
ている。２はセラミックス母材であり、例えばポリチタ
ノカルボシランのようなセラミックスの前駆物質を有機
溶媒に溶解した液体を、上記セラミックス繊維の三次元
織物に含浸させろ。所定の強度に応じて含浸量を調節し
た後焼成し、前駆物質をセラミックスに変性すると共に
セラミックス強化繊維に強く焼結させ一体化する。 これにより、１４００℃前後間での温Ｊ′ソに耐えて十
分な強度を保つＪ４耐熱熱防御材料が得られる。 この熱防御材自身の強度をそれほど期待しない場合には
、３０００〜３５００℃に耐える材料を得ることが出来
る。 第１図で３は織物組織の端部に出来ろ織り耳を示し、こ
のループを利用して主耐荷−Ｒ４Ｍ Ａに固定するノＪ
゛θミの１例を第２図に示す。主耐荷重構造５に設けた
孔６に、その外側に配置されたこの発明の構ｉＩｉ材４
の織り１１°；３のループを挿通し、このループに係１
１−バー７を挿通して離ｊｌｌｊを防１ヒオろ。 このも“ＩＩ造において、加熱面は４′であり、熱防御
材４の熱伝導性が低ければ、主耐荷重構造５゜係１］−
バー７の温度は加熱面４′に比して低く保つことが出来
るが、を耐荷重構造５．係１１−バー７の耐熱温度は接
着剤に比して高くすることは容易であり、全体として耐
熱性を改善することが出来る。 更に５織り耳：３のループによる主耐荷重構造５との間
隙を利用して、ここに冷却空気を流すことによってすぞ
に耐熱性を高めることが出来る。また、第２図に示すよ
うに、熱防御材の内側面に冷却空気通路８を設けること
も出来、これによって取付強度が低下することもない。 第３図はタービン翼に用いた例を示す。１：、耐４１ｒ
重構造５はここでは超合金翼であり、熱防御材４は同し
１ａのようにその全面に貼付されろ。回国すにその断面
を示すように、主構造５にフック状の係合片９を設け、
これに織り耳３を係合させろ。 このフック状片は矢印でしめず遠心力方向と逆の向きを
持つことは云うまでもない。１０は冷却材の吹出し孔で
ある。 第４図はさらに他の取付法を示し、熱防御材４にはセラ
ミックス繊維のファスナ】１を埋込み。 その先端を主耐荷重構造５に設けた孔を通し接着あるい
は機械的に固定１２する。このファスナ１１は三次元織
物の折り耳３のループを切断することによって形成して
もよい。】３は例えばセラミックス系の物質を用いたス
ペーサで、を耐荷重構造５に接着あるいは機械的手段で
固定されろ。このスペーサ１２により、熱防御材４から
の熱伝達が更に低減されると共にその間の空隙１；３は
冷却材の通路として利用されろ。 発明の効果 この発明の三次元織物強化ヤラミックス複合材は、上記
のようにＣｅ／Ｃ，ｅ複合材であり、それ自身耐熱性が
極めて高いのみならず、低熱伝導性であり、セラミック
ス母材を多孔：αとすることにより。 熱伝導性を更に低下させろことが容易である。その上、
セラミックス母材を高強度のセラミックスＤＩＩ Ｈ＋
’の三次元織物で強化してあり、それ自身で課なりの強
度を有する構造材料となるものである。 しかも、その強度、熱伝達性は、三次元織物に含浸させ
ろセラミックス１涌駆物質によって容易に制御出来、含
浸部位を加熱面側に限ることによって他面には三次元織
物の柔軟性を残し、クッション性を持たせる事も容易で
ある等、目的に応じて種々の特性を有する熱防御構造材
を得ろことが、“Ｈ来ろ。 さＩ？、に、セラミックス三次元１：視物の絨り構ノ青
を利用して主耐荷電構造に機械的に係合、固定出来るの
で、接着による耐熱性の低下を生ぜず、主耐荷重構造と
の間に間隙を設けることが出来、これを冷却材の通路と
して用いろことによって１．Ｉ５に全体としての耐熱性
の向上を図ることが出来た。 これにより、宇宙往還機、極超音速βＩｔ空宇宙擾等の
激しい空力加熱を受けるＦ％体の熱防御システム、ロケ
ットノズル用材料、ターヒン川熱防御材料として高い性
能を有する高強度の超耐熱熱防御構造用材料を得ること
が出来た。
第１図はこの発明の超耐熱熱防御構造用三次元織物強化
セラミンクス複合材の構成を示す断面図、第２図は織り
耳を利用した取付法の１例を示す斜視図、第３図はター
ビン翼への取付法の一例を示す斜視図および部分断面図
、第４図はスペーサを用いた取付法の１例を示す斜視図
である。 １：セラミックス繊維 ２：セラミックス母材；３：
織り耳 ４：熱防御材５ニーＬ耐荷重構造
６：取付孔 ７：係ｊヒバ−８，１４：冷却空気流路９：取付フック
１０：冷却材吹出孔１】：ファスナ １
２：固定部 １３ニスペーサ 特許出願人 科学技術庁航空宇宙技術研究所炎長 洲
秀 夫 第２図 第３図 第４図 手続補正書（方式） ％式％ ２、発明の名称 超耐熱熱防御構造用三次元織物強化 セラミックス複合材 ３、補正をする者 事件との関係 特許出願人
セラミンクス複合材の構成を示す断面図、第２図は織り
耳を利用した取付法の１例を示す斜視図、第３図はター
ビン翼への取付法の一例を示す斜視図および部分断面図
、第４図はスペーサを用いた取付法の１例を示す斜視図
である。 １：セラミックス繊維 ２：セラミックス母材；３：
織り耳 ４：熱防御材５ニーＬ耐荷重構造
６：取付孔 ７：係ｊヒバ−８，１４：冷却空気流路９：取付フック
１０：冷却材吹出孔１】：ファスナ １
２：固定部 １３ニスペーサ 特許出願人 科学技術庁航空宇宙技術研究所炎長 洲
秀 夫 第２図 第３図 第４図 手続補正書（方式） ％式％ ２、発明の名称 超耐熱熱防御構造用三次元織物強化 セラミックス複合材 ３、補正をする者 事件との関係 特許出願人
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １）セラミックス繊維の三次元織物に、適当なセラミッ
クスの前駆物質を含浸したプリプレグを焼成したことを
特徴とする三次元織物強化セラミックス複合材 ２）セラミックス繊維の三次元織物に、適当なセラミッ
クスの前駆物質を含浸したプリプレグを焼成して得られ
る三次元織物強化セラミックス複合材の上記三次元織物
の織り耳を主耐荷重構造に機械的に係合固定したことを
特徴とする三次元織物強化セラミックス複合材による超
耐熱熱防御構造 ３）上記三次元織物強化セラミックス複合材と上記主耐
荷重構造との間に間隙を設けて機械的に係合固定するこ
とにより冷却材の流路を形成したことを特徴とする特許
請求の範囲第２項の三次元織物強化セラミックス複合材
による超耐熱熱防御構造 ４）上記三次元織物の織り耳のループを主耐荷重構造に
設けた孔に挿通し、該ループに係止バーを挿通係止した
ことを特徴とする特許請求の範囲第２項あるいは第３項
の三次元織物強化セラミックス複合材による超耐熱熱防
御構造 ５）上記三次元織物の織り耳のループを主耐荷重構造に
設けたフックに係止したことを特徴とする特許請求の範
囲第２項あるいは第３項の三次元織物強化セラミックス
複合材による超耐熱熱防御構造 ６）上記三次元織物に設けたファスナを主耐荷重構造に
設けた孔に挿通係止したことを特徴とする特許請求の範
囲第２項あるいは第３項の三次元織物強化セラミックス
複合材による超耐熱熱防御構造
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP61102825A JPS62260778A (ja) | 1986-05-02 | 1986-05-02 | 超耐熱熱防御構造用三次元織物強化セラミツクス複合材 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP61102825A JPS62260778A (ja) | 1986-05-02 | 1986-05-02 | 超耐熱熱防御構造用三次元織物強化セラミツクス複合材 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS62260778A true JPS62260778A (ja) | 1987-11-13 |
| JPH0453832B2 JPH0453832B2 (ja) | 1992-08-27 |
Family
ID=14337797
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP61102825A Granted JPS62260778A (ja) | 1986-05-02 | 1986-05-02 | 超耐熱熱防御構造用三次元織物強化セラミツクス複合材 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS62260778A (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5091344A (en) * | 1988-01-30 | 1992-02-25 | Ibiden Corporation | Fiber reinforced ceramics of calcium phosphate series compounds and method of producing the same |
| JPH0517243A (ja) * | 1991-07-02 | 1993-01-26 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | 繊維強化セラミツクスの製造方法 |
| US5273941A (en) * | 1988-01-30 | 1993-12-28 | Ibiden Co., Ltd. | Fiber reinforced silicon carbide ceramics and method of producing the same |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5461299A (en) * | 1977-10-26 | 1979-05-17 | Tokushiyu Muki Zairiyou Kenkiy | Polycarbosilane partially containing siloxane linkage and method of making same |
| JPS54133659A (en) * | 1978-03-29 | 1979-10-17 | Carborundum Co | Refractory fiber product |
| JPS5678475A (en) * | 1979-11-30 | 1981-06-27 | Ube Industries | Manufacture of ceramic sintered formed body |
-
1986
- 1986-05-02 JP JP61102825A patent/JPS62260778A/ja active Granted
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5461299A (en) * | 1977-10-26 | 1979-05-17 | Tokushiyu Muki Zairiyou Kenkiy | Polycarbosilane partially containing siloxane linkage and method of making same |
| JPS54133659A (en) * | 1978-03-29 | 1979-10-17 | Carborundum Co | Refractory fiber product |
| JPS5678475A (en) * | 1979-11-30 | 1981-06-27 | Ube Industries | Manufacture of ceramic sintered formed body |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5091344A (en) * | 1988-01-30 | 1992-02-25 | Ibiden Corporation | Fiber reinforced ceramics of calcium phosphate series compounds and method of producing the same |
| WO1993013030A1 (en) * | 1988-01-30 | 1993-07-08 | Ryo Enomoto | Fiber-reinforced calcium phosphate compound ceramics and process for their production |
| US5273941A (en) * | 1988-01-30 | 1993-12-28 | Ibiden Co., Ltd. | Fiber reinforced silicon carbide ceramics and method of producing the same |
| JPH0517243A (ja) * | 1991-07-02 | 1993-01-26 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | 繊維強化セラミツクスの製造方法 |
| JPH0764655B2 (ja) * | 1991-07-02 | 1995-07-12 | 川崎重工業株式会社 | 繊維強化セラミックスの製造方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0453832B2 (ja) | 1992-08-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6866733B1 (en) | Method of forming a flexible insulation blanket having a ceramic matrix composite outer layer | |
| US10954168B2 (en) | Ceramic matrix composite articles and methods for forming same | |
| US4713275A (en) | Ceramic/ceramic shell tile thermal protection system and method thereof | |
| US10480108B2 (en) | Ceramic matrix composite components reinforced for managing multi-axial stresses and methods for fabricating the same | |
| US7326030B2 (en) | Support system for a composite airfoil in a turbine engine | |
| Keller et al. | Oxide–oxide composites | |
| US8309197B2 (en) | Integral abradable seals | |
| US7510754B2 (en) | Flexible insulation blanket having a ceramic matrix composite outer layer | |
| JP3732126B2 (ja) | 熱防御構造体 | |
| US8586179B1 (en) | Mechanical attachment for micro-truss actively cooled structural insulation layer | |
| US20040091736A1 (en) | Method for secondarily bonding a ceramic matrix composite layer to a flexible insulation blanket and an insulation blanket produced thereby | |
| JP2001151199A (ja) | 熱防護システム | |
| US4877689A (en) | High temperature insulation barrier composite | |
| RU2708266C2 (ru) | Система теплозащиты с панелью, размещенной на расстоянии, и способ ее изготовления | |
| JPS62260778A (ja) | 超耐熱熱防御構造用三次元織物強化セラミツクス複合材 | |
| EP2311732B1 (en) | Blanket assembly | |
| US20230323659A1 (en) | Fire Resistant Coating System and Method | |
| Kochendörfer et al. | Applications of CMCs made via the liquid silicon infiltration (LSI) technique | |
| KR102380711B1 (ko) | 하이브리드 샌드위치 세라믹 매트릭스 복합재 | |
| CA2920513A1 (en) | Ceramic matrix composite articles and methods for forming same | |
| Glass | Hypersonic Materials and Structures | |
| US8017213B2 (en) | Temperature tolerant hooks for hook and loop attachment | |
| Buckley | Carbon-carbon composites | |
| US20220282672A1 (en) | Fire protection structure | |
| Wali et al. | Reactive Melt‐Infiltration Processing of Fiber‐Reinforced Ceramic Matrix Composites |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| S111 | Request for change of ownership or part of ownership |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313111 |
|
| R350 | Written notification of registration of transfer |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350 |
|
| EXPY | Cancellation because of completion of term |