KR20130108386A - 로켓 엔진의 개선된 단열재 - Google Patents
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Abstract
본 발명은 로켓 엔진에 사용을 위한 배기관(6)의 개선된 단열재에 관한 것이다. 단열재는 층상 구조로 제공되는데, 층들 각각은 합성재를 포함하고, 인접층들 각각의 섬유들의 주 방향들은 서로에 대하여 다르다. 덧붙여서, 유연한 층이 배기관(6)의 내벽에 단열재를 첨부하기 위해 사용될 수 있다.
Description
본 발명은 일반적으로 로켓 엔진들의 단열재 분야에 관한 것으로 특히 로켓 엔진의 배기관(exhaust tube) 배출구(outlet)를 위한 개선된 단열 조립체에 관한것 이다.
예컨대 주어진 특정 체적으로 제공된 화물(payload)이 로켓 엔진과 함께 공수되어야 한다는 점에 맞춰서 일반적으로 로켓 엔진들이 제조된다. 이것은 크기 및/또는 모양과 출력 효과 등에서 로켓 엔진에 대한 특정 설계 졔약을 암시할 수 있다. 도 1에는 종래 기술의 로켓 엔진의 주 레이아웃(layout)이 나타난다. 연소 챔버(combustion chamber)(1)는 배기관(2)을 통해 노즐 섹션(nozzle section)(3)과 동작 가능한 연결 상태에 있다. 화물을 앞쪽이나 위쪽을 향하여 밀어내기 위해 사용되는 로켓의 몸체 내부에 연소 챔버(1)와 배기관(2)이 일반적으로 위치된다. 당업자에게 알려진 대로, 일반적으로 배기관은 전자 장치 등을 위한 로켓 몸체 내부의 공간을 제공하는 연소 챔버보다 작은 직경을 가진다. 로켓 모터의 연소는 구조물적 요소들(structural elements)에 강한 응력(stress)을 가하는 고압을 챔버 및 배기관 모두에 발생시킨다.
로켓들은 온도 교차 내에서 극심한 변화를 겪을 수 있다. 예를 들어, 만약 로켓이 제트 전투기(jet fighter)에 부착되면, 제트 전투기가 공중에서 높이 비행할 때 외부 온도는 매우 낮을 수 있다. 로켓이 발사될 때 연소 챔버 내부의 온도는 2700℃까지 즉시 오를 수 있다. 따라서 로켓 엔진과 전체 로켓 조립체는 영하 60℃와 영상 2700℃ 사이의 빠른 온도 변화를 겪을 수 있다. 따라서 로켓 엔진들과 로켓들을 설계할 때 이러한 극심한 온도 차가 설계 과제이다. 덧붙여서, 로켓 엔진을 포함하는 로켓 몸체는 로켓이 운반할 수 있는 가용 화물을 증가시키기 위해 가능한 한 경량화 되어야 하는 당연한 내재적인 요건도 존재한다.
외부 온도 요건들 및 이러한 요건들이 제공할 수 있는 설계 문제들은 로켓의 서로 다른 부품(component)들의 열부하(thermal loading)에 의해 보다 증대될 수 있다. 도 1을 참조하면, 로켓을 발사하는 동안 배기관(2)을 통하여 배기 가스가 수송되면 스티어링 컨트롤러들(steering controllers), 전자 센서 장치(sensor electronics) 등과 같이 로켓의 다른 시스템 부품들을 위한 공간을 제공하는 배기관(2) 주변의 공간은 배기관(2)으로부터 극심한 열기를 받을 수 있다. 해당 온도는 매우 높아서 배기관 몸체의 철(steel) 및/또는 알루미늄(aluminum)이 높은 온도 때문에 녹을 수 있다. 배기 가스는 사실상 소형 발염 장치(blowtorch)에 비교될 수 있다. 로켓들 내에서, 연소 챔버(1) 내의 고체 또는 액체 연료의 연소에 의해 고온의 가스가 제공되고 고온의 가스는 배기관(2) 및 노즐 섹션을 통하여 가속된다. 실제 연소는 몇분의 1초에서 수분 사이 또는 필요하다면 그 이상 동안 지속될 수 있다. 따라서, 해당 가속은 극심한 열기를 제공하는 것 외에 로켓의 구조적인 부품들에 기계적인 응력이나 부하를 제공하기도 한다.
배기관(2)의 내벽에 단열층을 제공하는 것은 종래에 알려진 기술이다. 단열 합성 섬유재들의 단편들은(Pieces of thermally insulating composite fibre materials) 예를 들어 에폭시 접착제(epoxy glue)와 함께 배기관의 내벽들에 그리고 서로 부착되고 형성된다. 이와 유사한 해결책을 서술한 종래 기술 문서의 예시가 Bluck Raymond의 US3142960이다. 일반적으로, 단열재들은 배기구(2)의 구조재(structural material)를 보호하기 위하여 열분해(thermal degrading)를 통해 희생되는 합성 섬유재들로 전형적으로 구성된다. 열 보호재들(thermal protection materials)은 종종 부하 아래에서 깨지기 쉬운 불안정한 소재이고 때로는 제조하는 동안 미세한 균열(minor cracks)이 이미 형성되기도 한다는 것이 종래에 알려져 있다. 우수한 구조적 결합을 제공하는 에폭시 접착은 극한 조건들에 노출될 때 불안정하게 되고 깨지게 될 수 있다는 것도 알려져 있다. 만약 이것이 단열재의 두 단편(segment) 사이나 단열 단편에 존재하는 미세한 제조 결함이 있는 곳들에 발생한다면, 단열층을 통해 배기관 내부로부터 고온의 배기 가스가 로켓 몸체의 구조와 접촉하도록 하여 전자 장치들을 가열하거나 심지어 몸체에 구멍을 만들 수 있는 개구가 나타날 수 있다. 또한, 단열층으로부터 단열재의 단편들이 떨어져 나갈 수 있는 것다는 것도 종래에 알려져 있다. 이 공정들은 단열재의 부식(erosion) 과정으로써 비교되고 검토될 수 있다.
FR 2898390 및 FR 2898391은 탄성 중합체(elastomer)를 포함하는 다수의 합성재 층들을 가지는 해결책을 포함한다. 단열 합성재 자체에 탄성 중합체를 통합하는 것은 기계적인 응력을 견디도록 돕는다.
종래 기술에서는 특정 로켓 설계의 단열 해결책 개발이 반복적인 과정을 수반하는 것이 보통인데, 여기서는 설계의 초기 제안이 테스트되고 예컨대 로켓 몸체 벽들 및/또는 단열층 등의 두께 조절에 의해 임의의 결함들이 결국 수정되며 그 후 동작하는 설계가 확인될 때까지 개선된 설계가 다시 테스트 된다. 따라서 열 부하와 기계적인 부하를 견디면서 동시에 완전한 로켓 조립체를 구성하는 임의의 로켓 몸체의 구조물들이나 임의의 다른 (전자 및 기계) 부품들을 향한 고온의 배기 가스를 유도하거나 벗어나게 할 수 있는 임의의 채널(channels)들의 형성을 방지하는 로켓 엔진들을 위한 개선된 단열층의 설계가 요구된다.
종래 기술에 대한 대안을 제공하는 것이 본 발명의 다른 목적이다.
특히, 전술한 종래 기술의 문제점들을 해결하는 로켓 엔진들을 위한 단열층 설계를 제공하는 것이 본 발명의 목적으로 이해될 수 있는데, 단열층 설계 자체는 층상 구조를 포함하고, 층상 구조에서 각각의 개별적인 층은 완전한 단열층 설계에 특정 소재 특성(feature)을 제공한다.
따라서, 로켓 엔진을 위한 제1 층을 포함하는 단열층 설계를 위한 층상 구조를 제공하는 것에 의해 전술된 목적과 다른 개별 목적들이 본 발명의 첫번째 측면에 포함되는데, 열 저항성 합성재(소재 타입 1)를 포함하는 제1 층의 제1 면은 로켓 엔진의 배기관에서 고온의 배기 가스들을 향하여 마주하고(facing), 배기 가스를 향하여 마주하는 면의 다른 면인 제1 층의 제2 면에서 제1 층 내의 섬유재들의 주 방향은 배기관의 중심을 향하고 그에 따라 고온의 배기 가스를 향하는 반경으로 배열되며, 합성재(소재 타입 2)를 포함하는 제 2층이 배열 되고, 제2 층의 소재 내의 섬유재들의 주 방향은 제 1층의 소재 내의 섬유들의 주 반경 방향과 다르다(배기 가스관 방향에 대하여 접하는 방향 및/또는 축 방향).
본 발명은 특히, 그러나 배타적이지는 않게(but not exclusively), 로켓 엔진의 배기관의 단열재를 얻음과 동시에 단열재를 통한 원하지 않는 배기 가스 누출에 대하여 견고한(robust) 보호를 제공하는 점에서 이롭다. 덧붙여서, 단열층 설계는 모듈식이고 각각의 층이 완전한 단열층 설계에 개별적인 기술적 특성들을 더하는 소재 특성들 및/또는 구조적인 특성들을 포함하는 다수의 층들을 포함할 수 있다.
본 발명의 예시적인 실시예에 따르면 층상 단열층 설계가 로켓 엔진 배기관의 내벽들에 부착된다.
본 발명의 또 다른 예시적인 실시예에 따르면 단열층 설계가 유연한 또는 탄력적인 소재를 포함하는 제3 층을 통하여 내벽들에 부착된다. 유연한 또는 탄력적인 소재들의 개별적인 면 각각은 배기관의 내벽과 단열층 설계의 표면에 개별적으로 부착될 수 있다. 이 제3 층에 사용된 유연한 또는 탄력적인 소재는 상온 가황처리된(Room Temperature Vulcanized, RTV) 고무로 참조되는 소재들의 그룹(group)으로부터의 소재일 수 있다. 대안적으로, 경화(curing) 후에 유연한 접착은 부착과 유연성 또는 탄력성을 제공하기 위해 사용될 수 있다.
본 발명의 또 다른 예시적인 실시예에 따르면, 단열층 설계는 각각 소재 타입 1을 가진 층과 소재 타입 2를 가진 인접층인 다수의 부품을 포함할 수 있다.
본 발명의 일 측면에 따르면, 소재 타입 1 및 소재 타입 2는 같은 타입의 소재일 수 있지만 본 발명에 따른 단열층 설계에 사용될 때 서로에 대하여 서로 다른 주 섬유 방향들로 조립될 수 있다.
본 발명의 또 다른 측면에 따르면, 단열층 설계의 서로 다른 층들의 소재는 서로 다른 타입의 소재들로 이루어 질 수 있다.
본 발명의 서로 다른 측면들 각각은 임의의 다른 측면들과 각각 결합될 수 있다. 본 발명의 이러한 측면들과 다른 측면들은 후술되는 실시예들과 관련하여 설명되고 명백해질 것이다.
본 발명에 따른 로켓 엔진을 위한 층상 열 보호 설계가 수반하는 도면들에 관한 참조와 함께 보다 상세하게 설명될 것이다. 도면들은 본 발명을 구현하는 한가지 방법을 나타내고 첨부된 청구 범위의 범위에 포함되는 다른 가능한 실시예들을 한정하게 되는 것으로 이해되지 않을 것이다.
도 1은 일반적인 종래 기술의 로켓 엔진을 나타낸다.
도 2는 본 발명에 따른 실시예의 예시를 나타낸다.
도 1은 일반적인 종래 기술의 로켓 엔진을 나타낸다.
도 2는 본 발명에 따른 실시예의 예시를 나타낸다.
본 발명은 명시된 실시예들과 관련되어 설명되지만, 본 발명은 나타난 예시들에 한정된 임의의 방법이 되는것으로 이해되지 않을 것이다. 본 발명의 범위는 수반하는 청구 범위에 의해 설정된다. 청구 범위들의 맥락에서, "포함하는" 또는 "포함한다"의 용어들은 다른 가능한 구성 요소들이나 단계들을 배제하는 것이 아니다. 또한, 예를 들어 "a" 또는 "an" 등과 같은 참조들의 언급은 다수를 배제하는 것으로 이해되지 않아야 한다. 청구범위에서 도면들에 표시된 구성 요소들에 대한 참조 기호들의 사용도 본 발명의 범위를 제한하는 것으로 이해되지 않아야 한다. 덧붙여서, 서로 다른 청구 범위에서 언급된 특징들 각각은, 유리하게 결합되는 것이 가능할 수 있고, 서로 다른 청구 범위에서 이러한 특징들을 언급하는 것은 특징들의 결합이 가능하지 않고 이롭지 않다는 것을 배제하지 않는다.
본 발명에 따른 로켓 엔진 조립체는 엔진의 연소 챔버로부터 로켓의 출구 단부(end)의 노즐까지 고온의 연소 가스를 수송하기 위한 관으로 기능하는 단열관을 포함한다. 연소 챔버에서, 가스와 입자들이 배기관을 통하여 노즐 안으로 가속될 때까지 가스와 입자들의 속도는 (0에 가깝게)낮다. 배기관에서 가스(및 입자) 속도는 비교적 높고 구조에 대한 기계적인 부하나 응력 및 같은 구조에 대한 열부하는 다루기에 복잡하다. 종래 기술에서 자주 사용되는 단열재들은 로켓 엔진 배기관들에 존재하는 외부 열부하 아래에서 균열이 생길 수 있는 불안정한 섬유 합성재들을 포함한다.
본 발명의 중요한 측면은 단열층 설계를 마치 하나의 단일 부품처럼 동작하는 부품으로 조립하는 위한 것이다.
이 측면은 단열 조립체의 균열들의 위험을 피하거나 줄이는 것을 가능하게 하고 그에 따라 단열층 설계를 통해 고온의 배기 가스에 대한 채널들을 방지한다.
고온의 가속하는 가스 및 입자와 직접 접촉하는 단열층 설계의 일부는 기계적인 부하와 열부하를 겪는다. 전술한 바와 같이, 이 환경은 단열재의 부식을 제공할 수 있다. 이 소재의 강도를 높이고 더 지속 가능하게(sustainalbe) 하기 위해 고온의 가스를 향하는 주 방향 내의 합성재에 섬유들을 배열할 수 있다, 즉, 바람직하게는 섬유들은 배기관의 내벽에 수직으로(반경 방향) 배열될 것이다. 그러나, 후술하는 바와 같이 섬유들의 주 방향이 인접층 내의 섬유들의 주 방향과 다른 한, 섬유들의 임의의 각도가 사용될 수 있음은 본 발명의 범위 내이다.
그러나, 전술한 바와 같이 그러한 고온의 가스들을 향하여 마주하는 층의 섬유들의 주 방향은 남은 두 방향들에서 해당 소재를 약화시킬 수 있고, 열부하와 기계적인 응력 아래서는 그러한 방향들에서 내의 소재의 균열은 고온의 배기 가스를 위한 채널을 제공할 수 있다.
도 2를 참조하면, 본 발명에 따른 로켓 엔진을 위한 단열층 설계의 층상 구조가 나타난다. 단열층 설계는 제 1층(4)을 포함하는데, 제 1층(4)의 제1 면은 로켓 엔진의 배기관(2) 내의 고온의 배기 가스를 향하여 마주하고, 제 1층(4)은 열 저항성 합성재(소재 타입 1)를 포함하며, 제1 층(4)의 섬유 소재들의 주 방향은 고온의 배기 가스를 향하여 배열 된다. 배기 가스를 향하여 마주하는 면의 다른 면인 제1 층(4)의 제 2면상에는 합성재(소재 타입 2)를 포함하는 제2 층(5)이 배열되고, 예를 들어 제조 과정 동안 에폭시 접착제로 또는 직접적으로 함께 결합되어 부착되는데, 제2 층(5)의 소재에서 그 섬유재들의 주 방향은 제 1층(4)의 소재 내의 섬유들의 방향과 다르게 배열 된다. 인접층(5)에 서로 다른 주 섬유 방향을 제공하는 것의 효과는 층(4)의 소재의 구조적인 강화를 제공하고 동시에 배기관 내벽을 향한 배기 가스(및 입자들)의 누출(leakage)이 어떻게 발생하더라도 누출에 관한 장벽(barrier)을 제공하는 것이다.
본 발명의 또 다른 측면에 따르면, 기계적인 응력 또한 문제점을 야기할 수 있다. 로켓의 극심한 가속 또는 큰 열부하들은 로켓 조립체를 해체(tear apart)할 수 있다. 로켓 엔진의 단열층 설계의 기계적인 응력 또는 부하의 효과들을 경감시키기 위해, 배기관의 내벽에 층(5)의 유연한 결합(7)이 가능하다. 당업자에게 알려진 대로, 결합의 유연한 특징은 힘의 전달을 경감시킬 것이다. 경화 후 어느 정도(somewhat) 유동성(fluidic)인 에폭시 접착제를 사용하는 것에 의해 유연한 결합이 이루어질 수 있다. 본 발명의 실시예의 또 다른 예시에 따르면, 상온 가황처리된(room temperature vulcanized, RTV) 고무를 포함하는 층(7)이 층(5)과 배기관의 내벽 사이에 위치된다. 양 예시들에서, 유연한 층(7)은 또한 배기 가스의 누출에 대한 밀봉 기능을 할 것이다. 예를 들어, 만약 합성재 층들에 균열이 나타나면, 층(7)은 고온의(haut) 배기 가스가 단열층들 및 배기관(6)의 외벽 뒤로 도달하는 것을 방지할 것이다.
용이하게 이해된 대로, 서로 다른 제2 섬유 방향을 가진 제2 층(5)에 인접하는 제1 주 섬유 방향을 가진 제1 층(4)을 포함하는 설계는 단열층 설계의 구조적인 견고성(robustness)을 증가시키는 동시에 배기 가스의 누출에 대한 보호를 증가시키기 위해 반복될 수 있다. 예를 들어, 층(4) 및 층(5)은 도 2에 나타난것과 같이 배열된다. 덧붙여서, 층(5)에 인접한 제3 층은 층(4) 및 층(5)에 비해 다른 주 섬유 방향을 가지고 배열된다. 제4 층은 제3 층에 인접하여 배열될 수 있고 이러한 구조가 계속될 수 있다. 본 발명의 실시예의 예시에 따르면 배기관(tub)(6)의 단열재는 다수의 서로 다른 합성재 층들을 포함하고, 적어도 두 개의 인접층들은 서로 다른 우세한 주 방향들을 가진다.
서로 다른 층들에 사용된 소재들이 같은 타입의 합성재들이지만, 몇몇 층들에서 소재들이 다를 수 있다는 것은 본 발명의 범위 내이다. 층들 각각에서 사용된 소재 타입의 차이들은 섬유들에 사용된 다른 소재들, 섬유들의 길이, 섬유들의 직경, 서로 다른 합성 수지(resin) 등과 관련될 수 있다.
본 발명의 일 측면에 따르면, 층(4) 및 층(5)의 합성재들은 서로 다르게 조립될 수 있다. 일반적으로, 층(4)을 제조할 때의 예시에서, 선택된 주 섬유 방향이 달성되도록, 예를 들어 적층 방향에 대하여 45도로, 섬유재 시트들(sheets)은 서로 적층되고 서로에 대하여 배열된다. 일반적으로, 섬유재 시트의 두께는 1/8 mm 에서 2 또는 3 mm 두께 사이의 범위 내에 있다.
층(5)을 위한 합성재를 제조할 때, 예를 들어 섬유들은 배기관(6) 내의 배기 수송 방향에 대하여 수직으로 배향된(oriented perpendicular) 원(circles)과 같이 배열될 수 있다. 긴 섬유 가닥들(A long thread of fibres)은 마치 원통(cylinder)에 감긴(wound up) 것처럼 감길 수 있다. 층(5) 제조의 또 다른 변형에서, 적어도 하나의 섬유 시트는 원통 모양의 몸체로 조립될 수 있다. 특히 층(5)에서 주 섬유 방향을 배열하는 이 방법은 원통 모양의 몸체가 연속하는(continues) 외부(outer) 섬유층(원통 모양으로 감긴 가닥이나 적어도 원통으로 형성된 섬유들의 시트 전부 중 어느 하나)에 의해 구성되기 때문에 매우 구조적인 강화를 제공한다. 그 후, 효과는 층(4)의 기계적인 부하 및 열 부하 동안 내부층을 제자리에 유지하는 것이고 동시에 층(5)은 배기관(6)의 내벽을 향한 합성재들의 균열에 대한 보호막(shield)을 제공한다.
본 발명의 실시예의 예시에서, 층(4) 및 층(5)을 위한 합성재들은 유리 또는 탄소 섬유 강화 페놀 수지 또는 에폭시 수지일 수 있고, 강화 섬유은 각각 연속적및/또는 절단된(chopped) 섬유들을 포함할 수 있다. 층(7)의 유연한 결합을 위하여, RTV(Room temperature Vulcanizing Rubber) 같은 고무 기반의 유연한 접착제들 뿐만 아니라, 그것의 특성(property)을 증대시키는(enhancing) 필러(filler) 소재를 수반하는 또는 수반하지 않는 에폭시 접착제(adhesives)들 모두가 좋은 예시들이다. 또한 열 가소성 수지(thermoplastics) 같은 소재들의 사용이 가능하다.
본 발명의 실시예의 일 예시에서, 실시예의 일 측면은 서로의 위에 섬유 시트들을 적층하는 것에 의해 제1 층(4)을 제공하고 그에 따라 평행한(parallel) 층들을 가진 내부(inner) 열을 격리(isolating)시키는 층(4)을 제공하는 것에 의해 이루어지는 마치 단일한 부품처럼 동작하는 부품을 만드는 것인데, 그 층(4)의 평행한 층들은 배기관(6) 내의 배기 가스 흐름(stream)을 항하여 수직으로 마주하고, 예를 들어 긴 섬유 가닥들을 감거나 섬유들 중 적어도 하나의 시트를 원통 모양의 몸체로 만드는 것(shaping)에 의해 구성된 원통 모양의 몸체와 같이 제1 층(4) 주변에 제2 층(5)이 배열되며, 제1 층(4)을 제2 층(5)에 결합시키고, 상온 가황처리된 고무의 제3 층(7)은 층(5)을 빙 둘러서 그 위에 결합되고, 조립된 층들은 배기관(6)의 내벽에 치수화되고 결합된다. 상온 가황처리된 고무의 대안으로 유연한 에폭시 접착층이 사용될 수 있다.
그러한 조립체를 제공하는 것의 기술적인 효과는 열 팽창과 같은 기계적인 응력 및 열 부하들에 대응하는(counteracting) 단열을 유지하는(holding) 기계적인 안정 구조를 제2 층(5)의 섬유 방향이 제공하는 동안에 배기관(6) 내를 흐르는 고온의 배기 가스에 의해 제공된 부식을 견디기 위한 최적의 섬유 방향을 제1 층(4)이 제공하는 것이다. 덧붙여서, 층(7)은 합성재들의 뒤쪽(backside)을 향하고 배기관(6)의 내벽과 반대 방향에 있는 합성재 층들 내의 균열로 인한 기인하는 누출에 대한 밀봉을 제공하고, 또한 이 층의 유연한 특성으로 인하여 이 층(7)에 의해 열 팽창 또한 흡수될 수 있다.
Claims (11)
- 로켓 엔진에서의 사용을 위한 단열 배기관(6)에 있어서, 상기 배기관(6)의 단열재는 제1 층(4)을 포함하는 층상 구조를 포함하고, 상기 제1 층(4)의 제1 면은 상기 로켓 엔진의 상기 배기관(6) 내의 고온의 배기 가스를 향하여 마주하고, 상기 제1 층(4)은 소재 타입 1의 열 저항성 합성재의 섬유 시트들의 적층을 포함하고, 상기 제1 층(4)의 상기 제1 면의 다른 면인 상기 제1 층(4)의 제2 면에서 상기 고온의 배기 가스를 항하여 수직 방향으로 상기 층(4)의 시트들의 평형 적층이 배열되고, 제2 층(5)은 원통 모양의 몸체에 배열되는 소재 타입 2의 합성재를 포함하는 상기 층(5)에 결합되고, 상기 제2 층(5)의 소재 섬유들의 주 방향은 상기 제1 층(4)의 소재 내의 상기 섬유들의 방향과 서로 다르고, 제3 층(7)은 상기 제2 층(5)과 상기 배기관(6)의 내벽 사이에 배열되고, 상기 제3 층(7)을 위해 사용되는 소재는 상기 배기관(6)의 상기 내벽에 유연한 또는 탄력적인 결합 및 상기 제2 층(5)의 밀봉을 제공하는 것을 특징으로 하는
단열 배기관(6).
- 제1항에 있어서,
상기 제3 층(7)은 상온 가황처리된 고무로 참조되는 소재들의 그룹으로부터의 소재를 포함하는 소재층인
단열 배기관(6).
- 제1항에 있어서,
상기 제3 층(7)은 경화 후에 남는 특정 유연성을 가지는 에폭시 접착제의 층인
단열 배기관(6).
- 제1항에 있어서,
상기 제3 층(7)은 유연한 열 가소성 수지층인
단열 배기관(6).
- 제1항에 있어서,
상기 제2 층(5)의 상기 합성재는 상기 배기관(6) 내의 배기 가스 및 입자들의 수송 방향에 수직인 원형 패턴으로 섬유 가닥들이 감기는 것에 의해 제조되는
단열 배기관(6).
- 제1항에 있어서, 상기 제2 층(5)의 상기 합성재는 적어도 하나의 섬유 시트를 원통 모양의 몸체로 만드는 것에 의해 제조되는
단열 배기관(6).
- 제1항에 있어서,
상기 배기관(6)의 상기 층상 단열재는 다수의 합성 소재층들을 포함하고, 적어도 두 개의 인접층들은 서로에 대하여 서로 다른 섬유 방향들을 가지는
단열 배기관(6).
- 제1항에 있어서,
상기 제1 층(4)의 상기 소재 타입 1 및 상기 제2 층(5)의 상기 소재 타입 2는 같은 타입의 소재인
단열 배기관(6).
- 제1항에 있어서,
상기 제1 층(4)의 상기 소재 타입 1 및 상기 제2 층(5)의 상기 소재 타입 2는 서로 다른 타입의 소재들인
단열 배기관(6).
- 제1항에 있어서,
상기 제1 층(4)의 상기 소재 타입 1 및 상기 제2 층(5)의 소재 타입 2는 유리 또는 탄소 섬유 강화 페놀 수지 또는 에폭시 수지를 포함하는 소재들의 그룹으로부터 정해지는
단열 배기관(6).
- 제1항에 있어서,
상기 제1 층(4)의 상기 소재 타입 1 및 상기 제2 층(5)의 상기 소재 타입 2는 각각 연속적 및/또는 절단된 섬유들인 강화 섬유들을 포함하는
단열 배기관(6).
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