KR20210081040A

KR20210081040A - 우주 비행체의 내단열용 외면 구조물

Info

Publication number: KR20210081040A
Application number: KR1020190173219A
Authority: KR
Inventors: 김대영; 최기혁; 최익현; 신재성
Original assignee: 한국항공우주연구원
Priority date: 2019-12-23
Filing date: 2019-12-23
Publication date: 2021-07-01
Also published as: KR102312419B1

Abstract

본 발명은 우주 비행기의 내단열용 외면 구조물에 관한 것으로, 보다 상세하게는 내단열 재료를 이용하여 상호 결합 가능한 형태로 제작하고, 우주 비행체의 기체에 부착되어, 기체로 전달되는 열을 차단할 수 있는, 우주 비행체의 내단열용 외면 구조물에 관한 것으로, 블록 형태의 내열 및 단열 소재로 형성되어 상기 우주 비행체의 외면 전체 또는 일부에 부착되는 내단열 타일 및 내열 및 단열 소재를 사용하고, 상기 내단열 타일의 측면을 포함하여 대기와 접촉하는 외면 전체 또는 일부에 형성된 내단열 코팅층을 포함한다.

Description

우주 비행체의 내단열용 외면 구조물{Exterior structure for thermal protection of aerospace}

본 발명은 우주 비행기의 내단열용 외면 구조물에 관한 것으로, 보다 상세하게는 내단열 재료를 이용하여 상호 결합 가능한 형태로 제작하고, 우주 비행체의 기체에 부착되어, 기체로 전달되는 열을 차단할 수 있는, 우주 비행체의 내단열용 외면 구조물에 관한 것이다.

1957년에 소비에트 연방이 세계 최초의 인공위성 스푸트니크 1호를 쏘아 올리며, 인간의 우주를 향한 관심이 본격적으로 시작되었고, 그 뒤로 미국과 소련이 다목적의 인공위성을 수차례 쏘아 올렸으며, 1961년 최초로 인류가 탑승하여 지구 궤도를 선회하는 우주 비행기가 개발되는데 성공했다.

현재 세계 각국에서 더욱 개량된 우주 비행기를 개발하기 위한 노력을 기울이고 있다. 미국 NASA의 스페이스 셔틀(Space shuttle), X-40, X-37등이 대표적이고, 유럽은 IXV, SHEFEX 등의 신형 우주 비행기 개발을 위한 다양한 연구를 진행 중이다. 국내에서도 지난 2013년에는 최초의 한국형 우주 발사체인 나로호의 발사에 성공하였고, 한국형 우주 비행기를 개발하기 위한 기초 연구가 지속적으로 진행 중이다.

최근 우주 비행체는 행성 탐사와 같은 임무를 수행한 후에 지구로 귀환 하면서 지구 재돌입 비행을 수행하게 되는데, 상기와 같은 비행을 수행하기 위해서는 지구 혹은 태양계 행성의 대기권 진입을 위한 기술이 요구된다. 일반적으로, 우주 비행체가 대기권의 고밀도 공기층을 자유 낙하 하게 되면, 빠른 속도로 공기와 부딪치면서 1,100℃ ~ 3,300℃ 이상의 고온의 열이 발생된다. 상기와 같은 대기권 진입에 따른 수천도의 온도 발생으로부터 우주 비행체를 보호해야 하는데, 이를 열 보호 시스템(TPS : Thermal Protection System)이라 한다. 또한 상기 TPS는 우주 비행체가 우주 궤도에서 운용되는 동안 우주의 열 및 냉각으로부터 우주 비행체를 보호하기 위한 방어 구조 시스템을 의미할 수 있다.

상기 열 보호 시스템은 내열 및 단열 특성을 가지고 있는 소재가 이용되고 있는데, 이를 열 보호 자재(Thermal Protection Material; TPM)라 한다. 이러한 열 보호 자재는 우주 비행체의 대기권 재진입시에 발생하는 고온의 열로부터 비행체를 보호할 수 있는 내열 및 단열 특성도 가져야 하지만, 우주 비행체의 비행을 위해서 경량화 되어야 하기 때문에, 상기 열 보호 자재 제작을 위한 재료 개발 또한 많은 연구가 이루어지고 있다.

도 1에서는 미국 NASA의 스페이스 셔틀의 열 보호 시스템에 대해서 도시하고 있다. 스페이스 셔틀은 비행기 기체에 전달되는 열의 온도에 따라 5가지의 열 보호 자재가 적용되었는데, 대기권 재진입시 가장 높은 온도의 열이 가해지는 비행체의 선두부(Nose cone)와 날개 앞전(Leading edge)은 탄소섬유강화합성물(Reinforced carbon-carbon; RCC)로 형성되고, 영상 1,260℃ 미만의 온도가 가해지는 영역에는 고온 재사용 표면 단열재(High-temperature reusable surface insulation; HRSI)가 사용되었다. 상기 고온 재사용 표면 단열재는 우주 비행체의 배면과 비행체의 선두부를 제외한 앞면 부분 일부 등에 블록 형태의 타일을 수작업으로 부착하는 형태로 사용된다.

상기 고온 재사용 표면 단열재의 측면과 표면에는 반응 경화 유리(Reaction Cured Glass) 코팅 처리가 되어 있는데, 이 반응 경화 유리 코팅층은 우주 비행체로 전달되는 열을 재방출하고, 일부의 열만이 고온 재사용 표면 단열재 타일로 전도 되도록 하는 역할을 한다. 도 1의 고온 재사용 표면 단열재에서 도시하고 있는 바와 같이, 반응 경화 유리 코팅층과 고온 재사용 표면 단열재 타일의 일부가 파손되면, 우주 비행체가 열에 노출될 수 있는 환경에 놓여지고, 다수의 타일이 파손된 상태에서 우주 비행체가 대기권으로 재진입하게 된다면 우주 비행체가 파괴될 수 있다.

예를 들어, 2003년 미국의 콜럼비아호 우주왕복선은 출발하기 전에 상기 RCG 코팅층과 타일의 일부가 파손되어 있었고, 지구 재진입시에 우주왕복선의 높은 속도에 따라 발생하는 주변 대기의 높은 열은 상기 타일에 균열을 내었고, 콜럼비아호의 기체로 높은 열이 직접 가해짐으로써, 콜럼비아호가 파괴되었다.

상기와 같은 문제로 인해, 우주 비행체의 개발에 있어서 열 보호 시스템과 열 보호 자재에 대한 개발이 활발히 이루어지고 있으며, 상기와 같은 연구의 일례로 ("우주비행기 열 보호 시스템의 설계 및 개발 현황", Journal of Aerospace System Engineering, Vol.12, No.3, pp.79-85, 2018, 비특허문헌0001)에서 열 보호 시스템과 열 보호 자재에 대해 개시하고 있다. 상기 문헌에서는 열 보호 시스템 설계에 영향을 미치는 주요 요인을 고려하고, 열 보호 자재를 중점적으로 연구했지만, 적용할 수 있는 많은 자재들에 대한 데이터를 제시한 것이고, 우주 비행체에 가해지는 열이 보다 더 효율적으로 차단될 수 있는 열 보호 자재의 형상과 결합 방식에 대한 내용은 시사 하고 있지 않다.

우주비행기 열 보호 시스템의 설계 및 개발 현황; 윤용식, 최기혁, Journal of Aerospace System Engineering, Vol.12, No.3, pp.79-85, 2018

따라서 본 발명은 상기한 바와 같은 종래 기술의 문제점을 해결하기 위해 안출된 것으로, 본 발명의 목적은 우주 비행체가 대기권에 재진입할시 발생하는 높은 온도의 열로부터 우주 비행체의 기체를 보호할 수 있는 소재를 사용하고, 높은 온도의 열이 기체로 쉽게 전달될 수 없는 형상으로 타일을 제작하여 결합할 수 있는, 우주 비행체의 내단열용 외면 구조물에 관한 것이다.

상기한 바와 같은 문제점을 해결하기 위한 본 발명에 의한 우주 비행체의 내단열용 외면 구조물에 있어서, 블록 형태의 내열 및 단열 소재로 형성되어 상기 우주 비행체의 외면 전체 또는 일부에 부착되는 내단열 타일(100) 및 내열 및 단열 소재를 사용하고, 상기 내단열 타일(100)의 측면을 포함하여 대기와 접촉하는 외면 전체 또는 일부에 형성된 내단열 코팅층(200)을 포함하는 것을 특징으로 한다.

더 나아가, 상기 내단열 타일(100)은 적어도 어느 일면에 구비된 접합 돌출부(110) 및 상기 접합 돌출부(120)가 구비되어 있는 면과 대응되는 면에 형성된 접합 홈부(120)를 더 포함하는 것을 특징으로 한다.

더 나아가, 상기 내단열 타일(100)은 어느 한 내단열 타일(100)의 접합 돌출부(110)와 다른 한 내단열 타일(100)의 상기 접합 홈부(120)가 상호 결합되는 것을 특징으로 한다.

더 나아가, 상기 복수의 내단열 타일(100)은 영하 175℃ 내지 영상 500℃ 까지의 온도를 견딜 수 있는 내단열 접착제(300)가 상기 접합 돌출부(110)와 접합 홈부(120)의 맞닿는 면에 사용되어 상호 결합되는 것을 특징으로 한다.

더 나아가, 상기 내단열 타일(100)은 영하 175℃ 내지 영상 500℃ 까지의 온도를 견딜 수 있는 내단열 접착제(300)가 사용되어 상기 우주 비행체와 접합되는 것을 특징으로 한다.

더 나아가, 상기 내단열 타일(100)은 영상 1,300℃ 까지의 온도를 견딜 수 있고, 0.1g/㎤ 내지 0.9g/㎤ 의 밀도로 형성된 다공성 산화물을 포함하는 내열 및 단열 소재로 제작된 것을 특징으로 한다.

더 나아가, 상기 내단열 코팅층(200)은 RCG(Reaction Cured Glass) 코팅을 포함하는 유리 코팅에 의해 형성되는 것을 특징으로 한다.

더 나아가, 상기 내단열 코팅층(200)은 외부의 대기와 맞닿는 상기 내단열 타일(100)의 외면 전체 또는 일부 및 상기 내단열 타일(100)의 접합 돌출부(110)와 접합 홈부(120)가 결합되는 면에 형성되는 것을 특징으로 한다.

본 발명의 바람직한 실시예에 따른 우주 비행체의 내단열용 외면 구조물에 의하면, 타일이 서로 안정적으로 결합될 수 있는 형상으로 형성되어 있어, 우주 비행체의 대기권 재진입시 우주 비행체에 가해지는 고온과 고압의 극한 상황에서 매우 견고한 구조를 가지는 장점이 있다.

보다 더 자세하게는, 종래에는 복수의 칸으로 형성된 구조 프레임에 각각의 타일을 삽입하고, 타일과 프레임 사이 혹은 타일과 타일 사이 등 간격이 발생하는 부분은 실리콘 소재의 충전제를 사용하여 간격을 채우는 방식을 사용했기 때문에, 경우에 따라서는 충전제가 제대로 채워지지 않을 수 있고, 고온 및 고압의 극한 환경에 놓였을 때, 타일의 형상 변화로 인해 구조적으로 견고하지 않을 수 있었다. 반면, 본 발명에 적용되는 HRSI 타일은 블록 형태로써, 대기와 직접 맞닿는 타일의 외면 뿐만 아니라 타일의 접합 홈부와 접합 돌출부도 내단열 코팅층이 형성되어 복수의 타일이 상호 결합하기 때문에, 우주 비행체의 기체로 고온의 열이 전도의 형태가 아닌 타일 간의 공간을 통해 직접 전달되지 않는다. 또한, 우주 비행체가 대기권으로 재진입시 고온 및 고압으로 인한 타일의 형상 변경에 의해 타일 간의 결합이 쉽게 빠지지 않는, 구조적으로 안정적인 결합 방식을 가지고 있다는 장점이 있다.

그리고 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 우주 비행체의 내단열용 외면 구조물에 의하면, 내단열 타일 간의 접합 및 우주 비행체의 기체와 타일의 접합 시에 고온에 견딜 수 있는 접착제를 사용함으로써, 고온의 열에 더욱 안정적인 접합력을 가진다는 장점이 있다.

보다 더 자세하게는, 종래에는 실리콘 소재의 충전제를 사용하여 타일을 접합시키거나 타일과 우주 비행선의 기체 사이, 타일과 타일 사이와 같은 간격이 발생하는 부분을 충전제로 채웠기 때문에, 고온의 열에는 견딜 수 있지만, 타일이 접합되는 강도가 약할 수 있고, 충전된 범위가 한정적일 수 있기 ??문에, 시간이 지나면서 고정시킨 타일의 접합력이 약해질 수 있는 우려가 있었다. 반면, 본 발명에는 타일의 접합 홈부와 접합 돌출부를 내단열 접착제를 사용하여 접합 시키고, 우주 비행체의 기체와 접합 시에도 내단열 접착제를 사용하기 때문에, 고온의 열에도 견딜 수 있으며, 접착제를 사용했기 때문에 타일 간의 결합력 또한 우수하다는 장점이 있다.

또한, 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 우주 비행체의 내단열용 외면 구조물에 의하면, 내단열 타일은 고온의 열에 강하면서 밀도가 낮은 소재를 사용했기 때문에, 우주 비행체의 중량을 감소시키는데 도움이 될 수 있다.

보다 더 자세하게는 종래의 기술에서는 내단열 타일을 삽입하기 위한 프레임이 설치되거나, 또는, 내단열 타일을 설치하면서 발생하는 빈 공간에 충전제을 채워야 했기 때문에 타일을 제외한 무게가 추가되면서 우주 비행체의 중량을 맞춰야 하는 부담이 있었던 반면, 본 발명은 내단열 타일의 소재로 밀도가 낮은 소재를 사용함과 동시에 복수의 내단열 타일이 상호 결합하는 구조이기 때문에, 내단열 타일을 삽입하기 위한 프레임 또는 빈 공간에 채워진 충전제의 무게만큼 우주 비행체의 중량을 줄일 수 있다는 장점이 있다.

도 1은 NASA Space shuttle의 내단열 타일 열보호 시스템이다.
도 2는 종래의 우주 비행체의 기체에 부착된 내단열 타일의 상세도이다.
도 3은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 우주 비행체의 내단열용 외면 구조물의 내단열 타일의 사시도이다.
도 4은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 우주 비행체의 내단열용 외면 구조물의 내단열 타일의 측면도이다.
도 5은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 우주 비행체 내단열용 외면 구조물의 복수의 내단열 타일이 우주 비행체에 부착될 때의 상세도이다.
도 6는 본 발명의 제 1 실시예에 따른 우주 비행체의 내단열용 외면 구조물의 복수의 내단열 타일이 결합된 단면도이다.
도 7은 본 발명의 제 2 실시예에 따른 우주 비행체의 내단열용 외면 구조물의 복수의 내단열 타일이 결합된 단면도이다.

이하, 상기한 바와 같은 구성을 가지는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 우주 비행체의 내단열용 외면 구조물의 도시된 도면들을 참조하여 상세히 설명한다. 다음에 소개되는 도면들은 당업자에게 본 발명의 사상이 충분히 전달될 수 있도록 하기 위해 실시예로서 제공되는 것이다. 따라서, 본 발명은 이하 제시되는 도면들에 한정되지 않고 다른 형태로 구체화될 수도 있다. 또한, 명세서 전반에 걸쳐서 동일한 참조번호들은 동일한 구성요소들을 나타낸다.

본 명세서에서 "내단열", "내단열용" 등의 용어는 내열 및/또는 단열의 의미를 포함한다. 또한, 본 명세서에서 사용되는 "고온", "고압" 등의 용어는 우주 비행체가 대기권 재진입시에 일어날 수 있는 모든 상황에서 우주 비행체의 선두부와 날개 앞전을 제외한 모든 부분에 가해질 수 있는 범위의 열과 압력을 포함한다.

단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다. 그리고 본 명세서에서, "포함하다" 또는 "가지다" 등의 용어는 설명된 특징, 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부분품 또는 이들을 조합한 것이 존재함으로 지정하려는 것이지, 하나 또는 그 이상의 다른 특징들이나 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부분품 또는 이들을 조합한 것들의 존재 또는 부가 가능성을 미리 배제하지 않는 것으로 이해되어야 한다.

다르게 정의되지 않는 한, 본 명세서에서 사용되는 기술 용어 및 과학 용어에 있어서 다른 정의가 없다면, 이 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 통상적으로 이해하고 있는 의미를 가지며, 하기의 설명 및 첨부 도면에서 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있는 공지 기능 및 구성에 대한 설명은 생략한다.

도 2에서는 종래의 우주 비행체의 기체(500)에 부착된 상기 내단열 타일(100)의 상세도를 도시하고 있다.

고온 재사용 표면 단열재(HRSI)로 정의된 상기 복수의 내단열 타일(100)은 상호 간의 간격을 두고 배치되고, 검정색의 RCG 코팅층(200)에 의해 상기 내단열 타일(100)의 대기와 접촉하는 면을 비롯하여 측면에도 코팅이 되고, 상기 내단열 타일(100) 간의 사이 간격에 실리콘 소재의 충전제가 채워지게 된다.

그리고, 상기 내단열 타일(100)은 상기 우주 비행체의 기체(500)에 직접 부착되지 않고, 실리콘 소재로 형성된 필러바 (Filler bar, 400)와 절연 패드 (Isolation pad, 410)에 부착되며, 상기 필러바(400)와 상기 절연 패드(410)는 우주 비행체의 기체(500)에 RTV(Room- temperature vulcanizing) 접착제에 의해 부착 된다. 또한, 상기 내단열 타일(100)은 상기 절연 패드(410)와 상기 필러바(400)에 상기 RTV 접착제에 의해 부착된다.

종래의 이러한 구조는 상기 복수의 내단열 타일(100) 사이의 간격에 충전제를 채우는 구조이기 때문에, 우주 비행체의 지구 재진입 시에 작용하는 고온 및 고압 등 외부의 극한 환경에 의해 상기 내단열 타일(100)의 형상 변화가 일어나게 되고, 경화된 충전제에 의해 상호 부착된 상기 내단열 타일(100)의 접합 강도가 저하되면서 상기 내단열 타일(100)이 이탈될 수 있고, 이로 인해 상기 우주 비행체의 기체(500)에 직접 열이 가해지게 되어 사고가 일어날 수 있다는 단점이 있다.

이하에서 상기 종래의 문제에 대해서, 향상된 구조로 형성된 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 우주 비행체의 내단열용 외면 구조물을 자세히 설명하도록 한다.

도 3은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 우주 비행체의 내단열용 외면 구조물의 내단열 타일(100)의 사시도를 도시하고 있고, 도 4는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 우주 비행체의 내단열용 외면 구조물의 내단열 타일(100)의 측면도를 도시하고 있다.

도 3과 도 4에 도시된 바와 같이, 상기 내단열 타일(100)은 블록 형태의 내열 및 단열 소재로 형성되어 있고, 면적이 넓은 두 면을 둘러싸고 있는 네 측면 중에 마주 보는 두 면은 상기 내단열 타일(100)의 접합 돌기부(110)로 구비 되어 있고, 대응되는 다른 두면은 상기 내단열 타일(100)의 접합 홈부(120)로 형성되어 있다.

이 때, 상기 내단열 타일(100)의 소재는 영상 1,300℃의 열을 견딜 수 있고, 0.1g/㎤ 내지 0.9g/㎤의 밀도를 가지는 내열 및 단열 소재가 사용되고, 대표적인 예로 다공성 산화물이 사용될 수 있다. 상기 우주 비행체(500)가 대기권으로 재진입 시에 탄소섬유강화합성물(Reinforced carbon- carbon; RCC)로 형성되는 상기 우주 비행체(500)의 선두부(Nose cone)와 날개 앞전(Leading edge)을 제외하고, 1200℃의 열이 상기 우주 비행체(500)로 전달되기 때문에, 우주 비행체의 기체(500)를 향해 전도되는 열에 견딜 수 있어야 하며, 상기 우주 비행체가(500) 비행을 하기 위해서는 경량화 된 내단열 타일(100)이 필요하기 때문에, 상기 내단열 타일(100)의 밀도의 제한이 필요할 수 있다.

상기 내단열 타일(100)의 면적이 넓은 두면 중 일면은 우주 비행체의 기체(500)와 대응될 수 있도록 부착되고, 다른 복수의 내단열 타일(100)은 상기 우주 비행체의 기체(500)에 부착되어있는 상기 내단열 타일(100)과 상호 결합 되어 상기 우주 비행체의 기체(500)에 부착된다. 이 때, 상기 내단열 타일(100)은 상기 우주 비행체의 기체(500)의 일부 또는 전체에 부착될 수 있다.

이 때, 상기 내단열 타일(100)이 다른 복수의 내단열 타일(100)과 결합될 때, 상기 내단열 타일(100)의 접합 돌기부(110)는 다른 내단열 타일(100)의 접합 홈부(120)와 결합시킬 수 있고, 상기 내단열 타일(100)의 네 측면에 다른 내단열 타일(100)이 모두 결합될 수 있다. 즉, 하나의 내단열 타일(100)에는 네 개의 내단열 타일(100)이 결합될 수 있고, 상기와 같은 방식으로 복수의 내단열 타일(100)이 상기 우주 비행체의 기체(500)의 외부에 대응되어 부착될 수 있다.

그리고, 상기 내단열 타일(100)이 상기 우주 비행체의 기체(500) 또는 다른 복수의 내단열 타일(100)과 결합될 때, 대기권으로 진입 시에 가해지는 고온과 고압에서도 견딜 수 있는 내단열 접착제(300)가 사용된다.

이 때, 상기 내단열 접착제(300)는 영하 175℃ 내지 영상 500℃의 열에 견딜 수 있는 내열 및 단열 소재로 형성된 접착제가 사용될 수 있다.

도 5는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 우주 비행체의 내단열용 외면 구조물의 내단열 타일(100)이 우주 비행체의 기체(500)에 부착됐을 때의 전체 구성도의 단면을 나타내고 있다.

도 5에 도시된 바와 같이, 상기 내단열 타일(100)이 대기층과 맞닿는 면, 그리고 상기 접합 돌출부(110)와 상기 접합 홈부(120)를 포함한 상기 내단열 타일(100)의 모든 측면에 내단열 코팅층(200)이 형성된다.

이 때, 상기 내단열 코팅층(200)은 RCG 코팅을 포함하는 유리 코팅층으로 형성되며, 상기 내단열 코팅층(200)은 우주 비행체의 기체(500)로 가해지는 복사열을 차단하는 역할을 하고, 상기 내단열 코팅층(200)을 통과한 전도열은 상기 내단열 타일(100)에서 차단하게 된다.

또한, 상기 우주 비행체(500)의 외면에 대응되는 상기 내단열 타일(100)의 하단부는 전도된 열이 우주 비행체의 기체(500)로 전달되지 않아야 하므로, 상기 내단열 타일(100)의 다른 어느 부분보다 고밀도로 이루어질 수 있다.

그리고 상기 내단열 타일(100)은 필러바(400) 및 절연 패드(410)에 부착되는데, 상기 절연 패드(410) 및 필러바(400)는 상기 우주 비행체의 기체(500)의 대기권 재진입 시에 발생하는 진동을 흡수하는 역할도 하면서, 만약에 상기 내단열 타일(100)에서 막지 못하고 전도된 열이 상기 우주 비행체의 기체(500)까지 전달되는 것을 견디는 2차 열 보호 시스템일 수 있다.

또한, 상기 내단열 타일(100)과 절연 패드(410)는 상기 내단열 접착제를 이용하여 부착되며, 상기 필러바(400)와 상기 절연 패드(410) 또한 상기 내단열 접착제를 이용하여 상기 우주 비행체의 기체(500)에 부착된다.

그리고, 상기 내단열 접착제(300)를 이용하여 부착할 수 없는 부분은 내단열 충전형 접착제(310)를 사용하여 접착시킬 수 있다.

도 5에서 도시하고 있는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 우주 비행체의 내단열용 외면 구조물의 각 요소들이 결합함으로써, 상기 우주 비행체의 기체에 가해질 수 있는 복사열, 전도열 등의 높은 온도의 열을 견딜 수 있고, 구조적으로 결합력이 좋고, 단단한 구조를 가질 수 있다.

이하에서 본 발명의 제 1 실시예 및 제 2 실시예를 통해 우주 비행체의 내단열용 외면 구조물의 결합 방법에 대하여 상세히 설명하도록 한다.

제 1 실시예

도 6은 본 발명의 제 1실시예에 따른 우주 비행체의 내단열용 외면 구조물의 복수의 내단열 타일이 결합되었을 때의 단면도를 도시하고 있다.

도 6에서 도시하고 있는 바와 같이, 상기 내단열 타일(100)의 접합 돌출부(110)는 반원 형태가 돌출 되어 있는 형태이고, 상기 내단열 타일(100)의 접합 홈부는 반원 형태가 뚫린 형태이며, 상기 접합 돌출부(110)와 상기 접합 홈부(120)가 상호 접합됨으로써, 복수의 상기 내단열 타일(100)이 결합될 수 있다.

도 6에서 도시하고 있는 바와 같이, 상기 내단열 타일(100)이 대기와 닿는 면 및 상기 접합 돌출부(110)와 상기 접합 홈부(120)에는 복사열을 차단할 수 있는 내단열 코팅층(200)이 구비되어 있으며, 상기 내단열 코팅층(200)은 RCG 코팅을 포함하는 유리 코팅층으로 형성될 수 있다.

또한, 상기 결합된 복수의 내단열 타일(100)은 필러바(400)의 어느 일면에 상기 우주 비행체의 기체가 대기권으로 재진입할 때에 발생할 수 있는 고온의 열에 견디는 접착제(300)에 의해 부착되고, 상기 필러바(400)의 타면은 상기 우주 비행체의 기체(500)에 마찬가지로 상기 고온의 열에 견디는 접착제(300)에 의해 부착된다.

본 발명의 제 1실시예에 따른 우주 비행체의 내단열용 외면 구조물에서 상기 복수의 내단열 타일(100)과 내단열 타일(100)의 사이 공간으로 고온의 열이 직접 뚫고, 상기 우주 비행체의 기체(500)에 열을 가할 수 없는 구조로 결합 되어있기 때문에, 상기 우주 비행체의 기체(500)가 대기권으로 재진입 시에 상기 우주 비행체의 기체(500)를 보호하기 위한 열 보호 시스템에 있어서, 안정적인 구조로 형성되어 있다는 장점이 있다.

또한, 상기 접합 돌출부(110)와 접합 홈부(120)에 접착제(300)를 사용하여 결합하기만 하면 되기 때문에 접합하기 쉽고, 종래에 충전제를 빈 공간에 주입해야 하는 방식보다 번거로움이 덜 하다는 장점이 있다.

제 2 실시예

도 7은 본 발명의 제 2실시예에 따른 우주 비행체의 내단열용 외면 구조물의 복수의 내단열 타일이 결합되었을 때의 단면도를 도시하고 있다.

본 발명의 제 1 실시예와 다른 점은 상기 내단열 타일(100)의 접합 돌출부(110)와 접합 홈부(120)가 반원의 형태로 형성되어 있었지만, 본 발명의 제 2 실시예에 따른 우주 비행체의 내단열용 외면 구조물의 상기 내단열 타일(100)의 접합 돌출부(110)는 사다리꼴 모양이 돌출되어 있는 형태이고, 상기 내단열 타일(100)의 접합 홈부(120)는 사다리꼴 모양이 뚫려 있는 형태로 형성되어 있어서, 상기 접합 돌출부(110)와 상기 접합 홈부(120)가 상호 접합됨으로써, 복수의 상기 내단열 타일(100)이 결합될 수 있다.

그리고, 상기 내단열 타일(100)이 대기와 닿는 면 및 상기 접합 돌출부(110)와 상기 접합 홈부(120)에는 복사열을 차단할 수 있는 내단열 코팅층(200)이 구비되어 있으며, 상기 내단열 코팅층(200)은 RCG 코팅을 포함하는 유리 코팅층으로 형성될 수 있다.

본 발명의 제 2 실시예에 따른 우주 비행체의 내단열용 외면 구조물에서 상기 내단열 타일(100)은 상기 제 1 실시예에서 개시한 내단열 타일(100)보다 복수의 내단열 타일(100)이 상호 결합되었을 때, 더욱 견고한 구조를 포함한다는 장점이 있다.

또한, 제 2 실시예에 따른 우주 비행체의 내단열용 외면 구조물은 상기 제 1 실시예의 장점과 같이 상기 복수의 내단열 타일(100)과 내단열 타일(100)의 사이 공간으로 고온의 열이 직접 뚫고, 상기 우주 비행체의 기체(500)에 열을 가할 수 없는 구조로 결합 되어있기 때문에, 상기 우주 비행체의 기체(500)가 대기권으로 재진입 시에 상기 우주 비행체의 기체(500)를 보호하기 위한 열 보호 시스템에 있어서, 안정적인 구조로 형성되어 있다는 장점이 있다.

이상과 같이 본 발명에서는 구체적인 구성 등과 같은 특정 사항들과 한정된 실시예 도면에 의해 설명되었으나 이는 본 발명의 보다 전반적인 이해를 돕기 위해서 제공된 것 일 뿐, 본 발명은 상기의 일 실시예에 한정되는 것이 아니며, 본 발명이 속하는 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 이러한 기재로부터 다양한 수정 및 변형이 가능하다.

따라서, 본 발명의 사상은 설명된 실시예에 국한되어 정해져서는 아니 되며, 후술하는 특허 청구 범위뿐 아니라 이 특허 청구 범위와 균등하거나 등가적 변형이 있는 모든 것들은 본 발명 사상의 범주에 속한다고 할 것이다.

100 : 내단열 타일
110 : 접합 돌출부
120 : 접합 홈부
200 : 내단열 코팅층
300 : 내단열 접착제
310 : 내단열 충전형 접착제
400 : 필러바
410 : 절연 패드
500 : 우주 비행체 및/또는 우주 비행체의 기체

Claims

우주 비행체의 열에 의한 기체 손상을 방지하기 위해 상기 우주 비행체의 외면에 부착되는 우주 비행체의 내단열용 외면 구조물에 있어서,
블록 형태의 내열 및 단열 소재로 형성되어 상기 우주 비행체의 외면 전체 또는 일부에 부착되는 내단열 타일; 및
내열 및 단열 소재를 사용하고, 상기 내단열 타일의 측면을 포함하여 대기와 접촉하는 외면 전체 또는 일부에 형성된 내단열 코팅층;
을 포함하는 것을 특징으로 하는 우주 비행체의 내단열용 외면 구조물.
제 1항에 있어서,
상기 내단열 타일은,
적어도 어느 일면에 구비된 접합 돌출부; 및
상기 접합 돌출부가 구비되어 있는 면과 대응되는 면에 형성된 접합 홈부;
를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 우주 비행체의 내단열용 외면 구조물.
제 2항에 있어서,
상기 내단열 타일은,
어느 한 내단열 타일의 접합 돌출부와 다른 한 내단열 타일의 상기 접합 홈부가 상호 결합되는 것을 특징으로 하는 우주 비행체의 내단열용 외면 구조물.
제 3항에 있어서,
상기 복수의 내단열 타일은,
영하 175℃ 내지 영상 500℃ 까지의 온도를 견딜 수 있는 내단열 접착제가 상기 접합 돌출부와 접합 홈부의 맞닿는 면에 사용되어 상호 결합되는 것을 특징으로 하는 우주 비행체의 내단열용 외면 구조물.
제 3항에 있어서,
상기 내단열 타일은,
영하 175℃ 내지 영상 500℃ 까지의 온도를 견딜 수 있는 내단열 접착제가 사용되어 상기 우주 비행체와 접합되는 것을 특징으로 하는 우주 비행체의 내단열용 외면 구조물.
제 1항에 있어서,
상기 내단열 타일은,
영상 1,300℃ 까지의 온도를 견딜 수 있고, 0.1g/㎤ 내지 0.9g/㎤ 의 밀도로 형성되는 다공성 산화물을 포함하는 내열 및 단열 소재로 제작된 것을 특징으로 하는 우주 비행체의 내단열용 외면 구조물.
제 1항에 있어서,
상기 내단열 코팅층은,
RCG(Reaction Cured Glass) 코팅을 포함하는 유리 코팅에 의해 형성되는 것을 특징으로 하는 우주 비행체의 내단열용 외면 구조물.
제 1항에 있어서,
상기 내단열 코팅층은,
외부의 대기와 맞닿는 상기 내단열 타일의 외면 전체 또는 일부 및 상기 내단열 타일의 접합 돌출부와 접합 홈부가 결합되는 면에 형성되는 것을 특징으로 하는 우주 비행체의 내단열용 외면 구조물.