WO2015029975A1 - 可撓性熱制御材料及びその製造方法 - Google Patents

可撓性熱制御材料及びその製造方法 Download PDF

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WO2015029975A1
WO2015029975A1 PCT/JP2014/072241 JP2014072241W WO2015029975A1 WO 2015029975 A1 WO2015029975 A1 WO 2015029975A1 JP 2014072241 W JP2014072241 W JP 2014072241W WO 2015029975 A1 WO2015029975 A1 WO 2015029975A1
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layer
control material
thermal control
flexible thermal
radiation
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PCT/JP2014/072241
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尚喜 草場
加福　秀考
名島　憲治
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三菱重工業株式会社
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    • B64G1/52—Protection, safety or emergency devices; Survival aids
    • B64G1/58—Thermal protection, e.g. heat shields

Definitions

  • the present invention relates to a flexible thermal control material and a manufacturing method thereof.
  • Artificial satellites and rockets used in outer space are surfaces of thermal control materials that have the function of reflecting sunlight and releasing the thermal energy of sunlight into outer space to prevent the temperature of the aircraft from rising due to the incidence of sunlight. Coated.
  • thermocontrol material As such a thermal control material, a flexible thermal control material having flexibility that can be easily processed in accordance with the surface shape of an airframe or structure to be coated, so-called flexible OSR (Flexible Optical Solar Reflector) has been attracting attention. Yes.
  • flexible OSR Flexible Optical Solar Reflector
  • Patent Document 1 describes a flexible thermal control material in which a metal layer is provided on a polyimide film.
  • the secondary reflection of sunlight is suppressed by roughening the surface of a polyimide film, and the improvement of reflectivity and a diffusivity is aimed at.
  • the flexible thermal control material has a low solar absorptance ( ⁇ ) and a total hemispherical infrared emissivity ( ⁇ ) from the viewpoint of enabling long-term use in the space environment.
  • ⁇ solar absorptance
  • ⁇ total hemispherical infrared emissivity
  • the flexible thermal control material described in Patent Document 1 does not satisfy all these requirements.
  • the present invention provides a flexible thermal control material that satisfies all of solar absorptance ( ⁇ ), total hemispherical infrared emissivity ( ⁇ ), radiation resistance, and atomic oxygen resistance, and a method for producing the same.
  • the purpose is to provide.
  • the present invention includes a reflective layer that reflects sunlight and an infrared radiation layer that radiates infrared rays, and the infrared radiation layer is a flexible thermal control material composed of a radiation-crosslinked fluororesin material. is there.
  • the flexible heat control material is preferably formed by further laminating a support layer on the surface of the reflective layer opposite to the surface on which the infrared radiation layer is laminated.
  • the flexible heat control material is preferably formed by further laminating a protective layer on a surface of the infrared radiation layer opposite to the surface on which the reflective layer is laminated.
  • the flexible heat control material is preferably formed by further laminating a conductive layer on the protective layer.
  • the flexible heat control material is preferably formed by further laminating an antioxidant layer on the surface of the reflective layer opposite to the surface on which the infrared radiation layer is laminated.
  • the antioxidant layer is preferably provided between the reflective layer and the support layer.
  • the flexible heat control material is preferably fixed to the surface of the adherend by a bonding layer.
  • the flexible heat control material is preferably fixed to the surface of the adherend by a fastening member.
  • the adherend is a propellant tank of a rocket or an artificial satellite used in outer space.
  • the propellant tank is preferably a liquid hydrogen tank.
  • the surface of the adherend is preferably a polyisocyanurate foam (PIF) heat insulating layer or a polyimide foam heat insulating layer, or a heat insulating layer of a laminate thereof.
  • PPF polyisocyanurate foam
  • the surface of the adherend has a degassing groove in either one of a polyisocyanurate foam (PIF) heat insulation layer and a polyimide foam heat insulation layer, or a laminate thereof.
  • PPF polyisocyanurate foam
  • the present invention is a method for producing a flexible thermal control material comprising at least a reflective layer and an infrared radiation layer, wherein the infrared radiation layer is made of a radiation-crosslinked fluororesin, which is irradiated with radiation. And a step of forming a reflection layer by laminating a metal film on a surface of the infrared radiation layer obtained by the radiation crosslinking step. Furthermore, it is a manufacturing method of the flexible thermal-control material which has.
  • an antioxidant layer forming step of further stacking an antioxidant layer on the surface of the reflective layer it is preferable to further include an antioxidant layer forming step of further stacking an antioxidant layer on the surface of the reflective layer.
  • the present invention is a method for producing a flexible thermal control material comprising a support layer, a reflective layer, and an infrared radiation layer, wherein the infrared radiation layer is made of a radiation-crosslinked fluororesin.
  • the method for producing a flexible thermal control material further includes a laminate forming step of forming a laminate by laminating a radiation uncrosslinked fluororesin on the reflective layer.
  • the support layer is preferably formed of a polyimide material or a polyester material.
  • the metal film is preferably formed by vapor deposition.
  • the present invention can provide a flexible thermal control material that satisfies all of solar absorptance ( ⁇ ), total hemispherical infrared emissivity ( ⁇ ), radiation resistance, and atomic oxygen resistance, and a method for producing the same. , Has the effect.
  • FIG. 1 is a schematic cross-sectional view illustrating a configuration example of the flexible thermal control material according to the first embodiment.
  • FIG. 2 is a schematic cross-sectional view illustrating a configuration example of the flexible thermal control material according to the second embodiment.
  • FIG. 3 is a schematic cross-sectional view illustrating a configuration example of the flexible thermal control material according to the third embodiment.
  • FIG. 4 is a schematic cross-sectional view illustrating a configuration example of the flexible thermal control material according to the fourth embodiment.
  • FIG. 5 is a schematic cross-sectional view illustrating a configuration example of the flexible thermal control material according to the fifth embodiment.
  • FIG. 6 is a schematic cross-sectional view illustrating a configuration example of the flexible thermal control material according to the sixth embodiment.
  • FIG. 1 is a schematic cross-sectional view illustrating a configuration example of the flexible thermal control material according to the first embodiment.
  • FIG. 2 is a schematic cross-sectional view illustrating a configuration example of the flexible thermal control material according to the second embodiment.
  • FIG. 7 is a schematic view showing an example in which a flexible heat control material is applied to an adherend.
  • FIG. 8 is an enlarged schematic cross-sectional view in which the portion A in FIG. 7 is enlarged.
  • FIG. 9 is an enlarged schematic cross-sectional view in which the portion A in FIG. 7 is enlarged.
  • FIG. 10 is an enlarged schematic cross-sectional view in which the portion A in FIG. 7 is enlarged.
  • FIG. 11 is a diagram illustrating an example of a schematic diagram of a rocket.
  • FIG. 12-1 is a longitudinal cross-sectional view of a flexible thermal control material applied to a liquid hydrogen tank.
  • 12-2 is a cross-sectional view taken along the line BB of FIG. 12-1.
  • FIG. 13 is a cross-sectional view in which another flexible thermal control material of this example is applied to a liquid hydrogen tank.
  • FIG. 14 is a schematic view showing an example of a first manufacturing method of the flexible thermal control material.
  • FIG. 15 is a schematic diagram illustrating an example of a second manufacturing method of the flexible thermal control material.
  • FIG. 1 is a schematic cross-sectional view showing a configuration example of the flexible thermal control material according to the first embodiment.
  • the flexible thermal control material 10 ⁇ / b> A according to this example includes a reflective layer 12 and an infrared radiation layer 13.
  • the reflective layer 12 is provided on the adherend side (lower side in the figure), and the infrared radiation layer 13 is provided on the outer side (upper side in the figure) of the reflective layer 12. That is, in the illustrated example, the reflective layer 12 is provided on the airframe side 20 that is an adherend, and the infrared radiation layer 13 is provided as the surface of the outer space side 21. That is, in this example, the infrared radiation layer 13 is a layer exposed to outer space.
  • the reflective layer 12 is preferably a highly reflective material layer.
  • the highly reflective material layer is a layer formed of a material generally called a highly reflective metal.
  • Specific examples of such highly reflective metals include, but are not limited to, silver (Ag), aluminum (Al), and gold (Au).
  • As the highly reflective material layer not only a simple metal element but also an alloy, various composite materials, and the like can be used.
  • the infrared radiation layer 13 is a layer having a function of radiating heat to outer space without absorbing the sunlight reflected by the reflection layer 12. In outer space, since there is a vacuum state without oxygen, heat transfer by radiation that does not require a heat transfer medium is dominant. It is important to efficiently release the heat of the aircraft as infrared rays into outer space.
  • the infrared radiation layer 13 is a layer composed of a radiation-crosslinked fluororesin.
  • Fluororesin such as FEP (tetrafluoroethylene / hexafluoropropylene copolymer), PFA (tetrafluoroethylene / perfluoroalkyl vinyl ether copolymer), PTFE (polytetrafluoroethylene), etc. Or a mixture can be used as a raw material.
  • As the radiation it is preferable to use ionizing radiation such as ⁇ -rays, X-rays, and electron beams.
  • Source materials such as FEP and PFA are irradiated with ionizing radiation in the inert gas atmosphere such as nitrogen, argon, etc.
  • radiation-crosslinked fluororesin as the infrared radiation layer 13 ensures sufficient transparency to allow sunlight to enter the reflective layer 12, and ensures radiation that radiates the thermal energy of sunlight into outer space. can do.
  • the radiation-crosslinked fluororesin is excellent in radiation resistance and atomic oxygen resistance. Therefore, the use of the radiation-crosslinked fluororesin as the infrared radiation layer 13 makes it difficult to cause performance degradation due to the space environment. A thermal control material can be realized.
  • the thickness of the infrared radiation layer 13 is preferably 50 ⁇ m or more and 300 ⁇ m or less. In this range, the balance between the solar absorptance ( ⁇ ) and the total hemispherical infrared emissivity ( ⁇ ) is good.
  • thermocontrol material having a solar absorptance ( ⁇ ) of 0.2 or less and a total hemispherical infrared emissivity ( ⁇ ) of 0.8 or more. it can.
  • ⁇ solar absorptance
  • ⁇ total hemispherical infrared emissivity
  • thermal control film the radiation control and atomic oxygen resistance of the overall heat control material (thermal control film) can be improved. It is possible to provide a flexible thermal control material which can be improved and hardly deteriorates in performance in the space environment. If the thermal design permits, the effect of suppressing the temperature rise of the airframe is reduced, but the thickness of the infrared radiation layer 13 can be less than 50 ⁇ m.
  • FIG. 2 is a schematic cross-sectional view illustrating a configuration example of the flexible thermal control material according to the second embodiment.
  • the flexible thermal control material 10 ⁇ / b> B is the same as the flexible thermal control material 10 ⁇ / b> A according to Example 1 on the surface opposite to the surface on which the infrared radiation layer 13 of the reflective layer 12 is laminated.
  • the anti-oxidation layer 14 is further laminated.
  • the antioxidant layer 14 is further provided on the lower side of the reflective layer 12 (lower side in the figure), that is, on the side of the structure (the body side 20 that is the adherend) covered with the flexible thermal control material 10B.
  • the same components as those in the first embodiment are denoted by the same reference numerals, and the description thereof is omitted.
  • the antioxidant layer 14 can be composed of, for example, a nickel-base superalloy (such as Inconel), chromium, nickel, gold (deposited on the aluminum surface), or the like. Of these, nickel-base superalloys are particularly preferable from the viewpoints of antioxidant properties and corrosion resistance.
  • the effect of preventing oxidation by atomic oxygen in outer space can be further improved.
  • FIG. 3 is a schematic cross-sectional view illustrating a configuration example of the flexible thermal control material according to the third embodiment.
  • the flexible heat control material 10 ⁇ / b> C is a support layer 15 on the surface opposite to the surface on which the infrared radiation layer 13 is laminated in the flexible heat control material 10 ⁇ / b> A according to the first embodiment.
  • the support layer 15 is further provided on the lower side (lower side in the drawing) of the reflective layer 12, that is, on the side of the structure (the body side 20 that is the adherend) covered with the flexible thermal control material 10C. ing.
  • a method for manufacturing a flexible thermal control material using a radiation-crosslinked fluororesin as the infrared radiation layer 13 is roughly divided into two methods. That is, a first method of forming a radiation-crosslinked fluororesin and then laminating the reflective layer 12 and the antioxidant layer 14 thereon, and a second method of forming a necessary layer structure and then radiation-crosslinking the fluororesin. There is a method. In the case of the former first method, the mechanical properties of the fluororesin are improved by radiation cross-linking, and therefore it is easy to provide a metal layer on the fluororesin.
  • the fluororesin Since it is difficult to provide a metal layer on the previous fluororesin, after forming a metal layer on the support layer 15 and laminating the fluororesin on it by thermal fusion, the fluororesin is subjected to radiation crosslinking under the above conditions. It is preferable to manufacture a flexible thermal control material.
  • the support layer 15 it is preferable to use a polyimide material such as a polyimide resin from the viewpoint of strength and heat resistance. Or you may make it use the material which has the function and effect which suppress a crack generation
  • a polyimide material such as a polyimide resin from the viewpoint of strength and heat resistance.
  • polyester materials such as PET (polyethylene terephthalate).
  • FIG. 4 is a schematic cross-sectional view illustrating a configuration example of the flexible thermal control material according to the fourth embodiment.
  • the flexible thermal control material 10 ⁇ / b> D is the same as the flexible thermal control material 10 ⁇ / b> C according to Example 3 on the surface opposite to the surface on which the reflective layer 12 of the infrared radiation layer 13 is laminated.
  • the protective layer 16 is further laminated. That is, the protective layer 16 is further provided on the upper side (upper side in the drawing) of the infrared radiation layer 13, that is, on the outer space side 21.
  • the protective layer 16 is preferably in a range where the solar absorptance ( ⁇ ) is allowed, and more preferably a transparent protective layer.
  • the protective layer 16 has a function and an effect of preventing surface contamination of the flexible heat control material.
  • the flexible thermal control material when the flexible thermal control material is applied to a rocket, the propellant tank of the rocket becomes an adherend, and the outer surface of the propellant tank of the rocket is covered with the flexible thermal control material.
  • the protective layer 16 by providing the protective layer 16 on the surface of the infrared radiation layer 13 on the outer space side 21, the surface contamination of the flexible thermal control material 10D from the time of construction to the time before launching the rocket is suppressed or damage is prevented. Can do.
  • the protective layer 16 is preferably composed of, for example, silsesquioxane, which has a higher atomic oxygen resistance among silicone materials. By coating (coating) the surface of the flexible thermal control material with silsesquioxane, higher atomic oxygen resistance can be obtained.
  • a hard coat material of a fluorine-based material can be used for preventing damage to the surface.
  • the protective layer 16 for example, a resin material in which nanoparticles such as hollow silica are dispersed may be used.
  • a gas barrier layer and a heat-resistant barrier layer that prevent oxidation deterioration due to aerodynamic heating at the time of launching a rocket are formed, and gas barrier properties and heat insulation properties can be improved.
  • FIG. 5 is a schematic cross-sectional view illustrating a configuration example of the flexible thermal control material according to the fifth embodiment.
  • the flexible thermal control material 10 ⁇ / b> E is obtained by further laminating a conductive layer 17 on the infrared radiation layer 13 in the flexible thermal control material 10 ⁇ / b> C according to the third embodiment.
  • the conductive layer 17 is further provided on the surface of the infrared radiation layer 13, that is, on the outermost surface on the outer space side 21.
  • the conductive layer 17 has a function and an effect of suppressing damage to the flexible thermal control material 10E due to discharge. Moreover, it is preferable that the conductive layer 17 is a transparent conductive layer having transparency enough to allow sunlight to enter the reflective layer.
  • a metal compound material having conductivity such as ITO (Indium Tin Oxide), ATO (Antimony Tin Oxide), TiO 2 (titanium dioxide) doped with Nb, Alternatively, a carbon-based material such as a carbon nanotube can be used.
  • the above configuration can provide a flexible thermal control material that reduces the risk of damage due to electric discharge.
  • FIG. 6 is a schematic cross-sectional view illustrating a configuration example of the flexible thermal control material according to the sixth embodiment.
  • the flexible thermal control material 10 ⁇ / b> F is obtained by further laminating a conductive layer 17 on the protective layer 16 in the flexible thermal control material 10 ⁇ / b> D according to Example 5. That is, the conductive layer 17 is further provided on the surface of the protective layer 16, that is, on the outermost surface on the outer space side 21.
  • FIG. 7 is a schematic view showing an example in which a flexible heat control material is applied to an adherend.
  • the adherend is a propellant tank (for example, a liquid hydrogen tank) of a rocket.
  • 8 to 10 are enlarged schematic cross-sectional views in which the portion A in FIG. 7 is enlarged.
  • the surface of the tank body 30a is covered with the flexible thermal control material 10C according to the third embodiment.
  • a polyisocyanurate foam (PIF) heat insulating layer (hereinafter referred to as “PIF heat insulating layer”) 31 is formed on the surface of the propellant tank, and the flexible thermal control material 10C is applied to this surface.
  • FIG. 8 is a diagram illustrating in detail the relationship between the propellant tank surface in FIG. 7, that is, the PIF heat insulating layer 31 and the flexible thermal control material 10C.
  • the flexible thermal control material 10 ⁇ / b> C in which the reflective layer 12 is laminated on the support layer 15 and the infrared radiation layer 13 is laminated on the surface of the flexible thermal control material 10 ⁇ / b> C via the bonding layer 18. 31 is attached to cover the tank body 30a.
  • the bonding layer 18 is a layer composed of, for example, an adhesive or an adhesive.
  • an adhesive for example, one that does not easily generate gas in a vacuum environment such as outer space is preferable.
  • the flexible thermal control material 10C is joined to the PIF heat insulating layer 31 on the surface of the liquid hydrogen tank by the joining layer 18, but the flexible thermal control material 10C is attached to the surface of the liquid hydrogen tank by a fastening member. It is also possible to join them.
  • a fastening member for example, a fastener for fastening and fixing the components to each other can be used.
  • a rivet can be used as the fastener.
  • the polyimide foam heat insulating layer 61 is a foam having an open cell structure and exhibits a vacuum heat insulating effect.
  • the thickness of the polyimide foam heat insulating layer 61 is preferably about 10 to 50 mm, for example.
  • FIG. 10 shows a structure in which the flexible thermal control material 10 (10A to 10F) is provided on the heat insulating layer 62 having a two-layer structure of the PIF heat insulating layer 31 and the polyimide foam heat insulating layer 61 in FIG. is there.
  • the polyimide foam heat insulating layer 61 is a foam having an open cell structure and exhibits a vacuum heat insulating effect.
  • the thickness of the two heat insulating layers 62 of the PIF heat insulating layer 31 and the polyimide foam heat insulating layer 61 is preferably about 10 to 50 mm, for example.
  • the PIF heat insulating layer 31 is on the tank body 30a side, but the polyimide foam heat insulating layer 61 side may be the tank main body 30a side, and the PIF heat insulating layer 31 may be provided on the upper layer.
  • FIG. 11 is a diagram illustrating an example of a schematic diagram of a rocket.
  • a satellite 73 is provided via a pedestal 72 on the head side of a liquid hydrogen tank 71 that is a propellant tank.
  • a liquid oxygen tank 75 is provided on the rear side of the liquid hydrogen tank 71 via a rod 74 and is supplied to the engine 76 side.
  • FIG. 12-1 is a longitudinal cross-sectional view of a flexible thermal control material applied to a liquid hydrogen tank
  • FIG. 12-2 is a cross-sectional view taken along line BB of FIG. 12-1.
  • a PIF heat insulating layer 31 is formed on the surface of the liquid hydrogen tank 71
  • the flexible thermal control material 10 (10A to 10F) according to the above-described embodiment is formed on the surface of the PIF heat insulating layer 31. Is covered.
  • the flexible thermal control material 10 (10A to 10F) is the same as that in Examples 1 to 6, and thus the description thereof is omitted.
  • a gas venting groove 32 is formed along the axial direction of the PIF heat insulating layer 31, and the outgas (for example, low molecular component) 33 generated in the PIF heat insulating layer 31 is vented.
  • the flexible thermal control material 10 (10A to 10F) and the satellite 73 formed on the surface of the PIF heat insulating layer 31 are suppressed from adverse effects such as vapor deposition by the outgas 33, and the satellite 73 is protected.
  • the flexible thermal control material 10 (10A to 10F) and the satellite 73 formed on the surface of the PIF heat insulating layer 31 are suppressed from adverse effects such as vapor deposition by the outgas 33, and the satellite 73 is protected.
  • the satellite 73 is protected.
  • FIG. 13 is a cross-sectional view in which another flexible thermal control material of this example is applied to a liquid hydrogen tank.
  • a heat insulating layer 62 having a two-layer structure including a PIF heat insulating layer 31 and a polyimide foam heat insulating layer 61 is formed on the surface of the tank body 30a of the liquid hydrogen tank 71.
  • the surface 62 is covered with the flexible thermal control material 10 (10A to 10F) according to the above-described embodiment.
  • a gas vent groove 32 is continuously formed in the axial direction at the interface between the PIF heat insulating layer 31 and the polyimide foam layer heat insulating layer 61.
  • the generated gas (for example, low molecular component) 33 is degassed.
  • the joint surface of the PIF heat insulation layer 31 and the polyimide foam heat insulation layer 61 is made into a substantially gear structure, the gas venting groove
  • channel 32 is formed, However, This invention is not limited to this.
  • the flexible thermal control material according to the present invention by covering the outer surface of the rocket propellant tank with the flexible thermal control material according to the present invention, it is possible to suitably achieve thermal insulation in outer space, which is insufficient with only the PIF thermal insulation layer.
  • structures used in outer space such as rockets and artificial satellites, have prevented heat input from the outside by the PIF insulation layer and prevented evaporation of liquid hydrogen as a propellant.
  • radiant heat of sunlight In the outer space, radiant heat of sunlight is dominant, and sufficient heat insulation performance cannot be obtained only with the PIF heat insulation layer.
  • the problem of radiation heat input in outer space can be suppressed and the heat insulation performance can be improved.
  • FIG. 14 is a schematic view showing an example of a first manufacturing method of the flexible thermal control material.
  • the manufacturing method of the flexible thermal control material will be described with reference to FIG.
  • step S102 a light-adhesion laminate in which the FEP resin 42 is laminated on the polyimide resin sheet to be the support 41 is produced.
  • Light adhesion means that the FEP resin 42 is laminated with a degree of adhesion that allows the FEP resin 42 to be peeled off from the support 41 after radiation crosslinking.
  • Such a light adhesion laminate can be obtained by heat fusion, plasma treatment, or the like.
  • step S ⁇ b> 104 the light contact laminate laminated in step S ⁇ b> 102 is crosslinked under the following conditions using ionizing radiation 45.
  • the FEP resin 42 is peeled off from the support 41 after crosslinking.
  • Cross-linking temperature 260 ° C. or higher and 280 ° C. or lower
  • Ionizing radiation Electron beam Dose: Several tens of KGy or higher and 200 KGy or lower
  • Cross-linking atmosphere Inert gas atmosphere (argon, nitrogen, etc.)
  • a metal film to be the reflective layer 43 is formed on the surface of the FEP resin 42 that has been crosslinked in step S104 and then peeled off from the support 41.
  • the metal film can be formed by depositing a highly reflective metal such as aluminum or silver by an evaporation method or the like.
  • the antioxidant layer 44 is formed on the reflective layer 43 formed in step S106.
  • the antioxidant layer 44 is, for example, a method of depositing a nickel-based superalloy (such as Inconel) thin film chemically or physically on the reflective layer 43, a method of sticking a nickel-based superalloy thin film on the reflective layer 43, or the like. Can be formed.
  • the flexible thermal control material formed according to the present embodiment is such that the FEP resin 42, which is a radiation-crosslinked fluororesin, becomes an infrared radiation layer, a layer on the outer space side 21, and an antioxidant layer 44 on the aircraft side There are 20 layers.
  • FIG. 15 is a schematic diagram illustrating an example of a second manufacturing method of the flexible thermal control material.
  • the manufacturing method of the flexible thermal control material will be described with reference to FIG.
  • the description which overlaps with Example 9 is abbreviate
  • a metal film to be the reflective layer 52 is formed on the upper surface of the support layer 51 made of a polyimide resin film.
  • the metal film can be formed by depositing a highly reflective metal such as aluminum or silver by an evaporation method or the like.
  • an FEP resin 53 that is a radiation uncrosslinked fluororesin is laminated on the upper surface of the reflective layer 52 to form a laminate.
  • the FEP resin 53 can be laminated on the surface of the reflective layer 52 by heat fusion.
  • step S204 the laminate formed in step S202 is crosslinked under the following conditions using ionizing radiation 55.
  • Cross-linking conditions Cross-linking temperature: 260 ° C. or higher and 280 ° C. or lower
  • Ionizing radiation Electron beam Dose: Several tens of KGy or higher and 200 KGy or lower Cross-linking atmosphere: Inert gas atmosphere (argon, nitrogen, etc.)
  • step S206 a flexible thermal control material having the radiation-crosslinked FEP resin 53 as an infrared radiation layer is obtained.
  • the support layer 51 made of a polyimide resin film becomes a layer on the airframe side 20
  • the FEP resin 53, which is a radiation-crosslinked fluororesin becomes an infrared radiation layer. It becomes a layer on the space side 21.

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Abstract

　本発明の可撓性熱制御材料１０Ａは、太陽光を反射する反射層１２と、赤外線を放射する赤外線放射層１３とを積層してなり、前記赤外線放射層１３は放射線架橋したフッ素樹脂材料で構成され、太陽光吸収率（α）、全半球赤外線放射率（ε）、耐放射線性、耐原子状酸素性の全てを満たすものとなる。

Description

可撓性熱制御材料及びその製造方法
　本発明は、可撓性熱制御材料及びその製造方法に関するものである。 
　宇宙空間で使用される人工衛星やロケットは、太陽光の入射による機体の温度上昇を防ぐために、太陽光を反射し、太陽光の熱エネルギーを宇宙空間に放出する機能を有する熱制御材料で表面を被覆される。 
　このような熱制御材料として、被覆される機体や構造物の表面形状に合わせて加工しやすい可撓性をもった可撓性熱制御材料、所謂フレキシブルＯＳＲ（Flexible Optical Solar Reflector）が注目されている。 
　特許文献１には、ポリイミドフィルム上に金属層を設けた可撓性熱制御材料が記載されている。特許文献１においては、ポリイミドフィルムの表面を粗面化処理することで、太陽光の２次反射を抑制し、反射性と拡散性の向上を図っている。 
特開２００７－２５３３９９号公報
　本発明者らの知見によれば、可撓性熱制御材料においては、宇宙環境における長期使用を可能にする観点から、太陽光吸収率（α）が低いこと、全半球赤外線放射率（ε）が高いこと、放射線への耐性が高いこと、宇宙空間における原子状酸素への耐性が高いことの要件全てを満たすことが求められる。しかしながら、特許文献１に記載の可撓性熱制御材料は、これら全ての要件を満足するものではない。 
　したがって、上記要件の全てを充足する可撓性熱制御材料の出現が切望されている。 
　本発明は、上記問題に鑑み、太陽光吸収率（α）、全半球赤外線放射率（ε）、耐放射線性、耐原子状酸素性の全てを満たす可撓性熱制御材料及びその製造方法を提供することを目的とする。 
　本発明は、太陽光を反射する反射層と、赤外線を放射する赤外線放射層とを積層してなり、前記赤外線放射層は、放射線架橋したフッ素樹脂材料で構成される可撓性熱制御材料である。 
　上記可撓性熱制御材料は、前記反射層において、前記赤外線放射層が積層された面とは反対側の面に、支持層を更に積層してなることが好ましい。 
　上記可撓性熱制御材料は、前記赤外線放射層において、前記反射層が積層された面とは反対側の面に、保護層を更に積層してなることが好ましい。 
　上記可撓性熱制御材料は、前記保護層の上に導電層を更に積層してなることが好ましい。 
　上記可撓性熱制御材料は、前記反射層において、前記赤外線放射層が積層された面とは反対側の面に、酸化防止層を更に積層してなることが好ましい。 
　上記可撓性熱制御材料において、前記酸化防止層は、前記反射層と前記支持層との間に設けられることが好ましい。 
　上記可撓性熱制御材料は、接合層により被着体の表面に固定されることが好ましい。 
　上記可撓性熱制御材料は、締結部材により被着体の表面に固定されることが好ましい。 
　上記可撓性熱制御材料において、前記被着体が宇宙空間で使用されるロケット又は人工衛星の推進薬タンクであることが好ましい。 
　上記可撓性熱制御材料において、前記推進薬タンクが液体水素タンクであることが好ましい。 
　上記可撓性熱制御材料において、前記被着体の表面はポリイソシアヌレートフォーム（ＰＩＦ）断熱層又はポリイミド発泡体断熱層のいずれか一方又はこれらの積層体の断熱層であることが好ましい。
　上記可撓性熱制御材料において、前記被着体の表面がポリイソシアヌレートフォーム（ＰＩＦ）断熱層又はポリイミド発泡体断熱層のいずれか一方又はこれらの積層体にガス抜き用溝を有することが好ましい。
　本発明は、反射層と、赤外線放射層とを少なくとも積層してなり、前記赤外線放射層は放射線架橋したフッ素樹脂で構成される可撓性熱制御材料の製造方法であって、放射線を照射してフッ素樹脂を架橋させて前記赤外線放射層を形成する放射線架橋工程を有し、前記放射線架橋工程によって得られる前記赤外線放射層の表面に、金属膜を積層して前記反射層を形成する工程を更に有する可撓性熱制御材料の製造方法である。 
　上記製造方法において、前記反射層の表面に、酸化防止層を更に積層する酸化防止層形成工程を更に有することが好ましい。 
　本発明は、支持層と、反射層と、赤外線放射層とを積層してなり、前記赤外線放射層は放射線架橋したフッ素樹脂で構成される可撓性熱制御材料の製造方法であって、放射線を照射してフッ素樹脂を架橋させて前記赤外線放射層を形成する放射線架橋工程を有し、前記放射線架橋工程の前に、前記支持層上に、金属膜を積層して前記反射層を形成し、前記反射層上に放射線未架橋フッ素樹脂を積層して積層体を形成する積層体形成工程を更に有する可撓性熱制御材料の製造方法である。 
　上記製造方法において、前記支持層をポリイミド材料又はポリエステル材料により形成することが好ましい。 
　上記製造方法において、前記金属膜は、蒸着によって形成されることが好ましい。 
　本発明は、太陽光吸収率（α）、全半球赤外線放射率（ε）、耐放射線性、耐原子状酸素性の全てを満たす可撓性熱制御材料及びその製造方法を提供することができる、という効果を奏する。 
図１は、実施例１に係る可撓性熱制御材料の構成例を示す模式断面図である。 図２は、実施例２に係る可撓性熱制御材料の構成例を示す模式断面図である。 図３は、実施例３に係る可撓性熱制御材料の構成例を示す模式断面図である。 図４は、実施例４に係る可撓性熱制御材料の構成例を示す模式断面図である。 図５は、実施例５に係る可撓性熱制御材料の構成例を示す模式断面図である。 図６は、実施例６に係る可撓性熱制御材料の構成例を示す模式断面図である。 図７は、可撓性熱制御材料を被着体へ施工する一例を示す模式図である。 図８は、図７におけるＡ部分を拡大した拡大模式断面図である。 図９は、図７におけるＡ部分を拡大した拡大模式断面図である。 図１０は、図７におけるＡ部分を拡大した拡大模式断面図である。 図１１は、ロケットの模式図の一例を示す図である。 図１２－１は、可撓性熱制御材料を液体水素タンクに施工した長手方向の断面図である。 図１２－２は、図１２－１のＢ－Ｂ線断面図である。 図１３は、本実施例の他の可撓性熱制御材料を液体水素タンクに施工した断面図である。 図１４は、可撓性熱制御材料の第１の製造方法の一例を示す模式図である。 図１５は、可撓性熱制御材料の第２の製造方法の一例を示す模式図である。
　以下、添付した図面を参照して、本発明について説明する。なお、以下の実施形態又は実施例によりこの発明が限定されるものではない。また、下記実施形態又は実施例における構成要素には、当業者が置換可能であって置換容易なもの、或いは実質的に同一のものが含まれる。 
　図１は、実施例１に係る可撓性熱制御材料の構成例を示す模式断面図である。図１に示すように、本実施例に係る可撓性熱制御材料１０Ａは、反射層１２と赤外線放射層１３とを有している。図１の例において、反射層１２は被着体側（図中下側）に設けられており、反射層１２の外側（図中上側）に赤外線放射層１３が設けられている。すなわち、図示の例においては、反射層１２は、被着体である機体側２０に設けられており、赤外線放射層１３は、宇宙空間側２１の表面として設けられている。すなわち、この例では、赤外線放射層１３が、宇宙空間に晒される層となる。 
＜反射層＞
　反射層１２は、高反射性材料層であることが好ましい。それにより太陽光を反射することで、機体への入熱を低減することが可能となる。ここで、高反射性材料層とは、一般に高反射性金属と称される材料で構成された層である。そのような高反射性金属の具体例としては、例えば、銀（Ａｇ）、アルミニウム（Ａｌ）、及び金（Ａｕ）等を挙げることができるが、これらに限定されない。また高反射性材料層としては、金属元素の単体のみならず、合金、各種複合材料等を使用することができる。
＜赤外線放射層＞ 
　赤外線放射層１３は、反射層１２で反射された太陽光を吸収せずに、熱を宇宙空間に放射する機能を有する層である。宇宙空間においては、酸素のない真空状態となるため、熱移動媒体を必要としない輻射による熱移動が支配的となる。機体の熱を赤外線として効率よく宇宙空間に放出することが重要となる。 
　赤外線放射層１３は、放射線架橋したフッ素樹脂で構成される層である。フッ素樹脂としては、ＦＥＰ（四フッ化エチレン・六フッ化プロピレン共重合体）、ＰＦＡ（四フッ化エチレン・パーフロロアルキルビニルエーテル共重合体）、ＰＴＦＥ（ポリテトラフルオロエチレン）等のフッ素樹脂の単体又は混合体を元素材として使用することができる。また放射線としては、γ線、Ｘ線、電子線等の電離性放射線を使用することが好ましい。ＦＥＰやＰＦＡのような元素材を、それらの結晶融点以上、結晶融点＋２０℃となる温度以下の温度範囲で、窒素、アルゴン等の不活性ガス雰囲気において電離性放射線を数十ＫＧｙ以上２００ＫＧｙ以下の線量で照射することにより、透明性が改善され、さらに耐放射線性や耐熱性及び機械的特性が向上した放射線架橋フッ素樹脂を得ることができる。
　放射線架橋したフッ素樹脂を赤外線放射層１３として使用することにより、太陽光を反射層１２に入射させるに十分な透明性を確保し、且つ、太陽光の熱エネルギーを宇宙空間に放射させる放射性を確保することができる。また放射線架橋したフッ素樹脂は、耐放射線性、耐原子状酸素性に優れているため、放射線架橋したフッ素樹脂を赤外線放射層１３として使用することにより、宇宙環境による性能低下を起こし難い可撓性熱制御材料を実現することができる。 
　赤外線放射層１３の厚さは、５０μｍ以上３００μｍ以下であることが好ましい。この範囲において、太陽光吸収率（α）と全半球赤外線放射率（ε）とのバランスが良好となる。 
　上記構成によれば、太陽光吸収率（α）が０．２以下であり、全半球赤外線放射率（ε）が０．８以上であるバランスのよい可撓性熱制御材料を実現することができる。また耐放射線性、耐原子状酸素性に優れた放射線架橋したフッ素樹脂材料を赤外線放射層として使用することにより、熱制御材料（熱制御皮膜）全体としての耐放射線性、耐原子状酸素性を向上させることができ、宇宙環境で性能低下を起こし難い、可撓性熱制御材料を提供することができる。
　また、熱設計上許容されるのであれば、機体の温度上昇の抑制効果は低下するが、赤外線放射層１３の厚さを５０μｍ未満とすることもできる。
　また上記構成によれば、被着体である各種構造物との接合も良好な可撓性熱制御材料を提供することができる。またシート状の可撓性熱制御材料を芯材に巻き取り、ロール成形体とすることによって、円筒形の外形を有する被着体への施工が容易となる。 
　図２は、実施例２に係る可撓性熱制御材料の構成例を示す模式断面図である。図２に示すように、可撓性熱制御材料１０Ｂは、実施例１に係る可撓性熱制御材料１０Ａにおいて、反射層１２の赤外線放射層１３が積層された面とは反対側の面に、酸化防止層１４を更に積層してなる。換言すれば、反射層１２の下側（図中下側）、すなわち可撓性熱制御材料１０Ｂで被覆される構造物（被着体である機体側２０）側に、酸化防止層１４を更に備えている。本実施例においては、実施例１と同様の構成については同一の参照符号を付し、その説明を省略する。 
　酸化防止層１４は、例えば、ニッケル基超合金（インコネル等）、クロム、ニッケル、金（アルミ表面に蒸着）等で構成できる。なかでも酸化防止性、耐食性の観点から、ニッケル基超合金が特に好ましい。 
　上記構成によれば、宇宙空間における原子状酸素による酸化防止効果を一層向上させることができる。なお、本実施形態の構成に加えて、支持層を設ける場合は、酸化防止層を、反射層と支持層との間に設けることが好ましい。 
　図３は、実施例３に係る可撓性熱制御材料の構成例を示す模式断面図である。図３に示すように、可撓性熱制御材料１０Ｃは、実施例１に係る可撓性熱制御材料１０Ａにおいて、赤外線放射層１３が積層された面とは反対側の面に、支持層１５を更に積層してなる。換言すれば、反射層１２の下側（図中下側）、すなわち可撓性熱制御材料１０Ｃで被覆される構造物（被着体である機体側２０）側に、支持層１５を更に備えている。 
　後述するように、放射線架橋したフッ素樹脂を赤外線放射層１３とする可撓性熱制御材料を製造する方法は２つに大別される。すなわち、放射線架橋したフッ素樹脂を形成してから、その上に反射層１２、酸化防止層１４を積層する第１の方法と、必要な層構造を形成してからフッ素樹脂を放射線架橋する第２の方法とがある。前者の第１の方法の場合は、放射線架橋によってフッ素樹脂の機械的特性が向上するため、フッ素樹脂上に金属層を設けることが容易であるが、後者の第２の方法の場合は、架橋前のフッ素樹脂上に金属層を設けることが困難であるため、支持層１５に金属層を形成し、その上に熱融着によりフッ素樹脂を積層させた後、フッ素樹脂を上記条件で放射線架橋させることにより、可撓性熱制御材料を製造することが好適である。 
　支持層１５としては、強度、耐熱性の観点からポリイミド樹脂などのポリイミド系材料を使用することが好ましい。或いはＰＥＴ（ポリエチレンテレフタレート）等のポリエステル材料等、反射層と赤外線放射層のクラック発生や破れを抑制する機能と効果を有する材料を使用するようにしてもよい。 
　上記構成により、加工しやすい適度な剛性や強度を付与することができる。このため、ロケットや人工衛星等の構造物（機体）への貼着や接合などの際に、反射層１２におけるクラック発生を抑制することができる。
　図４は、実施例４に係る可撓性熱制御材料の構成例を示す模式断面図である。図４に示すように、可撓性熱制御材料１０Ｄは、実施例３に係る可撓性熱制御材料１０Ｃにおいて、赤外線放射層１３の反射層１２が積層された面とは反対側の面に、保護層１６を更に積層してなる。すなわち、赤外線放射層１３の上側（図中上側）、すなわち宇宙空間側２１に、保護層１６を更に備えている。
　この保護層１６は太陽光吸収率（α）が許容される範囲とするのが好ましく、さらには透明な保護層とするのが好ましい。
　保護層１６は、可撓性熱制御材料の表面汚染を防止する機能及び効果を有する。例えば、可撓性熱制御材料をロケットに適用する場合、ロケットの推進薬タンクが被着体となり、ロケットの推進薬タンクの外表面が、可撓性熱制御材料で被覆される。この場合、保護層１６を赤外線放射層１３の宇宙空間側２１の表面に設けることによって、施工時からロケット発射前までの可撓性熱制御材料１０Ｄの表面汚染の抑制又は損傷の防止を図ることができる。
　保護層１６としては、シリコーン材料の中でも耐原子状酸素性が更に高い、例えばシルセスキオキサンで構成することが好ましい。可撓性熱制御材料の表面をシルセスキオキサンで被覆（コーティング）することにより、一層高い耐原子状酸素性を得ることができる。
　また、保護層１６としては、表面の損傷防止のために例えばフッ素系材料のハードコート材料を用いることもできる。
　さらに、保護層１６としては、例えば中空シリカ等のナノ粒子を分散させた樹脂材料等を用いるようにしてもよい。この結果、例えばロケット打上時の空力加熱による酸化劣化を防止するガスバリア層や耐熱バリア層を形成することとなり、ガスバリア性や断熱性を向上させることができる。
　図５は、実施例５に係る可撓性熱制御材料の構成例を示す模式断面図である。図５に示すように、可撓性熱制御材料１０Ｅは、実施例３に係る可撓性熱制御材料１０Ｃにおいて、赤外線放射層１３の上に導電層１７を更に積層してなる。換言すれば、赤外線放射層１３の表面上、すなわち宇宙空間側２１の最表面に、導電層１７を更に備えている。 
　導電層１７は、放電による可撓性熱制御材料１０Ｅの損傷を抑制する機能及び効果を有する。また導電層１７は、反射層へ太陽光を入射させる程度の透明性を有する透明導電層であることが好ましい。 
　導電層１７としては、ＩＴＯ（Indium Tin Oxide：インジウム錫酸化物）、ＡＴＯ(Antimony Tin Oxide：アンチモン錫酸化物)、ＮｂをドープしたＴｉＯ２(二酸化チタン)等の導電性を有する金属化合物材料、或いはカーボンナノチューブ等のカーボン系材料を使用することができる。
　上記構成により、放電による損傷リスクを軽減した可撓性熱制御材料を提供することができる。 
　図６は、実施例６に係る可撓性熱制御材料の構成例を示す模式断面図である。図６に示すように、可撓性熱制御材料１０Ｆは、実施例５に係る可撓性熱制御材料１０Ｄにおいて、保護層１６の上に導電層１７を更に積層してなる。すなわち、保護層１６の表面上、すなわち宇宙空間側２１の最表面に、導電層１７を更に備えている。 
　上記構成により、保護層１６の表面上に導電層１７を更に備えることにより、保護効果と共に、放電による損傷リスクを軽減した可撓性熱制御材料を提供することができる。 
＜可撓性熱制御材料の適用例（１）＞
　図７は、可撓性熱制御材料を被着体へ施工する一例を示す模式図である。図示の例においては、被着体は、ロケットの推進薬タンク（例えば、液体水素タンク）である。図８～図１０は、図７におけるＡ部分を拡大した拡大模式断面図である。 
　図７に示す例では、液体水素タンクなどの推進薬タンク３０は、そのタンク本体３０ａの表面が、実施例３に係る可撓性熱制御材料１０Ｃで被覆されている。ここで、推進薬タンク表面は、ポリイソシアヌレートフォーム（ＰＩＦ）断熱層（以下「ＰＩＦ断熱層」という）３１が形成され、この表面に可撓性熱制御材料１０Ｃが施工されている。
　図８は、図７における推進薬タンク表面すなわちＰＩＦ断熱層３１と可撓性熱制御材料１０Ｃとの関係を詳細に説明する図である。図８に示すように、支持層１５上に反射層１２を積層し、更にその表面上に赤外線放射層１３を積層した可撓性熱制御材料１０Ｃは、接合層１８を介して、ＰＩＦ断熱層３１上に貼着され、タンク本体３０ａを覆っている。
　接合層１８は、例えば、粘着剤又は接着剤により構成される層である。粘着剤又は接着剤としては、宇宙空間のような真空環境でガスを発生させ難いものが好ましい。 
　本実施形態では、接合層１８により可撓性熱制御材料１０Ｃを液体水素タンク表面のＰＩＦ断熱層３１に接合させているが、可撓性熱制御材料１０Ｃは、締結部材により液体水素タンク表面に接合させることも可能である。締結部材としては、例えば、部品と部品を締めつけ固定するためのファスナを用いることができる。ファスナとしては、例えばリベット等を使用することができる。 
　図９は、図８におけるＰＩＦ断熱層３１の代わりに、ポリイミド発泡体断熱層６１を用いて可撓性熱制御材料１０（１０Ａ～１０Ｆ）を接合層１８により設けたものである。ポリイミド発泡体断熱層６１は、気泡がオープンセル構造の発泡体であり、真空断熱効果を発揮するものとなる。ポリイミド発泡体断熱層６１の厚さは、例えば１０～５０ｍｍ程度とするのが好ましい。
　図１０は、図８におけるＰＩＦ断熱層３１とポリイミド発泡体断熱層６１との２層の積層体構造の断熱層６２の上に可撓性熱制御材料１０（１０Ａ～１０Ｆ）を設けたものである。
　ポリイミド発泡体断熱層６１は、気泡がオープンセル構造の発泡体であり、真空断熱効果を発揮するものとなる。ＰＩＦ断熱層３１とポリイミド発泡体断熱層６１との２層の断熱層６２の厚さは、例えば１０～５０ｍｍ程度とするのが好ましい。
　本実施例では、ＰＩＦ断熱層３１をタンク本体３０ａ側としているが、ポリイミド発泡体断熱層６１側をタンク本体３０ａ側としてその上層にＰＩＦ断熱層３１を設けるようにしてもよい。
＜可撓性熱制御材料の適用例（２）＞
　図１１は、ロケットの模式図の一例を示す図である。図１１に示すように、推進薬タンクである液体水素タンク７１の頭部側には台座７２を介して衛星７３が設けられている。液体水素タンク７１の後方側にはロッド７４を介して液体酸素タンク７５が設けられ、エンジン７６側に供給している。
　図１２－１は、可撓性熱制御材料を液体水素タンクに施工した長手方向の断面図であり、図１２－２は、図１２－１のＢ－Ｂ線断面図である。
　本実施例では、液体水素タンク７１の表面に、ＰＩＦ断熱層３１が形成されており、このＰＩＦ断熱層３１の表面に、前述した実施例に係る可撓性熱制御材料１０（１０Ａ～１０Ｆ）が被覆されている。なお、可撓性熱制御材料１０（１０Ａ～１０Ｆ）は実施例１乃至６と同一であるので、その説明は省略する。
　また、本実施例では、このＰＩＦ断熱層３１の軸方向に亙ってガス抜き用溝３２が形成されており、ＰＩＦ断熱層３１で発生する出ガス（例えば低分子成分）３３のガス抜きを行うようにしている。
　これにより、ＰＩＦ断熱層３１の表面に形成される可撓性熱制御材料１０（１０Ａ～１０Ｆ）や衛星７３に対して、出ガス３３による蒸着等の悪影響を抑制するようにし、衛星７３を保護するようにしている。
　図１３は、本実施例の他の可撓性熱制御材料を液体水素タンクに施工した断面図である。
　本実施例では、液体水素タンク７１のタンク本体３０ａの表面に、ＰＩＦ断熱層３１とポリイミド発泡体断熱層６１との２層構造の断熱層６２が形成されており、この２層構造の断熱層６２の表面に、前述した実施例に係る可撓性熱制御材料１０（１０Ａ～１０Ｆ）が被覆されている。
　また、本実施例では、このＰＩＦ断熱層３１とポリイミド発泡体層断熱層６１との界面には、軸方向に亙ってガス抜き用溝３２が連続して形成されており、断熱層６２で発生する出ガス（例えば低分子成分）３３のガス抜きを行うようにしている。なお、ＰＩＦ断熱層３１とポリイミド発泡体断熱層６１との接合面を略歯車構造として、ガス抜き用溝３２を形成するようにしているが、本発明はこれに限定されるものではない。
 
　上記の如く、本発明に係る可撓性熱制御材料で、ロケット推進薬タンクの外表面を被覆することにより、ＰＩＦ断熱層のみでは不十分であった宇宙空間における断熱を好適に実現しうる。従来、ロケットや人工衛星など、宇宙空間で使用される構造物は、ＰＩＦ断熱層により外部からの入熱を防ぎ、推進薬である液体水素の蒸発を防いでいたが、無酸素の真空状態となる宇宙空間では太陽光の輻射入熱が支配的となり、ＰＩＦ断熱層のみでは十分な断熱性能を得ることができない。本発明に係る可撓性熱制御材料で、ＰＩＦ表面を更に被覆することにより、宇宙空間における輻射入熱の問題を抑制して断熱性能を向上させることができる。 
＜可撓性熱制御材料の製造例１＞
　図１４は、可撓性熱制御材料の第１の製造方法の一例を示す模式図である。以下、図１４を用いて可撓性熱制御材料の製造方法を説明する。 
　ステップＳ１０２において、支持体４１となるポリイミド樹脂シート上に、ＦＥＰ樹脂４２を積層した軽密着積層体を作製する。軽密着とは、放射線架橋した後に支持体４１からＦＥＰ樹脂４２を剥離しうる程度の密着度で積層することをいう。このような軽密着積層体は熱融着、プラズマ処理等によって得ることができる。 
　ステップＳ１０４において、ステップＳ１０２で積層した軽密着積層体を、電離性放射線４５を用いて、下記条件下で架橋させる。ＦＥＰ樹脂４２は、架橋後に支持体４１から剥離させる。
（架橋条件）
　架橋温度：２６０℃以上２８０℃以下
　電離性放射線：電子線
　線量：数十ＫＧｙ以上２００ＫＧｙ以下
　架橋雰囲気：不活性ガス雰囲気（アルゴン、窒素等） 
　ステップＳ１０６において、ステップＳ１０４で架橋された後、支持体４１から剥離されたＦＥＰ樹脂４２の表面上に、反射層４３となる金属膜を形成する。金属膜は、アルミニウム、銀等の高反射性金属を、蒸着法等により堆積させて形成することができる。 
　ステップＳ１０８において、ステップＳ１０６で形成された反射層４３上に、酸化防止層４４を形成する。酸化防止層４４は、例えば、ニッケル基超合金（インコネル等）薄膜を、反射層４３上に化学的、物理的に堆積させる方法、ニッケル基超合金薄膜を反射層４３上に貼着する方法等により形成することができる。 
　本実施例により形成された可撓性熱制御材料は、放射線架橋されたフッ素樹脂であるＦＥＰ樹脂４２が赤外線放射層となって、宇宙空間側２１の層となり、酸化防止層４４が、機体側２０の層となる。 
＜可撓性熱制御材料の製造例２＞
　図１５は、可撓性熱制御材料の第２の製造方法の一例を示す模式図である。以下、図１５を用いて可撓性熱制御材料の製造方法を説明する。なお、実施例９と重複する説明は適宜省略する。 
　ステップＳ２０２において、ポリイミド樹脂フィルムからなる支持層５１の上面に、反射層５２となる金属膜を形成する。金属膜は、アルミニウム、銀等の高反射性金属を、蒸着法等により堆積させて形成することができる。更に、反射層５２の上面に放射線未架橋フッ素樹脂であるＦＥＰ樹脂５３を積層して積層体を形成する。ＦＥＰ樹脂５３は、熱融着により反射層５２の表面上に積層することができる。 
　ステップＳ２０４において、ステップＳ２０２で形成した積層体を、電離性放射線５５を用いて、下記条件下で架橋させる。
（架橋条件）
　架橋温度：２６０℃以上２８０℃以下
　電離性放射線：電子線
　線量：数十ＫＧｙ以上２００ＫＧｙ以下
　架橋雰囲気：不活性ガス雰囲気（アルゴン、窒素等） 
　ステップＳ２０６において、放射線架橋後のＦＥＰ樹脂５３を赤外線放射層とする可撓性熱制御材料が得られる。本実施例により形成された可撓性熱制御材料は、ポリイミド樹脂フィルムからなる支持層５１が、機体側２０の層となり、放射線架橋されたフッ素樹脂であるＦＥＰ樹脂５３が赤外線放射層となり、宇宙空間側２１の層となる。 
　１０（１０Ａ～１０Ｆ）　可撓性熱制御材料
　１２　反射層
　１３　赤外線放射層
　１４　酸化防止層
　１５　支持層
　１７　導電層
　１８　接合層
　２０　機体側（被着体側）
　２１　宇宙空間側
　３０　推進薬タンク（被着体）
　３１　ＰＩＦ断熱層（推進薬タンク表面）
　４１　支持体
　４２　ＦＥＰ樹脂
　４３　反射層
　４４　酸化防止層
　５１　支持層
　５２　反射層
　５３　ＦＥＰ樹脂
　６１　ポリイミド発泡体断熱層

Claims (17)

  1. 　太陽光を反射する反射層と、
    　赤外線を放射する赤外線放射層とを積層してなり、
    　前記赤外線放射層は、放射線架橋したフッ素樹脂材料で構成される可撓性熱制御材料。 
  2. 　前記反射層において、前記赤外線放射層が積層された面とは反対側の面に、支持層を更に積層してなる請求項１に記載の可撓性熱制御材料。 
  3. 　前記赤外線放射層において、前記反射層が積層された面とは反対側の面に、保護層を更に積層してなる請求項１又は２に記載の可撓性熱制御材料。 
  4. 　前記保護層の上に導電層を更に積層してなる請求項３に記載の可撓性熱制御材料。 
  5. 　前記反射層において、前記赤外線放射層が積層された面とは反対側の面に、酸化防止層を更に積層してなる請求項１から４いずれかに記載の可撓性熱制御材料。 
  6. 　前記酸化防止層は、前記反射層と前記支持層との間に設けられる請求項５に記載の可撓性熱制御材料。 
  7. 　接合層により被着体の表面に固定される請求項１から６いずれかに記載の可撓性熱制御材料。 
  8. 　締結部材により被着体の表面に固定される請求項１から６いずれかに記載の可撓性熱制御材料。 
  9. 　前記被着体が宇宙空間で使用されるロケット又は人工衛星の推進薬タンクである請求項７又は８に記載の可撓性熱制御材料。 
  10. 　前記推進薬タンクが液体水素タンクである請求項９に記載の可撓性熱制御材料。 
  11. 　前記被着体の表面がポリイソシアヌレートフォーム（ＰＩＦ）断熱層又はポリイミド発泡体断熱層のいずれか一方又はこれらの積層体の断熱層である請求項７から１０いずれかに記載の可撓性熱制御材料。
  12. 　前記被着体の表面がポリイソシアヌレートフォーム（ＰＩＦ）断熱層又はポリイミド発泡体断熱層のいずれか一方又はこれらの積層体にガス抜き用溝を有する請求項１１に記載の可撓性熱制御材料。
  13. 　反射層と、赤外線放射層とを少なくとも積層してなり、前記赤外線放射層は放射線架橋したフッ素樹脂で構成される可撓性熱制御材料の製造方法であって、
    　放射線を照射してフッ素樹脂を架橋させて前記赤外線放射層を形成する放射線架橋工程を有し、
    　前記放射線架橋工程によって得られる前記赤外線放射層の表面に、金属膜を積層して前記反射層を形成する工程を更に有する可撓性熱制御材料の製造方法。 
  14. 　前記反射層の表面に、酸化防止層を更に積層する酸化防止層形成工程を更に有する請求項１３に記載の可撓性熱制御材料の製造方法。 
  15. 　支持層と、反射層と、赤外線放射層とを積層してなり、前記赤外線放射層は放射線架橋したフッ素樹脂で構成される可撓性熱制御材料の製造方法であって、
    　放射線を照射してフッ素樹脂を架橋させて前記赤外線放射層を形成する放射線架橋工程を有し、
    　前記放射線架橋工程の前に、前記支持層上に、金属膜を積層して前記反射層を形成し、前記反射層上に放射線未架橋フッ素樹脂を積層して積層体を形成する積層体形成工程を更に有する可撓性熱制御材料の製造方法。 
  16. 　前記支持層をポリイミド材料又はポリエステル材料により形成する請求項１５に記載の可撓性熱制御材料の製造方法。 
  17. 　前記金属膜は、蒸着によって形成される請求項１３から１６いずれかに記載の可撓性熱制御材料の製造方法。
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