JP2018179470A - 飛しょう体の胴体 - Google Patents

Abstract

【課題】 空力加熱による熱流入に耐えるように、断熱性を高めかつ軽量な飛しょう体の胴体構造を得る。【解決手段】 空孔率の異なる多孔質の金属部３，４，５を複数積層してなる円筒形状の多孔質金属部９と、多孔質金属部９の外周に固着された断熱部２を備えて、飛しょう体の胴体を形成する。また、多孔質金属部９は、その円筒外面から内面に向かって、空孔率が段階的に低くなるように金属部を順に積層することで、空力加熱に対する耐熱性の高い胴体構造を得る。【選択図】 図１

Description

本発明は、耐熱構造を有した飛しょう体の胴体に関する。

高速で飛しょうする飛しょう体は、空力加熱の影響を受ける。空力加熱による影響を低減するために、飛しょう体のレドームリングの外周に断熱材を設ける技術が知られている（例えば特許文献１参照）。

また、飛しょう体は軽量化が望まれるため、比重が小さいアルミニウム合金を用いることが一般的である。しかしながら、空力加熱に対する耐熱温度性能の要求が高い場合は、アルミニウム合金に比べて比重が大きいチタン合金を用いることがある。

さらに、特許文献１に開示されるように、飛しょう体の空力加熱による温度上昇を抑制するために冷媒を用いた冷却をする方法もある。しかしながら、冷媒を供給するための管部が必要となり、管部を配管する空間や取り付け構造を設けることで質量が増加する（例えば特許文献２参照）。

特開２０１６−１７３１８９号公報 特開平６−２４９５９８号公報

飛しょう体において、数秒という短い時間で超音速または極超音速に達して飛しょうするものがある。中には超音速で数分間以上飛しょうするものもあり、空力加熱により機体が高温に晒される。

このような飛しょう体の胴体は、大きな空力加重、空力加熱及び熱衝撃を受けることになるため、高強度、高耐熱性及び高耐熱衝撃性が求められる。このため胴体材料として、耐熱性の高いチタン合金を用いるか、または金属の中でも比重が低いアルミニウム合金を用いてその外周に断熱材を設けることが一般的である。

飛しょう速度が更に高速になり、もしくは飛しょう時間が更に長くなって空力加熱総量が増加すると、飛しょう体の胴体の温度が耐熱温度を超えて、構造上必要な耐熱強度を確保できなくなる可能性を生じるという問題があった。また、飛しょう体内部へ熱が流入して内部搭載機器が許容温度を超えてしまう可能性を生じるという問題もあった。

この場合、胴体や断熱材を厚くして熱容量を大きくすることにより、空力加熱に対する胴体の温度上昇を抑制することも可能であるが、これによって質量が増加し、飛しょう体の飛しょう性能が劣化するという問題もあった。

本発明は、上記に鑑みてなされたものであって、空力加熱に対する耐熱性の高い飛しょう体の胴体構造を得ることを目的とする。

本発明による飛しょう体の胴体は、空孔率の異なる多孔質の金属部を複数積層してなる円筒形状の多孔質金属部と、上記多孔質金属部の外周に固着された断熱部を備えたものである。

本発明によれば、空力加熱に対する耐熱性の高い飛しょう体の胴体構造を得られるという効果を奏する。

実施の形態１に係る飛しょう体の構成を示す図である。 実施の形態１に係る飛しょう体の耐熱性胴体の構造を示す断面図である。 実施の形態２に係る飛しょう体の耐熱性胴体の構造を示す断面図である。

以下に、本発明に係る実施の形態１による飛しょう体の胴体構造を、図面に基いて詳細に説明する。なお、実施の形態１によってこの発明が限定されるものではない。

図１は、実施の形態１による飛しょう体の構成を示す図である。図１において、飛しょう体２０は、レドーム３０と、耐熱性胴体１０と、推進装置１から構成される。レドーム３０は、飛しょう体２０の前方に設けられる。推進装置１は、飛しょう体２０の後方に設けられる。耐熱性胴体１０は、レドーム３０と推進装置１の間に設けられ、その後縁部が推進装置１の外周における胴体４０に固定されている。

レドーム３０は、内部が空洞の円錐形状をなしており、耐熱性の高い誘電体材料によって構成される。レドーム３０は、内部に電子機器７の一部が収納され、耐熱性胴体１０の前縁部に固定される。耐熱性胴体１０は、円筒形状をなしている。耐熱性胴体１０の内側には、電子機器７の他の部分が配置されており、耐熱性胴体１０の内面に電子機器７が固定される。

推進装置１は、円筒形状の胴体４０から構成される。推進装置１は、胴体４０の内部に飛しょう体２０の推進に不可欠な燃料タンク、推進エンジン、ノズル等からなる推進機器部８が配置されており、推進機器部８は推進装置１の胴体４０の内側に取り付けられている。胴体４０は、外周に複数の翼５０が取り付けられている。翼５０は、例えば前方部に安定翼を設け、後方部に操舵翼を設ける。胴体４０は、前端部から突出した外形が小径となる嵌合筒６０を有している。

図２は、実施形態１による飛しょう体の耐熱性胴体１０の構造を示す断面図である。
図２において、耐熱性胴体１０は、断熱部２と、多孔質金属部９から構成される。多孔質金属部９は円筒形状をなしている。断熱部２は、多孔質金属部９および胴体４０の外側にそれぞれ接着により固着される。耐熱性胴体１０における多孔質金属部９の内周は、胴体４０の嵌合筒６０の外周に嵌合し、胴体４０に固定される。耐熱性胴体１０は、例えば図示しない雄螺子（ボルト）と雌螺子（ねじ穴、ナット等）の係合によって、胴体４０の嵌合筒６０に締結される。

多孔質金属部９は、金属部３と金属部４と金属部５が一体的に焼結され、積層されて一体成型される。金属部３，４，５は、それぞれ空孔率の異なる多孔質の金属で構成されている。金属部３，４，５は、例えば３次元金属積層造形技術を用いて、粉末状のタングステン合金をレーザ溶融し、かつ積層して、一体的に成型される。

ここで、金属部３の空孔率は金属部４の空孔率よりも高く耐熱性が高い。金属部４の空孔率は金属部５の空孔率よりも高く耐熱性が高い。金属部５は金属部３と比較して剛性が倍以上高く、また金属部５は金属部４よりも剛性が高い。金属部４は金属部３と比較して剛性が高い。

これによって、金属部３は、耐熱部材として作用し、金属部４，５は、構造部材として作用する。胴体４０の嵌合筒６０の外周は金属部５の内周に挿入され、固定される。

なお、耐熱性胴体１０の推進装置１側の端縁部に限り、上下層が全て金属部５によって形成されても良い。これによって、耐熱性胴体１０を胴体４０の嵌合筒６０に締結する際に、ボルト穴とその周辺の圧縮力に抗する材料強度および締結力を高めることが可能となる。

断熱部２は、空力加熱によって発生した熱による温度上昇を気化熱により抑制するものである。断熱部２は、セラミックス、炭素繊維含有樹脂等や、アブレーション材により形成されるが、これに限定されることはない。
胴体４０は、例えばタングステン合金により形成される。

実施の形態１による飛しょう体２０の胴体構造は、以上のように構成され、次のように動作する。
飛しょう体２０が超音速で飛しょうする時、断熱部２の外周において、図２中の矢印Ａで示す方向に、空力加熱による熱流入が発生する。この空力加熱により発生した熱は、断熱部２を介して金属部３と推進装置１の胴体４０へそれぞれ伝熱される。

金属部３は多孔質の金属で空孔率が大きいため、複数の空孔により熱伝導率が低くなり、空力加熱による温度上昇を内部に伝え難い。このため断熱部２を介して伝わる空力加熱による金属部４，５の温度上昇が抑制される。

また、金属部３は、金属部４，５より温度上昇するが、構造部材として扱わないため、材料の耐熱温度は考慮しなくて良い。
金属部４は、金属部３と金属部５の中間にあり、それぞれを熱的および構造的に中継する。

金属部５は金属部３と比較して空孔率が倍以上低く剛性および材料強度が高い。このため金属部５は推進装置１に固定するための構造上の強度部材として用いている。
また、耐熱性胴体１０は、一体型の多孔質金属部３〜５を用いるとともに、飛しょう体２０の胴体外表面の断熱部２に最も近い部分に金属部３を配置し、かつ飛しょう体２０の胴体内部に最も近い部分に金属部５を配置している。このため耐熱性胴体１０の温度上昇の抑制と通常の金属部材と同様の構造的な高剛性を実現することが可能である。延いては、飛しょう体２０の前方からの空力加熱による熱流入に耐えることの可能な耐熱性の高い飛しょう体２０の胴体構造を得ることができる。

加えて、耐熱性胴体１０は、多孔質金属部９を構成する多孔質の金属部３〜５において、多孔質金属部９に空孔率の高い金属部３を用いることで、軽量化を図ることが可能である。

なお、耐熱性胴体１０は、レドーム３０と推進装置１の間の胴体に適用することで、飛しょう体２０の前方部の耐熱性を高めるとともに、飛しょう体２０の前方部を軽量化することができるので、飛しょう体２０の操舵翼による操舵安定性を維持しつつ飛しょう体２０の軽量化を図ることができる。
勿論、耐熱性胴体１０は、推進装置１を構成する胴体４０に適用しても良い。

以上説明した通り、実施の形態１による飛しょう体２０の胴体は、空孔率の異なる多孔質の金属部（３，４，５）を複数積層してなる円筒形状の多孔質金属部９と、上記多孔質金属部９の外周に固着された断熱部２を有した耐熱性胴体１０を備えたことを特徴とする。

また、上記多孔質金属部９は、その円筒外面から内面に向かって、空孔率が段階的に低くなるように金属部（３，４，５）を順に積層したことを特徴としても良い。
さらに、上記多孔質金属部９は、推進装置１の胴体４０に結合されたことを特徴としても良い。

これによって、空力加熱に対する耐熱性の高い飛しょう体２０の胴体構造を得られるという効果を奏する。
また、多孔質金属部９は複数の空孔を有しているので、断熱部２を介して多孔質金属部９に伝わる空力加熱による温度上昇を抑制することができる。
かくして、多孔質金属部９の金属部５の内側への熱流入を抑制し、電子機器７，推進機器部８等の飛しょう体の内部搭載機器が許容温度を超えて温度上昇することを防ぐことが可能となる。

また、多孔質金属部９は、積層した金属部３，４，５の空孔率が段階的に低くなるように変化させているので、金属部３、４に比して空孔率の特に低い金属部５を高剛性の構造部材として利用することができる。
さらに、上記多孔質金属部９に、金属部４、５に比して空孔率の特に高い金属部３を用いることで、飛しょう体２０の胴体の軽量化を図ることができる。

実施の形態２．
図３は、本発明に係る実施の形態２による飛しょう体２０の耐熱性胴体１０の構造を示す図である。
実施の形態２による耐熱性胴体１０の多孔質金属部９は、金属部３，４，５の空孔内に含浸剤６が浸透している。その他の構成および動作は実施の形態１と同一であって、多孔質金属部９の上面に断熱部２が固着している。

実施の形態２による耐熱性胴体１０は、断熱部２を介して伝わる空力加熱による温度上昇によって、多孔質金属部９の含浸剤６が融解または気化し、固相から液相または気相に相変化する。この相変化に伴う潜熱により、耐熱性胴体１０内側の金属部５側の温度上昇が抑制される。

このように実施の形態２による耐熱性胴体１０は、多孔質金属部９に含浸剤６を浸透したことを特徴とする。

この多孔質金属部９に含浸した含浸剤６の潜熱を利用して、多孔質金属部９の温度上昇の抑制および飛しょう体２０内部への熱流入が抑制される。かくして、電子機器７，推進機器部８等の飛しょう体の内部搭載機器が許容温度を超えて温度上昇することを防ぐことが可能となる。

１ 推進装置、２ 断熱部、３ 金属部、４ 金属部、５ 金属部、６ 金属部、７ 電子機器、８ 推進機器部、９ 多孔質金属部、１０ 耐熱性胴体、２０ 飛しょう体、３０ レドーム、４０ 胴体、５０ 翼、６０ 嵌合筒。

Claims (4)

1. 空孔率の異なる多孔質の金属部を複数積層してなる円筒形状の多孔質金属部と、
   上記多孔質金属部の外周に固着された断熱部と、
   を備えた飛しょう体の胴体。
2. 上記多孔質金属部は、円筒外面から内面に向かって、空孔率が段階的に低くなるように金属部を順に積層した請求項１記載の飛しょう体の胴体。
3. 上記多孔質金属部は、含浸剤を浸透したことを特徴とする請求項１または請求項２に記載の飛しょう体の胴体。
4. 上記多孔質金属部は、推進装置の胴体に結合されたことを特徴とする請求項３記載の飛しょう体の胴体。

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