JPH0933199A - ハイブリッド複合体とミサイル部材、およびそれらの製造方法 - Google Patents
ハイブリッド複合体とミサイル部材、およびそれらの製造方法Info
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 本発明は、短い範囲の極超音速ミサイルに使
用される重量・強度比の大きい材料と構造体およびその
製造方法を提供することを目的とする。 【解決手段】 ミサイル（20）の部材のような表面保護
された複合体（40）は、基板（42）、プレセラミック間
充物構造複合体材料の第１の複合体層（44）、および補
強されたシリコーンプレラミック材料の第２の複合体層
（46）が設けられている。複合体（40）の表面（48）の
シリコーンは、酸素が豊富なプラズマまたは高い表面温
度への露出のような適切な処理によってシリカ耐熱性材
料に転換される。シリカは、複合体材料の表面を保護す
る。
用される重量・強度比の大きい材料と構造体およびその
製造方法を提供することを目的とする。 【解決手段】 ミサイル（20）の部材のような表面保護
された複合体（40）は、基板（42）、プレセラミック間
充物構造複合体材料の第１の複合体層（44）、および補
強されたシリコーンプレラミック材料の第２の複合体層
（46）が設けられている。複合体（40）の表面（48）の
シリコーンは、酸素が豊富なプラズマまたは高い表面温
度への露出のような適切な処理によってシリカ耐熱性材
料に転換される。シリカは、複合体材料の表面を保護す
る。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、複合体構造および
それらの調製に関し、特に短期間の間、高い空気熱温度
に耐えなければならない極超音速ミサイルに有用な複合
体構造に関する。
それらの調製に関し、特に短期間の間、高い空気熱温度
に耐えなければならない極超音速ミサイルに有用な複合
体構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】幾つかのタイプの短い範囲のミサイル
は、音速の数倍の速さで飛び、せいぜい数分間飛ぶのに
十分な燃料を運ぶ。このようなミサイルの構造部材は、
発射時の周辺温度から飛行中の２０００°Ｆを超える温
度までの幅広い表面温度領域にわたって、高い機械的負
荷、表面の摩滅と衝撃損傷、および化学的侵食に耐えな
ければならない。さらにその構造は、ミサイルの飛行時
の表面摩擦によって生成される熱からミサイル内に配置
された敏感な電子装置およびその他の装置をも保護しな
ければならない。
は、音速の数倍の速さで飛び、せいぜい数分間飛ぶのに
十分な燃料を運ぶ。このようなミサイルの構造部材は、
発射時の周辺温度から飛行中の２０００°Ｆを超える温
度までの幅広い表面温度領域にわたって、高い機械的負
荷、表面の摩滅と衝撃損傷、および化学的侵食に耐えな
ければならない。さらにその構造は、ミサイルの飛行時
の表面摩擦によって生成される熱からミサイル内に配置
された敏感な電子装置およびその他の装置をも保護しな
ければならない。
【０００３】機体の材料および構造形状は、最も高い温
度での通常遭遇されるこれらの極端な条件の下で機能す
るように選択される。高温での使用のための構造材料
は、スチールとニッケル合金のような金属、セラミック
ス、および幾つかの種類の複合体を含む。これらの材料
から形成されるハニカムのような特別な種類の構造は、
適切な場所に使用される。さらに、アブレーション用の
熱保護システムは幾つかの場合において使用されること
ができる。
度での通常遭遇されるこれらの極端な条件の下で機能す
るように選択される。高温での使用のための構造材料
は、スチールとニッケル合金のような金属、セラミック
ス、および幾つかの種類の複合体を含む。これらの材料
から形成されるハニカムのような特別な種類の構造は、
適切な場所に使用される。さらに、アブレーション用の
熱保護システムは幾つかの場合において使用されること
ができる。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】これらの現存する各構
造および保護方法は欠点を有する。金属合金およびアブ
レーションシステムは、それらの持つ構造の強度および
堅さの割には重い。セラミックスは、短時間で割れた
り、欠けたりしがちである。使える高温の有機間充物複
合体は能力ぎりぎりであり、同時に人間の健康に潜在的
に危険であり普通でない有機化合体を使用し処理してい
る。これらの方法の大抵は、実施するのに費用が掛か
る。さらに、アブレーションシステムを例外として、使
える構造技術は短い範囲のミサイルに必要とされる以上
の能力をしばしば提供する。例えば、ニッケル合金構造
部材の使用は、ミサイルへの適用に必要とされるほんの
数分の露出ではなく、通常幾時間もの間の露出に十分な
耐高温性を提供する。
造および保護方法は欠点を有する。金属合金およびアブ
レーションシステムは、それらの持つ構造の強度および
堅さの割には重い。セラミックスは、短時間で割れた
り、欠けたりしがちである。使える高温の有機間充物複
合体は能力ぎりぎりであり、同時に人間の健康に潜在的
に危険であり普通でない有機化合体を使用し処理してい
る。これらの方法の大抵は、実施するのに費用が掛か
る。さらに、アブレーションシステムを例外として、使
える構造技術は短い範囲のミサイルに必要とされる以上
の能力をしばしば提供する。例えば、ニッケル合金構造
部材の使用は、ミサイルへの適用に必要とされるほんの
数分の露出ではなく、通常幾時間もの間の露出に十分な
耐高温性を提供する。
【０００５】短い範囲の極超音速ミサイルに使用される
材料および構造、および極端な温度および敵対する環境
において比較的短期間の間動作する別の装置に対して
は、改良したやり方が必要である。本発明は、この必要
性を満たし、さらに関連した利点を提供することを目的
とする。
材料および構造、および極端な温度および敵対する環境
において比較的短期間の間動作する別の装置に対して
は、改良したやり方が必要である。本発明は、この必要
性を満たし、さらに関連した利点を提供することを目的
とする。
【０００６】
【課題を解決するための手段】本発明は、外側の表面温
度が２０００°Ｆ以上に迅速に上昇する環境における短
期間の使用に適切であるハイブリッド複合体構造を有す
るミサイル、ミサイル部材、およびその他の物を提供す
る。この方法は、高い強度対重量の比を有する優れた構
造強度を提供する。さらに、この構造は、侵食による表
面損傷、空気中の物体の衝撃、および本来の形で形成さ
れる表面保護層による化学的侵食に対して保護されてい
る。本発明は、構造上の適用の広い領域での使用に適応
させることができる基本的な材料設計の形状を提供す
る。この好ましいやり方の材料および処理は、有害なあ
るいは危険な化学薬品を含まない。
度が２０００°Ｆ以上に迅速に上昇する環境における短
期間の使用に適切であるハイブリッド複合体構造を有す
るミサイル、ミサイル部材、およびその他の物を提供す
る。この方法は、高い強度対重量の比を有する優れた構
造強度を提供する。さらに、この構造は、侵食による表
面損傷、空気中の物体の衝撃、および本来の形で形成さ
れる表面保護層による化学的侵食に対して保護されてい
る。本発明は、構造上の適用の広い領域での使用に適応
させることができる基本的な材料設計の形状を提供す
る。この好ましいやり方の材料および処理は、有害なあ
るいは危険な化学薬品を含まない。
【０００７】本発明によれば、複合体は、基板、基板に
重なりそれに接着される第１の複合体層、および第１の
複合体層に重なりそれに接着される第２の複合体層を具
備する。基板は、通常金属の熱吸収体であり、電解腐食
絶縁層のような腐食に対して保護するための層を含む。
第１の複合体層は、第１の層の有機間充材料に埋め込ま
れる第１の層の補強材を具備する。第２の複合体層は、
第２のプレセラミック(pre-ceramic) 間充材料に埋め込
まれる第２の層の補強材を少なくとも部分的に具備す
る。第２の層のプレセラミック間充材料は、第１の層の
有機間充材料と共にキュア可能で、適切な処理によって
耐熱性材料に転換されることができる有機複合体であ
る。
重なりそれに接着される第１の複合体層、および第１の
複合体層に重なりそれに接着される第２の複合体層を具
備する。基板は、通常金属の熱吸収体であり、電解腐食
絶縁層のような腐食に対して保護するための層を含む。
第１の複合体層は、第１の層の有機間充材料に埋め込ま
れる第１の層の補強材を具備する。第２の複合体層は、
第２のプレセラミック(pre-ceramic) 間充材料に埋め込
まれる第２の層の補強材を少なくとも部分的に具備す
る。第２の層のプレセラミック間充材料は、第１の層の
有機間充材料と共にキュア可能で、適切な処理によって
耐熱性材料に転換されることができる有機複合体であ
る。
【０００８】好ましいやり方では、第１の層の補強材は
グラファイトファイバであり、第１の層の有機間充材料
はエポキシまたはビスマレイミド(bismaleimide)であ
る。第２の層の補強材はガラスファイバまたは石英ファ
イバであり、第２の層のプレセラミック間充物は、適切
な表面処理が行われるかあるいは高い温度まで加熱され
る時にシリカをベースとした耐熱性材料に化学的に転換
する、ポリシロキサン(polysiloxane)のような断熱シリ
コーン材料である。最も好ましいポリシロキサンは、ポ
リディメチルシロキサン(polydimethylsiloxane)であ
る。第１の層の有機材料および第２の層のシリコーンの
両方は、約３５０乃至４５０°Ｆの同じ温度範囲でキュ
アし、構造の好都合な構成を可能にする。その後このよ
うな複合体構造が、適度な温度で酸化プラズマ処理を、
または製造中または使用中に第２の複合体層の露出され
た表面での高い表面温度にされる時、表面の、および表
面付近のシリコーンプレセラミック材料はシリカに転換
する。表面のシリカは、浸食、衝撃損傷、および化学的
侵食から表面および下側の層を保護する。
グラファイトファイバであり、第１の層の有機間充材料
はエポキシまたはビスマレイミド(bismaleimide)であ
る。第２の層の補強材はガラスファイバまたは石英ファ
イバであり、第２の層のプレセラミック間充物は、適切
な表面処理が行われるかあるいは高い温度まで加熱され
る時にシリカをベースとした耐熱性材料に化学的に転換
する、ポリシロキサン(polysiloxane)のような断熱シリ
コーン材料である。最も好ましいポリシロキサンは、ポ
リディメチルシロキサン(polydimethylsiloxane)であ
る。第１の層の有機材料および第２の層のシリコーンの
両方は、約３５０乃至４５０°Ｆの同じ温度範囲でキュ
アし、構造の好都合な構成を可能にする。その後このよ
うな複合体構造が、適度な温度で酸化プラズマ処理を、
または製造中または使用中に第２の複合体層の露出され
た表面での高い表面温度にされる時、表面の、および表
面付近のシリコーンプレセラミック材料はシリカに転換
する。表面のシリカは、浸食、衝撃損傷、および化学的
侵食から表面および下側の層を保護する。
【０００９】下側の基板は、第１の複合体層に関して熱
の流れを制御するように作用し、従って温度は第１の複
合体層において上昇する。シリカ／シリコーン層を通る
熱の拡散は、外側表面を通して第１の複合体層を加熱す
る。第１の複合体層の内側表面に接触している金属の熱
吸収体は熱を吸収し、第１の複合体層からの熱を伝導す
ることによって第１の複合体層にたまる熱を減少させ、
この構造体の短い動作寿命の間、特定の使用温度内にそ
れを保持するのを助ける。主要な構造体の負荷支持能力
は第１の複合体層によって提供されているが、基板およ
び第２の複合体層も幾らかその強化に貢献する。
の流れを制御するように作用し、従って温度は第１の複
合体層において上昇する。シリカ／シリコーン層を通る
熱の拡散は、外側表面を通して第１の複合体層を加熱す
る。第１の複合体層の内側表面に接触している金属の熱
吸収体は熱を吸収し、第１の複合体層からの熱を伝導す
ることによって第１の複合体層にたまる熱を減少させ、
この構造体の短い動作寿命の間、特定の使用温度内にそ
れを保持するのを助ける。主要な構造体の負荷支持能力
は第１の複合体層によって提供されているが、基板およ
び第２の複合体層も幾らかその強化に貢献する。
【００１０】このハイブリッド複合体材料は、短い範囲
の極超音速ミサイルの構造部材の製造に特に有効であ
る。この構造は重量は軽いが強固である。それは、表面
の本来の形で形成されたシリカによって保護されている
シリコーンの絶縁効果によってある期間の間空気熱温度
の増加から生じる劣化を防ぐ。この保護システムは、ミ
サイルの動作寿命である数秒乃至数分の必要とされる短
い期間の間に効果的である。さらにこの方法は、シリカ
の外側の層が動作中に掻き傷を付けられるか、すり減ら
されるかする場合、高い表面温度が絶縁層を再生するた
めに付加的なシリコーンをシリカに転換させて自己修理
するという利点を有する。
の極超音速ミサイルの構造部材の製造に特に有効であ
る。この構造は重量は軽いが強固である。それは、表面
の本来の形で形成されたシリカによって保護されている
シリコーンの絶縁効果によってある期間の間空気熱温度
の増加から生じる劣化を防ぐ。この保護システムは、ミ
サイルの動作寿命である数秒乃至数分の必要とされる短
い期間の間に効果的である。さらにこの方法は、シリカ
の外側の層が動作中に掻き傷を付けられるか、すり減ら
されるかする場合、高い表面温度が絶縁層を再生するた
めに付加的なシリコーンをシリカに転換させて自己修理
するという利点を有する。
【００１１】このように、本発明は、軽量の構造の熱お
よび機械的保護、特に瞬間的に加熱される構造体の保護
において進歩を示す。本発明のその他の特徴および利点
は、添付図面と共に、本発明の原理を例示によって説明
する好ましい実施例の以下のさらに詳細な説明から明瞭
となるであろう。
よび機械的保護、特に瞬間的に加熱される構造体の保護
において進歩を示す。本発明のその他の特徴および利点
は、添付図面と共に、本発明の原理を例示によって説明
する好ましい実施例の以下のさらに詳細な説明から明瞭
となるであろう。
【００１２】
【発明の実施の形態】図１は、本発明の方法を組み込ん
だ、この場合は中位の範囲の型の標準的ミサイルである
ミサイル20を示す。ミサイル20は、本発明が使用され得
る、例えば、胴体24、固定（または折畳める）翼26、可
動制御翼面28、およびレードーム30を含んでいる複数の
構成部分を有する機体22を有する。エンジン32は、機体
24内でその後端部に搭載される。本発明は、別のタイプ
の構造ででも使用されることができるが、本発明者はミ
サイルへの適用を好む。
だ、この場合は中位の範囲の型の標準的ミサイルである
ミサイル20を示す。ミサイル20は、本発明が使用され得
る、例えば、胴体24、固定（または折畳める）翼26、可
動制御翼面28、およびレードーム30を含んでいる複数の
構成部分を有する機体22を有する。エンジン32は、機体
24内でその後端部に搭載される。本発明は、別のタイプ
の構造ででも使用されることができるが、本発明者はミ
サイルへの適用を好む。
【００１３】図２は、本発明の構造を断面図で示すハイ
ブリッド複合体40の１実施例である。ハイブリッド複合
体40は、基板42を有する。図２の実施例において、基板
は、スチール、ニッケル合金、またはアルミニウム合金
のウェブ部分のような金属部材である。基板42は、ハイ
ブリッド複合体40における２つの主要な役割である吸熱
および構造的支持を実行する。第１の複合体層44は基板
42に重なり、それに接着されている。第１の複合体層
は、構造複合体材料の１つ以上のサブレーヤ（キュア前
は「プライ」と呼ばれる）を具備する。構造複合体材料
は、第１の層の有機間充材料に埋め込まれた第１の層の
補強材から形成される。好ましい第１の層の補強材はグ
ラファイトファイバであり、好ましい第１の層の間充材
料はエポキシまたはビスマレイミドである。第１の複合
体層44は、複合体40の主要な構造部材および強度を提供
する。
ブリッド複合体40の１実施例である。ハイブリッド複合
体40は、基板42を有する。図２の実施例において、基板
は、スチール、ニッケル合金、またはアルミニウム合金
のウェブ部分のような金属部材である。基板42は、ハイ
ブリッド複合体40における２つの主要な役割である吸熱
および構造的支持を実行する。第１の複合体層44は基板
42に重なり、それに接着されている。第１の複合体層
は、構造複合体材料の１つ以上のサブレーヤ（キュア前
は「プライ」と呼ばれる）を具備する。構造複合体材料
は、第１の層の有機間充材料に埋め込まれた第１の層の
補強材から形成される。好ましい第１の層の補強材はグ
ラファイトファイバであり、好ましい第１の層の間充材
料はエポキシまたはビスマレイミドである。第１の複合
体層44は、複合体40の主要な構造部材および強度を提供
する。
【００１４】第２の複合体層46は第１の複合体層に重な
り、それに接着される。第２の複合体層46は、複合体材
料の１つ以上のサブレーヤ（キュア前はプライと呼ばれ
る）を具備する。第２の複合体層46の複合体材料は、第
２の層のプレセラミック間充材料に埋め込まれた第２の
層の補強材から成る。好ましい第２の層の補強材はガラ
スファイバまたは石英ファイバである。
り、それに接着される。第２の複合体層46は、複合体材
料の１つ以上のサブレーヤ（キュア前はプライと呼ばれ
る）を具備する。第２の複合体層46の複合体材料は、第
２の層のプレセラミック間充材料に埋め込まれた第２の
層の補強材から成る。好ましい第２の層の補強材はガラ
スファイバまたは石英ファイバである。
【００１５】第２の層のプレセラミック間充材料は、複
合体材料の間充物として使用され、標準的なプレプレグ
製造技術によって間充物に混入され、合せおよびキュア
の技術によって構造体を造るために使用されることがで
きる有機物の複合体である。この間充物は、第１の層の
有機間充材料と一緒にキュアできる。ここで「一緒にキ
ュアする」とは、第１の層の有機間充材料と第２の層の
プレセラミック間充材料のキュアサイクルが同時に行わ
れ得るという意味で適合していることを意味する。本発
明は、２つの提案された第１の層および第２の層のプレ
セラミック材料のキュアサイクルが、例えば、有機材料
の１つに必要とされるキュアが有機材料の別のものに損
傷を与えるか、または破壊するように両立し難い場合に
は実施不可能である。
合体材料の間充物として使用され、標準的なプレプレグ
製造技術によって間充物に混入され、合せおよびキュア
の技術によって構造体を造るために使用されることがで
きる有機物の複合体である。この間充物は、第１の層の
有機間充材料と一緒にキュアできる。ここで「一緒にキ
ュアする」とは、第１の層の有機間充材料と第２の層の
プレセラミック間充材料のキュアサイクルが同時に行わ
れ得るという意味で適合していることを意味する。本発
明は、２つの提案された第１の層および第２の層のプレ
セラミック材料のキュアサイクルが、例えば、有機材料
の１つに必要とされるキュアが有機材料の別のものに損
傷を与えるか、または破壊するように両立し難い場合に
は実施不可能である。
【００１６】第２の層のプレセラミック材料は、適切な
表面処理手順によって耐火性の材料への転換ができなけ
ればならない。キュアサイクルによってキュアされて耐
火性材料に転換されることができる多数のこの様なプレ
セラミック材料は、従来の技術において知られている。
例えば、R.Beney 氏およびG.Chandra 氏による1990年の
Wiley Interscience社のConcise Encyclopedia of Poly
mer Science and Enineeringにおける「プレセラミック
ポリマ」参照。本発明において使用される好ましいプレ
セラミック材料は、シリカをベースとした耐熱性材料の
先駆物質であるシリコーンポリマである。この好ましい
シリコーンポリマは、ポリオルガノシロキサン(polyorg
anosiloxane)、前記好ましくはポリディメチルシロキサ
ン(polydimethylsiloxane)である。この材料は、カルフ
ォルニア州サンタアナのBP Chemicals, Inc., からＳＭ
８０００として入手可能である。シリコーンポリマは、
キュアにより３次元分子構造を形成する。このシリコー
ンは、高い温度で揮発性物質を発生して分解し、シリカ
（ＳｉＯ2 ）の網状組織を残す。このような材料および
シリコーンからシリカへのそれらの転換は従来技術にお
いて知られており、例えば、Doug Wilson 氏らによる文
献（“High Performance Polymers ”Vol.3の165 乃至1
81 頁（1994）の“Development of Silicone Matrix Ba
sed Advanced Composites for Thermal Protection
”）、およびDoug Wilson 氏らによる文献（“1993 JA
NNAF Propulsion Meeting”Vol.1 ，CPIA Publication
602の175乃至184 頁（1993年11月）の“Development of
New Materials for Missile Launch Structures”）に
さらに詳細に記載されている。
表面処理手順によって耐火性の材料への転換ができなけ
ればならない。キュアサイクルによってキュアされて耐
火性材料に転換されることができる多数のこの様なプレ
セラミック材料は、従来の技術において知られている。
例えば、R.Beney 氏およびG.Chandra 氏による1990年の
Wiley Interscience社のConcise Encyclopedia of Poly
mer Science and Enineeringにおける「プレセラミック
ポリマ」参照。本発明において使用される好ましいプレ
セラミック材料は、シリカをベースとした耐熱性材料の
先駆物質であるシリコーンポリマである。この好ましい
シリコーンポリマは、ポリオルガノシロキサン(polyorg
anosiloxane)、前記好ましくはポリディメチルシロキサ
ン(polydimethylsiloxane)である。この材料は、カルフ
ォルニア州サンタアナのBP Chemicals, Inc., からＳＭ
８０００として入手可能である。シリコーンポリマは、
キュアにより３次元分子構造を形成する。このシリコー
ンは、高い温度で揮発性物質を発生して分解し、シリカ
（ＳｉＯ2 ）の網状組織を残す。このような材料および
シリコーンからシリカへのそれらの転換は従来技術にお
いて知られており、例えば、Doug Wilson 氏らによる文
献（“High Performance Polymers ”Vol.3の165 乃至1
81 頁（1994）の“Development of Silicone Matrix Ba
sed Advanced Composites for Thermal Protection
”）、およびDoug Wilson 氏らによる文献（“1993 JA
NNAF Propulsion Meeting”Vol.1 ，CPIA Publication
602の175乃至184 頁（1993年11月）の“Development of
New Materials for Missile Launch Structures”）に
さらに詳細に記載されている。
【００１７】図３は、（キュアが完了した後に）シリカ
へのシリコーンの転換を行うための処理にハイブリッド
複合体40の第２の複合体層46の外側に面している外側表
面48を従属させた結果を示す。次に論議されるように、
この転換は、組立作業中、または高い表面温度がその使
用から生ずる複合体構造の使用中に行われることができ
る。外側表面48に直接隣接している第２の複合体層46の
部分におけるシリコーンは、第２の複合体層46の残りの
転換されていない部分52に接触する上部層50となるよう
にシリカに転換される。上部層50は、シリカの間充物で
第２の層の補強の複合体材料を具備する。しかしなが
ら、第２の層の補強は外側表面48には全く隣接していな
いので、上部層は補強されていないシリカの表面領域54
を有する。上部層50は、その構造の特性に有用な効果を
もたらすために、ほんの数マイクロメータの厚さしか必
要としないが、所望であれば厚くできる。
へのシリコーンの転換を行うための処理にハイブリッド
複合体40の第２の複合体層46の外側に面している外側表
面48を従属させた結果を示す。次に論議されるように、
この転換は、組立作業中、または高い表面温度がその使
用から生ずる複合体構造の使用中に行われることができ
る。外側表面48に直接隣接している第２の複合体層46の
部分におけるシリコーンは、第２の複合体層46の残りの
転換されていない部分52に接触する上部層50となるよう
にシリカに転換される。上部層50は、シリカの間充物で
第２の層の補強の複合体材料を具備する。しかしなが
ら、第２の層の補強は外側表面48には全く隣接していな
いので、上部層は補強されていないシリカの表面領域54
を有する。上部層50は、その構造の特性に有用な効果を
もたらすために、ほんの数マイクロメータの厚さしか必
要としないが、所望であれば厚くできる。
【００１８】上部層50の構造の如何なる細かい部分で
も、上部層にあるシリカは、転換前の構造の同じ部分を
形成するシリコーンの先駆物質よりも本質的に固く、さ
らに耐浸食性があり、さらに耐衝撃性があり、さらに耐
腐食性がある。従って表面近くのシリカを含む領域は、
それが形成された先駆物質のシリカよりさらに効果的に
浸食、衝撃および腐食に抵抗する。この上部層領域50
は、上部層50が掻き傷、浸食等によって部分的または完
全に除去された場合に自己補修をし、被覆されていない
部分52のシリコーンは下側の構造の保護を回復するため
にシリカに自発的に転換する。
も、上部層にあるシリカは、転換前の構造の同じ部分を
形成するシリコーンの先駆物質よりも本質的に固く、さ
らに耐浸食性があり、さらに耐衝撃性があり、さらに耐
腐食性がある。従って表面近くのシリカを含む領域は、
それが形成された先駆物質のシリカよりさらに効果的に
浸食、衝撃および腐食に抵抗する。この上部層領域50
は、上部層50が掻き傷、浸食等によって部分的または完
全に除去された場合に自己補修をし、被覆されていない
部分52のシリコーンは下側の構造の保護を回復するため
にシリカに自発的に転換する。
【００１９】図４は40' で示された複合体の別の実施例
であり、その大部分の構成要素は図２に示されているも
のと同じであり、同様に符号が付けられている。しかし
ながら実施例４０' において、耐腐食性のある層55は基
板42と第１の複合体層44との間に位置されている。耐腐
食性のある層55は、１つの形式として、エポキシまたは
ビスマレイミドの間充物内のガラス補強の複合体のよう
な絶縁体である。この実施例は、次に特定の構造に関し
て論議されるように、装置が基板42の内側表面に取り付
けられるときに効果的である。
であり、その大部分の構成要素は図２に示されているも
のと同じであり、同様に符号が付けられている。しかし
ながら実施例４０' において、耐腐食性のある層55は基
板42と第１の複合体層44との間に位置されている。耐腐
食性のある層55は、１つの形式として、エポキシまたは
ビスマレイミドの間充物内のガラス補強の複合体のよう
な絶縁体である。この実施例は、次に特定の構造に関し
て論議されるように、装置が基板42の内側表面に取り付
けられるときに効果的である。
【００２０】第１の層44の第１の複合体材料の１実施例
は、図５に示されている。複合体材料は織られた、また
は織られていないファイバ56のマットから形成されてお
り、間充材料58はそれに含浸されており、間充材料58は
そこから僅かに広がる。合せおよびキュアの前のプレプ
レグと呼ばれるこれらのマットおよび間充材料は、多く
の材料の種類が入手可能であり、既知の製造技術によっ
て必要なときに商品として準備されることができる。図
５は、共に積層され、共にキュアされる処理でキュアさ
れる複合体プレプレグの３つの積層Ａ，ＢおよびＣを示
す。第１の複合体層44は、この好ましい方法では複合体
40の主要な構造部材であり、従って積層の数および配置
は特定の適用の通常の構造分析によって設定されて変え
られることができる。
は、図５に示されている。複合体材料は織られた、また
は織られていないファイバ56のマットから形成されてお
り、間充材料58はそれに含浸されており、間充材料58は
そこから僅かに広がる。合せおよびキュアの前のプレプ
レグと呼ばれるこれらのマットおよび間充材料は、多く
の材料の種類が入手可能であり、既知の製造技術によっ
て必要なときに商品として準備されることができる。図
５は、共に積層され、共にキュアされる処理でキュアさ
れる複合体プレプレグの３つの積層Ａ，ＢおよびＣを示
す。第１の複合体層44は、この好ましい方法では複合体
40の主要な構造部材であり、従って積層の数および配置
は特定の適用の通常の構造分析によって設定されて変え
られることができる。
【００２１】同様に、図６は織られた、または織られて
いないファイバ60のマットから形成される第２の複合体
層46の構造を示しており、プレセラミック間充材料62は
それに含浸されており、間充材料62はそこから僅かに両
側に広がっている。この場合、単一の積層のみが示され
ているが、さらに厚いシリコーン／シリカ材料の厚さを
所望される時にはさらに多くの積層にできる。
いないファイバ60のマットから形成される第２の複合体
層46の構造を示しており、プレセラミック間充材料62は
それに含浸されており、間充材料62はそこから僅かに両
側に広がっている。この場合、単一の積層のみが示され
ているが、さらに厚いシリコーン／シリカ材料の厚さを
所望される時にはさらに多くの積層にできる。
【００２２】層44，46および55は、複合体材料として形
成されることが好ましい。
成されることが好ましい。
【００２３】この方法の利点は、これらの層がここに記
載された制約内で多くの異なるタイプの補強および間充
材料から形成されることができることである。
載された制約内で多くの異なるタイプの補強および間充
材料から形成されることができることである。
【００２４】図７および８は、本発明の方法によって形
成されたミサイル20の２つの特定の構造部材を示す。図
７に示されるように、胴体24の一部分は、金属基板42、
絶縁層55、第１の複合体層44、および第２の複合体層46
の構造から成る。電子装置64は金属基板42に固定され
る。従って基板42は、ミサイルの短い動作寿命の間、必
要とされるだけの第１の複合体層44および電子装置64の
吸熱体として働く。
成されたミサイル20の２つの特定の構造部材を示す。図
７に示されるように、胴体24の一部分は、金属基板42、
絶縁層55、第１の複合体層44、および第２の複合体層46
の構造から成る。電子装置64は金属基板42に固定され
る。従って基板42は、ミサイルの短い動作寿命の間、必
要とされるだけの第１の複合体層44および電子装置64の
吸熱体として働く。
【００２５】図８によれば、翼26は、金属基板42に重な
り、接着される第１の複合体層44、および第１の複合体
層44に重なり、接着される第２の複合体層46と共に、翼
の中央のビームを形成する金属基板42から作られる。制
御翼面28はほぼ同じ構造であり、制御翼面28は可動であ
り、翼26は固定されていることのみの相違である。
り、接着される第１の複合体層44、および第１の複合体
層44に重なり、接着される第２の複合体層46と共に、翼
の中央のビームを形成する金属基板42から作られる。制
御翼面28はほぼ同じ構造であり、制御翼面28は可動であ
り、翼26は固定されていることのみの相違である。
【００２６】本発明の使用は、ミサイルでの適用すなわ
ち図１，７および８に示された特定の構造部材に限定さ
れない。例えば、一体式の内側に向いている衝風管ノズ
ルを有する制御部分は、本発明によって形成されること
ができる。この適用において、ミサイルの後部の制御部
分は、全体的に中空の円筒形金属基板構造、金属基板構
造内の第１の複合体層、および第１の複合体層内の第２
の複合体層を有する、ここに記載された構造から作られ
る。第１の複合体層は、ミサイルのエンジンの衝風管の
裏張りを形成する。
ち図１，７および８に示された特定の構造部材に限定さ
れない。例えば、一体式の内側に向いている衝風管ノズ
ルを有する制御部分は、本発明によって形成されること
ができる。この適用において、ミサイルの後部の制御部
分は、全体的に中空の円筒形金属基板構造、金属基板構
造内の第１の複合体層、および第１の複合体層内の第２
の複合体層を有する、ここに記載された構造から作られ
る。第１の複合体層は、ミサイルのエンジンの衝風管の
裏張りを形成する。
【００２７】図９は、本発明の方法を実行するための好
ましい方法を記載する。基板42が準備される、符号80。
第１の複合体層44が基板42上で合せられる（すなわち、
置かれる、または配置される）、符号82。（層55が使用
される場合、第１の複合体層44の前にこれが基板42上に
合せられる。）第２の複合体層46が第１の複合体層44上
に合せられる、符号84。シリカのような耐熱性物質は固
く壊れやすく、この方法では形成されることができない
ため、第２の複合体層46の間充物としてのプレセラミッ
ク材料の使用がこのような製造方法を可能にする。前述
されたように、任意の、または全ての層44，46および55
は、ここに記載された制約内で選択された同じ、または
異なる材料の多数の積層（すなわち、基板）から形成さ
れ得る。積層は、合せおよびキュアの工程によって複合
体構造の製造の技術において良く知られた方法で、複合
体構造を造るために一連の方法で先に合せられた要素上
に個々に合せられる。
ましい方法を記載する。基板42が準備される、符号80。
第１の複合体層44が基板42上で合せられる（すなわち、
置かれる、または配置される）、符号82。（層55が使用
される場合、第１の複合体層44の前にこれが基板42上に
合せられる。）第２の複合体層46が第１の複合体層44上
に合せられる、符号84。シリカのような耐熱性物質は固
く壊れやすく、この方法では形成されることができない
ため、第２の複合体層46の間充物としてのプレセラミッ
ク材料の使用がこのような製造方法を可能にする。前述
されたように、任意の、または全ての層44，46および55
は、ここに記載された制約内で選択された同じ、または
異なる材料の多数の積層（すなわち、基板）から形成さ
れ得る。積層は、合せおよびキュアの工程によって複合
体構造の製造の技術において良く知られた方法で、複合
体構造を造るために一連の方法で先に合せられた要素上
に個々に合せられる。
【００２８】要素42，44，45および若しあれば46の合せ
られた組合せ体は、任意の実施可能な方法で共にキュア
される、符号86。通常、これらの要素はしばしば真空バ
ッグと呼ばれるゴム袋内に置かれ、圧力が外部から掛け
られるか、内部が真空に引かれるかする。組合せ体は炉
の中に置かれ、複合体間充材料を共にキュアするために
実施可能に設定された温度および時間の工程のキュアサ
イクルの間加熱される。これらの工程は様々な種類の間
充材料に対して知られている。結果的な構造は特定され
たようなキュア済みのものと成り得る。
られた組合せ体は、任意の実施可能な方法で共にキュア
される、符号86。通常、これらの要素はしばしば真空バ
ッグと呼ばれるゴム袋内に置かれ、圧力が外部から掛け
られるか、内部が真空に引かれるかする。組合せ体は炉
の中に置かれ、複合体間充材料を共にキュアするために
実施可能に設定された温度および時間の工程のキュアサ
イクルの間加熱される。これらの工程は様々な種類の間
充材料に対して知られている。結果的な構造は特定され
たようなキュア済みのものと成り得る。
【００２９】結果的な構造は、構造部材として直接使用
されることができる自立要素である。しかしながら、外
側に向いている外側表面48は、好ましい場合にはシリコ
ーン−シリカ転換である、プレセラミック−耐熱性材料
転換を行うために最初に処理されることが好ましい、符
号88。（ここに使用されるように、基板／第１の複合体
層／第２の複合体層の３成分の配置に関して“外側向
き”と呼ばれる。この外側に向いている表面は、胴体ま
たは翼の場合におけるようにミサイルの全体の構造に対
して外側に向かうか、または一体式衝風管ノズルを有す
る制御部分ハウジングの場合におけるようミサイルの全
体の構造に対して内側に向き得る。）好ましい方法にお
いて、外側表面48は、図１０に示されるように、２００
乃至４００°Ｆの温度で酸素が豊富なグロー放電プラズ
マ100 に接触される。この方法は、下側の構造が過度に
は加熱されないので好ましい。プラズマの効果は、シリ
コーンを疑似セラミック形状にまたは直接シリカに転換
することであり、その深さは露出時間に依存し、通常数
マイクロメータの範囲にある。
されることができる自立要素である。しかしながら、外
側に向いている外側表面48は、好ましい場合にはシリコ
ーン−シリカ転換である、プレセラミック−耐熱性材料
転換を行うために最初に処理されることが好ましい、符
号88。（ここに使用されるように、基板／第１の複合体
層／第２の複合体層の３成分の配置に関して“外側向
き”と呼ばれる。この外側に向いている表面は、胴体ま
たは翼の場合におけるようにミサイルの全体の構造に対
して外側に向かうか、または一体式衝風管ノズルを有す
る制御部分ハウジングの場合におけるようミサイルの全
体の構造に対して内側に向き得る。）好ましい方法にお
いて、外側表面48は、図１０に示されるように、２００
乃至４００°Ｆの温度で酸素が豊富なグロー放電プラズ
マ100 に接触される。この方法は、下側の構造が過度に
は加熱されないので好ましい。プラズマの効果は、シリ
コーンを疑似セラミック形状にまたは直接シリカに転換
することであり、その深さは露出時間に依存し、通常数
マイクロメータの範囲にある。
【００３０】また、外側表面48は、共にキュアする86の
時に達成される温度より高い温度に、およびプレセラミ
ック−耐熱性材料転換を達成するのに十分な温度に局部
的に加熱され得る。好ましい実施例であるシリコーン−
シリカ転換の場合、表面温度は数秒間約１２００乃至１
６００°Ｆに達しなければならない。外側表面の加熱
は、任意の実施可能な方法で達成され、１つのこの様な
方法は図１０に示されている。複合体40の表面48は、均
一の加熱の場を生成するために反射器104 を有する石英
加熱ランプのような表面加熱源102 によって加熱され
る。同様に、表面加熱は、表面48に向けられる焦点がぼ
けたレーザビームによって行われることができる。図１
０は、便宜上１つの図面に２つの表面処理方法を示す
が、通常は加熱方法の１つが複合体40の全表面に対して
選択される。しかしながら、このような高い温度は第１
の複合体層44および基板42に損傷を与えるため、転換処
理88は、構造の表面のプラズマ処理または選択的な加熱
とは違った、全体のキュアされる構造の全般的な加熱を
利用すべきでない。
時に達成される温度より高い温度に、およびプレセラミ
ック−耐熱性材料転換を達成するのに十分な温度に局部
的に加熱され得る。好ましい実施例であるシリコーン−
シリカ転換の場合、表面温度は数秒間約１２００乃至１
６００°Ｆに達しなければならない。外側表面の加熱
は、任意の実施可能な方法で達成され、１つのこの様な
方法は図１０に示されている。複合体40の表面48は、均
一の加熱の場を生成するために反射器104 を有する石英
加熱ランプのような表面加熱源102 によって加熱され
る。同様に、表面加熱は、表面48に向けられる焦点がぼ
けたレーザビームによって行われることができる。図１
０は、便宜上１つの図面に２つの表面処理方法を示す
が、通常は加熱方法の１つが複合体40の全表面に対して
選択される。しかしながら、このような高い温度は第１
の複合体層44および基板42に損傷を与えるため、転換処
理88は、構造の表面のプラズマ処理または選択的な加熱
とは違った、全体のキュアされる構造の全般的な加熱を
利用すべきでない。
【００３１】その後複合体40は、使用中に外側表面48を
加熱される、符号90。シリコーン−シリカ転換を行うこ
とは使用中の加熱90を当てにできる。つまり、製造処理
工程88は、図９においてブロック88が破線で示されてい
るように、省略されることができるが、幾つかの理由の
ために省略されないことが好ましい。製造処理工程88の
行使は、使用中の加熱をあてにしている不確実さを有す
ることなしに既知の物理的状態を生ずるために制御され
た処理を提供する。この既知の物理的状態は耐浸食性を
保証し、シリカ層の別の利点はミサイルの発射の際、直
ちに有効となる。表面保護のために製造の完了の前にミ
サイルを塗布することが好ましく、シリカ表面よりシリ
コーン表面のほうが塗布するのが難しい。
加熱される、符号90。シリコーン−シリカ転換を行うこ
とは使用中の加熱90を当てにできる。つまり、製造処理
工程88は、図９においてブロック88が破線で示されてい
るように、省略されることができるが、幾つかの理由の
ために省略されないことが好ましい。製造処理工程88の
行使は、使用中の加熱をあてにしている不確実さを有す
ることなしに既知の物理的状態を生ずるために制御され
た処理を提供する。この既知の物理的状態は耐浸食性を
保証し、シリカ層の別の利点はミサイルの発射の際、直
ちに有効となる。表面保護のために製造の完了の前にミ
サイルを塗布することが好ましく、シリカ表面よりシリ
コーン表面のほうが塗布するのが難しい。
【００３２】本発明の特定の実施例が説明のために詳細
に記載されているが、様々な変更および改良が本発明の
技術的精神および範囲を逸脱することなしに行われるこ
とができる。従って、本発明は特許請求の範囲によって
のみ限定されるものである。
に記載されているが、様々な変更および改良が本発明の
技術的精神および範囲を逸脱することなしに行われるこ
とができる。従って、本発明は特許請求の範囲によって
のみ限定されるものである。
【図１】短い範囲のミサイルの概略斜視図。
【図２】表面加熱前の、本発明によって作られたハイブ
リッド複合体の一実施例の部分断面図。
リッド複合体の一実施例の部分断面図。
【図３】シリカへのシリコーンの転換を本来の位置で転
換するための表面加熱後の、図２のハイブリッド複合体
の部分断面図。
換するための表面加熱後の、図２のハイブリッド複合体
の部分断面図。
【図４】表面加熱前の、本発明によって作られたハイブ
リッド複合体の別の実施例の部分断面図。
リッド複合体の別の実施例の部分断面図。
【図５】図２または４の複合体の第１の複合体層の拡大
図。
図。
【図６】図２または４の複合体の第２の複合体層の拡大
図。
図。
【図７】本発明によって作られたミサイル胴体の部分断
面図。
面図。
【図８】ミサイルに固定され本発明によって作られた翼
の断面図。
の断面図。
【図９】複合体構造部材品の製造方法のブロック図。
【図１０】製造中の複合体構造部材の表面加熱のための
２つの方法を示している概略図。
２つの方法を示している概略図。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ロナルド・オールレッド アメリカ合衆国、ニュー・メキシコ州 87111、アルブクエルク、カミノ・デル・ ソル・エヌイー 9621 (72)発明者 トム・ダンキャン アメリカ合衆国、アリゾナ州 85748、タ クソン、イー・エクスムーア・プレイス 11701 (72)発明者 アンドリュー・ファシアーノ アメリカ合衆国、アリゾナ州 85737、タ クソン、ノース・シルバー・フェザント・ ループ 11438 (72)発明者 ケビン・カービー アメリカ合衆国、カリフォルニア州 91301、カラバサス・ヒルズ、ダンテス・ ビュー・ドライブ 5026
Claims (10)
- 【請求項１】 構造部材を具備する機体と、 機体に固定されたエンジンとを具備するミサイルであ
り：前記構造部材が、 基板と；基板に重なり、基板に接着され、第１の層の有
機間充材料に埋め込まれる第１の層の補強材を具備して
いる第１の複合体層と；第１の複合体層に重なり、第１
の複合体層に接着され、第１の層の有機間充材料と共に
キュア可能であり耐熱性材料に転換することができる材
料である第２の層のプレセラミック間充材料に含まれる
第２の層の補強材を少なくとも部分的に具備している第
２の複合体層と；を具備しているミサイル。 - 【請求項２】 構造部材が、胴体、固定された翼、およ
び制御翼面から成るグループから選択されている、請求
項１記載のミサイル。 - 【請求項３】 構造部材が、耐熱性材料の間充物に埋め
込まれる第２の層の補強材の上部層を具備し、前記上部
層が第２の複合体層に接着されている、請求項１記載の
ミサイル。 - 【請求項４】 第２の層のプレセラミック間充材料が、
高温でシリカをベースとした耐熱性材料に転換するシリ
コーンである、請求項１記載のミサイル。 - 【請求項５】 基板と；基板に重なり、基板に接着さ
れ、第１の層の有機間充材料に埋め込まれる第１の層の
補強材を具備している第１の複合体層と；第１の複合体
層に重なり、第１の複合体層に接着され、第１の層の有
機間充材料と共にキュア可能であり耐熱性材料に転換す
ることができる材料である第２の層のプレセラミック間
充材料に含まれる第２の層の補強材を少なくとも部分的
に具備している第２の複合体層と；を具備している複合
体。 - 【請求項６】 構造部材が、耐熱性材料の間充物に埋め
込まれる第２の層の補強材の上部層を具備し、前記上部
層が第２の複合体層に接着されている、請求項５記載の
複合体。 - 【請求項７】 第２の層のプレセラミック間充材料がポ
リシロキサンである、請求項５記載の複合体。 - 【請求項８】 基板と；基板に重なり、第１の層の有
機間充材料に埋め込まれる第１の層の補強材を具備して
いる第１の複合体層と；第１の複合体層に重なり、第１
の複合体層に接着され、第１の層の有機間充材料と共に
キュア可能であり高温で耐熱性材料に転換する材料であ
る第２の層のプレセラミック間充材料に埋め込まれる第
２の層の補強材を少なくとも部分的に具備している第２
の複合体層と；を具備している組合せ物を共に合せる工
程と；第１の層の有機間充材料および第２の層のプレセ
ラミック間充材料のキュア温度までそれらをキュアする
のに十分な時間の間前記組合せ物を加熱する工程と；を
具備している複合体の製造方法。 - 【請求項９】 加熱工程後に、表面に隣接した有機間充
材料を耐熱性材料に転換するように第２の複合体層の外
側に向いている表面を処理する付加的な工程を有する、
請求項８記載の方法。 - 【請求項１０】 前記処理工程が、酸素が豊富なプラズ
マに前記外側に向いている表面を接触させる工程を含
む、請求項９記載の方法。
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