KR100692363B1 - 가변 섬유 밀도를 갖는 열보호 시스템 - Google Patents

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Abstract

높은 열하중을 받는 표면을 보호하기 위한 열보호 시스템으로서, 섬유지지체(fiber substrate)를 포함하는 열보호 시스템이 제공된다. 상기 섬유지지체는 서로 적층되어 있는 제직 또는 부직 섬유층으로 이루어져 있거나, 또는 상기 지지체는 3 차원 제직법에 의하여 형성되는데, 상기 섬유 지지체는 섬유 밀도가 열보호재료(TPM)의 두께를 가로질러 증가하는 가변 섬유 밀도(variable density of fibers)를 가지며, 또한 상기 지지체는 니들링되고 절연 덧댐재(insulating backing)와 결합되어 있다.

Description

가변 섬유 밀도를 갖는 열보호 시스템{Thermal protection system having a variable density of fibers}
본 발명은 항공우주산업용 열보호재료(thermal protective materials: TPMs)에 관한 것으로서, 더욱 상세하게는 함침 이전에 가변적인 지지체 밀도(substrate density)를 가지며, 경화되어 TPM에 의하여 보호되는 구조물의 외부표면상에 부착되기에 유용한 구조 형태(structural configurations)를 형성하도록 제조되는 실리콘계 어블레이티브 수지(silicon based ablative resin)로 함침된 강화 탄소 복합재료에 관한 것이다.
대기권으로 재돌입하는 동안, 비행체(vehicle)은 극심한 열적 조건에 놓인다. 비행체는 초고속도로 대기와 접촉하기 때문에, 마찰력은 매우 높은 수준의 열에너지를 방출하며, 이는 외부 선체(outer shell)에 매우 파괴적인 수준으로 온도를 높일 수 있다.
비행체를 고온 및 윈드 시어(wind shear)로부터 보호하기 위하여, 비행체의 외부 선체는 통상적으로 TPM으로 피복되는데, 이는 절연체(insulator)로서 작용하며 이러한 극심한 열적 조건을 견디도록 설계된다.
탄소-탄소(C-C) 복합재료는 검증된 효율성을 가지고 그러한 조건에서 사용되 어 온 한 종류의 TPM이다. 특정 TPM이 성공적이기 위해서는 시스템이 고온에서 충분한 기계적 강도를 가질 것, 분해시 흡열 반응을 낳을 것, 또한 높은 표면 방사율(emissivity)을 가질 것이 필요하다.
가장 단순한 형태의 탄소-탄소 복합재료는 탄소 섬유를 통상적으로 높은 탄소 수율 에폭시 또는 페놀 수지와 같은 유기 수지와 결합시켜 얻어진 탄소 섬유와 수지 매트릭스를 경화하여 타일, 빌렛 또는 다른 물건과 같은 3차원 구조물을 형성하는 것에 의하여 제조된다. 상기 매트릭스는 밀도, 공극 부피(void volume) 및 기계적 강도를 갖는다.
탄소 섬유와 수지 매트릭스는 이어서 탄화(charring or carbonization)라고 불리우는 프로세스의 수지 매트릭스를 순수 탄소로 분해하는 고온 처리를 받는다. 탄화에 의하여 수지 코팅은 유기 수지로부터 자유 탄소로 변화하는데, 이 자유 탄소는 탄소 섬유를 피복하고 부분적으로 매트릭스의 공극(void spaces)을 자유 탄소로 채운다. TPMs은 고밀도화(densification)라고 알려진 프로세스의 몇차례의 탄화 사이클을 받을 수 있다. 고밀도화에 의하여 공극 부피가 감소된 더욱 강성 지지체(rigid substrate)가 형성된다. 상기 지지체의 탄화 표면은 고온 구조 능력을 갖는데, 이는 바람직한 특성이다.
종래의 C-C 복합재료는 기공도가 최소화된 고도로 충전되고 강성화된 구조물이 되도록 제조된다. 석유 피치로 침윤시키기, 페놀 수지 또는 다른 유기 수지로 함침시키기, 또는 메탄과 같은 저분자량 탄화수소를 이용하는 탄소 증기 침윤(carbon vapor infiltration : CVI)을 포함하는 C-C 재료를 고밀도화하는 많은 방법이 있다. 고밀도화에 사용되는 지지체(substrate)는 높은 탄소 챠르 수율(carbon char yield)을 가져야 한다. 먼저 상기 재료를 탄소재료로 주입시키기 위하여 함침 및 탄화의 반복된 사이클이 요구되며, 이어서 상기 침투된 것을 탄화하고 후속 고밀도화 사이클을 위한 기공도를 생성시키기 위하여 이들을 충분히 높은 온도(일반적으로 500℃ 이상)로 가열한다. 5% 기공도를 갖는 통상적인 C-C 복합재료의 통상적인 밀도 범위는 침투물 및 복합재료에 사용된 탄소 섬유에 따라 약 1.6 - 1.8 g/cc이다.
그러나, 장기, 높은 고도 극초음속 재돌입 비행체에 C-C 복합재료 TPMs을 사용하면 임무 수행을 심각하게 저해할 수 있는 특성을 나타낸다. 이들 재료의 주요한 취약점은 이들이 가혹한 열적 조건에서 산화되는 것이다. 장기 재돌입(long duration reentry) 동안 이들 TPM이 경험하는 산화는 비행체의 항공 선체(aero-shell)에 큰 형상 변화를 가져올 수 있다. 비행체의 기계적 강도와 항공역학에 부정적 영향을 미치는 형상 변화는 받아들일 수 없다. 형상 변화를 가져올 수 있는 기계적 또는 구조 일체성의 상실을 보상하기 위하여, 통상적으로 상기 재료의 두께를 증가시킨다. 그러나, 두께를 증가시키는 것은 비행체의 중량 및 부피를 받아 들일 수 없을 정도로 증가시켜서 유효탑재량을 감소시키고 비용을 증가시킨다.
우수한 고온 구조 특성 때문에 TPMs의 C-C 등급은 이들을 항공우주 응용분야용도에서 훌륭한 후보로 만들지만, 산화 형상 변화(oxidation shape changes)는 아직도 문제가 될 수 있다. 이를 해결하기 위하여, C-C 복합재료용 내산화성 코팅에 대하여 많은 노력이 경주되어 왔지만 제한적인 성공만을 거두었을 뿐이다. 현재까 지 개발된 코팅은 대기권으로 재돌입할 때 일반적으로 경험하는 온도 수준 이하의 온도수준에 또는 다른 고온 응용분야에 제한된다. 또한, 코팅 비용 및 내구성(마이크로크래킹 취급, 핀홀 발생, 입자 충격 및 지상 취급에 의한 손상의 형태에서의 내구성)은 C-C 복합재료 TPMs에 사용하기 위한 코팅을 고려할 때에는 심각한 이슈이다.
어블레이션 기술(ablation technology)은 재돌입 동안에 방출되는 높은 수준의 열에너지을 다루기 위하여 몇가지 메커니즘을 이용한다. 이들중 세가지는 수지의 증기화 및 분해(열분해) 및 후속의 경계층에서의 증발 냉각(transpirational cooling)이다. 이들 모든 프로세스는 열을 흡수한다. 많은 양의 가스를 생성하는 것은 어블레이션에 기초한 시스템의 열 흡수 능력을 측정하는 하나의 척도이다. 가스 생성은 시스템이 높은 열 하중에 노출되었을 때 증발하고 열분해되도록 특별하게 설계된 유기 재료로 C-C 지지체를 함침시키는 것에 의하여 증가될 수 있다. 이들 수동 증발 시스템에 사용되며, 냉각제(coolant)로 알려진 재료는, 폴리에틸렌 또는 에폭시 수지, 아크릴 수지 또는 페놀 수지와 같은 재료를 포함한다.
그러한 시스템에서, 재료내에 열분해 영역(pyrolysis zone)이 형성되는데, 이곳에서 수지 및 존재하는 추가적인 냉각제는 상기 유기 재료가 분해되는 온도까지 가열된다. 이에 의하여 열 흡수가 일어나고 또한 열분해 영역에 잔류할 수 있거나 및/또는 탄소 섬유상 및 상기 지지체의 공극 부피내에 부착될 수 있는 추가적인 탄소가 생성된다. 따라서, C-C 어블레이터(ablator)의 최종 중량 및 열흡수 능력은 재돌입전의 C-C 복합재료내의 입수가능한 수지량에 직접적으로 관련된다.
C-C 어블레이터의 표면에서, 탄소 지지체의 굴절특성 때문에 열이 재복사된다. 또한, C-C 어블레이터 내의 열분해 영역에서 생성된 가스는 표면에서의 조건에 비하여 상대적으로 찬 온도에서 표면으로 방출된다. 열분해 가스 증발(pyrolysis gas transpiration)로 알려진 이 효과는 TPM의 표면을 냉각시킨다. 여기에서 설명된 수동 증발 시스템의 단점은 재료이 높은 전체밀도 및 재료내의 가스의 갑작스러운 증대에 의하여 야기된 높은 내부 압력을 포함한다. 많은 부피의 가스를 생성 및 방출할 수 있는 어블레이션 시스템은 따라서 재돌입열을 흡수하고 소산시키는 면에서 더 큰 용량을 나타낸다.
이러한 면에서, C-C 지지체의 구조는 어블레이터의 전체 효율에 중요하다. 공극 부피는 가스 생성을 위하여 수지 또는 다른 냉각제로 채워질 수 있다. 또한, 지지체의 구성 방법은 가스 방출을 위한 더 많은 증발 통로를 허용할 수 있다. 단기간 내에 많은 부피의 가스를 발생하는 시스템은 또한 높은 내부압력을 발생시킨다. 그러한 압력은 지지체내의 내부 크래킹(마이크로크랙) 및 표면에서의 스폴링(spalling)을 야기한다. 이러한 영향은 시스템의 기계적 일체성에 유해하며, 시스템 고장(system failure)으로 이어질 수 있다. 따라서, 개선된 증발 통로는 또한 이러한 내부 압력의 영향으로부터 시스템을 보호한다.
Kostikov 등에게 허여된 미국특허 5,635,300호는 C-C 지지체에 실리콘계 수지를 도입함으로써 이루어진 C-C 또는 세라믹 어블레이터 기술분야에서의 진보를 개시한다. 분해 및 후속의 표면에서의 매우 높은 온도에 노출되면, 실리콘 수지는 탄소 지지체와 반응하여 고온 조건을 경험하고 있는 그들 섬유상에 실리콘 카바이 드(SiC) 코팅을 형성한다. SiC의 형성은 탄소 보다 산화에 더욱 내성이 강하고, 따라서 가혹한 온도 영역에서 SiC 골격을 형성함으로써 탄소 지지체를 강화하도록 작용한다. 고온 및 표면에서의 윈드 시어(wind shear)에 오랜 동안의 노출에 의하여 SiC가 손실되면, 새로 노출된 탄소 지지체는 더욱 반응하여 새로운 SiC를 형성하고, 따라서 보호 골격을 재생한다.
어블레이터 내부의 탄소 지지체의 섬유상에 형성된 SiC층은 탄소 자체와는 다른 열팽창계수(coefficient of thermal expansion : CTE)를 갖는다. 이 때문에 시스템이 온도 변화를 받으면 탄소 지지체내의 SiC 코팅은 마이크로크랙을 형성한다. 이러한 크랙은 공기 유입 통로를 형성하고, 이에 의하여 탄소 지지체가 산화되어 결과적으로 어블레이터의 강도 및 일체성이 손실된다.
Kostikov 특허에서, 탄소-SiC 지지체는 탄소 섬유 및 열경화성 수지 바인더로 이루어진 탄소-플라스틱 프리폼을 얻고 이어서 이를 열처리하여 탄소 섬유에 의하여 강화된 코크 매트릭스(coke matrix)를 형성하는 것에 의하여 형성된다. 상기 프리폼을 열분해 탄소(pyrolytic carbon)로 침윤시키고 1900 ~ 2000℃에서 열처리함으로써 코우크 매트릭스는 고밀도화된다. 이 발명에 따르면, 매트릭스상에 부착된 탄소를 결정화시키면 포아 채널이 형성된다. 고밀도화 이후에 복합재료의 포아 공간내에 SiC 골격을 형성하는 실리콘 처리가 실시된다. 탄소 삼유는 직물 또는 제직 지지체(woven fabric or woven substrate)의 형태일 수 있다.
Tran 등에게 허여된 미국특허 5,672,389호는 저밀도 세라믹 어블레이터를 개시하는데, 이 어블레이터는 수지 매트릭스로 함침하기 전에 약 0.15 - 0.2 g/cc의 밀도를 갖는 섬유상 세라믹 지지체를 채용한다. Tran 특허는 세라믹이라는 용어의 정의내에 탄소섬유를 포함한다. 상기 세라믹 지지체는 용매내에 유기 수지를 포함하는 저점도 용액으로 함침된다. 과잉의 침윤재는 제거되고 이어서 진공하에서 용매가 제거된다. 이에 의하여, 수지 코팅된 섬유 및 0.15-0.4 g/cc의 평균 밀도를 갖는 지지체를 얻는다. Tran 특허는 얻어진 어블레이터가 세라믹 섬유상에 균일한 수지 분포를 갖거나 또는 비균일 수지 분포를 가질 수 있는 것을 개시한다. 비균일 수지 분포는 가혹한 온도가 경험되지 않는 내부 표면에서는 경량이면서도 외부 표면에서는 필요한 정도의 어블레이션를 달성할 수 있는 장점이 있다.
또한, 표면에서의 산화 조건에서 실리콘은 대기 산소와 반응하여 실리콘 옥사이드(SiO2) 코팅을 형성하는데, 이 실리콘 옥사이드의 형성은 어블레이터 외부 표면상의 유리질층으로 알 수 있다. 이 SiO2 와 자유 탄소 및 자유 SiC 혼합물은 높은 표면 방사율을 갖는데, 이는 대류 및 탄소 지지체로부터의 재방사 때문에 재료가 표면으로부터 열을 방사하는 능력을 향상시킨다.
Goujard 등에게 허여된 미국특허 5,965,266호는 탄소-SiC (C-SiC) 매트릭스를 인-시튜 수리하는 자기치유 메커니즘을 갖는 C-SiC 복합재료 TPM을 개시한다. 상기 매트릭스는 열처리되어 C-SiC 매트릭스 상의 SiC 및 보론 카바이드(BC)를 형성한다. SiC 층은 시스템의 기계적 강도를 향상시킨다. 그러나, CTE 차이때문에, 상기 매트릭스는 재돌입시 경험하는 온도 변화에 노출될 때 파괴적인 크래킹을 경험한다. 이들 크랙은 공기 유입을 허용하는 통로를 형성하고, 이에 의하여 C-SiC 매트릭스의 산화가 야기되어 TPM 구조를 기계적으로 약하게 한다.
Goujard 발명은 재돌입시의 고온 및 산화조건하에 노출된 탄소와 반응하는 유리 전구체로서의 자유 실리콘 및 보론을 제공한다. 상기 유리 전구체는 크랙내에서 자기치유 유리층을 형성하여 지지체의 내부 산화 통로를 봉쇄한다.
어블레이션 시스템의 강도 및 밀도 이외에 상기 재료가 항공 선체(aero-shells)상에 장착되는 방식, 및 부가적인 절연층의 도입도 또한 TPM의 성공에 관계가 있다. Schwartz 에게 허여된 미국 특허 3,152,548호는 한 시스템을 개시하는데, 이에 의하여 일련의 코일 와이어는 상기 항공 선체에 부착되고 상기 세라믹 TPM은 상기 금속 코일상에 장착되어서 상기 항공 선체와 상기 세라믹 TPM의 사이에 공간이 형성된다. 이 공간은 유연성 열 절연 재료로 채워져서, 항공 선체에 증가된 절연 보호를 제공한다. 상기 특허는 코일 와이어를 사용하면 금속 항공 선체 및 세라믹 절연체 사이의 열팽창 차이를 보상한다는 것을 개시한다.
따라서, 본 발명의 주요 목적은 탄소-탄소 어블레이터이며, 또한 상대적으로 저비용, 저밀도, 고기계적강도이며, 또한 산화로부터 높은 수준의 보호를 제공하는 열보호재료(TPM)를 제공하는 것이다. 본 발명은 달성할 수 있는 가장 낮은 비용으로 강도, 중량 및 열흡수의 변수들의 최적 밸런스를 달성할 수 있도록 상기 변수들이 상기 TPM의 두께 및 길이를 가로질러 변화할 수 있는 방식으로 상기 TPM이 제조될 수 있도록 한다. 본 발명의 탄소-탄소 어블레이터는 또한 생성된 가스의 개선된 증발율(rate of transpiration)을 가능하게 하는 통로를 구비한 구조물을 제공한 다. 본 발명의 탄소-탄소 어블레이티브 TPM은 또한 절연 재료가 상기 TPM 및 상기 비행체 항공 선체의 사이에 통합될 수 있는 새롭고 유용한 형태(configuration)의 탄소-탄소 어블레이티브 TPM를 가능하게 하는 구성방법을 포함한다.
본 발명의 C-C 지지체는 제직될 수 있거나 또는 부직(non-woven)될 수 있는 3차원 물체이다. 섬유의 밀도는 상기 TPM의 두께를 가로질러 증가하여, 그 방향으로 지지체의 강도를 증가시킨다. 제직방법 또는 사용되는 직물의 종류(예를 들면, 직포, 부직포, 편성포 또는 브레이디드 직물(braided fabrics))을 변경함으로써 섬유 밀도가 변경될 수 있다. 또한, 본 발명은 직물의 니들링을 포함할 수 있는데, 이는 구조물의 두께를 가로질러(z-방향) 섬유의 상호연결(interconnection)을 증가시킨다. 니들링은 또한 z 방향으로의 기공도를 증가시키는데 일조하여, 재돌입과 같은 고온 조건하에서 생성된 가스의 어블레이션 증발을 위한 개선된 통로를 제공한다. 3차원 구조물을 형성할 수 있는 개선된 제직 방법은 또한 z 방향으로의 섬유 밀도를 변화시키고 어블레이터의 증발율을 증가시키는데에도 사용될 수 있다.
본 발명의 C-C 어블레이터는 높은 탄소 수율을 갖는 유기 수지로 함침되며, 이렇게 하여 얻어진 매트릭스는 경화된다. 얻어진 코팅된 지지체는 이 지지체를 고밀도화하기 위하여 하나 이상의 탄화 사이클을 받는다. 탄화 사이클 이후에, 이 시스템은 실리콘계 어블레이티브 수지로 처리된 후 경화된다.
본 발명에 고유한 것은 실리콘계 어블레이티브 수지이다. 실리콘계 수지는 복합재료의 표면 아래에서 입수가능하며, 가열되었을 때 표면으로 흘러서 탄소와 반응하여 SiC를 생성한다. 따라서, 어블레이티브 수지가 시스템에 냉각제로서 작용 하는 한편, 고온에서 어블레이터 내에서 일어나는 상기 화학반응은 또한 내산화성 SiC 코팅을 형성함으로써 C-C 지지체에 기계적 강도를 제공하는데 도움이 된다.
재돌입하는 동안의 고온은 탄소 지지체를 산화시키기에 충분하다. 이는 어블레이터 표면을 우묵 들어가게 하여 결과적으로 기계적 강도의 손실을 가져오고 따라서 비행체 표면의 형상에 변화를 가져온다. 이러한 형상변화는 비행체의 항공역학에 부정적으로 영향을 줄 수 있는데, 이는 받아들일 수 없다. 재돌입하는 동안의 시스템의 고온에 의하여 실리콘이 지지체의 탄소와 반응하여 SiC를 형성한다. 재돌입하는 동안에, 탄화층의 일부는 산화된다. 이것이 일어남에 따라, 탄소는 산화에 저항하는 보호 코팅을 제공하는 SiC에 의하여 대체된다. 또한, 어블레이터에서 표면이 우묵 들어가는 것이 진행됨에 따라, 노출된 탄소 지지체는 더욱 실리콘과 반응하여 영향을 받은 영역에서 실리콘 카바이드를 형성한다.
또한, 고온에서 수지의 열분해에 의하여 생성된 가스내의 실리콘은 어블레이터의 표면에서 대기중의 산소와 반응하여 자유 탄소 및 SiC의 혼합물과 함께 실리콘 다이옥사이드(SiO2)를 생성한다. 이 혼합물은 매우 전송적(transmissive)일 수 있다. 더욱 산화되어, SiO2의 농도는 표면에서 증가되어, 표면하의 탄소 및 SiC에 산화 보호를 제공한다.
본 발명의 다른 태양은 시스템이 재돌입의 고온을 받기 전까지는 SiC가 형성되지 않는 것이다. 인-시튜적으로 SiC 매트릭스를 형성하는 이러한 특징은 C-C 지지체 및 SiC 매트릭스가 고온 변화 및/또는 기계적 스트레스를 받았을 때 일어나는 마이크로크래킹의 파괴적인 영향을 회피한다.
이번에 개발된 것은 내구성있는 산화 보호를 제공하기 위하여 인-시튜 방법으로 저비용 C-C 복합재료를 형성하는 독특한 접근방법이다. 이는 저비용 접근방법일 뿐만 아니라 지금까지 사용되었던 종래의 C-C 복합재료와 비교할 때 개선된 어블레이션 저항을 제공한다. 더욱 저밀도 C-C(1.3 - 1.5 g/cc)가 사용된다. 이는 필요로 하는 고밀도화 사이클의 횟수를 감소시키기 때문에 상당한 비용절감을 가져온다. 이 재료는 수지 전사 몰딩 프로세스(resin transfer molding: RTM)를 이용하여 (General Electric Corp.에 의하여 제조되는 RTV와 같은) 실리콘계 어블레이티브 수지로 침윤된다.
RTM 프로세스는 밀폐된 몰드내에서 시료로부터 공기를 제거하는 단계 및 상기 시료를 RTV로 압력함침시켜서 지지체내의 이용가능한 포아를 채우는 단계를 포함한다. 본 발명은 RTV 재료가 지지체 내에 저장되고 재돌입 가열 동안에 이용가능한 것을 필요로하므로, 이 저장 영역은 증가된 공극 부피의 형태로 공급된다. 또한, C-C 지지체는 이 저장 부피 및 분포가 예상가능하도록 설계되고 제조되어야 한다. 너무 많은 RTV 양은 고온 노출 동안에 높은 내부 가스 압력을 형성할 수 있으므로 이는 RTV 양을 조절하는데 중요하다. 충분하지 않은 RTV는 비행중의 재돌입 단계 동안에 어블레이티브 시스템의 보호효과의 손실을 초래한다.
본 발명의 다른 구현예들은 다층 양면 브레이딩(multilayer interlock braiding)으로 알려진 3차원 제직 공정에 의하여 형성된 C-C 지지체를 포함한다. 이 제직방법은 일방향에서 섬유 밀도가 소망하는 대로 단계적으로 변화하는 3차원 탄소 섬유 지지체를 제조하는데 사용될 수 있다. 이 3차원 제직물은 z 방향으로 큰 강도를 가지며, 일체성이 덜하고 그 구성의 층들을 가로지르는 상호연결이 덜한 2차원 직물에서 경험하는 문제를 회피한다.
다층 양면 브레이딩은 3차원 형태로 형성될 수 있는 상호연결된 3차원 브레이드를 허용하는 기술이다. 이 기술은 z 방향으로 섬유 밀도가 변화하는 3차원 구조물을 얻을 수 있다. 이에 의하여 얻어진 3차원 지지체는 z 방향으로 증가된 강도를 가지며, z 방향으로의 가스 증발을 위한 개선된 통로를 허용한다. 상기 지지체는 부가적인 상호연결 및 증발 통로를 위하여 니들링될 수 있다. 다층 양면 브레이딩은 3-D Braided Composites, Design and Applications, Brookstein, D(Albany International Research Co., Sixth European Conference on Composite Materials, September, 1993)이라는 표제의 기사에 설명되어 있는데, 이의 개시내용은 인용에 의하여 본 명세서에 통합된다.
본 기술분야의 다른 구성에 의해서는 달성할 수 없는 본 발명의 다른 장점은 밀도 대 지지체의 강도 뿐만 아니라 열분해되는데 이용가능한 따라서 냉각제로서 이용가능한 어블레이티브 수지의 양을 조절할 수 있는 능력이다. 본 발명은 상기 TPM의 두께를 가로질러 가변적인 밀도 및 공극 부피를 갖는다. 더 큰 공극 부피를 갖는 영역은 재돌입 동안에 어블레이션을 위하여 이용가능한 더 많은 양의 RTV를 포함한다. 따라서, 상기 TPM의 냉각 능력은 C-C 지지체의 밀도에 따라 변화한다. 외부층은 더 많은 냉각제 부피를 포함할 수 있는 반면에 내부층은 더 큰 기계적 강도를 나타낼 수 있다.
기공도 및 가스제거에 대한 상기 요건을 만족시키는 재료 시스템을 제공하기 위하여 몇가지 후보의 제조 기술이 이용가능하다. 이들은 오픈 워븐 편성 구조를 포함하는데, 이는 상기 편성 공정에 내재된 루프가 RTV 저장을 위하여 이용가능한 기공도의 자연 포켓을 제공하기 때문이다. 다른 착상은 RTV 저장을 위하여 필요한 부피를 형성하기 위하여 이웃한 실들 사이에 의도적인 공간을 갖는 제직 구조이다. 다른 착상은 자카드 타잎 제직기를 이용하는 다층 제직구조이다. 그러한 구조의 제직 구성은 용이하게 RTV 저장을 위한 부피를 제공하도록 할 수 있다. 가장 낮은 비용 선택을 제공하는 다른 착상은 부직 프리폼(non-woven preform)이다. 이러한 프리폼은 층상 구조내에 미리 형성된 배향에 의하여 제조될 수 있다. 또한, 언급된 다른 착상들 뿐만 아니라 이 착상은 증가된 구조 일체성을 위한 니들링 공정으로부터 이익을 얻을 수 있다.
이러한 구조에 가스제거 통로를 통합하기 위한 몇가지 방법이 있다. 한가지 방법은 C-C 고밀도화 공정 이전에 상기 프리폼을 니들링하는 것이다. 이 공정은 규칙적인 또는 맞춘 패턴 또는 그리드에 따라 제직 프리폼(woven preform)의 면을 관통한다. 이 니들링 공정은 일부분의 섬유들이 관통되어 니들링 방향을 따라 배열되도록 하여, 두께 관통 섬유 성분을 형성한다. 이는 가스가 상기 성분으로부터 이동하는 통로를 형성할 뿐만 아니라 상기 증가된 두께 관통 강화는 층간 기계적 성질(interlaminar mechanical properties)을 증가시킨다.
두께 관통 가스 통로를 제공하는 다른 메커니즘은 T-성형(T-forming)이다. T-성형은 섬유들이 직접 프리폼내로 삽입되도록 하는 방법이다. T-성형은 Albany International Corp., Techniweave Division에 양도되었으며 Fiber Reinforcement Structure and Method of Making Same이라는 표제의 미국특허 6,103,337호에 개시되어 있는데, 그 개시내용은 인용에 의하여 본 명세서에 통합된다. 이 방법에서, 관통의 T-성형 간격 깊이, 및 배향은 조절될 수 있다. T-성형은 또한 3차원 구조 성분을 형성하기 위하여 외부 보호층을 지지요소(support element)에 기계적으로 부착시키기 위하여 선택된 방법일 수 있다.
T-성형을 사용함으로써, 설명된 재료 착상은 특정한 응용 요건에 맞출 수 있다. 상기 TPM은 재돌입 및 기동(maneuvering)의 열적으로 야기된 구조 하중 및 항공역학적 하중을 구조적으로 견딜 수 있는 형태로 제조될 수 있다. 상기 재료 시스템은 항공 선체로부터의 열통로로 작용하지 않으면서도 상기 하중을 효과적으로 전달하도록 설계될 수 있다.
본 발명의 다른 개선점은 어블레이터 및 비행체 외부 선체(outer shell)의 사이에 절연재료를 부착시키는 개선된 방법을 포함한다. 탄소 섬유로 제조된 상기 어블레이터는 유리한 형태로 성형될 수 있다. 이러한 구조 특징은 T-성형된 립(T-formed rib) 및 보강재(stiffener), C-C 허니쿰, 일체적으로 제직된 립(integrally woven rib), 주름진 C-C 및 기타 유리한 형태를 취할 수 있다. 주름진 형태, T-연결된 형태 또는 유사한 형태의 어블레이터를 장착함으로써 생긴 공간은 시스템에 부가적인 열보호를 더하기 위하여 절연재료로 채워진다.
본 발명의 다른 구현예는 탄소 직물 테이프 재료로서 상기 직물 표면내로 실리콘 함유 RTV가 함침되어 있는 탄소 직물 테이프 재료를 제조하는 것이다. 이재료 는 열 및 압력을 사용하여 적층되어 구조, 섬유강화 성분(structural, fiber reinforced component)을 형성할 수 있는데, 이에는 이미 실리콘 보호 설계(silicon protection scheme)가 배치되어 있다. 이는 C-C 프로세싱을 필요로 하지 않을 공정이다.
따라서, 본 발명에 의하여 위의 목적 및 장점이 실현될 것인데, 본 발명의 설명은 이하에 첨부된 도면과 관련하여 이해되어야 한다.
도 1은 서로 적층된 몇 개의 제직층으로 이루어진 탄소 섬유 구조물의 단면도이다.
도 2는 몇 층의 탄소 섬유 배트 및 몇 층의 탄소 섬유 직물로 이루어진 구조물의 단면도인데, 이들 층은 서로 적층되어 있다.
도 3은 두께를 가로질러서 층들의 연락(communication)을 증가시키기 위하여 니들링된 도 2의 구조물의 단면도이다.
도 4는 니들링 공정 및 이 니들링 공정의 효과를 나타내는 모식도이다.
도 5는 섬유 사이의 공극 공간을 갖는 3차원 탄소 섬유 지지체를 나타낸다.
도 6은 수지 전사 몰딩(RTM) 공정의 모식도이다.
도 7은 몇 개의 가능한 T-성형 방법의 모식도이다.
도 8은 T-성형 공정 및 RTM 공정의 결합 공정을 나타낸다.
도 9는 C-C 복합재료 어블레이터 및 절연재료가 결합된 형태를 나타내는 본 발명의 일 구현예의 사시도이다.
도 10은 TPM 및 절연이 결합된 가능한 몇 개의 형태의 모식도이다.
이제 특히 첨부한 도면을 참조하면, 도 1은 몇 개의 직물층으로 이루어진 제직 섬유 지지체(woven fiber substrate)를 나타내는데, 상기 직물층은 적층되어 구조물을 형성한다. 상기 구조물의 직물층(2a, 2b, 2c - 2n)은 층(2a)로부터 층(2n)으로 밀도가 증가하는 가변밀도를 갖는다. 개개의 층(2)의 밀도는 제직방식, 제직의 치밀도 등을 변경시킴으로써 변화될 수 있다. 이에 의하여 상기 구조물의 전체 밀도는 t로 표시된 방향으로 증가한다. 이 결과의 구조는 방향 t로 단계적으로 변화하는 밀도를 갖는, 제직 섬유로 이루어진 3차원 물체이다. 본 발명의 지지체의 제조에 사용될 수 있는 타잎의 섬유는 탄소섬유, PAN 섬유, 그래파이트 섬유, 실리콘카바이드 섬유 또는 세라믹 섬유이다.
도 1의 제직 지지체의 외측 표면(즉, 층 2a, t=0)에서, 상기 구조물은 비교적 저밀도 및 높은 상대공극부피를 갖는데, 이는 전체 구조에 비하여 단위면적당 더 적은 수의 섬유가 존재하는 것을 나타낸다. 대신에, 도 1의 지지체의 내측 표면(즉, 층 2n, t=t')은 더 큰 상대밀도 및 더 작은 공극부피를 갖는데, 이는 전체 구조에 비하여 단위면적당 더 많은 수의 섬유가 존재하는 것을 나타낸다. 이러한 구성에 의하여, 층 2n-1 및 2n을 포함하는 내부층이 더 큰 강도를 갖게 되어, 시스템이 고온으로 가열될 때, 시스템이 그 형상 및 기계적 일체성을 유지하게 된다. 동시에, 층 2a, 2b, 2c를 포함하는 외부층은 (General Electric Corp.으로부터 입수할 수 있는 RTV와 같은) 실리콘 어블레이티브 수지로 채워져 있는 큰 공극 부 피를 포함하는데, 이 수지는 증발, 열분해, 표면 가스 블로우잉의 어블레이션 과정을 통하여 열을 흡수한다. 따라서 이 어블레이션 과정은 상기 TPM의 외부층에 집중된다. 적당한 수지는, 이에 한정되지 않지만, 모두 General Electric Corp.으로부터 유래된 RTV-11, 12, 31 또는 615를 포함한다.
큰 부피의 어블레이티브 수지를 포함할 수 있는 큰 능력을 갖는 것 이외에, 외부층은 또한 개선된 증발 통로를 제공하는데, 이에 의하여 발생된 큰 부피의 가스가 탈출할 수 있게 한다. 큰 부피의 증발된 가스는 상기 TPM의 표면에서 증가된 열흡수능을 제공하며, 또한 방출 가스의 내부 압력을 완화하여 상기 TPM 지지체에의 기계적 스트레스 및 손상을 최소화한다.
도 2 및 3은 본 발명에 포함되는 대체적인 구조물을 나타낸다. 도 2는 몇 층의 직물층으로 이루어진 결합된 제직 섬유 및 부직 섬유 지지체를 나타내는데, 상기 직물층은 서로 적층되어 구조물을 형성한다. 상기 구조물의 직물층(2n, 2b, 2c - 2n)은 층 2a로부터 층 2n으로 밀도가 증가하는 가변 밀도의 것이다. 층 2a, 2b, 2c를 포함하는 외부층은 상대적으로 저밀도 및 상대적으로 큰 공극부피를 갖는 부직 섬유 배트 재료(non-woven fiber batt material)로 이루어져 있다. 층 2n까지를 포함하는 내부층은 상대적으로 더 큰 밀도 및 더 작은 공극부피의 것이다. 도 1의 상기 구현예에서와 같이, 내부층은 강도를 유지하도록 설계되어 있으며, 반면에 외부층은 어블레이티브 TPMs에 고유한 열흡수 기능을 수행하도록 설계되어 있다.
도 3은 니들링에 의하여 더욱 처리된 도 2의 섬유 지지체를 나타낸다. 외부층(층 2a, 2b, 2c)의 스테이플 섬유 배트층은 서로 그리고 상기 지지체의 내부층( 층 2n-1, 2n)의 제직 섬유 직물층에 니들링되어 있다. 니들링은 TPMs에 두개의 유리한 효과를 갖는다. 첫째, 한 층의 섬유는 교차평면 방향(cross-plane direction), z 방향으로 재배향되어 교차평면 방향으로 상기 구조물의 강도를 증가시킨다. 교차평면방향에서의 이 증가된 강도는 재돌입 동안에서와 같은 가혹한 조건의 온도 및 윈드 시어 동안에 TPM의 일체성을 개선시킨다. 둘 째, 니들링은 z 방향으로의 구조물의 기공도를 증가시키는 데 일조하는데, 이는 재돌입 동안 어블레이터에 의하여 발생된 가스의 증가된 방출 및 증발을 허용하므로 어블레이티브 과정에 유익한 특성이다.
도 4는 니들링이 개개의 섬유들을 상기 직물층의 평면을 관통하여 그리고 상기 직물층의 평면 사이로 돌입시킴으로써 어떻게 상기 층들의 상호연결을 증가시키는 지를 나타낸다. 니들(6)은 니들보드(12)에 포함되어 있는데, 니들보드(12)는 복수개의 개개의 니들을 포함한다. 상기 지지체를 구성하는 몇 개 층이 스트리퍼 플레이트(16) 및 베드 플레이트(14)의 사이를 통과할 때, 니들은 상기 층들을 뚫고 나간다. 니들은 개개의 섬유를 붙잡아 이들을 교차 평면 방향(z방향)으로 강제하여 섬유들을 상기 평면을 가로지르도록 재배향시키는 갈퀴(8)를 갖는다. 니들이 후퇴하면, 섬유는 z 방향에 남고, 그리고 직물내에 대략 바늘 크기의 구멍이 그 방향에 남는다.
상기한 바와 같이, 니들링의 효과는 z 방향, 즉 상기 층들 사이에서 상기 적층된 층들의 강도를 증가시켜서 3차원 지지체에 증가된 일체성을 부여하는 것이다. 또한, 상기 결과의 구멍들은 z 방향으로의 가스 방출을 위한 통로가 된다. 이는 상 기 TPMs의 어블레이션 과정의 효율성을 증가시킨다.
도 5는 도 1에 도시된 것과 유사한 탄소 섬유 지지체인데, 평면 (x- 및 y-) 방향으로 이어진 제직 섬유(2)를 보인다. 포아 공간(4)은 두드러져 보이는데, 더 밝은 영역으로 나타난다. 상기 포아 공간의 상대 크기는 지지체 내의 공극 부피량에 해당하며, 이는 또한 지지체가 포함할 수 있는 어블레이티브 수지량의 척도이다. 지지체가 포함하는 수지량이 많을수록, 상기 수지가 생성시킬 수 있는 가스량이 많으며, 이는 어블레이터에 더 큰 냉각을 제공한다.
상기 TPM의 온도가 증발 및 열분해가 일어나는 점 이상으로 상승하면, 지지체 내에 포함된 수지는 증발하여 완화되어야 할 내부 압력을 낳는다. 증발 통로는 이 파괴적인 내부 압력을 완화시키는데 필수불가결하다. 또한, 상기 가스의 냉각효과가 표면 전체에 걸쳐서 잘 분배되도록 이 가스는 표면에 균일하게 방출되어야 한다. 가스를 방출하기 위하여 지지체내에 존재하며, 니들링이 효과에 의하여 더해진 상기 통로는 따라서 본 발명의 태양에서 중요하다.
본 발명의 다른 구현예는 그 직물 표면내에 함침되어 있는 실리콘 함유 RTV를 포함하는 탄소 직물 테이프 재료를 제조하는 것이다. 이 재료는 열 및 압력을 사용하여 적층되어 구조상의 섬유강화 성분을 형성할 수 있는데, 이에는 이미 실리콘 보호 설계(silicon protection scheme)가 배치되어 있다. 이는 C-C 프로세싱을 필요로 하지 않을 공정(즉, 탄화 및 고밀도화)이다.
다른 구현예는 다층 양면 브레이딩으로 알려진 3차원 브레이디드 제직 공정을 이용하여 제조된다. 이 방법의 장점은 섬유들이 2차원 조직의 평면 x, y 방향으 로 뿐만 아니라 z 방향으로도 배향하는 점인데, 이는 z 방향으로 더 큰 상호연결 및 기계적 강도를 구조물에 부여하는데 기여한다. 이 방법에 의하여 지지체의 두께, t,를 가로질러 도 1에서 설명된 구현예에 유사한 정도로 공극 부피 및 밀도의 변화가 달성될 수 있다.
상기 다층 양면 브레이딩 기술이 z 방향으로 개선된 강도 및 일체성을 갖는 구조물을 낳으며, 이는 또한 재돌입 동안의 어블레이션 과정에서 생성된 가스의 방출 및 증발을 위한 더 균일한 유로(uniform flow paths)를 제공한다. 이 개선된 가스 방출능은 본 발명의 이 3차원 제직 구현예의 장점이다. 이 구조물의 가스 방출 및 증발 능력은 또한 z 방향으로 상기 구조물을 니들링함으로써 더욱 증가될 수 있다. 이러한 목적으로, 상기 구조물은 또한 니들링될 수 있다.
지지체의 함침, 탄화 및 고밀도화
본 발명의 바람직한 일 구현예에 따르면, 탄소 섬유 지지체는 상기한 바와 같이 제조되어 높은 탄소 수율(carbon yoeld) 및 낮은 탄가(炭價; ash value)를 갖는 페놀 수지 또는 에폭시 수지의 용액으로 함침된다. 사용되는 함침 공정은 수지 전사 몰딩 공정(RTM)으로 알려져 있다.
C-C 복합재료를 제조하는데 사용될 수 있는 몇가지 수지 조합제가 있다. 이들은 모두 공통적으로 높은 탄소 수율을 갖는다. 이들은 Monsanto에 의하여 제조되는 SC1008 페놀 수지를 포함한다. 또한, 미국 특허 5,536,562호에서 인용되어 있듯이, Dow Chemical 및 다른 곳으로부터 입수할 수 있는 노볼락 에폭시계 재료도 있다.
이 공정은 도 6에 도시되어 있듯이 처녀 또는 부분 고밀도화된 C-C 지지체를 RTM 기구(몰드: 22)내에 놓고 이 시스템으로부터 공기를 진공펌프(24)를 사용하여 제거하는 단계를 포함한다. 상기한 바와 같이 SC1008 또는 노볼락과 같은 수지 조합제가 피드 컨테이너(20)내에 위치한다. 톨루엔과 같은 용매가 소망하는 점도를 달성하기 위하여 어느 선택된 수지의 경우에는 필요로 할 수 있다.
이어서, 피드 컨테이너(20)에서 압력이 55 psi(+/- 15 psi)로 상승되어 상기 C-C 지지체를 수지로 압력 함침시키는데, 상기 지지체의 모든 공극 공간으로 수지가 완전히 침윤되는 것을 보장하는 방식으로 이루어진다. 상기 압력은 수지의 가사시간을 경과해도 유지된다.
함침 이후에, 과잉 수지 용액은 배출되도록 한다. 경화는 특정한 수지에 대하여 제조업자의 권장사항에 따라 주위 조건 또는 온화한 온도에서 달성된다. 이어서 이 부품은 몰드(22)로부터 제거되어 150℃ 또는 실온에서 적당한 시간 동안 더욱 경화될 수 있다.
용매 제거 및 경화 후에, 지지체의 탄소 섬유에는 균일한 수지 코팅이 남겨진다. 이 수지 코팅은 탄소 섬유 지지체의 전체에 걸쳐서 탄소/수지 매트릭스를 형성한다.
이어서, 지지체는 2 내지 24 시간 동안 500℃ 이상의 온도로 열처리되는데, 이러한 시간은 상기 수지 매트릭스를 순수 탄소로 열분해시키는데 충분하다. 이 탄화 공정의 결과 탄소 매트릭스에 의하여 강화된 강성화된 탄소 섬유 지지체(rigidized carbon fiber substrate)가 생성된다. 이 결과 생성된 재료는 탄 소-탄소(C-C) 지지체로 알려져 있다. 이 탄화 공정은 상기 C-C 지지체의 평균밀도가 1.1 내지 1.5g/cc이 되도록 반복될 수 있다. 그러나, RTV로 최종 함침되기 전의 지지체의 밀도는 C-C 지지체의 외부층에서 보다 내부층에서 더 클 것이다.
강성화된 C-C 지지체는 탄화되지 않은 탄소 섬유 지지체에 비하여 강도 및 밀도가 증가된 특성이 있다. 소망하는 강도, 밀도 및 공극 특성을 얻기 위하여 탄화 공정은 반복될 수 있다. 강도 이외에, 상기 외부 탄화층은 절연재료의 특징인 고내화 표면이다. 바람직한 구현예는 RTV로 함침하기 전에 두번의 탄화 공정을 채용한다.
탄화 공정 이후에, C-C 지지체는 RTM 공정을 이용하여 실리콘계 어블레이티브 수지로 함침된다. 상기 어블레이티브 수지는 주요 원소중의 하나로서 실리콘을 갖는다. C-C 지지체는 RTM 공정을 이용하여 함침되고, 과잉의 수지는 배출되며, 함침된 지지체는 경화되어 C-C 지지체의 공극 공간의 99%까지 채우는 수지 매트릭스를 형성한다. 이용하기 적당한 실리콘계 어블레이티브 수지는 General Electric 및/또는 기타 제조업자로부터 입수가능한 몇 개의 RTV-타잎 수지를 포함한다. 대체 실리콘계 어블레이티브 수지를 선택하는 경우, 실리콘은 실리콘 다이옥사이드의 형태가 아닌 것이 바람직하다.
RTV 수지는 모두 General Electric Corp.에서 유래된 RTV-11, 12, 31 및 615를 포함할 수 있다. 이들 수지의 점도는 1,500 내지 25,000 cps의 범위이다. 더 고점도의 RTV 수지의 경우에는, 톨루엔으로 희석하여 점도를 RTM 공정이 효과적으로 작동할 수 있는 수준으로 낮출 수 있다. 경화 시간은 2시간 내지 7일의 범위이다. 경화온도는 주위온도 내지 150℃의 범위이다. 이들 수지의 밀도는 1.00 내지 1.42 g/cc의 범위이다.
본 발명의 다른 구현예는 실리콘계 RTV 수지로 함침하기 이전의 초기 수지 함침 및 탄화 사이클을 이용하지 않는다. 오히려, 탄소 섬유 지지체는 실리콘 어블레이티브 수지로 RTM 함침되고 경화되어, 실리콘 어블레이티브 수지의 적용 및 경화에 의하여 강성화된 탄소 섬유 지지체를 낳는다. 그러나, 모든 구현예서, RTV 수지는 경화되지만 탄화되지 않아서, 재돌입시의 높은 열하중에 노출되기 이전에 SiC 또는 SiO2 가 생성되지는 않는다.
T-성형 기술 및 절연재의 장착
본 발명의 C-C 복합재료 어블레이터는 신규하고 유용한 구조 형태를 제조하는 데 사용될 수 있다. 본 발명의 경량이며 강한 보호 복합재료는 절연 재료를 TPM의 배면(backface)에 결합시키는 개선된 방법을 제공하는 방식 및 형태로 제조될 수 있다.
도 7은 다른 형태를 달성하는 데 이용될 수 있는 네가지 T-성형 방법을 도시한다. 각각의 도시에서, 개개의 탄소 섬유(26)는 지지체(30)의 교차 섬유 표면(cross fiber surface : 30)을 통하여 또한 지지 요소(28)의 좁은 에지의 내부로 삽입된다. 그 결과 T-조인트(32 : 도 8), I-빔(38), 또는 주름진 프리폼(36)의 형상일 수 있는 함침되지 않은 탄소 복합재료 프리폼(32)이 얻어진다. T-성형의 결과 강화 프리폼 구조물이 형성되는데, 여기서 강화 섬유(26)은 수지로 함침되고 그 리고 최종 강성화된 구조물의 일부가 된다. 또한, 섬유(26)의 삽입에 의하여 어블레이션 동안에 생성된 가스의 방출 및 증발의 통로가 형성된다.
상기 다양한 프리폼 형태의 제조는 TPM 생산의 다른 단계에서 일어날 수 있다. 예를 들면, 두 개의 탄소 섬유 구조물이 초기 함침 및 탄화 공정 이전에 T-형태로 연결될 수 있다. 이에 의하여 균일하게 강성화되고 탄화된 구조물이 얻어진다.
도 8은 RTM 함침 공정과 결합된 T-성형 공정을 나타낸다. 두 개의 성분 부품, 즉 주지지체(30) 및 지지 요소(28)을 생산하기 위하여 제직 및/또는 부직 섬유 직물층들을 적층함으로써(또는 섬유 지지체를 3-D 제직함으로써) 강화 프리폼이 형성된다. 지지 요소(28)는 RTM 도구(22)내에 위치시키고, 주요소(30)는 지지 요소(28)의 상부에 위치시킨다. 주요소(30)는 스티칭 도구(36)를 이용하여 상기 지지체에 유사한 재료의 단섬유(26)를 삽입함으로써 지지요소(28)에 연결된다. 상기 스티치는 지지 요소(28)내의 섬유 방향에 평행한 방향으로 삽입된다. 도 7에 도시되어 있는 바와 같이, 스티치(26)는 또한 상기 지지 요소에 비스듬히 배향될 수도 있다.
두 개의 요소(28, 30)가 단섬유(26)에 의하여 연결된 후, RTM 도구(22)는 밀봉되고 시스템에 진공을 가하여 공기가 제거된다. 이어서 수지 용액이 수지 저장고(20)로부터 RTM 도구내로 압력하(약 55psi, +/- 15 psi)에서 공급된다.
도 9는 C-C 복합재료 어블레이터가 T-성형 기술과 결합되어 TPM 구조물을 생산하는 바람직한 구현예를 나타내는데, 상기 TPM 구조물은 절연재 및 각이 진 지지 체(angled supports)를 결합하고 이어서 비행체의 항공 선체에 부착된다.
본 발명의 바람직한 구현예는 일련의 약 직각으로 이루어진 지지 요소(38)를 부착시키기 위하여 T-성형 방법을 사용하는데, 이때 앵글 코너(angle corner)가 TPM(30)의 배면에 기대도록 배치되어 상기 TPM의 배면으로부터 항공 선체의 표면으로 상기 배면에 대하여 약 45도의 각도로 돌출된 두 개의 지지 요소를 형성하는 방식으로 부착된다. 상기 지지 요소는 주름진 구조물과 유사한 방식으로 반복되어, 이웃한 두 개의 지지 요소가 상기 항공 선체에서 만나는 점은 대략 직각을 형성하며, 이는 상기 TPM 배면을 면하고 있다. 절연 재료는 상기 TPM의 배면 및 상기 지지 요소에 부착되어 비행체에 부가적인 열보호를 제공한다.
다른 구현예는 도 10에 도시되어 있는데, 여기서 지지 요소(28)는 항공 선체(40)에 부착되어 있고, 그 아래에 형성된 공간은 절연 재료(34)로 채워져 있다. 상기 절연 재료는 다음 재료일 수 있다: Southern Research Inst.의 Aerogel; Fiber Materials Inc.의 Fiberfoam, 또는 본 기술분야에서 공지된 기타 적당한 절연 재료.
본 발명의 C-C 복합재료 어블레이터는 본 기술분야에서 입수가능한 다른 C-C 어블레이터와 비교할 때 더 낮은 중량 및 비용에서 증가된 강도 및 내산화성을 제공한다. 본 발명의 특성은 증가된 공극 부피, 증가된 어블레이티브 수지를 포함할 수 있는 능력 및 재돌입 동안에 어블레이티브 수지에 의하여 생성된 가스를 방출할 수 있는 개선된 능력과 더불어 가변 밀도 및 강도를 포함한다. 또한, 상기 시스템은 탄소-탄소 및 실리콘 어블레이션 시스템의 강화, 보호 및 수리 메커니즘을 이용 하는데, 이는 고온 및 산화의 파괴적인 영향을 감소시키도록 작용한다.
비록 바람직한 구현예들이 여기서 개시되고 설명되었지만, 그들의 범위는 그에 의하여 한정되지 않아야 하며, 오히려 그들의 범위는 아래에 첨부된 청구의 범위의 그것에 의하여 결정되어야 한다.
상기한 바와 같이 본 발명의 열보호재료(TPM)는 특히 항공우주산업용도로 유용하게 이용될 수 있다.

Claims (26)

  1. 높은 열하중을 받는 표면을 보호하기 위한 열보호 시스템으로서,
    외부면 및 이를 마주보는 내부면을 구비한 섬유지지체(fiber substrate)를 포함하며,
    상기 외부면은 상기 표면을 면하지 않고(face away) 있고, 상기 내부면은 상기 표면을 면하고 있으며, 상기 지지체는 섬유 밀도가 상기 외부면으로부터 상기 내부면으로 가는 방향으로 증가하는 가변 섬유 밀도(variable density of fibers)를 갖는 것을 특징으로 하는 열보호 시스템.
  2. 제1항에 있어서, 상기 섬유는 탄소, 그래파이트, 실리콘 카바이드 또는 세라믹으로 이루어진 것을 특징으로 하는 열보호 시스템.
  3. 제1항에 있어서, 상기 섬유 지지체는 복수개의 제직 섬유층(layers of woven fabric)으로 이루어진 것을 특징으로 하는 열보호 시스템.
  4. 제1항에 있어서, 상기 섬유 지지체는 복수개의 부직 섬유층(layers of non-woven fabric)으로 이루어진 것을 특징으로 하는 열보호 시스템.
  5. 제1항에 있어서, 상기 섬유 지지체는 부직 및 제직 섬유층들의 조합의 복수 개의 층으로 이루어진 것을 특징으로 하는 열보호 시스템.
  6. 제1항에 있어서, 상기 섬유 지지체는 3-차원 제직 공정에 의하여 형성된 것을 특징으로 하는 열보호 시스템.
  7. 제1항에 있어서, 상기 섬유 지지체는 서로 적층되어 있는 것을 특징으로 하는 열보호 시스템.
  8. 제1항 내지 제7항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 섬유 지지체는 수직 방향으로 니들링되어 있고, 상기 방향은 외부면으로부터 내부면으로의 방향이거나 그 반대인 것을 특징으로 하는 열보호 시스템.
  9. 제8항에 있어서, 상기 섬유 지지체는 내부면 및 이를 마주보도록 배치된 외부면을 구비하며, 또한 상기 섬유 지지체는 섬유로 이루어진 지지 요소(support element)에 연결되어 있으며, 상기 지지 요소는 제1 면 및 상기 제1 면을 마주보도록 배치된 제2 면을 구비하며, 상기 지지 요소의 섬유는 상기 제1 및 제2 면에 평행한 방향으로 배향되어 있으며, 상기 지지 요소는 상기 지지체의 내부면과 접하고 상기 지지 요소의 상기 제1 및 제2 면은 상기 지지체에 0°내지 180°의 각도로 배치되어 있고, 상기 지지 요소는 개개의 강화 섬유의 삽입에 의하여 상기 지지체에 연결되어 있으며, 상기 강화 섬유는 먼저 상기 지지체의 상기 외부면을 통하여 삽 입되어 상기 내부면을 통하여 상기 지지체를 나오고 이어서 상기 지지요소의 내부로 삽입되어 있는 것을 특징으로 하는 열보호 시스템.
  10. 제8항에 있어서, 상기 지지체는 유기 수지로 함침되어 있으며, 상기 수지는 높은 탄소 수율(high carbon yield)의 것이며, 수지를 탄소로 전환시키기 위하여 1회 이상 탄화되어 있는 것을 특징으로 하는 열보호 시스템.
  11. 제9항에 있어서, 상기 지지체는 유기 수지로 함침되어 있으며, 상기 수지는 높은 탄소 수율(high carbon yield)의 것이며, 수지를 탄소로 전환시키기 위하여 1회 이상 탄화되어 있는 것을 특징으로 하는 열보호 시스템.
  12. 제10항에 있어서, 상기 탄화된 지지체는 실리콘계 어블레이티브 수지에 의하여 함침되고 경화되어 있는 것을 특징으로 하는 열보호 시스템.
  13. 제11항에 있어서, 상기 탄화된 지지체는 실리콘계 어블레이티브 수지에 의하여 함침되고 경화되어 있는 것을 특징으로 하는 열보호 시스템.
  14. 제12항에 있어서, 상기 수지는 RTV 타잎 수지인 것을 특징으로 하는 열보호 시스템.
  15. 제13항에 있어서, 상기 수지는 RTV 타잎 수지인 것을 특징으로 하는 열보호 시스템.
  16. 높은 열하중을 받는 표면을 보호하기 위한 열보호 시스템으로서,
    외부면 및 이를 마주보는 내부면을 구비한 섬유지지체(fiber substrate)를 포함하며,
    상기 외부면은 상기 표면을 면하지 않으며(face away), 상기 내부면은 상기 표면을 면하고 있으며, 상기 지지체는 상기 내부면 및 외부면의 평면에 수직한 방향으로 니들링되어 있는 것을 특징으로 하는 열보호 시스템.
  17. 제16항에 있어서, 상기 섬유는 탄소, 그래파이트, 실리콘 카바이드 또는 세라믹으로 이루어진 것을 특징으로 하는 열보호 시스템.
  18. 제16항에 있어서, 상기 섬유 지지체는 복수개의 제직 섬유층(layers of woven fabric)으로 이루어진 것을 특징으로 하는 열보호 시스템.
  19. 제16항에 있어서, 상기 섬유 지지체는 복수개의 부직 섬유층(layers of non-woven fabric)으로 이루어진 것을 특징으로 하는 열보호 시스템.
  20. 제16항에 있어서, 상기 섬유 지지체는 부직 및 제직 섬유층들의 조합의 복수 개의 층으로 이루어진 것을 특징으로 하는 열보호 시스템.
  21. 제16항에 있어서, 상기 섬유 지지체는 3-차원 제직 공정에 의하여 형성된 것을 특징으로 하는 열보호 시스템.
  22. 제16항에 있어서, 상기 섬유 지지체는 서로 적층되어 있는 것을 특징으로 하는 열보호 시스템.
  23. 제16항에 있어서, 상기 지지체는 실리콘계 어블레이티브 수지로 함침되어 있는 것을 특징으로 하는 열보호 시스템.
  24. 제23항에 있어서, 상기 수지는 RTV 타잎 수지인 것을 특징으로 하는 열보호 시스템.
  25. 제16항에 있어서, 상기 섬유 지지체는 내부면 및 이를 마주보도록 배치된 외부면을 구비하며, 또한 상기 섬유 지지체는 섬유로 이루어진 지지 요소(support element)에 연결되어 있으며, 상기 지지 요소는 제1 면 및 상기 제1 면을 마주보도록 배치된 제2 면을 구비하며, 상기 지지 요소의 섬유는 상기 제1 및 제2 면에 평행한 방향으로 배향되어 있으며, 상기 지지 요소는 상기 지지체의 내부면과 접하고 상기 지지 요소의 상기 제1 및 제2 면은 상기 지지체에 0°내지 180°의 각도로 배 치되어 있고, 상기 지지 요소는 개개의 강화 섬유의 삽입을 포함하여 상기 지지체에 연결되어 있으며, 상기 강화 섬유는 먼저 상기 지지체의 상기 외부면을 통하여 삽입되어 상기 내부면을 통하여 상기 지지체를 나오고 이어서 상기 지지요소의 내부로 상기 지지 요소내의 섬유 배향에 평행한 방향으로 삽입되어 있는 것을 특징으로 하는 열보호 시스템.
  26. 제25항에 있어서, 상기 지지체는 상기 지지체의 상기 내부면에 부착된 절연 재료와 결합되어 있는 것을 특징으로 하는 열보호 시스템.
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