飞翔体的制作方法

相关申请的交叉参照

本申请基于2019年05月13日提出申请的日本国专利申请第2019-090565号而主张优先权，将其内容援用于此。

本发明涉及飞翔体。

背景技术：

在日本国专利第5638271号中记载有如下飞翔体的结构：从飞翔体的前部到侧部配置烧蚀体(ablator)，烧蚀体通过将树脂(基体树脂)含浸于纤维基体(强化纤维)而成。烧蚀体由于在重返大气圈时升华从而产生烧蚀气体。另外，根据烧蚀体在至少一部分具有强化纤维的密度从前部朝向侧部阶段性地或连续地变高的烧蚀体区域的日本国专利第5638271号所述的技术，通过烧蚀体区域，限制产生的烧蚀气体向侧部的移动，烧蚀气体向前方喷出。由此，能够使飞翔体前部的热防护性提高。

技术实现要素：

另外，为了在重返大气圈后的落下时减小向周边区域的影响，要求减小落下时的飞翔体的碰撞能量。作为减小碰撞能量的方法，已知通过重返大气圈时的空气动力加热而使飞翔体焚烧的方法。因此，以往，作为飞翔体的壳体的材料，使用了熔点及沸点低的铝等金属材料。

虽然铝作为比较轻量的金属是已知的，但是近年来为了，为了发射成本降低，而要求进一步的轻量化。

本发明的方案提供兼顾轻量化及重返大气圈时的焚烧性提高的飞翔体。

(1)本发明的一方案的飞翔体具备：壳体，其通过将具有强化纤维及基体树脂的面板组合多个而形成；和低熔点构件，其熔点至少比所述强化纤维低，通过所述低熔点构件进行熔化和升华中的任一变化，从而所述壳体能够崩坏。

(2)另外，在上述(1)的方案中，也可以是，在所述壳体的至少一部分形成有空隙部，所述低熔点构件覆盖所述空隙部的至少一部分。

(3)另外，在上述(2)的方案中，也可以是，所述壳体形成为多面体形状，所述空隙部设置于所述壳体中的作为相邻的面的分界部分的至少一个边。

(4)另外，在上述(2)的方案中，也可以是，所述壳体形成为多面体形状，所述空隙部设置于所述壳体中的至少一个面。

(5)另外，在上述(2)的方案中，也可以是，所述壳体形成为多面体形状，所述空隙部设置于所述壳体中的至少一个角部。

(6)另外，在上述(1)的方案中，也可以是，所述低熔点构件是纤维状，通过所述低熔点构件含有于所述面板，从而与所述面板一体地设置。

(7)另外，在上述(1)或(6)的方案中，也可以是，所述低熔点构件通过含有于所述基体树脂，从而与所述面板一体地设置。

(8)另外，在上述(1)到(7)中的任一项方案中，也可以是，所述面板具有向所述壳体的外侧突出的突出部。

根据上述(1)的方案，壳体通过将具有强化纤维及基体树脂的面板组合多个而形成，所以能够提高壳体的强度，并且与由铝等金属材料形成壳体的情况相比较能够使壳体的重量轻量化。另一方面，飞翔体具有低熔点构件，所以例如通过在重返大气圈时的空气动力加热的作用下低熔点构件先熔化或升华，从而能够以低熔点构件为起点而使壳体崩坏。由此，能够使由与铝相比较熔点及沸点高的强化纤维等材料形成的壳体可靠地崩坏，提高重返大气圈时的焚烧性。另外，例如在壳体的内部搭载有内部构造的情况下，通过使壳体崩坏，从而能够使内部构造和壳体效率良好地焚烧。

因此，能够提供兼顾轻量化及重返大气圈时的焚烧性提高的飞翔体。

根据上述(2)的方案，壳体具有空隙部，低熔点构件覆盖空隙部的至少一部分，所以通过在重返大气圈时低熔点构件熔化或升华，从而壳体的空隙部向外部露出。由此，由于空隙部的端部升华而空隙部扩大，高压的空气从空隙部向壳体的内部进入，并且在空气动力加热的作用下内部构造升华，通过内部构造升华了时的压力和流入了的空气的压力而从壳体的内侧朝向外侧作用使壳体崩坏的力。因而，能够容易地使壳体崩坏。

根据上述(3)的方案，壳体形成为多面体形状，空隙部设置于壳体的至少一个边，所以壳体的崩坏从边部分开始。因而，能够以壳体的边部分为起点而可靠地使壳体崩坏。

根据上述(4)的方案，壳体形成为多面体形状，空隙部设置于壳体的至少一个面，所以壳体的崩坏从面部分开始。因而，能够以壳体的面部分为起点而使壳体可靠地崩坏。

根据上述(5)的方案，壳体形成为多面体形状，空隙部设置于壳体的至少一个角部，所以壳体的崩坏从角部开始。因而，能够以壳体的角部为起点而可靠地使壳体崩坏。

根据上述(6)的方案，低熔点构件通过纤维状的低熔点构件含有于面板而与面板一体地设置，所以无需另行将低熔点构件配置于壳体。因而，不需要例如用于将低熔点构件和壳体接合的粘接剂、紧固连结构件等，能够使壳体简化。另外，因为无需在壳体设置空隙部，所以能够提高制造时的作业性。

进而，因为能够将纤维状的低熔点构件遍布面板的宽泛的区域地配置，所以与在面板的局部区域配置低熔点构件的情况相比较，能够在重返大气圈时使面板更加细碎地崩坏。因而，能够设为使重返大气圈时的焚烧性更进一步提高了的飞翔体。

根据上述(7)的方案，低熔点构件通过含有于基体树脂而与面板一体地设置。根据该结构，例如能够使低熔点构件分布并含有于面板的整体。由此，能够通过重返大气圈时的空气动力加热而容易地使面板整体崩坏。因而，能够设为使重返大气圈时的焚烧性更进一步提高了的飞翔体。

根据上述(8)的方案，面板具有突出部，所以在壳体的外侧面中的突出部的附近容易产生空气的停滞点。在这样的停滞点处空气成为高温，所以与面板不具有突出部的情况相比较能够对壳体高温加热。因而，能够更可靠地使构成壳体的面板焚烧。

附图说明

图1是第一实施方式的飞翔体的外观立体图。

图2是沿着图1的ii-ii线的剖视图。

图3是图2的iii部放大图。

图4是示出第一实施方式的飞翔体的崩坏中的情形的说明图。

图5是第二实施方式的飞翔体的外观立体图。

图6是沿着图5的vi-vi线的剖视图。

图7是第三实施方式的飞翔体的外观立体图。

图8是沿着图7的viii-viii线的剖视图。

图9是沿着图7的ix-ix线的剖视图。

图10是第四实施方式的飞翔体的外观立体图。

图11是第五实施方式的面板的主视图。

图12是第五实施方式的面板的放大图。

图13是第六实施方式的飞翔体的外观立体图。

图14是第六实施方式的突出部的剖视图。

图15是第六实施方式的第一变形例的突出部的剖视图。

具体实施方式

以下，参照附图对本发明的实施方式进行说明。

(第一实施方式)

(飞翔体)

图1是第一实施方式的飞翔体1的外观立体图。

飞翔体1例如是在发射到宇宙空间而进行了各种实验等后向大气圈重返而升华的人造卫星等。

飞翔体1具备壳体2和低熔点构件3。

(壳体)

壳体2具有多个面板11和空隙部13。壳体2通过将多个面板11组合而形成为多面体形状。具体而言，在本实施方式中，壳体2通过利用未图示的螺栓等紧固连结构件、粘接剂等将6张面板11彼此接合，从而形成为长方体形状。壳体2形成为在内部具有空间的中空状。在壳体2的内部收容有例如作为实验用的装置等的内部构造(未图示)。

面板11具有强化纤维21和基体树脂23。

强化纤维21例如是碳纤维。基体树脂23例如是热固化性的树脂。

面板11是使基体树脂23浸润于在规定方向上配置的多个强化纤维21间而形成的所谓的碳纤维强化塑料(cfrp：carbonfiberreinforcedplastic)。

空隙部13设置于至少壳体2的一部分的区域。在本实施方式中，空隙部13设置于构成长方体形状中的一个面的面板11的中央部。空隙部13例如是沿板厚方向贯通面板11的孔。空隙部13在从设置有空隙部13的面板11的正面观察时形成为矩形形状。

(低熔点构件)

低熔点构件3以至少比强化纤维21熔点低的材料形成。具体而言，低熔点构件3由铝形成。需要说明的是，低熔点构件3也可以由镁等、铝以外的低熔点的金属材料形成。低熔点构件3覆盖壳体2中的空隙部13的至少一部分。在本实施方式中，低熔点构件3覆盖空隙部13的整体。

图2是沿着图1的ii-ii线的剖视图。图3是图2的iii部放大图。

如图2所示，低熔点构件3从壳体2的内侧安装于壳体2。如图3所示，低熔点构件3通过粘接剂4而粘接固定于构成壳体2的面板11的内侧的面。低熔点构件3的一部分经由空隙部13而向壳体2的外部露出。

(飞翔体的作用、效果)

接着，对于飞翔体1的作用、效果进行说明。

飞翔体1在被发射到宇宙空间后，朝向地面而向大气圈重返。在重返大气圈时，通过空气被以高压压缩，从而在飞翔体1产生空气动力加热。通过该空气动力加热，首先低熔点构件3熔融或升华。

图4是示出第一实施方式的飞翔体1的崩坏中的情形的说明图。

在低熔点构件3熔融或升华后，由于空隙部13的端部升华而空隙部13扩大，高压的空气从空隙部13向壳体2的内部流入。向壳体2的内部流入了的空气使内部构造升华，通过在内部构造升华了时的压力和流入的空气的压力而从内侧朝向外侧按压壳体2，使壳体2崩坏。

进而，崩坏了的壳体2通过空气动力加热被焚烧而在大气圈烧毁或细碎地分解。另外，通过壳体2崩坏，收容于壳体2的内部的内部构造等向空气中露出。由此，壳体及内部构造等效率良好地被焚烧。

根据本实施方式的飞翔体1，壳体2由于通过将具有强化纤维21及基体树脂23的面板11组合多个而形成，所以能够提高壳体2的强度，并且与由铝等金属材料形成壳体2的情况相比较能够使壳体2的重量轻量化。另一方面，飞翔体1具有低熔点构件3，所以通过例如在重返大气圈时的空气动力加热的作用下低熔点构件3先熔化或升华，从而能够以低熔点构件3为起点而使壳体2崩坏。由此，能够使由与铝比较而熔点及沸点高的强化纤维21等材料形成的壳体2可靠地崩坏，提高重返大气圈时的焚烧性。另外，例如在壳体2的内部搭载有内部构造等的情况下，通过使壳体2崩坏，从而能够使内部构造等和壳体2效率良好地焚烧。

因此，能够提供兼顾轻量化及重返大气圈时的焚烧性提高的飞翔体1。

壳体2具有空隙部13，低熔点构件3覆盖空隙部13的至少一部分，所以通过在重返大气圈时低熔点构件3熔化或升华，从而壳体2的空隙部13向外部露出。由此，通过空隙部13的端部升华从而空隙部13扩大，高压的空气从空隙部13向壳体2的内部进入，并且通过空气动力加热而内部构造升华，通过内部构造升华了时的压力和流入了的空气的压力而作用从壳体2的内侧朝向外侧使壳体2崩坏的力。因而，能够容易使壳体2崩坏。

壳体2形成为长方体形状(多面体形状)，空隙部13设置于壳体2的至少一个面，所以壳体2的崩坏从面部分开始。因而，能够以壳体2的面部分为起点而使壳体2可靠地崩坏。

接着，使用图5～图15来对本发明的第二实施方式到第六实施方式进行说明。在以下的说明中，对于与上述的第一实施方式同样的结构，标注相同的附图标记并适当省略说明。另外，对于在图5～图15中记载的以外的结构相关的附图标记，希望适当参照图1～图4。

(第二实施方式)

对于本发明的第二实施方式进行说明。图5是第二实施方式的飞翔体1的外观立体图。图6是沿着图5的vi-vi线的剖视图。在本实施方式中，在低熔点构件3设置于壳体2的边部分的方面与上述的实施方式不同。

如图5所示，在本实施方式中，空隙部13设置于壳体2的长方体形状中的作为相邻的面板11的分界部分的一个边。低熔点构件3覆盖形成于边部分的空隙部13。

如图6所示，低熔点构件3从壳体2的外侧安装于壳体2。具体而言，低熔点构件3形成为分别沿着相邻的两张面板11的截面v字状。低熔点构件3通过粘接剂4而粘接固定于面板11的朝向外侧的面。低熔点构件3向壳体2的外部露出。

根据本实施方式的结构，壳体2形成为长方体形状(多面体形状)，空隙部13设置于壳体2的至少一个边，所以壳体2的崩坏从边部分开始。因而，能够以壳体2的边部分为起点而可靠地使壳体2崩坏。

(第三实施方式)

对本发明的第三实施方式进行说明。图7是第三实施方式的飞翔体1的外观立体图。图8是沿着图7的viii-viii线的剖视图。图9是沿着图7的ix-ix线的剖视图。在本实施方式中，在低熔点构件3分别设置于壳体2的边部分及面部分的方面与上述的实施方式不同。

如图7所示，在本实施方式中，空隙部13分别设置于壳体2的长方体形状中的作为相邻的面板11的分界部分的一个边和夹着该边而相邻的面板11的面。低熔点构件3覆盖各空隙部13。

如图8所示，在边部分，低熔点构件3从壳体2的内侧安装于壳体2。具体而言，低熔点构件3形成为分别沿着相邻的两张面板11的截面v字状。低熔点构件3通过粘接剂4而分别粘接固定于两张面板11的内侧的面。

如图9所示，在面部分处，低熔点构件3从壳体2的内侧安装于壳体2。具体而言，低熔点构件3分别设置于形成有空隙部13的两张面板11。低熔点构件3通过粘接剂4而分别粘接固定于两张面板11的内侧的面。

根据本实施方式的结构，壳体2的崩坏从形成有空隙部13的边部分及面部分开始。因而，能够以壳体2的边部分及面部分为起点而可靠地使壳体2崩坏。

(第四实施方式)

对于本发明的第四实施方式进行说明。图10是第四实施方式的飞翔体1的外观立体图。在本实施方式中，在低熔点构件3设置于壳体2的角部的方面与上述的实施方式不同。

在本实施方式中，空隙部13设置于壳体2的长方体形状中的角部。低熔点构件3覆盖形成于角部的空隙部13。

低熔点构件3从壳体2的外侧安装于壳体2。具体而言，低熔点构件3通过粘接剂4而分别粘接固定于相邻的3张面板11的朝向外侧的面。低熔点构件3向壳体2的外部露出。

根据本实施方式的结构，壳体2形成为长方体形状(多面体形状)，空隙部13设置于壳体2的至少一个角部，所以壳体2的崩坏从角部开始。因而，能够以壳体2的角部为起点而可靠地使壳体2崩坏。

(第五实施方式)

对于本发明的第五实施方式进行说明。图11是第五实施方式的面板11的主视图。图12是第五实施方式的面板11的放大图。在本实施方式中，在低熔点构件3与面板11一体地设置的方面与上述的实施方式不同。

如图11所示，在本实施方式中，低熔点构件3通过含有于面板11，从而与面板11一体地设置。具体而言，低熔点构件3具有形成为纤维状的纤维状低熔点构件31和形成为粒子状的粒子状低熔点构件32。

如图12所示，纤维状低熔点构件31与强化纤维21并列地配置。纤维状低熔点构件31通过在多个强化纤维21与多个纤维状低熔点构件31之间浸润基体树脂23，从而含有于面板11。

粒子状低熔点构件32含有于基体树脂23。粒子状低熔点构件32例如是向基体树脂23添加的添加剂。

需要说明的是，低熔点构件3也可以具有纤维状低熔点构件31和粒子状低熔点构件32中的仅任一方。

根据本实施方式的结构，低熔点构件3通过纤维状的低熔点构件3(纤维状低熔点构件31)含有于面板11从而与面板11一体地设置，所以无需另行将低熔点构件3配置于壳体2。因而，不需要例如用于将低熔点构件3和壳体2接合的粘接剂、紧固连结构件等，能够使壳体2简化。另外，因为无需在壳体2设置空隙部13，所以能够提高制造时的作业性。

进而，因为能够将纤维状的低熔点构件3遍布面板11的宽泛的区域地配置，所以与在面板11的局部区域配置低熔点构件3的情况相比较，能够在重返大气圈时使面板11更加细碎地崩坏。因而，能够设为使重返大气圈时的焚烧性更进一步提高了的飞翔体1。

另外，低熔点构件3(粒子状低熔点构件32)通过含有于基体树脂23从而与面板11一体地设置。根据该结构，例如能够使低熔点构件3分布并含有于面板11的整体。由此，能够通过重返大气圈时的空气动力加热而容易地使面板11整体崩坏。因而，能够设为使重返大气圈时的焚烧性更进一步提高了的飞翔体1。

(第六实施方式)

对于本发明的第六实施方式进行说明。图13是第六实施方式的飞翔体1的外观立体图。图14是第六实施方式的突出部15的剖视图。在本实施方式中，在面板11设置突出部15的方面与上述的实施方式不同。

如图13所示，面板11具有分割成矩形形状的多个分割区域14。在本实施方式中，9个分割区域14彼此隔开间隔并等间隔地配置于面板11。在分割区域14内形成有突出部15。

如图14所示，突出部15设置于面板11的朝向外侧的面。突出部15朝向壳体2的外侧而突出。具体而言，突出部15是固定于面板11的表面的多个粒子体27。粒子体27形成为球形状。

需要说明的是，分割区域14的个数及配置不限定于上述的实施方式。另外，突出部15也可以遍及面板11的整个面地设置。

根据本实施方式的结构，面板11具有突出部15，所以在壳体2的外侧面中的突出部15的附近容易产生空气的停滞点。在这样的停滞点处空气成为高温，所以与面板11不具有突出部15的情况相比较，能够对壳体2高温加热。

在此，例如在如火箭整流罩、大型卫星、高压气体罐等那样适用于大型的壳体的情况下，需要使面板11的板厚增加。在这种厚度大的面板11含有低熔点构件3的情况下，在重返大气圈时不能使面板11的温度充分地上升，有可能无法使低熔点构件3充分地加热。由此，有可能无法可靠地使壳体2崩坏。

根据本实施方式的结构，与面板11不具有突出部15的情况相比较，能够以更高的高温对重返大气圈时的面板11加热。因而，能够更可靠地使构成壳体2的面板11焚烧。

(第六实施方式的第一变形例)

对于本发明的第六实施方式的第一变形例进行说明。图15是第六实施方式的第一变形例的突出部15的剖视图。在本实施方式中，在粒子体27形成为多边形形状的方面与上述的实施方式不同。

在本实施方式中，构成突出部15的粒子体27形成为截面形状成为多边形形状。

根据本实施方式的结构，与粒子体27形成为球形状的情况相比较，能够减小粒子体27的顶冠半径(noseradius)。在此，粒子体27的顶冠半径越小，重返大气圈时的面板11的加热率越大。因此，通过将粒子体27的截面形状设为多边形形状，从而与粒子体27形成为球形状的情况相比较，能够减小突出部15的顶冠半径，提高面板11的加热率。因此，即使在使用了厚度大的面板11的情况下，也能够可靠地使壳体2崩坏及焚烧。

需要说明的是，本发明的技术范围并不限定于上述的实施方式，在不脱离本发明的主旨的范围内能够施加各种变更。

例如，低熔点构件3可以从壳体2的内侧安装于壳体2，也可以从壳体2的外侧安装于壳体2。另外，低熔点构件3的安装位置、个数不限定于上述的实施方式。

低熔点构件3例如可以是铁，也可以是包含有机纤维、玻璃纤维、生物质纤维等的树脂构件等。但是，在容易加工且与铁相比较熔点低而容易熔化或升华的方面，使用了镁、铝等的本实施方式的结构存在优越性。

低熔点构件3及面板11也可以通过铆钉、螺栓等(未图示)而机械地结合。

突出部也可以设置于面板11的局部。突出部15也可以形成于低熔点构件3的表面。

壳体2例如也可以形成为四面体形状、八面体形状、三棱柱形状等长方体形状以外的多面体形状。

另外，壳体2例如也能够作为高压气体罐等的壳体而适用。

需要说明的是，优选的是，上述的实施方式中的飞翔体1是在距地球表面为高度200～400km飞行的飞翔体。

这是因为，距地球表面的发射高度越高，则燃料等的发射成本越增大。

另外，原因在于，飞翔体1的发射高度越接近200km以下的大气圈，飞翔体1在使用结束后越能够迅速向大气圈内落下，能够防止产生宇宙垃圾。

而且，在上述的实施方式中的飞翔体1中，即使在无法充分获得向大气圈重返时的突入速度的情况下，也能够使壳体可靠地崩坏，提高重返大气圈时的焚烧性。

除此之外，在不脱离本发明的主旨的范围内，能够适当将上述的实施方式中的构成要素替换为周知的构成要素，另外，也可以适当组合上述的实施方式及变形例。