DE3931976C2 - Integralstruktur und thermisches Schutzsystem - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein System zum Vorsehen eines thermischen Widerstandes oder Schutzes für hypersonische Ae­ rospace-Fahrzeuge und die Erfindung richtet sich insbesondere auf die Herstellung einer kombinierten integralen Struktur und eines thermischen Schutzsystems (IS/TPS, wobei IS = integral structure und TPS = thermal protection System bedeutet) für sol­ che Fahrzeuge.

Bei der Konstruktion thermischer Schutzsysteme für Aerospace- Fahrzeuge sollte ein solches System keine übermäßige Wärme auf die Fahrzeuggrundstruktur übertragen, es sollte ein geringes Ge­ wicht besitzen und niedrige thermische Beanspruchungen hervorru­ fen. Die derzeitigen Konzepte thermischer Schutzsysteme verwen­ den Vielzahlen an keramischen Platten (Kacheln), also eine wie­ derverwendbare Oberflächenisolation, um thermische Ausdehnungs­ unterschiede mit der Struktur und Vielzahlen von Verbindungen aufzunehmen, was ein beträchtliches unerwünschtes Gewicht zur Folge hat. Solche Platten haben die Nachteile, daß sie schwach und spröde sind und einer Oberflächenrißbildung ausgesetzt sind. Sie sind darüber hinaus sowohl bei der Herstellung als auch bei der Wartung arbeitsintensiv.

Zur Überwindung dieser Probleme wurden vom Stand der Technik verschiedene thermische Schutzsysteme entwickelt. US-PS 4 344 591 bezieht sich auf ein thermisches Schutzsystem mit mehreren Wänden zum ersetzen des bekannten Plattensystems. Es wird dabei ein Tafelkonzept mit einer harten externen Oberfläche verwendet. Bei einem Ausführungsbeispiel werden die Mehrfachwandtafeln ge­ bildet durch abwechselnde Schichten aus mit Erhebungen versehe­ nen und flachen Titanlegierungs-Folienflächenelementen und ge­ falzten geglätteten Kantendichtungen. Ein zusätzliches Ausfüh­ rungsbeispiel, verwendet eine faserartige Zwischenisolierung für die Sandwichtafel, und ein drittes Ausführungsbeispiel verwendet als äußere Tafelhaut eine Silicid-beschichtete Columbiumwaffel und einen fasrigen geschichteten Zwischenschutz. Die Tafeln dieses Patents sind an lasttragenden Kanälen befestigt, die Teil des Luftrahmens bzw. der Flugzeugzelle sind. Die Befestigung er­ folgt mittels Clips, die sich ausbiegen, um thermische Belastun­ gen zu kompensieren.

Beispiele anderer thermischer Isolierungen und Schutzsysteme sind den folgenden US-Patenten zu entnehmen: 3 177 811, 3 793 861, 3 955 034, 4 173 187, 3 236 476, 3 920 339 und 4 112 179.

Ferner sei auf das US-Patent 3,189,477 verwiesen, welches einen oxidationsresistenten und feuerfesten Gegenstand beschreibt, der aus einem feuerfesten Körperteil und einem gesinterten Überzug eines oxidationswiderstehenden feuerfesten Materials auf minde­ stens einer Oberfläche des Körperteils besteht.

Es ist ein Ziel der Erfindung, ein neues thermisches Schutzsy­ stem für hypersonische Fahrzeuge vorzusehen. Weiterhin bezweckt die Erfindung ein dauerhaftes, geringes Gewicht besitzendes wie­ derverwendbares thermisches Schutz- und Struktursystem für Hoch­ geschwindigkeits-Aaerospace-Fahrzeuge vorzusehen. Ferner be­ zweckt die Erfindung ein kosteneffektives thermisches Schutz- oder Isolationssystem für Hochgeschwindigkeits-Aerospace- Fahrzeuge anzugeben, wobei dieses System in einfacher Weise auf­ gebaut und gewartet werden kann und integral mit einer Komponen­ te des Luftrahmens ausgebildet ist, wie beispielsweise des Rumpfs, des Flügels oder des vertikalen Hecks eines Aerospace- Fahrzeugs.

Die obigen Ziele und Vorteile werden erfindungsgemäß erreicht durch das Vorsehen eines integralen Struktur- und thermischen Schutzsystems (IS/TPS), das insbesondere für hypersonische Flug­ geräte aufgebaut ist, und im wesentlichen aus einem harten, dau­ erhaften externen Flächenelement bzw. Außenmantel, einem starren Isolatorkern, der integral mit dem externen Flächenelement ver­ bunden ist, und aus einer internen Tragstruktur besteht, die in geeigneter Weise mit dem Isolatorkern verbunden oder daran befe­ stigt ist.

Gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung ist das externe Flächenelement ein Siliciumcarbidmaterial, der starre Isolator­ kern ist verschäumtes Siliciumcarbid und die Tragstruktur be­ steht aus einem Graphit-Epoxyverbundwerkstoff.

Die Anordnung arbeitet als ein Sandwich, wobei das thermische Schutzsystem die Tragstruktur stützt und stabilisiert. Der Iso­ latorkern des thermischen Schutzsystems ist mit der lasttragen­ den Struktur oder einer Komponente derselben verbunden, und zwar durch ein geeignetes kompatibles Verfahren, wie beispielsweise Kleben, Hartlöten oder chemische Dampfabscheidung.

Die harte externe Oberfläche des thermischen Schutzsystems der Erfindung ist widerstandsfähig gegenüber Fremdeinflüssen, wie z. B. der Handhabung und der Schädigung durch fremde Objekte. Das System der Erfindung ist dauerhaft, es oxidiert selbst bei maxi­ mal auftretenden Temperaturen nicht, und ist darüber hinaus was­ serdicht. Das erfindungsgemäße integrale Struktur- und thermi­ sche Schutzsystem (IS/TPS-System) besitzt ein geringes Gewicht infolge der dünnen externen Oberfläche und der Verwendung eines eine niedrige Dichte besitzenden Isolatorkerns, was die Primär­ struktur beim Tragen der Lasten unterstützt. Das erfindungsge­ mäße System ist wiederverwendbar, da fortgesetzte Einsätze des Aerospace-Fahrzeugs das thermische Schutzsystem nicht abbauen, verschlechtern oder zerstören.

Weitere Vorteile, Ziele und Einzelheiten der Erfindung ergeben sich aus der Beschreibung von Ausführungsbeispielen anhand der Zeichnung; in der Zeichnung zeigt:

Fig. 1 einen Querschnitt eines integralen Struktur- und thermi­ schen Schutzsystems gemäß der Erfindung;

Fig. 2 eine teilweise weggebrochene perspektivische Quer­ schnittsansicht eines erfindungsgemäßen thermischen Schutzsystems, das integral mit einer Komponente einer Aerospace-Rumpfstruktur ausgebildet ist;

Fig. 3 eine teilweise weggebrochene perspektivische Quer­ schnittsansicht ähnlich Fig. 2, und zwar von einem ther­ mischen Schutzsystem der Erfindung, das integral mit ei­ ner anderen strukturellen Komoponente des Rumpfes verbun­ den ist;

Fig. 4 einen Querschnitt eines Flügels eines Luft- oder Raum­ fahrzeugs mit dem erfindungsgemäßen thermischen Schutzsy­ stem;

Fig. 5 eine perspektivische Ansicht der vertikalen Heckstruktur eines Aerospace-Fahrzeugs mit dem thermischen Schutzsy­ stem der Erfindung;

Fig. 6 eine perspektivische Ansicht einer der äußeren thermi­ schen Isolierplatten der Heckstruktur der Fig. 5, und

Fig. 6a einen vergrößerten Teilschnitt der thermischen Isolier­ platte der Fig. 6, und zwar längs des kreisförmigen Pfei­ les 6a-6a der Fig. 6.

Im folgenden seien bevorzugte Ausführungsbeispiele der Erfindung beschrieben. In Fig. 1 ist ein integrales Struktur und thermi­ sches Schutzsystem gemäß der Erfindung dargestellt, wobei die Anordnung folgendes aufweist: Ein externes Flächenelement bzw. einen Außenmantel 10, der eine harte dauerhafte Außenoberfläche bildet, einen starren Isolations- oder Isolatorkern 12, der in­ tegral mit dem Außenmantel 10 verbunden ist, und ein primär lasttragendes Glied oder eine Tragstruktur 15, die in geeigneter Weise mit dem Isolatorkern 12 verbunden oder daran befestigt ist, beispielsweise durch Verkleben. Die Tragstruktur 15 be­ sitzt ein Innenstirnflächenelement 16, welches integral ausge­ bildet ist oder mit einer weiteren Komponente 14 des Struktur­ gliedes verbunden ist.

Der Außenmantel 10 ist eine Keramikmatrix, die im wesentlichen aus einer Hochtemperaturkeramik, vorzugsweise aus Siliciumcarbid besteht.

Ein Beispiel einer derartigen Keramikmatrix liegt in der Form einer Nextel-Faser, verstärkt durch Siliciumcarbid, vor. Das Nextel-Material ist ein Aluminiumoxid/Siliciumoxid/Boroxid- Material. Chemische Dampfabscheidung kann verwendet werden, um, wenn gewünscht, zusätzliches Siliciumcarbid über die Fasern hin­ weg abzuscheiden.

Der Außenmantel 10 kann auch in der Form eines Überzugs vorlie­ gen, der auf einem wärmebehandelten Material, wie beispielsweise Nextel, abgeschieden ist. Somit kann ein aus Siliciumcarbid be­ stehender, relativ glatter Außenüberzug durch Dampfabscheidung von Siliciumcarbid auf einem derartigen Material abgeschieden werden, welches ein integraler Teil des Außenmantels 10 wird.

Die Dicke des Außenmantels 10 kann, wenn er im wesentlichen aus einer Keramikmatrix gebildet ist, in der Größenordnung von 0,25 mm (0,01") liegen, und die Dicke eines dampfabgeschiedenen Siliciumcarbidüberzugs kann in der Größenordnung von ungefähr 0,025 mm (0,001") liegen, und zwar bei Verwendung zur Bildung des Außenmantels 10. Das Außenstirnflächenelement 10 kann einen Dickenbereich im allgemeinen von ungefähr 0,25 mm (0,01") bis un­ gefähr 1,52 mm (0,06") besitzen. Vorzugsweise wird der Außenman­ tel 10 so dünn wie möglich ausgebildet, und zwar in Übereinstim­ mung mit aerodynamischen, thermischen und strukturellen Bela­ stungen sowie bezüglich der Leichtigkeit und Sicherheit der Handhabung.

Der starre Isolatorkern 12 wird aus einem geschäumten Kermikma­ terial geformt. Spezielle verwendbare Keramikmaterialien sind Siliciumcarbid und Siliciumnitrid.

Der Isolatorkern 12 wird direkt auf dem äußeren Flächenelement bzw. Außenmantel 10 hergestellt. Im allgemeinen wird der Isola­ torkern 12 beispielsweise durch chemische Dampfabscheidung von Siliciumcarbid in der Form geschäumten Siliconcarbids auf dem Außenmantel 10 abgeschieden. Auf diese Weise ist der Isolator­ kern 12 in integraler Weise an dem Außenmantel 10 befestigt.

Der Schaumkern 12 ist porös. Für die meisten Anwendungsfälle ist es zweckmäßig, einen Kern mit einem so geringen Gewicht wie möglich zu verwenden. Die Dichte des Keramikkerns 12 kann im Bereich von ungefähr 0,0083 (0,5) bis ungefähr 0,16 g/cm³ (10 engl. Pfund pro Kubikfuß) liegen, vorzugsweise ungefähr 0,0083 (0,5) bis ungefähr 0,024 g/cm³ (1,5 engl. Pfund pro Kubikfuß) be­ tragen. Der Keramikisolatorkern 12 besitzt ein schaumartiges Aussehen, wenn er wie oben beschrieben, durch chemische Dampfab­ scheidung abgeschieden wird.

Die Dicke des Kerns 12 ist eine Funktion der gewünschten Isola­ tionsgröße, der Länge der Zeit, der das Aerospace-Fahrzeug einer hohen Temperatur erwartungsgemäß ausgesetzt wird und der Natur der Temperaturdifferenz, die zwischen der Außenseite und der In­ nenseite des Fahrzeugs gewünscht ist. Somit sind das ausgewähl­ te Keramikschaummaterial, die Dichte des Schaums und seine Dicke Kriterien, welche bestimmen, welche Temperaturdifferenz zwischen der Außenseite und der Innenseite des Fahrzeugs am Ende seiner Mission auftritt. Im allgemeinen kann die Dicke des Isolator­ kerns 12 im Bereich von ungefähr 12,8 mm (0,5") bis ungefähr 152 mm (6") liegen.

Die primäre Tragstruktur, welche im ganzen mit 15 bezeichnet ist, kann aus Materialien bestehen, die zusammengesetzte Werk­ stoffe bzw. Verbundwerkstoffe (composites), Metalle und eine Fa­ serverstärkung enthaltende Metallmatrix umfassen. Die Material­ auswahl für die Primärstruktur, wie beispielsweise eine Kompo­ nente des Luft- oder Fahrzeugrahmens, hängt von den Außen- und Innentemperaturtoleranzen ab, was sich abhängig von der Geogra­ phie ändert.

Verbundwerkstoffe, die als das primäre Strukturmaterial, bei­ spielsweise eines Luft- oder Fahrzeugrahmens, verwendbar sind, können Graphit-Epoxymaterialien und Graphit-Polyimidmaterialien umfassen. Anstelle von Graphitfasern können die Verstärkungsfa­ sern solcher Verbundwerkstoffe Borfasern für einen hohen Elasti­ zitätsmodul umfassen, wie beispielsweise Bor-Epoxy- und Bor- Polyimid-Faserverbundwerkstoffe (zusammengesetzte Materialien).

Als primäres Strukturmaterial verwendete Metalle sind Aluminium und Aluminiumlegierungen, wie beispielsweise Aluminiumlithium und Titan sowie Titanlegierungen, wie beispielsweise Titanalumi­ nide.

Die Metallmatrixmaterialien, die als primäre Strukturmaterialien verwendbar sind, umfassen Beryllium, Aluminium und Aluminiumle­ gierungen, wie beispielsweise Aluminiumlithium, Titan und Legie­ rungen davon, wie beispielsweise Titan-Aluminid, Stahl, Mo­ lybdänlegierungen oder Nickellegierungen, wie beispielsweise In­ conel, und Metalle und Metallegierungen, welche Graphit, Silici­ umcarbid oder Borfasern oder "Whiskers" (Fäden) enthalten.

Im allgemeinen werden Aluminium und Graphit-Epoxy- Primärstrukturmaterialien in Gebieten verwendet, wo eine niedri­ gere Innentemperatur vorhanden ist, wie beispielsweise im Be­ reich einer Kabine, eines Luft- oder Raumfahrzeugs und ferner zum Schutz von Ausrüstungen, wie beispielsweise avionische Gerä­ te. Wo beispielsweise die innerhalb des Aerospace-Fahrzeugs vorhandene Ausrüstung einer höheren Temperatur widerstehen kann, wie beispielsweise die elektrische oder hydraulische Ausrüstung, die Temperaturen beispielsweise in der Größenordnung von 316°C (600°F) widerstehen kann, kann das strukturelle Material aus Graphit-Polyimid bestehen. Primärstrukturmaterialien, die hohen Temperaturen widerstehen können, sind zum Beispiel Stahl, Nickellegierungen, wie beispielsweise Inconel, Molybdänlegierungen und Titan. Diese Hochtemperaturmaterialien werden in der Form von Metallmatrix-Verbundwerkstoffen (zusammengesetzte Materiali­ en) verwendet, die aus Metallblechen oder Flächenelementen be­ stehen können, welche Verstärkungsfasern enthalten, wie bei­ spielsweise Graphit oder Siliciumcarbidfasern und in einigen Fällen Borfasern. Die Art der verwendeten Fasern hängt von dem speziellen Anwendungsfall des strukturellen Materials am Ae­ rospace-Fahrzeug ab und den maximalen im Fahrzeug zulässigen Temperaturen. So widerstehen beispielsweise Aluminiumlithiumle­ gierungs- und Graphit-Epoxy-Primärstrukturmaterialien Temperatu­ ren in der Größenordnung von ungefähr 149°C (300°F). Die Ti­ tanaluminidlegierung besitzt eine 649° bis 816°C (1200° bis 1500°F) Temperaturbeständigkeitsfähigkeit.

Wenn die Primärstruktur Zugbelastungen ausgesetzt werden soll, ist es vorteilhaft, Faserverstärkungen vorzusehen, wie in Ver­ bundmaterialien (zusammengesetzte Materialien; faserverstärkte Materialien) oder in Metallmatrixmaterialien.

Das thermische Schutzsystem mit dem aus einer keramischen Matrix bestehenden Flächenelement 10 und dem starren Isolatorkern 12 aus verschäumter Keramik ist durch geeignete Mittel über das Stirnflächenelement 16 mit der Tragstruktur 15 verbunden oder integral gekuppelt, wie beispielsweise Verbinden, Verkleben, Hartlöten oder chemische Dampfabscheidung, und zwar insbesondere abhängig von der Zusammensetzung des primären Strukturmaterials. Wenn somit Graphit-Epoxyverbundmaterial oder Aluminium oder sei­ ne Legierungen als Strukturmaterial verwendet wird, so benutzt man ein Epoxy- oder Polyimid zur Verbindung der geschäumten Ke­ ramik (beispielsweise Siliciumcarbid) des Isolatorkerns 12 mit dem Stirnflächenelement 16 der Tragstruktur 15. Wenn Titanalu­ minid oder Stahl oder Inconelmatrixmaterialien als primäres Strukturmaterial verwendet werden, so werden diese Materialien in geeigneter Weise mit dem Keramikisolatorkern 12, wie bei­ spielsweise geschäumtem Siliciumcarbid, hartverlötet um höhere Verbindungstemperaturen zu erhalten, da die organische Verbin­ dung solcher Hochtemperaturmaterialien nicht möglich wäre.

Es sei bemerkt, daß die Flächenelemente, d. h. die Elemente 10 und 16, auf beiden Seiten des Keramikkerns 12 verwendet werden. Somit ist das gebildete thermische Schutzsystem oder die gebil­ dete Einheit, beispielsweise aus dem integrierten Siliciumcar­ bid-Flächenelement 10 und dem aus Siliciumcarbid bestehenden, verschäumten Kern 12 mit der Tragstruktur bzw. dem Luft- oder Fahrzeugrahmen, dargestellt bei 15, verbunden, der beispielswei­ se die Außenhaut des Fahrzeugs bilden würde. Somit bildet eine solche Außenhaut des Fahrzeugs 16 nunmehr das innere Stirnflä­ chenelement des Sandwich, bestehend aus den Gliedern 10, 12 und 16. Das Material der Strukturkomponenten 14 kann beispielsweise durch Verbinden, Verkleben, Hartlöten oder durch mechanische Be­ festigungsmittel, an dem durch die Glieder 10, 12 und 16 gebil­ deten thermischen Schutzsystem befestigt werden, und zwar über das innere Stirnflächenelement 16, was, wie oben bemerkt, von der Zusammensetzung des speziellen Materials der primären Struk­ tur-Komponente 14 abhängt.

Es ist somit der obige Verbindungs-, Verklebungs- oder Hartlöt­ vorgang, der die Befestigung des inneren Stirnflächenelements 16 am Isolatorkern 12 vorsieht. Dies gestattet dem starren Schaum­ kern 12 mit dem Außenmantel 10, das dünne, beispielsweise aus Metall bestehende Stirnflächenelement oder die Tafel 16 zu tra­ gen und deren Aufbeulung, Verbiegung oder Verwerfung zu verhin­ dern. Eine derartige strukturelle Stützung reduziert die Dicke des Stirnflächenelements 16. Diese strukturelle Kombination sieht die integrale Struktur und das thermische Schutzsystem der Erfindung vor.

Fig. 2 zeigt einen Teil einer vorderen Rumpfstruktur eines Luft- oder Raumfahrzeugs, bestehend aus einem integralen strukturellen und thermischen Schutzsystem (IS/TPS = integral structural and thermal protection System) 18 gemäß der Erfindung, wobei folgendes vorgesehen ist: einen Außenmantel bzw. ein Flächenelement 20 aus Siliciumcarbid-Verbundwerkstoff, verbunden oder verklebt mit einem Isolatorkern 22 aus Siliciumcarbidschaum, wobei der Kern 22 seinerseits über ein inneres Stirnflächenelement 25 aus Titan oder Titanaluminid mit einem strukturellen Glied oder einem Steg 24 verbunden oder verklebt ist.

Fig. 3 veranschaulicht eine Alternative zu Fig. 2, und zwar eine bogenförmige vordere Rumpfstruktur mit der Ausnahme, daß die Primärstruktur ein Titanaluminid-Stützkernglied 28 ist mit einer im wesentlichen sinusförmigen Gestalt, das mit einem Titanalumi­ nid-Stirnflächenelement 30 diffusionsverbunden ist, welches sei­ nerseits durch Hochtemperaturhartlötmaterial mit dem Silicium­ carbidschaumkern 22 verbunden ist. Das primäre Stützkernglied 28 ist über ein Stirnflächenelement 30 integral mit dem Schaum­ kern 22 und dem äußeren Flächenelement 20 bzw. dem Außenmantel verbunden, wodurch das integrale Struktur- und thermische Schutzsystem gebildet wird.

Das erfindungsgemäße Konzept kann auch bei anderen strukturellen Komponenten des Flugwerks oder der Zelle (des Luftrahmens (air­ frame) eines Aerospace-Fahrzeugs verwendet werden, und zwar ein­ schließlich des Flügels und des vertikalen Hecks. Somit können beispielsweise strukturelle Graphit-Eopoxy- oder Graphit- Polyimidflügel und Schwanzglieder durch das erfindungsgemäße thermische Schutzsystem thermisch stabilisiert werden, wobei das Schutzsystem durch einen Siliciumcarbid-Außenmantel mit einem geschäumten Siliciumcarbidkern vorgesehen ist, und zwar integral verbunden durch ein Epoxy- oder ein Polyimid mit den verschiede­ nen Graphit-Epoxystrukturgliedern.

In Fig. 4 ist beispielsweise ein Querschnitt eines Flügels 32 dargestellt, und zwar mit einer Innenstruktur die im allgemeinen folgendes aufweist: Graphit-Polyimidssparren 34 und Rippen 36, deren externe Oberfläche durch ein thermisches Schutzsystem 40 abgedeckt ist, das durch ein Sandwich gebildet wird, das aus einem äußeren Siliciumcarbid-Flächenelement 38 und einem geschäum­ ten Siliciumcarbidkern 42 aufgebaut ist, wobei der Kern 42 in geeigneter Weise mit den Sparren und Rippen verbunden ist, und zwar durch ein Graphit-Polyimid-Innenstirnflächenelement 43 zur Bildung eines integralen Struktur- und thermischen Schutzsy­ stems.

Fig. 5 zeigt eine vertikale Heckstruktur 44, gebildet aus Gra­ phit-Polyimidsparren 46 und Rippen 48 mit einem thermischen Schutzsystem in der Form eines Paars von äußeren Sandwich- Platten 49, wie dies in den Fig. 6 und 6a gezeigt ist. Jede Platte oder Tafel 49 weist aus Siliciumcarbid bestehende äußere und innere Flächenelemente 50 und 52 auf und ferner einen ge­ schäumten Siliciumcarbidkern 54. In diesem Beispiel ist das in­ nere Flächenelement 52 in geeigneter Weise integral mit den Sparren und Rippen der internen Struktur des Schwanzes 44 durch ein Polyimid gemäß der Erfindung verbunden.

Verschiedene Abwandlungen der Erfindung sind möglich. So kann beispielsweise das äußere Flächenelement 10 aus anderen Keramik­ matrixmaterialien als Siliciumcarbid gebildet sein, wie bei­ spielsweise aus Siliciumnitrid.

Aus der vorstehenden Beschreibung ergibt sich, daß die Erfindung ein neues, einfaches und dauerhaftes leichtgewichtiges thermi­ sches Schutzsystem für jede Hauptkomponente des Fahrzeugrahmens oder der Zelle eines Hochgeschwindigkeitsaerospace-Fahrzeugs vorsieht, wie beispielsweise eines transatomosphärischen Fahr­ zeugs, wobei dieses Schutzsystem einen integralen Teil einer solchen Komponente bildet.

Claims (10)

1. Thermisches Schutzsystem für Hochgeschwindigkeitsfluggerät, wobei folgendes vorgesehen ist:
ein äußeres Flächenelement bzw. ein Außenmantel (10; 20; 38; 50) aus einer Keramikmatrix,
ein starrer Isolatorkern (12; 22; 42; 54), der im wesentli­ chen aus poröser geschäumter Keramik besteht, wobei das äu­ ßere Flächenelement (10; 20; 38; 50) integral mit dem Kern verbunden ist, und
eine interne Tragstruktur (15; 28; 34, 36; 46, 48) an dem Fluggerät, wobei der Isolatorkern (12; 22; 42; 54) über ein dünnes, inneres Stirnflächenelement (16; 30; 43; 52), das einen Teil der internen Tragstruktur bildet und mit dem Isolatorkern verbunden ist, mit der internen Tragstruktur verbunden ist, wobei der starre Isolatorkern das dünne, in­ nere Stirnflächenelement stützt bzw. trägt.

2. Thermisches Schutzsystem nach Anspruch 1, dadurch gekenn­ zeichnet, daß das äußere Flächenelement (10; 20; 38; 50) aus Siliciumcarbid besteht.

3. Thermisches Schutzsystem nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Dicke des äußeren Flächenelements (10; 20; 38; 50) im Bereich von ungefähr 0,25 mm (0,01") bis ungefähr 1,52 mm (0,06") liegt.

4. Thermisches Schutzsystem nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Isolatorkern (12; 22; 42; 54) aus einem Material besteht, welches aus der aus Silici­ umcarbid und Siliciumnitrid bestehenden Gruppe ausgewählt ist.

5. Thermisches Schutzsystem nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Dichte des Isolatorkerns 12; 22; 42; 54) im Bereich von ungefähr 0,0083 (0,5) bis ungefähr 0,16 g/cm³ (10 engl. Pfund pro Kubikfuß) liegt.

6. Thermisches Schutzsystem nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Dicke des Isolatorkerns (12; 22; 42; 54) im Bereich von ungefähr 12,7 mm (0,5") bis ungefähr 152,4 mm (6") liegt.

7. Thermisches Schutzsystem nach einem der vorhergehenden An­ sprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die interne Tragstruk­ tur (15; 28; 34, 36; 46, 48) ein Glied aufweist, dessen Ma­ terial aus der folgenden Gruppe ausgewählt ist: ein Ver­ bundmaterial, ein Metall und eine eine Faserverstärkung enthaltende Metallmatrix.

8. Thermisches Schutzsystem nach Anspruch 7, dadurch gekenn­ zeichnet, daß das Verbundmaterial aus der aus folgenden Ma­ terialien bestehenden Gruppe ausgewählt ist: Epoxy und Po­ lyimid, verstärkt mit Graphit oder Borfasern, wobei ferner das Metall aus der aus Aluminium und seinen Legierungen so­ wie Titan und seinen Legierungen ausgewählten Gruppe be­ steht, wobei schließlich die Metallmatrix aus der aus fol­ genden Materialien bestehenden Gruppe ausgewählt ist: Be­ ryllium, Aluminium und Titan und Legierungen davon, Stahl, Molybdänlegierungen und Nickellegierungen, wobei die Me­ tallmatrix Graphit, Siliciumcarbid oder Borfasern enthält.

9. Thermisches Schutzsystem nach einem oder mehreren der vor­ hergehenden Ansprüche, insbesondere nach Anspruch 1, da­ durch gekennzeichnet, daß der Isolatorkern (12; 22; 42; 54) integral mit der internen Tragstruktur (15; 28; 34, 36; 46, 48) gekuppelt ist, beispielsweise durch Verbinden, Verkle­ ben, Hartlöten oder chemische Abscheidung.

10. Thermisches Schutzsystem nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß die interne Tragstruktur (15; 28; 34, 36; 46, 48) ein Teil des Rumpfes, Flügels oder des Heckaufbaus des Fluggeräts ist, und daß der Isolatorkern (12; 22; 42; 54) an der internen Tragstruktur durch ein in­ neres Stirnflächenelement (16; 30; 43; 52) befestigt ist, welches die Außenhaut der internen Tragstruktur (15; 28; 34, 36; 46, 48) bildet.