CN204020133U - 一种火箭发射台用耐高温涂层的结构 - Google Patents
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Abstract
本实用新型公开了一种火箭发射台用耐高温涂层材料的结构。本实用新型耐高温涂层材料由有机底层和无机表层两层材料组成。其中，有机底层由环氧树脂、固化剂聚酰胺和增韧剂液态橡胶组成。无机表层由莫来石、堇青石、铝酸盐水泥和硅灰组成。本实用新型的耐高温涂层材料附着力强，能够承受火箭模拟燃气流冲刷，金属背面温度不超过100℃，涂层具有良好的耐高温燃气流冲刷性能和隔热性能。
Description
技术领域
本实用新型涉及一种火箭发射台用耐高温涂层的结构，尤其是涉及一种用于火箭发射台表面涂覆的降低发射台背温、保护火箭发射台钢结构表面的耐高温涂层的结构，属于耐高温绝热防护领域。
背景技术
随着航天、宇航事业的发展，耐高温涂料开拓了新的应用领域。除了飞行器本身的热防护外，国内对地面设施如火箭发射台也增加了热防护措施。如果将发射台涂以耐高温涂料，可使金属表面隔热，减少热烧蚀和热冲击，并防止发射台在多次热冲击载荷作用下产生热疲劳、热龟裂和热断裂，从而确保发射台工作的可靠性，延长发射台的使用寿命。在国外，欧洲航天局位于南美圭亚那的阿里安火箭发射平台为混凝土发射平台，这类由无机非金属材料构筑的发射台抗燃气吹扫烧蚀性能比有机烧蚀涂料好，但缺点是厚度厚，重量重，并且发射台无法进行移动。
利用专门的耐高温涂层材料和结构可以对火箭发射台进行热防护，这种耐高温涂层不但起到了保护火箭发射台的作用，还解决了全部由无机非金属材料构筑发射台导致的重量重、无法移动的问题。
实用新型内容
本实用新型所要解决的技术问题是对地面设施火箭发射台增加热防护措施，提供一种能够承受火箭尾焰吹扫，背温不超过100℃的耐高温涂层的结构。
本实用新型所要解决的技术问题是通过以下技术方案来实现的：
本实用新型耐高温涂层结构，由两层材料组成，底层是有机材料，表层是无机材料。
底层是由有机材料组成，环氧树脂(质量比，下同)65～80％，固化剂聚酰胺10～20％，增韧剂液态橡胶5～20％。底层材料的厚度为2～6mm。
表层是由无机材料组成，莫来石40～70％，堇青石5～25％，铝酸盐水泥10～30％，硅灰2～10％。表层材料的厚度为8～24mm。
本实用新型耐高温涂层有机底层和无机表层总厚度为10～30mm。
本实用新型所用到的原料都可以从市场购买得到，其规格符合行业标准。环氧树脂：型号为SM828，固化剂聚酰胺：型号为650，生产厂家是无锡光明化工有限公司。增韧剂液态橡胶：型号为数均分子量4000，生产厂家是大连金州盛达橡塑制品有限公司。铝酸盐水泥：型号为Secar71，生产厂家是凯诺斯(中国)铝酸盐技术有限公司。莫来石：粒度5-3mm和3-1mm(莫来石由粒度为5-3mm和小于3-1mm二种不同粒度的颗粒组成，二者按照1∶(0.8～1.5)的质量比例混合)，生产厂家是靖州华鑫莫来石有限公司。堇青石：粒度0-1mm，生产厂家偃师市光明高科耐火材料制品有限公司。硅灰：型号970，生产厂家是上海天恺硅粉材料有限公司。
本实用新型的耐高温涂层材料附着力强，能够承受火箭模拟燃气流冲刷，金属背面温度不超过100℃，涂层具有良好的隔热性能。
本实用新型应用时，将有机底层和无机表层依次涂覆在火箭发射台上。由于本实用新型表层材料是由无机非金属材料组成，因此材料的耐火度高，强度大。当火箭发射升空时，涂层受到燃气流的高温以及高速的冲刷，涂层的表层材料能够耐烧蚀并且耐冲刷，起到了隔热作用，因此保护了火箭发射台。
由此可见，经过本实用新型将大大减少金属基体的热烧蚀和热冲击，金属的背温将会大大降低，从而有效地对火箭发射台起到耐高温作用。
附图说明
图1：15mm涂层试样的背面温度与烧蚀时间的关系曲线；
图2：20mm涂层试样的背面温度与烧蚀时间的关系曲线；
图3：涂层结构示意图，图中：1-钢板 2-有机层 3-无机层。
具体实施方式
下面结合具体实施例和附图来进一步描述本实用新型，本实用新型的优点和特点将会随着描述而更为清楚。
实施例1火箭发射台用耐高温涂层的制备
1.有机底层的制备：将环氧树脂SM828、固化剂聚酰胺650、增韧剂液态橡胶按照7∶2∶1质量比例混合后，涂覆在除锈后的190×120×5mm的钢板一侧表面上，涂覆厚度为3mm。
2.无机表层的制备：首先将5-3mm和小于3-1mm的莫来石按照1∶1的质量比例混合均匀，然后再将混合后的莫来石与堇青石、铝酸盐水泥、硅灰按照质量比11∶5∶4∶1混合。待混合均匀后，加水搅拌3min，加水量为表层配料量的13％(质量分数)。待有机底层未完全固化前，将表层材料涂覆在底层材料之上。在厚度为3mm的底层上涂覆厚度为12mm的表层，制备总厚度为15mm的耐高温涂层。
对金属钢板上耐高温涂料隔热的热防护效果进行试验：
采用YA6804型氧气煤油发动机对试样进行试验件背面温度的测试，试样为金属钢板一侧涂有耐高温涂料，不带有涂层的金属面为背面。试验条件：发动机燃烧室压力：Pc＝1.4±0.05MPa；发动机余氧系数：α＝0.7±0.03；发动机喷口直径：65mm；喷管出口燃气温度：2210K；喷管出口燃气速度：2390m/s；燃烧室温度：3470K；烧蚀试验时间：10s/件；热流密度：5.4Mw/m2；压力：0.077MPa。试验条件为模拟火箭发射时的尾焰吹扫情况，火焰吹扫涂有耐高温涂料一侧的金属钢板。测试金属不带有涂层一侧的温度(背面温度)。15mm涂层厚的金属件背面温度与烧蚀时间的关系如图1所示。从图中可以看出，涂覆15mm涂层厚的试样的背温未超过100℃。试验结果表明，本发明的涂层材料与结构具有良好的隔热性能，并且保护了钢板底材。
实施例2火箭发射台用耐高温涂层的制备
1.有机底层的制备：将环氧树脂SM828、固化剂聚酰胺650、增韧剂液态橡胶按照7∶2∶1质量比例混合后，涂覆在除锈后的190×120×5mm的钢板一侧表面上，涂覆厚度为4mm。
2.无机表层的制备：首先将5-3mm和小于3-1mm的莫来石按照1∶1的质量比例混合均匀，然后再将混合后的莫来石与堇青石、铝酸盐水泥、硅灰按照质量比11∶5∶4∶1混合。待混合均匀后，加水搅拌3min，加水量为表层配料量的13％(质量分数)。待有机底层未完全固化前，将表层材料涂覆在底层材料之上。在厚度为4mm的底层上涂覆厚度为16mm的表层，制备总厚度为20mm的耐高温涂层。
对金属钢板上耐高温涂层隔热的热防护效果进行试验：
采用YA6804型氧气煤油发动机对试样进行试验件背面温度的测试，试样为金属钢板一侧涂有耐高温涂料，不带有涂层的金属面为背面。试验条件：发动机燃烧室压力：Pc＝1.4±0.05MPa；发动机余氧系数：α＝0.7±0.03；发动机喷口直径：65mm；喷管出口燃气温度：2210K；喷管出口燃气速度：2390m/s；燃烧室温度：3470K；烧蚀试验时间：10s/件；热流密度：5.4Mw/m2；压力：0.077MPa。试验条件为模拟火箭发射时的尾焰吹扫情况，火焰吹扫涂有耐高温涂料一侧的金属钢板。测试金属不带有涂层一侧的温度(背面温度)。20mm涂层厚的金属件背面温度与烧蚀时间的关系如图2所示。从图中可以看出，涂覆20mm涂层厚的试样的背温未超过100℃。试验结果表明，本发明的涂层材料与结构具有良好的隔热性能，并且保护了钢板底材。
Claims (5)
1.一种火箭发射台用耐高温涂层结构，其特征在于：于基底表面依次设置的有机底层和无机表层两层材料组成。
2.按照权利要求1所述的耐高温涂层结构，其特征在于：有机底层厚度为2～6mm。
3.按照权利要求1所述的耐高温涂层结构，其特征在于：无机表层材料的厚度为8～24mm。
4.按照权利要求1、2或3所述的耐高温涂层结构，其特征在于：耐高温涂层有机底层和无机表层总厚度为10～30mm。
5.按照权利要求1所述的耐高温涂层结构，其特征在于：所述基底为金属基底。
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| CN105985081A (zh) * | 2015-03-02 | 2016-10-05 | 中国科学院大连化学物理研究所 | 一种火箭发射台用莫来石基涂抹料及其应用 |
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