CN204679436U - 固体火箭发动机外热防护涂层背温测试系统 - Google Patents

Abstract

本实用新型一种固体火箭发动机外热防护涂层背温测试系统主要包括：加热装置（热源、温度控制器）、试样保护装置（隔热挡板、测试试样）和测温系统（热电偶、数字显示器）；以马弗炉作为热源，可对所需测试温度状态进行调节；测试试样嵌于隔热板组成试样保护装置，并在试样背部开窗，为测试过程提供隔热与保护；测温装置以金属热电偶作为温度传感器，其灵敏度较高且连接方便。该背温测试系统在一定温度环境范围内能够对固体火箭发动机静态加热过程进行模拟，方便且易操作，大大降低了热防护涂层的测试周期与科研成本。

Description

固体火箭发动机外热防护涂层背温测试系统

技术领域

本实用新型涉及热防护涂料测试领域，具体涉及一种固体火箭发动机外热防护涂层隔热性能的背温测试系统。

背景技术

固体火箭发动机在发射和飞行过程中，由于受到气动加热的影响，导致壳体表面温度升高，引起强度、刚度等力学性能下降，进而影响复合材料壳体使用可靠性，因此需要在其外部涂覆一层热防护涂层对其进行保护，如美国“民兵1A”的第一级外表面喷涂有环氧树脂/聚酰胺等外防热材料；MX-2则涂有丁腈橡胶/三元乙丙橡胶的混合物作为气动加热的防护材料，“北极星A2”第二级采用了801耦合剂/ODR332树脂喷涂的外防热层等。随着固体火箭飞行工作环境对防热涂层性能要求也越来越苛刻，不但要求涂层具有较高的隔热抗烧蚀性，而且要求涂层抗高速气流冲刷能力强，以保证火箭弹在高速气流冲刷下仍能保持气动外形的完整性。防热性能测试与表征成为新型热防护涂层研究过程中亟待克服的困难之一。

热防护性能则是评价固体火箭发动机外热防护涂层隔热性能的重要技术指标之一，常规固体火箭发动机用热防护涂层通常利用风动实验进行模拟测试，这种表征方式能够模拟固体火箭发动机飞行过程中真实气动加热环境状态，但其测试费用巨大，需要寻求新的、简单的技术途径对预研前期阶段热防护涂层进行筛选与表征。目前国内常选用石英灯烧蚀测试系统^[1、2]进行模拟测试，即选择可控大功率石英灯管作为热源。（[1] 马淑雅. 飞行器涂层防热选材、设计与应用. 现代防御技术[J]，2012，40（1）：48-51.[2] 洪建华，李伟. 一种新型防热涂层复合材料的研究与试验. 复合材料—生命、环境与高技术[J]，2002：728-732.）

高温状态下，石英灯管长期使用容易烧坏，安全性较低，同时降低了热源温度的稳定性，因此需要发明一套新型背温测试系统，其结构组成相对简单且操作方便，能够及时反应背部温度随时间的变化。

实用新型内容

本实用新型的目的是提出一种固体火箭发动机外热防护涂层的背温隔热测试系统，可应用整套系统对其背温隔热性能进行测试，判断热防护涂层材料的热防护性能。

为了准确反应固体火箭发动机外热防护涂层试样的热防护性能情况，本实用新型提供的解决方案是提供一种固体火箭发动机外热防护涂层背温测试系统，包括：加热装置、试样保护装置、测温系统；加热装置以箱形电阻炉为热源，并通过温度控制器对温度进行调控，为系统提供稳定热源；试样保护装置由测试试样与隔热板组成，采用金属基材试样嵌入到石棉隔热板中，同时涂有热防护涂层一面处于热环境状态，并在其背部开窗，背部基材处连接温度传感器；测温装置是以热电偶作为温度传感器，使其感温区与金属基材背部连接，并将测试试样背部温度变化情况及时输出在数字显示器上，记录温度变化与加热时间的变化。

所述热源采用马弗炉，通过温度控制器调解下为系统提供稳定热环境状态；所述金属基材试样可采用钛合金板、铝合金板、镁合金板等，并保持其厚度与固体火箭发动机使用厚度一致（如，1.5mm-2.2mm），并将其置于测试区域，同时利用隔热挡板（即，隔热石棉板）进行固定与保护，使测试试样垂直置于热环境之中；热电偶（如，K型廉金属热电偶）置于试样背部中心位置处并将其与数字显示器连接，输出试样背部温度的变化情况。

进一步，由于固体发动机壳体材料的不同，可以选择不同金属基材的试样进行热防护涂料的喷涂。同时金属基材不同使得涂层与基材间的附着力发生变化，为了避免涂层再受热过程中发生整体脱落的现象，可选择不同种类的底漆以提高涂层与金属基材间的附着力（如，铝、镁基材选择环氧树脂底漆，喷涂厚度约为0.1-0.2mm；钛合金基材可不用底漆）。

本实用新型与现有技术相比，其显著优点：

本测试系统以马弗炉为热源并用隔热板对其进行保护，充分保证温度的稳定性，避免烧蚀样品残渣对热源产生影响；试样为垂直放置且通过隔热板进行防护，避免热源热流对传感器的影响，确保测试结果的准确性。

附图说明

通过阅读参照以下附图所作的对非限制性实施例所作的详细描述，本实用新型的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1是固体火箭发动机外热防护涂层背温测试系统示意图。

具体实施方式

参见示出本实用新型实施例的附图，下文将更详细地描述本实用新型。然而，本实用新型可以以许多不同形式实现，并且不应解释为受在此提出之实施例的限制。

如图1所示，本实用新型一种固体火箭发动机外热防护涂层背温测试系统主要包括：加热装置（包括：热源、温度控制器）、试样保护装置（包括：隔热挡板、测试试样）、测温系统（包括：热电偶、数字显示器）组成。所述加热装置以箱形电阻炉（马弗炉）为热源，并通过温度控制器对温度进行调控，为系统提供稳定热源。所述试样保护装置由测试试样与隔热板组成，将一定尺寸（如，长×宽=100mm×100mm）的基材试样嵌入到石棉隔热板中，同时涂有热防护涂层一面处于热环境状态，并在其背部开窗，背部基材处连接温度传感器。所述测温装置是以热电偶（如，K型廉金属热电偶）作为温度传感器，使其感温区与金属基材背部连接，并将试样背部温度变化情况及时输出在数字显示器上，记录温度变化与加热时间的变化。

本实用新型热防护涂层背温测试系统中热源选用箱式电阻炉（即，马弗炉），其安全性能、保温性能优异且便于处理烧蚀试样。加热系统用于模拟固体火箭发动机在不同温度状态下所处的热环境，属于静态加热，其所能模拟工作温度必须在马弗炉量程范围内。试样保护装置的大小与马弗炉炉口大小一致，根据试样大小对隔热板进行尺寸加工，使其符合测试要求。测温装置通常选择K型热电偶作为温度传感器，热电偶与金属基材背部可以通过直接接触或点焊的方式进行连接。

本实用新型热防护涂层背温测试系统测试过程为，通过温度控制器设定测试温度，并保持热源温度达到平衡；将连接测温系统的试样保护装置垂直放于马弗炉热源炉口处，记录背部温度与时间的关系，测试完毕观察烧蚀样板的变化情况。一般情况下，测试试样多为有机涂料，受热易分解产生有害气体，需在通风状态下进行。

本实用新型虽然已较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本实用新型，任何本领域技术人员在不脱离本实用新型的精神和范围内，都可以利用上述揭示的技术内容对本实用新型技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本实用新型技术方案的内容，依据本实用新型的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本实用新型技术方案的保护范围。

Claims (5)

1. 一种固体火箭发动机外热防护涂层背温测试系统，其特征在于，包括：加热装置、试样保护装置、测温系统；

所述加热装置以箱形电阻炉为热源，并通过温度控制器对温度进行调控，为系统提供稳定热源；

所述试样保护装置由测试试样与隔热板组成，采用金属基材试样嵌入到石棉隔热板中，同时涂有热防护涂层一面处于热环境状态，并在其背部开窗，背部基材处连接温度传感器；

所述测温装置是以热电偶作为温度传感器，使其感温区与金属基材背部连接，并将测试试样背部温度变化情况及时输出在数字显示器上，记录温度变化与加热时间的变化。

2. 根据权利要求1所述的固体火箭发动机外热防护涂层背温测试系统，其特征在于，所述热源采用马弗炉。

3. 根据权利要求1所述的固体火箭发动机外热防护涂层背温测试系统，其特点在于，所述金属基材试样的尺寸为长×宽：100mm×100mm。

4. 根据权利要求1所述的固体火箭发动机外热防护涂层背温测试系统，其特点在于，所述测温系统为K型廉金属热电偶作为温度传感器，将其感应端与试样背部连接，并将测试结果及时输出在数字显示器上。

5. 根据权利要求1所述的固体火箭发动机外热防护涂层背温测试系统，其特点在于，所述金属基材试样采用钛合金板、铝合金板或镁合金板。