RU2012111057A - HEAT RESISTANT HEAT PROTECTION SYSTEM OF THE SURFACE OF HYPERSONIC AIRCRAFT AND RETURN SPACE VEHICLES - Google Patents

HEAT RESISTANT HEAT PROTECTION SYSTEM OF THE SURFACE OF HYPERSONIC AIRCRAFT AND RETURN SPACE VEHICLES Download PDF

Info

Publication number
RU2012111057A
RU2012111057A RU2012111057/11A RU2012111057A RU2012111057A RU 2012111057 A RU2012111057 A RU 2012111057A RU 2012111057/11 A RU2012111057/11 A RU 2012111057/11A RU 2012111057 A RU2012111057 A RU 2012111057A RU 2012111057 A RU2012111057 A RU 2012111057A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
heat
protection system
protective layer
thermal protection
ceramic matrix
Prior art date
Application number
RU2012111057/11A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2509040C2 (en
Inventor
Наталья Ивановна Бакланова
Алексей Владимирович Уткин
Original Assignee
Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт химии твердого тела и механохимии Сибирского отделения Российской академии наук (ИХТТМ СО РАН)
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт химии твердого тела и механохимии Сибирского отделения Российской академии наук (ИХТТМ СО РАН) filed Critical Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт химии твердого тела и механохимии Сибирского отделения Российской академии наук (ИХТТМ СО РАН)
Priority to RU2012111057/11A priority Critical patent/RU2509040C2/en
Publication of RU2012111057A publication Critical patent/RU2012111057A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2509040C2 publication Critical patent/RU2509040C2/en

Links

Landscapes

  • Ceramic Products (AREA)

Abstract

1. Термостойкая система теплозащиты поверхности гиперзвуковых летательных и возвращаемых космических аппаратов, состоящая из теплоизоляционного и теплозащитного слоя, включающего композиты с керамической матрицей, армированной теплостойкими волокнами и содержащей сублимирующее твердое вещество, отличающаяся тем, что сублимирующее твердое вещество включает стабилизированные предкерамические кремнийорганические полимеры, содержащие атомы С, Si и Н, а также гетероатомы германия, а в качестве керамической матрицы теплозащитный слой содержит карбиды или бориды тугоплавких металлов или их смеси.2. Термостойкая система теплозащиты по п.1, отличающаяся тем, что в качестве керамической матрицы теплозащитный слой содержит карбиды или бориды тантала.3. Термостойкая система теплозащиты по п.1, отличающаяся тем, что в качестве керамической матрицы теплозащитный слой содержит карбиды или бориды циркония.4. Термостойкая система теплозащиты по п.1, отличающаяся тем, что в качестве керамической матрицы теплозащитный слой содержит карбиды или бориды гафния.5. Термостойкая система теплозащиты по п.1, отличающаяся тем, что содержит сублимирующее твердое вещество, включающее предкерамические кремнийорганические полимеры, содержащие в структуре группировки с ненасыщенными углеродными связями и атомы германия, а именно полигермасилэтины и полигермасилэтенсилэтины с общей формулой [{-(R)(R)Si-(C≡C)-}{Ge(RС≡СR)}}], где n, n, m, m≥0, a R, R, R, Rнезависимо выбраны из группы: Н, алкил, алкенил, арил.6. Термостойкая система теплозащиты поверхности гиперзвуковых летательных и возвращаемых космических аппаратов, состоящая из теплоизоляционного �1. A heat-resistant thermal protection system for the surface of hypersonic aircraft and returning spacecraft, consisting of a heat-insulating and heat-protective layer, including composites with a ceramic matrix reinforced with heat-resistant fibers and containing a sublimating solid, characterized in that the sublimating solid includes stabilized pre-ceramic organosilicon polymers containing atoms C, Si and H, as well as germanium heteroatoms, and as a ceramic matrix a heat-protective layer with holding carbides or borides of refractory metals or their smesi.2. The heat-resistant thermal protection system according to claim 1, characterized in that, as the ceramic matrix, the heat-protective layer contains tantalum carbides or borides. The heat-resistant thermal protection system according to claim 1, characterized in that, as a ceramic matrix, the heat-protective layer contains zirconium carbides or borides. The heat-resistant thermal protection system according to claim 1, characterized in that, as the ceramic matrix, the heat-protective layer contains hafnium carbides or borides. The heat-resistant thermal protection system according to claim 1, characterized in that it contains a sublimating solid, including pre-ceramic organosilicon polymers containing in the structure groups with unsaturated carbon bonds and germanium atoms, namely polymers and polymers, with the general formula [{- (R) (R ) Si- (C≡C) -} {Ge (RС≡СR)}}], where n, n, m, m≥0, a R, R, R, R are independently selected from the group: H, alkyl, alkenyl, aryl. 6. Heat-resistant thermal protection system for the surface of hypersonic aircraft and returning spacecraft, consisting of heat-insulating

Claims (10)

1. Термостойкая система теплозащиты поверхности гиперзвуковых летательных и возвращаемых космических аппаратов, состоящая из теплоизоляционного и теплозащитного слоя, включающего композиты с керамической матрицей, армированной теплостойкими волокнами и содержащей сублимирующее твердое вещество, отличающаяся тем, что сублимирующее твердое вещество включает стабилизированные предкерамические кремнийорганические полимеры, содержащие атомы С, Si и Н, а также гетероатомы германия, а в качестве керамической матрицы теплозащитный слой содержит карбиды или бориды тугоплавких металлов или их смеси.1. A heat-resistant thermal protection system for the surface of hypersonic aircraft and returning spacecraft, consisting of a heat-insulating and heat-protective layer, including composites with a ceramic matrix reinforced with heat-resistant fibers and containing a sublimating solid, characterized in that the sublimating solid includes stabilized pre-ceramic organosilicon polymers containing atoms C, Si and H, as well as germanium heteroatoms, and as a ceramic matrix a heat-protective layer with holding carbides or borides of refractory metals, or mixtures thereof. 2. Термостойкая система теплозащиты по п.1, отличающаяся тем, что в качестве керамической матрицы теплозащитный слой содержит карбиды или бориды тантала.2. The heat-resistant thermal protection system according to claim 1, characterized in that, as a ceramic matrix, the heat-protective layer contains tantalum carbides or borides. 3. Термостойкая система теплозащиты по п.1, отличающаяся тем, что в качестве керамической матрицы теплозащитный слой содержит карбиды или бориды циркония.3. The heat-resistant thermal protection system according to claim 1, characterized in that as the ceramic matrix, the heat-protective layer contains zirconium carbides or borides. 4. Термостойкая система теплозащиты по п.1, отличающаяся тем, что в качестве керамической матрицы теплозащитный слой содержит карбиды или бориды гафния.4. The heat-resistant thermal protection system according to claim 1, characterized in that, as a ceramic matrix, the heat-protective layer contains hafnium carbides or borides. 5. Термостойкая система теплозащиты по п.1, отличающаяся тем, что содержит сублимирующее твердое вещество, включающее предкерамические кремнийорганические полимеры, содержащие в структуре группировки с ненасыщенными углеродными связями и атомы германия, а именно полигермасилэтины и полигермасилэтенсилэтины с общей формулой [{-(R1)(R2)Si-(C≡C)m1-}n1{Ge(R3С≡СR4)}m2}n2], где n1, n2, m1, m2≥0, a R1, R2, R3, R4 независимо выбраны из группы: Н, алкил, алкенил, арил.5. The heat-resistant thermal protection system according to claim 1, characterized in that it contains a sublimation solid, including pre-ceramic organosilicon polymers containing in the structure groups with unsaturated carbon bonds and germanium atoms, namely polymers and polymers, and polymers, with the general formula [{- (R 1 ) (R 2 ) Si- (C≡C) m1 -} n1 {Ge (R 3 С≡СR 4 )} m2 } n2 ], where n 1 , n 2 , m 1 , m 2 ≥0, and R 1 , R 2 , R 3 , R 4 are independently selected from the group: H, alkyl, alkenyl, aryl. 6. Термостойкая система теплозащиты поверхности гиперзвуковых летательных и возвращаемых космических аппаратов, состоящая из теплоизоляционного и теплозащитного слоя, включающего композиты с керамической матрицей, армированной теплостойкими волокнами и содержащей сублимирующее твердое вещество, отличающаяся тем, что сублимирующее твердое вещество включает германаты тугоплавких металлов, а в качестве керамической матрицы теплозащитный слой содержит карбиды или бориды тугоплавких металлов или их смеси.6. A heat-resistant thermal protection system for the surface of hypersonic aircraft and returning spacecraft, consisting of a heat-insulating and heat-protective layer, including composites with a ceramic matrix reinforced with heat-resistant fibers and containing a sublimating solid, characterized in that the sublimating solid includes germanates of refractory metals, and as ceramic matrix heat-protective layer contains carbides or borides of refractory metals or mixtures thereof. 7. Термостойкая система теплозащиты по п.6, отличающаяся тем, что сублимирующее вещество содержит германаты тугоплавких металлов с общей формулой ZrxHfyGe1-x-yO2, где 0≤x≤1, 0≤y≤1, 0≤x+y+≤1.7. The heat-resistant thermal protection system according to claim 6, characterized in that the sublimating substance contains germanates of refractory metals with the general formula Zr x Hf y Ge 1-xy O 2 , where 0≤x≤1, 0≤y≤1, 0≤x + y + ≤1. 8. Термостойкая система теплозащиты по п.6, отличающаяся тем, что в качестве керамической матрицы теплозащитный слой содержит карбиды или бориды тантала.8. The heat-resistant thermal protection system according to claim 6, characterized in that, as a ceramic matrix, the heat-protective layer contains tantalum carbides or borides. 9. Термостойкая система теплозащиты по п.6, отличающаяся тем, что в качестве керамической матрицы теплозащитный слой содержит карбиды или бориды циркония.9. The heat-resistant thermal protection system according to claim 6, characterized in that, as a ceramic matrix, the heat-protective layer contains zirconium carbides or borides. 10. Термостойкая система теплозащиты по п.6, отличающаяся тем, что в качестве керамической матрицы теплозащитный слой содержит карбиды или бориды гафния. 10. The heat-resistant thermal protection system according to claim 6, characterized in that as the ceramic matrix, the heat-protective layer contains hafnium carbides or borides.
RU2012111057/11A 2012-03-22 2012-03-22 Heat-resistance system for surface heat protection of hypersonic aircraft and shuttle spacecraft RU2509040C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012111057/11A RU2509040C2 (en) 2012-03-22 2012-03-22 Heat-resistance system for surface heat protection of hypersonic aircraft and shuttle spacecraft

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012111057/11A RU2509040C2 (en) 2012-03-22 2012-03-22 Heat-resistance system for surface heat protection of hypersonic aircraft and shuttle spacecraft

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012111057A true RU2012111057A (en) 2013-09-27
RU2509040C2 RU2509040C2 (en) 2014-03-10

Family

ID=49253737

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012111057/11A RU2509040C2 (en) 2012-03-22 2012-03-22 Heat-resistance system for surface heat protection of hypersonic aircraft and shuttle spacecraft

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2509040C2 (en)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2564363C1 (en) * 2014-05-22 2015-09-27 Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт химии твердого тела и механохимии Сибирского отделения Российской академии наук (ИХТТМ СО РАН) Method for obtaining powder material based on high-melting metals
US10543663B2 (en) * 2017-02-08 2020-01-28 The Boeing Company Rigidized hybrid insulating non-oxide thermal protection system and method of producing a non-oxide ceramic composite for making the same
RU2724188C1 (en) * 2019-08-07 2020-06-22 Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Heat-insulating coating of high-speed aircraft body (embodiments)
RU2719529C1 (en) * 2019-08-07 2020-04-21 Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Thermal protective coating of high-speed aircraft body
RU2759035C1 (en) * 2020-12-21 2021-11-09 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Two-layer heat-protective coating made of composite materials for protection of metal structures of gliders of hypersonic aircraft
RU2768313C1 (en) * 2021-08-16 2022-03-23 Акционерное общество «Обнинское научно-производственное предприятие «Технология» им. А.Г.Ромашина» Device for reducing temperature of elements of hypersonic apparatus

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5291830A (en) * 1992-10-30 1994-03-08 Lockheed Corporation Dual-mode semi-passive nosetip for a hypersonic weapon
RU2219110C1 (en) * 2002-05-31 2003-12-20 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" Method of heat protection and modulation of aerodynamic drag of object descended from spacecraft
US7055781B2 (en) * 2003-06-05 2006-06-06 The Boeing Company Cooled insulation surface temperature control system
US7281688B1 (en) * 2006-04-27 2007-10-16 The Boeing Company Materials for self-transpiring hot skins for hypersonic vehicles or reusable space vehicles
RU2383476C1 (en) * 2008-12-25 2010-03-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина" Flexible system of descent spacecraft thermal protection

Also Published As

Publication number Publication date
RU2509040C2 (en) 2014-03-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2012111057A (en) HEAT RESISTANT HEAT PROTECTION SYSTEM OF THE SURFACE OF HYPERSONIC AIRCRAFT AND RETURN SPACE VEHICLES
Qiang et al. A modified dual-layer SiC oxidation protective coating for carbon/carbon composites prepared by one-step pack cementation
Zhuang et al. Bonding strength, thermal shock and oxidation resistance of interlocking (Zr, Hf) C-SiC/SiC double-layer coating for C/C composites
Yang et al. A double layer nanostructure SiC coating for anti-oxidation protection of carbon/carbon composites prepared by chemical vapor reaction and chemical vapor deposition
Yao et al. A SiC/ZrB2–SiC/SiC oxidation resistance multilayer coating for carbon/carbon composites
JP2015528840A5 (en)
CO6251243A2 (en) NEW MACROCYCLIC INHIBITORS OF HEPATITIS C VIRUS REPLICATION
CA2854381C (en) Powder material impregnation method and method for producing fiber-reinforced composite material
Zhao et al. Mechanical properties and ablation behavior of C/C-ZrC and C/C-ZrC-SiC composites prepared by precursor infiltration and pyrolysis combined with chemical vapor infiltration
Ma et al. Mullite oxidation resistant coating for SiC-coated carbon/carbon composites by supersonic plasma spraying
BR112013004537A2 (en) Crucible for solidifying a silicon ingot from molten silicon, process for preparing a crucible and using a crucible
WO2011140060A3 (en) Thermal evaporation sources with separate crucible for holding the evaporant material
WO2014028043A3 (en) Multi-functional bn-bn composite
RU2006134690A (en) METHOD OF PROTECTION AGAINST WEARING OF THE THERMOSTRUCTURAL DETAIL FROM THE COMPOSITE MATERIAL WITH A CERAMIC MATRIX, COATING AND DETAIL OBTAINED BY THIS METHOD
RU2019103994A (en) PROTECTIVE COATING FOR THERMALLY LOADED STRUCTURE
Zhang et al. Performance optimization of sol-derived C/Mullite composites by introducing a PyC-SiC double-layer interfacial coating
Zhang et al. Microstructure and properties evolution of C/Mullite composites during fabrication process
Dai et al. Fabrication and properties of 3D-Cf/mullite composites with SiC interfacial coatings
Zhu et al. Thermodynamic analysis on the codeposition of ZrC–SiC by chemical vapor deposition using the ZrCl4–C3H6–MTS–H2–Ar system
Yeh et al. Fabrication of TaB2/mullite composites by combustion synthesis with excess silicon and B2O3 additions
Kou et al. Significant influence of Al2O3 on the flexural properties of C/C composites
ES2883294T3 (en) Thermal protection product
RU2011102125A (en) METHOD FOR PRODUCING SEALED ARTICLES FROM CARBON-CARBON OR CARBON-SILICON COMPOSITE MATERIAL
高栋 et al. Formation mechanism of zircon phase in ZrB2-SiC ceramic composites during oxidation
Zhang et al. The characters of Mo-MoSi2 functionally graded coating

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20190323