RU2662250C1 - Antenna fairing - Google Patents
Antenna fairing Download PDFInfo
- Publication number
- RU2662250C1 RU2662250C1 RU2017130891A RU2017130891A RU2662250C1 RU 2662250 C1 RU2662250 C1 RU 2662250C1 RU 2017130891 A RU2017130891 A RU 2017130891A RU 2017130891 A RU2017130891 A RU 2017130891A RU 2662250 C1 RU2662250 C1 RU 2662250C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- shell
- heat
- frame
- ceramic
- fairing
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- H—ELECTRICITY
- H01—ELECTRIC ELEMENTS
- H01Q—ANTENNAS, i.e. RADIO AERIALS
- H01Q1/00—Details of, or arrangements associated with, antennas
- H01Q1/42—Housings not intimately mechanically associated with radiating elements, e.g. radome
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационной и ракетной техники и может быть использовано при изготовлении антенных обтекателей высокоскоростных ракет различных классов с оболочками из жаростойких керамических материалов.The invention relates to the field of aviation and rocket technology and can be used in the manufacture of antenna fairings for high-speed rockets of various classes with shells made of heat-resistant ceramic materials.
Основная проблема создания надежного соединения керамической оболочки со шпангоутом при высоких температурах обусловлена сложностью разработки такого соединения, в связи со значительной разницей их тепловых расширений в процессе нагрева керамики, клея и шпангоута, особенно при температурах прогрева свыше 300-350°С. Керамические материалы радиопрозрачных оболочек, в основном, имеют низкий температурный коэффициент линейного расширения (ТКЛР), выбор металлических материалов для шпангоута с ТКЛР, близким к ТКЛР керамики, ограничен небольшим количеством прецизионных сплавов инварной группы.The main problem of creating a reliable connection of the ceramic shell with the frame at high temperatures is due to the complexity of developing such a compound, due to the significant difference in their thermal expansions during the heating of ceramics, glue and the frame, especially at heating temperatures above 300-350 ° C. Ceramic materials of radiolucent shells mainly have a low temperature coefficient of linear expansion (TEC), the choice of metal materials for a frame with a TEC close to that of ceramic is limited by a small number of precision alloys of the invar group.
Увеличение скорости и времени полета ракет, увеличение теплового воздействия на головные обтекатели, повышают температуру прогрева клеевого слоя и шпангоута еще больше. После пуска ракеты, шпангоут и клеевой слой могут прогреваться до температур 750-800°С. Даже кратковременный нагрев соединения приводит к разрушению оболочки, вследствие теплового расширения шпангоута в радиальном направлении, и полной деструкции эластичных адгезивов, термостойкость которых не превышает 300°С.An increase in the speed and time of missile flight, an increase in the thermal effect on the head fairings, increase the temperature of heating the adhesive layer and the frame even more. After starting the rocket, the frame and the adhesive layer can warm up to temperatures of 750-800 ° C. Even short-term heating of the joint leads to the destruction of the shell, due to thermal expansion of the frame in the radial direction, and the complete destruction of elastic adhesives, the thermal stability of which does not exceed 300 ° C.
Изготовление оболочек обтекателя из нитридкремниевой и алюмооксидной керамик, имеющих повышенные, по сравнению с кварцевой керамикой, ТКЛР и теплопрочность, позволяет использовать для шпангоута некоторые инварные сплавы также с исходно более высокими ТКЛР, допускающими возможность нагрева шпангоута до температур 450-500°С. В этом случае невозможным становится использование термостойких эластичных адгезивов при непосредственном соединении оболочки и шпангоута.The manufacture of cowl shells made of nitride-silicon and alumina ceramics, which have higher thermal expansion coefficient and thermal strength compared to quartz ceramic, makes it possible to use some invar alloys with initially higher thermal expansion coefficient for the frame, allowing the heating of the frame to temperatures of 450-500 ° C. In this case, it becomes impossible to use heat-resistant elastic adhesives with the direct connection of the shell and the frame.
Известен ряд технических решений для конструкций антенных обтекателей (Проектирование головных обтекателей ракет из керамических и композиционных материалов: Учебное пособие / М.Ю. Русин; Рец. М.А. Комков, Рец. В.А. Барвинок. - М.: Изд. "МГТУ им. Н.Э. Баумана", 2005. - 64 с.), включающих керамическую оболочку и шпангоут, в которых работоспособность обеспечивается установкой между оболочкой и шпангоутом термокомпенсаторов или теплозащитных элементов, позволяющих исключить непосредственный контакт оболочки со шпангоутом и снизить температуру нагрева шпангоута и клеевого соединения.A number of technical solutions are known for the design of antenna fairings (Designing the head fairings of rockets made of ceramic and composite materials: Textbook / M.Yu. Rusin; Retz. MA Komkov, Retz. V.A. Barvinok. - M .: Publishing House "MSTU named after NE Bauman", 2005. - 64 pp.), Including a ceramic shell and a frame, in which operability is ensured by the installation of thermal compensators or heat-shielding elements between the shell and the frame to eliminate direct contact of the shell with the frame and reduce the heating temperature and frames and adhesive joints.
Таким образом, задача увеличения температурного диапазона использования и повышения надежности конструкции узла соединения керамической оболочки и шпангоута, сводится к трем известным решениям: установке различных термокомпенсаторов между керамикой и шпангоутом, в установке различных теплозащитных элементов между керамикой и шпангоутом для уменьшения прогрева шпангоута и в комбинации, в том или ином виде, двух предыдущих решений.Thus, the task of increasing the temperature range of use and increasing the reliability of the design of the joint assembly of the ceramic shell and the frame comes down to three well-known solutions: installing various temperature compensators between the ceramic and the frame, installing various heat-insulating elements between the ceramic and the frame to reduce heating of the frame and in combination, in one form or another, the two previous decisions.
Известен антенный обтекатель (патент РФ 2464679, МПК Н01Q 1/42, опубл. 2012; патент РФ 2451372, МПК H01Q 1/42, опубл. 2012), содержащий керамическую оболочку, металлический стыковой шпангоут и расположенный между ними теплоизоляционный слой, образованный не менее чем двумя секторами, выполненными из термостойкого стеклопластика, и соединенный термостойким клеем с оболочкой и шпангоутом.A known antenna fairing (RF patent 2464679, IPC
Известен антенный обтекатель ракеты (патент РФ 2256262, МПК Н01Q 1/42, опубл. 2005), включающий радиопрозрачную оболочку из пористой кварцевой керамики, состоящую из внутреннего радиопрозрачного силового элемента из пористой кварцевой керамики с введенным в поры полимером и внешнего теплозащитного элемента из пористой кварцевой керамики и соединенную слоем герметика со шпангоутом из инвара, отличающийся тем, что внешний теплозащитный элемент дополнительно содержит наружный герметизирующий слой из пористой кварцевой керамики с введенным в поры полимером, причем толщины слоев керамики с полимером равны по высоте обтекателя и составляют 1-2 мм.Known antenna rocket fairing (RF patent 2256262, IPC
Недостатком приведенных технических решений является то, что работоспособность и надежность таких узлов соединения сильно зависит от точности расчета температурных воздействий на конструкционные элементы и, как следствие, поведения этих элементов конструкции при различных температурах, которые в свою очередь сильно зависят от точности знания и воспроизводимости теплофизических и механических свойств используемых материалов. При использовании теплозащитных элементов между оболочкой обтекателя и шпангоутом, эффективность их весьма мала, так как они используются внутри уже прогретого клеевого слоя, не защищая клей от прогрева (защищают только шпангоут) и не могут сильно уменьшить тепловой поток к шпангоуту, который уже проник в слой клея, что ведет к его разрушению.The disadvantage of the above technical solutions is that the operability and reliability of such connection nodes strongly depends on the accuracy of calculating the temperature effects on structural elements and, as a result, the behavior of these structural elements at different temperatures, which in turn strongly depend on the accuracy of knowledge and reproducibility of thermophysical and mechanical properties of the materials used. When using heat-protective elements between the cowl shell and the frame, their effectiveness is very low, since they are used inside the already heated adhesive layer without protecting the adhesive from heating (only the frame is protected) and cannot greatly reduce the heat flux to the frame that has already penetrated into the layer glue, which leads to its destruction.
Наиболее близким по совокупности признаков, выбранным в качестве прототипа, является антенный обтекатель (патент РФ №2536361, МПК H01Q 1/42, опубл. 2014), содержащий керамическую оболочку, металлический стыковой шпангоут и расположенное между ними теплоизоляционное кольцо, отличающийся тем, что кольцо выполнено из термостойкого стеклопластика с модулем нормальной упругости при растяжении в 2-2,5 раза меньшим модуля нормальной упругости керамической оболочки, а толщина кольца выбрана из соотношения, учитывающего: ТКЛР оболочки, ТКЛР стеклопластикового кольца, модуль нормальной упругости оболочки, модуль нормальной упругости стекло-пластикового кольца, толщину стенки оболочки и толщину стеклопластикового кольца.The closest in combination of features selected as a prototype is an antenna cowl (RF patent No. 2536361, IPC
Недостатком такой конструкции является то, что при использовании термокомпенсации, значительно усложняется конструкция узла соединения, как следствие уменьшается надежность. Кроме того, расположение теплоизоляционного кольца между оболочкой обтекателя и шпангоутом, не защищают слой клея от прогрева, а эффективность такой теплозащиты узла соединения мала, так как тепловой поток уже проник в слой клея и кольцо защищают только шпангоут. С другой стороны, при прогреве кольца в процессе защиты шпангоута, оно становится само распором для керамической оболочки, и создает такую же проблему, как и сам шпангоут, по согласованию его ТКЛР с оболочкой.The disadvantage of this design is that when using thermal compensation, the design of the connection node is much more complicated, as a result, reliability decreases. In addition, the location of the heat-insulating ring between the cowl shell and the frame does not protect the adhesive layer from heating, and the efficiency of such thermal protection of the joint is small, since the heat flux has already penetrated into the adhesive layer and the ring only protects the frame. On the other hand, when the ring is warmed up in the process of protecting the frame, it becomes a thrust for the ceramic shell, and creates the same problem as the frame itself, in agreement with its thermal expansion coefficient with the shell.
Технический результат настоящего изобретения заключается в повышении прочностной надежности, обеспечении более длительной работоспособности соединения керамической оболочки обтекателя со шпангоутом при термосиловых воздействиях на обтекатель в полете, за счет снижения теплового потока, проходящего к зоне склейки, снижении температуры прогрева клеевого слоя и шпангоута, увеличении времени до критических температур и увеличении дальности полета.The technical result of the present invention is to increase the strength reliability, ensuring a longer serviceability of the connection of the ceramic shell of the fairing with the frame during thermal forces on the fairing in flight, by reducing the heat flux passing to the gluing zone, lowering the heating temperature of the adhesive layer and the frame, increasing the time to critical temperatures and increasing flight range.
Указанный технический результат достигается тем, что антенный обтекатель, включающий керамическую оболочку, шпангоут, согласованный по ТКЛР с материалом оболочки в заданном интервале температур, и термостойкий клей, отличающийся тем, что на керамическую оболочку с наружной, внутренней и торцевой поверхности и шпангоут, в зоне склейки и в зоне возможного теплового воздействия на шпангоут, наносится теплозащитное покрытие с теплопроводностью ниже, чем теплопроводность основного материала, на который наносится покрытие и близкий с ним по ТКЛР, причем длина наносимого теплозащитного покрытия на наружной поверхности оболочки обтекателя превышает длину склейки на (5…10) толщин оболочки, а на внутренней поверхности оболочки длина наносимого теплозащитного покрытия должна быть меньше, чем на наружной поверхности на (2…5) толщин оболочки.The specified technical result is achieved in that the antenna fairing, including the ceramic shell, the frame, coordinated according to the thermal expansion coefficient with the shell material in a given temperature range, and heat-resistant adhesive, characterized in that the ceramic shell with the outer, inner and end surfaces and the frame, in the zone gluing and in the zone of possible heat exposure to the frame, a heat-shielding coating is applied with a thermal conductivity lower than the thermal conductivity of the base material, on which the coating is applied and close to it TECL, the length of the applied heat-protective coating on the outer surface of the fairing shell exceeds the gluing length by (5 ... 10) the thickness of the shell, and on the inner surface of the shell the length of the applied heat-protective coating should be less than on the outer surface by (2 ... 5) the thickness of the shell.
Предложенная конструкция антенного обтекателя представлена на фиг.1The proposed design of the antenna fairing is presented in figure 1
В предлагаемом антенном обтекателе керамическая оболочка (1) соединена со шпангоутом (2), согласованным по ТКЛР с материалом оболочки в заданном интервале температур, эластичным термостойким клеем (3), на керамическую оболочку с наружной, внутренней и торцевой поверхности и шпангоут, в зоне склейки, наносится теплозащитное покрытие (4) с теплопроводностью ниже, чем теплопроводность основного материала, на который наносится покрытие и близкий с ним по ТКЛР, причем длина наносимого теплозащитного покрытия на наружной поверхности (Lн) оболочки обтекателя превышает длину склейки на (5…10) толщин оболочки (h), а на внутренней поверхности оболочки длина наносимого теплозащитного покрытия (Lвн) должна быть меньше, чем на наружной поверхности на (2…5) толщин оболочки (h), причем по всей длине склейки толщина покрытия выдерживается одинаковой, а на длине, превышающей склейку, плавно уменьшается до нуля. Толщина покрытия определяется расчетным путем, исходя из достижения необходимого предельного температурно-временного значения в зоне склейки для конкретных материалов оболочки, клея и шпангоута, а также тепловых нагрузок, возникающих на всех режимах полета ракеты.In the proposed antenna fairing, the ceramic shell (1) is connected to the frame (2), coordinated by thermal expansion coefficient with the shell material in a given temperature range, elastic heat-resistant adhesive (3), to the ceramic shell from the outer, inner and end surfaces and the frame, in the gluing area , a heat-shielding coating is applied (4) with a thermal conductivity lower than the heat conductivity of the base material on which the coating is applied and close to it in terms of thermal diffusion coefficient, the length of the heat-shielding coating being applied on the outer surface (Lн) of the shell the fairing exceeds the gluing length by (5 ... 10) the shell thickness (h), and on the inner surface of the shell the length of the applied heat-shielding coating (Lвн) should be less than on the outer surface by (2 ... 5) shell thickness (h), and over the entire length of gluing, the coating thickness is maintained the same, and for a length exceeding gluing, it gradually decreases to zero. The coating thickness is determined by calculation, based on the achievement of the required maximum temperature-time value in the gluing zone for specific materials of the shell, glue and frame, as well as thermal loads that occur in all flight modes of the rocket.
Предлагаемая конструкция узла соединения антенного обтекателя обеспечивает необходимый тепловой барьер от воздействия наружного теплового потока на клеевое соединение и шпангоут, который не позволяет прогреть узел соединения выше требуемых предельных температур во всем временном диапазоне полета ракеты.The proposed design of the antenna fairing connection assembly provides the necessary thermal barrier from the influence of the external heat flux on the adhesive joint and the frame, which does not allow the connection assembly to warm above the required temperature limits over the entire missile flight time range.
Теплозащитное покрытие (ТЗП) наносится на наружную поверхность оболочки обтекателя в специальную выточку в керамике, чтобы ТЗП толщиной 0,5-1,5 мм не нарушало аэродинамику обтекателя, а на внутренней поверхности наносится непосредственно на керамическую оболочку. При этом конструкционную прочность оболочки, из-за выточки в керамике, можно обеспечить, увеличивая толщину керамики за счет изменения внутреннего диаметра оболочки на толщину выточки.A heat-shielding coating (TZP) is applied to the outer surface of the fairing shell in a special groove in ceramics so that the TZP with a thickness of 0.5-1.5 mm does not violate the aerodynamics of the fairing, and is applied directly to the ceramic shell on the inner surface. In this case, the structural strength of the shell, due to the undercut in the ceramic, can be achieved by increasing the thickness of the ceramic by changing the inner diameter of the shell by the thickness of the undercut.
На металлический шпангоут можно наносить материал покрытия для улучшения адгезионных свойств методом газотермического напыления или другим известным способом состава, например, на основе диоксида циркония, стабилизированного оксидом иттрия ZrO2⋅Y2O3 с низким коэффициентом теплопроводности. Такой метод нанесения и состав широко используется для тепловой защиты металлических лопаток в газотурбинных двигателях.A coating material can be applied to the metal frame to improve the adhesive properties by thermal spraying or other known composition method, for example, based on zirconia stabilized with yttrium oxide ZrO 2 ⋅ Y 2 O 3 with a low coefficient of thermal conductivity. This application method and composition is widely used for thermal protection of metal blades in gas turbine engines.
Известно теплозащитное покрытие для лопаток турбин и способ его получения (патент РФ №2423550, МПК С23С 28/00, С23С 14/00, опубл. 2011), который включает формирование на защищаемой поверхности металлического подслоя, переходного металлокерамического слоя и внешнего керамического слоя. Переходный металлокерамический слой толщиной от 8 мкм до 100 мкм формируют газотермическим напылением или вакуумными ионно-плазменными методами, или магнетронными методами, или электроннолучевым испарением и конденсацией в вакууме.Known heat-protective coating for turbine blades and the method of its production (RF patent No. 2423550, IPC C23C 28/00, C23C 14/00, publ. 2011), which includes the formation on the protected surface of a metal sublayer, transition metal-ceramic layer and an external ceramic layer. The transition metal-ceramic layer with a thickness of 8 μm to 100 μm is formed by thermal spraying or vacuum ion-plasma methods, or magnetron methods, or electron beam evaporation and condensation in vacuum.
В результате получают покрытие с высокими эксплуатационными характеристиками. Важно чтобы выбранный метод нанесения ТЗП обеспечивал хорошую адгезию клея к шпангоуту.The result is a high performance coating. It is important that the chosen method of applying TZP ensures good adhesion of the adhesive to the frame.
Использование превышения длины покрытия (Lн) по сравнению с длиной склейки и защита торца керамической оболочки, сделано для того, чтобы тепловой поток не мог проникнуть в зону склейки со стороны (сбоку) незащищенной ТЗП керамики, так как ее теплопроводность больше, чем ТЗП, происходит подвод тепла к клеевому слою со стороны незащищенной оболочки и быстрому прогреву клея. Длина нанесения покрытия (Lн) и (Lвн) зависит от теплопроводности материала оболочки обтекателя и темпа нагрева в первые секунды режима полета, определяется расчетным способом, путем решения тепловой задачи в двухмерной (или осесимметричной) постановке. Анализируется при этом температура слоя клея по всей его длине. Если температура слоя клея, прилегающего к оболочке, начинает быстрее прогреваться с боку (со стороны незащищенной оболочки), а не по всей длине слоя клея одинаково, значит длину покрытия (Lн) необходимо увеличить.The use of an excess of the coating length (Ln) compared to the gluing length and protection of the end face of the ceramic shell is made so that the heat flux cannot penetrate into the gluing zone from the side (side) of the unprotected TZ of the ceramic, since its thermal conductivity is greater than the TZ, occurs heat supply to the adhesive layer from the unprotected shell side and quick heating of the glue. The coating length (Lн) and (Lвн) depends on the thermal conductivity of the cowl shell material and the heating rate in the first seconds of the flight mode, is determined by the calculation method, by solving the thermal problem in a two-dimensional (or axisymmetric) formulation. The temperature of the adhesive layer is analyzed along its entire length. If the temperature of the adhesive layer adjacent to the shell starts to warm up faster from the side (from the side of the unprotected shell), and not the same along the entire length of the adhesive layer, then the coating length (Ln) must be increased.
Как показали многочисленные расчеты используемых материалов оболочки обтекателя и режимов нагрева, соответствующих реальным полетам, величина (Lн) составляет (5…10) толщин оболочки (h), причем меньшие значения (Lн) используются для материалов оболочки с меньшей теплопроводностью и наоборот, чем выше теплопроводность материала оболочки, тем больше значение (Lн). Отличие длины нанесения покрытия на внутренней поверхности оболочки (Lвн) меньше, чем на наружной (Lн) поверхности, (Lвн) составляет (2…5) толщин оболочки (h).As shown by numerous calculations of the used materials of the shell of the fairing and heating modes corresponding to real flights, the value (Ln) is (5 ... 10) the thickness of the shell (h), and lower values (Ln) are used for materials of the shell with lower thermal conductivity and vice versa, the higher thermal conductivity of the shell material, the greater the value (Ln). The difference in the coating length on the inner surface of the shell (Lвн) is less than on the outer (Lн) surface (Lвн) is (2 ... 5) the thickness of the shell (h).
Это связано с тем, чтобы не создавался неравномерный температурный перепад по толщине оболочки в одном и том же месте по высоте обтекателя, что вызывает скачек температурных напряжений в этом месте оболочки, пиковые напряжения будут разнесены по высоте оболочки и удалены от зоны склейки. Необходимо плавно уменьшать толщину покрытия до нуля на длине, превышающей склейку, чтобы уменьшить или исключить температурные напряжения в зоне окончания покрытия, возникающие из-за температурных перепадов по толщине оболочки, связанные с «затенением» материала под покрытием, по сравнению с чистой оболочкой. Если на наружной поверхности будет делаться выточка, для керамики важно иметь плавный переход выточки к основной толщине оболочки, чтобы исключить наличие концентратора в ней. Важно обеспечить плавный переход толщины покрытия и выточки до нуля на длине, превышающей склейку.This is due to the fact that an uneven temperature difference across the shell thickness is not created in the same place along the fairing height, which causes a jump in temperature stresses at this location of the shell, peak stresses will be spaced along the shell height and removed from the gluing zone. It is necessary to smoothly reduce the coating thickness to zero over a length greater than gluing in order to reduce or eliminate the temperature stresses in the coating end zone that arise due to temperature differences in the thickness of the shell associated with “shading” of the material under the coating compared to a clean shell. If a groove will be made on the outer surface, it is important for ceramics to have a smooth transition of the groove to the main thickness of the shell in order to exclude the presence of a concentrator in it. It is important to ensure a smooth transition of coating thickness and undercut to zero over a length greater than gluing.
В качестве ТЗП можно использовать любую композицию состава из гаммы теплозащитных покрытий, разработанных для этих целей авторами настоящего изобретения, включающего кремнеземистый заполнитель, алюмоборфосфатное связующее, алюмосиликатные компоненты, оксид натрия, оксид магния, оксид алюминия и содержащий компоненты в виде химических соединений Al2O3⋅3SiO2 и Al2O3⋅2SiO2 и дополнительно нитрид кремния, оксид бора, и нитрид бора при соответствующем соотношении компонентов (патент РФ №2497783, МПК С04В 41/87, С04B 38/08, опубл. 10.11.2013).As TZP, you can use any composition composition from a gamut of heat-protective coatings developed for this purpose by the authors of the present invention, including a siliceous aggregate, aluminoborphosphate binder, aluminosilicate components, sodium oxide, magnesium oxide, aluminum oxide and containing components in the form of chemical compounds Al 2 O 3 ⋅3SiO 2 and Al 2 O 3 ⋅2SiO 2 and additionally silicon nitride, boron oxide, and boron nitride with an appropriate ratio of components (RF patent No. 2497783, IPC С04В 41/87, С04B 38/08, publ. 10.11.2013).
Эффективность работы ТЗП в контакте с керамикой была проверена расчетно-экспериментальным путем на образцах размером 70×70×9 мм из керамики на основе нитрида кремния (РСНК) в процессе разработки материала ТЗП. Для оценки, приготовленный состав суспензии послойно, в 2-3 приема, наносили на образцы РСНК. Сушку каждого слоя проводили в термошкафу при температуре 50-60°С в течение 10 мин., окончательный обжиг в печи СНОЛ при t=950-1200°С с выдержкой 1,5-2 ч. Толщину покрытия контролировали стенкомером индикаторным с точностью до 0,01 мм.The efficiency of TZP in contact with ceramics was verified by calculation and experimentation on samples of 70 × 70 × 9 mm in size from ceramics based on silicon nitride (RSNK) during the development of TZP material. For evaluation, the prepared suspension composition in layers, in 2-3 doses, was applied to RSNA samples. Drying of each layer was carried out in a heating cabinet at a temperature of 50-60 ° C for 10 minutes, final firing in the SNOL furnace at t = 950-1200 ° C with a holding time of 1.5-2 hours. The coating thickness was controlled by an indicator wall meter accurate to 0 , 01 mm.
Термостойкость керамических образцов с покрытием исследовали путем их нагрева в муфельной печи по режиму 20→1300→20°С с последующим охлаждением до комнатной температуры струей сжатого воздуха. Термоциклирование образцов проводили до начала появления на покрытии сколов и трещин. Адгезию покрытия к керамической подложке оценивали при комнатной температуре по напряжению отрыва (σотр) адгезиметром PosiTest.The heat resistance of coated ceramic samples was studied by heating them in a muffle furnace according to a regime of 20 → 1300 → 20 ° C, followed by cooling to room temperature with a stream of compressed air. Thermal cycling of the samples was carried out before the appearance of chips and cracks on the coating. The adhesion of the coating to the ceramic substrate was evaluated at room temperature by separation voltage (σ Neg) adgezimetrom PosiTest.
Все исследования были проведены на образцах покрытий, состав которых варьировался в следующем диапазоне, (масс. %): SiO2 36-58; В2O3 1-5; BN 1-3; Na2SiO3 2-3; Si3N4 2-4; микросферы Аl2O3 1-3; АСПМ 1-10; МКВ 1-10; тальк 1-3; вермикулит вспученный 2-3; алюмоборфосфатное связующее 30-34.All studies were carried out on coating samples, the composition of which varied in the following range, (wt.%): SiO 2 36-58; B 2 O 3 1-5; BN 1-3; Na 2 SiO 3 2-3; Si 3 N 4 2-4; microspheres Al 2 O 3 1-3; ASPM 1-10; MKV 1-10; talcum powder 1-3; expanded vermiculitis 2-3; aluminoborophosphate binder 30-34.
Для использования в качестве ТЗП антенных обтекателей были отобраны четыре состава покрытий, имеющих наилучшие теплофизические характеристики.Four coating compositions having the best thermophysical characteristics were selected for use as a TZP of antenna fairings.
Составы многокомпонентных композиций ТЗП приведены в таблице 1.The compositions of multicomponent compositions TZP are shown in table 1.
В таблице 2 приведены физико-механические свойства ТЗП составов с лучшими характеристиками (с наименьшей теплопроводностью).Table 2 shows the physicomechanical properties of the TZP compositions with the best characteristics (with the lowest thermal conductivity).
В ходе разработки ТЗП апробировано 3 способа нанесения суспензии на предварительно обезжиренные бензином образцы керамики РСНК: окунание, нанесение кисточкой и напыление пневматическим краскораспылителем IK-162C2 при давлении воздуха 1,8-2,2 ати.During the development of TZP, 3 methods of applying the suspension to pre-fat-free gasoline samples of RSNA ceramics were tested: dipping, brushing and spraying with an air-spray gun IK-162C2 at an air pressure of 1.8-2.2 ati.
Последний способ позволяет регулировать размер капель наносимой суспензии и толщину получаемого покрытия.The latter method allows you to adjust the size of the drops of the applied suspension and the thickness of the resulting coating.
Экспериментальные исследования показали возможность получения качественных покрытий толщиной от 0,5 до 1,5 мм. С увеличением толщины покрытия напряжение отрыва ТЗП от керамики снижается в 2-2,5 раза с 7-15 МПа (при толщине покрытия 0,5-0,7 мм) до 4-6 МПа (при толщине 0,9-1,2 мм). Одновременно изменяется характер отрыва: с разрушения по границе раздела керамика-покрытие на разрушение по покрытию.Experimental studies have shown the possibility of obtaining high-quality coatings with a thickness of 0.5 to 1.5 mm. With an increase in the thickness of the coating, the separation voltage of TZP from ceramics decreases by 2-2.5 times from 7-15 MPa (with a coating thickness of 0.5-0.7 mm) to 4-6 MPa (with a thickness of 0.9-1.2 mm). At the same time, the character of separation is changing: from destruction along the ceramic – coating interface to destruction along the coating.
Тепловые оценочные испытания образцов размером 70×70×9 мм методом одностороннего контактного нагрева показали эффективность работы покрытий по снижению температуры на внутренней (нижней) поверхности образца керамики с ТЗП относительно образца без покрытия (эталон). При проведении испытаний образцы подвергали контактному нагреву до 1000-1200°С со скоростью 60-80°С/с через токопроводящую углеродную ткань со стороны покрытия с контролем температуры верхней и нижней поверхностей образца термопарами. Все составы ТЗП сохраняют целостность при многократном (5-6 раз) одностороннем нагреве до 1000-1200°С.Thermal evaluation tests of samples with a size of 70 × 70 × 9 mm by the method of one-side contact heating showed the effectiveness of coatings in lowering the temperature on the inner (lower) surface of a ceramic sample with a thermal current over the uncoated sample (reference). During testing, the samples were subjected to contact heating to 1000-1200 ° C at a rate of 60-80 ° C / s through a conductive carbon cloth on the coating side with temperature control of the upper and lower surfaces of the sample by thermocouples. All TZP compositions maintain their integrity upon repeated (5-6 times) unilateral heating to 1000-1200 ° С.
Результаты оценочных испытаний образцов керамики РСНК путем одностороннего нагрева со стороны покрытия приведены в таблице 3 для ТЗП четырех составов.The results of evaluative tests of RSNA ceramic samples by one-sided heating from the coating side are given in Table 3 for the technical specifications of the four compositions.
Лучшие результаты по снижению температуры на внутренней поверхности образца показал состав под номером 4 (таблица 3), как имеющий наименьшее значение теплопроводности.The best results in reducing the temperature on the inner surface of the sample showed the composition under number 4 (table 3), as having the lowest value of thermal conductivity.
Для дальнейших расчетов по применению ТЗП в натурных обтекателях используется ТЗП состава под номером 4 (таблица 1), физико-механические свойства которого приведены в таблице 2.For further calculations on the use of TZP in natural fairings, TZP of composition No. 4 is used (table 1), the physicomechanical properties of which are given in table 2.
На натурных обтекателях исследовался узел соединения керамической оболочки с металлическим шпангоутом с помощью эластичного клея-герметика типа ВИКСИНТ (У-2-28). В качестве анализируемых и исследуемых характеристик эффективности применения ТЗП рассматривается температура всех слоев: в слое клея и шпангоута в режиме нагрева.On natural fairings, the joint unit of the ceramic shell with the metal frame was studied using elastic adhesive-sealant type VIKSINT (U-2-28). The temperature of all layers is considered as the analyzed and studied characteristics of the effectiveness of the use of TZP: in the layer of glue and frame in the heating mode.
Анализируются температурные напряжения, возникающие в керамической оболочке, в процессе нагрева и влияние ТЗП на величину этих напряжений, за счет изменения температурного перепада в процессе прогрева керамической оболочки.The temperature stresses arising in the ceramic shell during heating and the effect of thermal current transfer on the magnitude of these stresses are analyzed due to changes in the temperature difference during the heating of the ceramic shell.
На фиг. 1 схематично представлена зона склейки и слои материалов со своими толщинами.In FIG. 1 schematically shows the bonding zone and layers of materials with their thicknesses.
Задача нестационарной теплопроводности и термоупругости решается в одномерной нелинейной постановке для многослойной стенки, учитываются зависимости всех свойств от температуры.The problem of non-stationary thermal conductivity and thermoelasticity is solved in a one-dimensional nonlinear formulation for a multilayer wall, and the temperature dependences of all properties are taken into account.
Тепловое нагружение со стороны слоя керамики в тепловой задаче задается одинаковым для всех расчетных вариантов в виде граничных условий 3-го рода: температуры погранслоя (восстановления) и коэффициента теплоотдачи к стенке обтекателя.The thermal loading from the side of the ceramic layer in the thermal problem is set to be the same for all the calculation options in the form of boundary conditions of the third kind: the temperature of the boundary layer (recovery) and the heat transfer coefficient to the fairing wall.
Теплофизические и механические свойства материалов (кварцевая керамика НИАСИТ, герметик ВИКСИНТ, сплав ИНВАР), используемые при расчете всех вариантов узла соединения, берутся с учетом зависимости их от температуры.The thermophysical and mechanical properties of materials (quartz NIASIT ceramics, VIKSINT sealant, INVAR alloy) used in the calculation of all variants of the connection unit are taken taking into account their dependence on temperature.
Расчетную схему исходного варианта (без применения ТЗП) можно представить в виде трехслойной стенки «Керамика - Клей - Шпангоут» с подведением теплового потока к керамике, общая толщина пакета 10 мм.The design scheme of the initial version (without the use of heat-transfer elements) can be represented in the form of a three-layer wall “Ceramics - Clay - Frame” with the heat flow to the ceramic, the total thickness of the package is 10 mm.
Результаты расчетов варианта «Керамика - Клей - Шпангоут» представлены на фиг. 2 в виде графиков изменения температур на наружном (h=0.0 mm) и внутреннем (h=6.98 mm) слое керамической оболочки в процессе режима нагрева (100 сек), а также температуру прогрева клея (h=6.98 и 7,54 mm) и шпангоута (h=7.54 mm).The calculation results of the "Ceramics - Clay - Frame" option are presented in FIG. 2 in the form of graphs of temperature changes on the outer (h = 0.0 mm) and inner (h = 6.98 mm) layer of the ceramic shell during the heating mode (100 sec), as well as the temperature of the adhesive heating (h = 6.98 and 7.54 mm) and frames (h = 7.54 mm).
Расчет исходной конструкции (без использования ТЗП) показал, что температура оболочки на наружной поверхности приближается к температуре пограничного слоя, полностью отслеживает график ее изменения. Максимальные растягивающие напряжения в керамике составляют величину 13,3 МПа на 10 с. Прогрев клеевого слоя на 75 с достигает 590 K, держится до конца режима, но не прогревается полностью на всю толщину, сохраняет перепад ΔТ=60 K по толщине, остается до 100 с, а температура внутреннего слоя клея соответствует температуре шпангоута, которая в конце режима достигает Тмах=531 K. Анализируя температуру клея и шпангоута, можно отметить, что в конце режима они практически достигли своих предельных значений.The calculation of the initial structure (without the use of TZP) showed that the temperature of the shell on the outer surface approaches the temperature of the boundary layer, fully monitors the schedule of its change. The maximum tensile stresses in ceramics are 13.3 MPa for 10 s. Warming up the adhesive layer for 75 s reaches 590 K, holds until the end of the regime, but does not completely warm up to the entire thickness, maintains a difference of ΔТ = 60 K in thickness, remains up to 100 s, and the temperature of the inner layer of glue corresponds to the temperature of the frame, which at the end of the regime reaches T max = 531 K. Analyzing the temperature of the glue and the frame, it can be noted that at the end of the regime they almost reached their limit values.
Вариант с использованием ТЗП (толщиной 1,5 мм) только на наружной поверхности керамической оболочки, где ТЗП нанесено в кольцевую выточку в керамике, толщина оболочки в зоне склейки осталась прежней 7 мм, состоящей теперь из слоя ТЗП (1,5 мм) и керамики (5,5 мм).The option of using TZP (1.5 mm thick) only on the outer surface of the ceramic shell, where the TZB is applied to the annular recess in the ceramic, the thickness of the shell in the gluing zone remains the same 7 mm, now consisting of a layer of TZP (1.5 mm) and ceramics (5.5 mm).
Расчетную схему этого варианта можно представить в виде четырехслойной конструкции узла соединения в зоне склейки «ТЗП - Керамика - Клей - Шпангоут».The design scheme of this option can be represented in the form of a four-layer construction of the connection node in the gluing zone "TZP - Ceramics - Clay - Frame".
Результаты расчетов представлены на фиг. 3 в виде графиков изменения температур в процессе режима нагрева (100 сек), по слоям на наружном (п=0.0 мм) и внутреннем (h=1.5 мм) слое ТЗП, на наружном (h=1.5 мм) и внутреннем (h=7 мм) слое оболочки, а также температуру прогрева клея (h=7.0 мм) и (h=7.5 мм) и шнангоута (h=7.5 мм).The calculation results are presented in FIG. 3 in the form of graphs of temperature changes during the heating mode (100 sec), by the layers on the outer (n = 0.0 mm) and inner (h = 1.5 mm) layer of heat-transfer agent, on the outer (h = 1.5 mm) and inner (h = 7 mm) of the shell layer, as well as the temperature of the glue heating (h = 7.0 mm) and (h = 7.5 mm) and schnangout (h = 7.5 mm).
Расчет узла с использованием ТЗП толщиной 1,5 мм только на наружной поверхности керамической оболочки, показал существенное снижение температур в оболочке и клее, слой ТЗП защитил керамику, прогрелся до Тмах=1208 K, слой керамики прогрелся до Тмах=706 K (на 420 K меньше исходного варианта), причем снижается до Тмах=535 K (на 110 K меньше) в конце режима.Calculation of the assembly using TZP with a thickness of 1.5 mm only on the outer surface of the ceramic shell showed a significant decrease in temperatures in the shell and adhesive, the TZP layer protected the ceramics, warmed up to T max = 1208 K, the ceramic layer warmed up to T max = 706 K (on 420 K is less than the initial variant), and it decreases to T max = 535 K (110 K less) at the end of the regime.
Большое снижение перепада температур по толщине керамики привело к существенному уменьшению напряжений. Максимальные растягивающие напряжения в керамике составляют величину σмах=5,1 МПа (почти в 2,5 раза меньше, чем в исходном варианте). Прогрев клеевого слоя достигает Тмах=480 K (на 110 K меньше), температура внутреннего слоя клея соответствует температуре шпангоута, которая достигает в конце режима всего Тмах=430 K (на 100 K меньше). Анализируя температуру клея и шпангоута, можно отметить, что в конце режима они существенно ниже своих предельных значений, что позволяет использование другого материала шпангоута (менее дефицитного и дорогого) и менее критичного к его ТКЛР.A large decrease in the temperature difference across the thickness of the ceramic led to a significant decrease in stresses. The maximum tensile stresses in ceramics are σ max = 5.1 MPa (almost 2.5 times less than in the original version). The heating of the adhesive layer reaches T max = 480 K (110 K less), the temperature of the inner layer of glue corresponds to the temperature of the frame, which reaches only T max = 430 K (100 K less) at the end of the regime. Analyzing the temperature of the glue and the frame, it can be noted that at the end of the regime they are significantly lower than their limit values, which allows the use of other material of the frame (less scarce and expensive) and less critical to its TEC.
Применение дополнительно второго ТЗП (толщиной 1 мм) на внутренней поверхности оболочки (между клеем и оболочкой) снизило перепад температур по толщине керамики, уменьшило напряжения в ней. Максимальные растягивающие напряжения в керамике, при использовании двух ТЗП, составило величину σмах=3,9 МПа (почти в 3 раза меньше, чем в исходном варианте), прогрев клеевого слоя достиг Тмах=404 K (на 185 K меньше), температура шпангоута достигает всего Тмах=361 K (на 170 K меньше исходного варианта).The use of an additional second TZP (1 mm thick) on the inner surface of the shell (between the adhesive and the shell) reduced the temperature difference across the thickness of the ceramic, and reduced the stresses in it. The maximum tensile stresses in ceramics, when using two TZPs, amounted to σ max = 3.9 MPa (almost 3 times less than in the original version), heating of the adhesive layer reached T max = 404 K (185 K less), temperature the frame reaches only T max = 361 K (170 K less than the original version).
Экспериментальным путем и путем численного моделирования доказана эффективность применения ТЗП в узле крепления антенного обтекателя, варьируя расположением ТЗП в соединении «Керамика-Клей-Шпангоут», выбирая материал ТЗП с минимальной теплопроводностью, учитывая при этом другие его свойства. Получено снижения температурных напряжений в керамике почти в 3 раза, температура в клее и шпангоуте снижается на 100-150 K.Experimentally and by numerical simulation, the effectiveness of the use of TZP in the attachment site of the antenna cowl is proved, varying the location of the TZP in the Ceramics-Clay-Shpangout connection, choosing the TZP material with minimal thermal conductivity, taking into account its other properties. The temperature stresses in ceramics were reduced by almost 3 times, the temperature in the glue and frame is reduced by 100-150 K.
В качестве примера взят материал оболочки НИАСИТ с невысокой теплопроводностью для материала из нитрида кремния (РСНК), результаты были значительно лучше, что получено на образцах (до 285°С). Расчетным путем можно подобрать нужные толщины ТЗП для обеспечения необходимых рабочих температур и режима полета для конкретного керамического обтекателя. В расчетах не анализировалось ТЗП, наносимое непосредственно на шпангоут, которое позволит еще больше снизить его температуру.As an example, the NIASIT shell material with low thermal conductivity for a material made of silicon nitride (RSNA) was taken; the results were much better than that obtained on samples (up to 285 ° C). By calculation, it is possible to select the required thickness of the heat-transfer layer to ensure the necessary operating temperatures and flight conditions for a specific ceramic fairing. The calculations did not analyze TZP applied directly to the frame, which will further reduce its temperature.
Выводы и рекомендации по предлагаемому техническому решению применения ТЗП в антенных обтекателях.Conclusions and recommendations on the proposed technical solution for the use of TZP in antenna fairings.
При использовании ТЗП в качестве защитных слоев в конструкции антенных обтекателей, обязательным условием должно быть соблюдение главного отличительного признака для его применения, что теплопроводность защитных слоев должна быть ниже, чем теплопроводность защищаемого материала, причем во всем диапазоне рабочих температур.When using TZP as protective layers in the design of antenna fairings, a prerequisite should be the observance of the main distinguishing feature for its use, that the thermal conductivity of the protective layers should be lower than the thermal conductivity of the material to be protected, and over the entire range of operating temperatures.
Наибольший эффект применения ТЗП в предлагаемом техническом решении достигается для материалов с высокой теплопроводностью, например, для перспективных радиопрозрачных керамических материалов на основе нитрида кремния, теплопроводность у которых на порядок выше, чем у традиционно используемых материалов.The greatest effect of the use of thermal current transfer in the proposed technical solution is achieved for materials with high thermal conductivity, for example, for promising radiolucent ceramic materials based on silicon nitride, whose thermal conductivity is an order of magnitude higher than that of traditionally used materials.
При решении использования ТЗП в качестве защиты наружной поверхности оболочки обтекателя от тепловых воздействий, важно помнить, что максимальный эффект снижения температуры оболочки достигается в короткий период времени (10-30 с), при высоких темпах нагрева обтекателя, соответствующих моменту пуска ракеты или при совершении маневра. В дальнейшем тепловое воздействие может быть уменьшено, но эффект защиты сработает и существенно снизит прогрев клеевого слоя. Кроме этого, существенно снижается температурный перепад по толщине оболочки и, соответственно, возникающие температурные напряжения в ней. Причем надо иметь ввиду, что максимум температурных напряжений растяжения возникает на внутреннем слое оболочки, граничащим с клеем.When deciding to use TZP as protection of the outer surface of the fairing shell from thermal influences, it is important to remember that the maximum effect of lowering the shell temperature is achieved in a short period of time (10-30 s), at high rates of heating of the fairing corresponding to the moment of rocket launch or when performing a maneuver . In the future, the thermal effect can be reduced, but the protection effect will work and significantly reduce the heating of the adhesive layer. In addition, the temperature difference across the shell thickness and, correspondingly, the resulting temperature stresses in it are significantly reduced. Moreover, it must be borne in mind that the maximum temperature tensile stresses arise on the inner layer of the shell bordering on the adhesive.
Учет температурных напряжений на внутреннем слое оболочки важен, потому что от аэродинамических силовых нагрузок, в виде изгибающего момента на оболочку, в этом же месте оболочки возникают окружные и меридиональные напряжения растяжения, которые векторно суммируются с температурными напряжениями со своими знаками.The consideration of temperature stresses on the inner layer of the shell is important because aerodynamic force loads, in the form of a bending moment on the shell, cause circumferential and meridional tensile stresses in the same place of the shell, which are vectorially summed with temperature stresses with their signs.
Снижение температур и температурных напряжений в оболочке обтекателя в предлагаемом решении существенно повышает его прочностную надежность.The decrease in temperature and temperature stresses in the shell of the fairing in the proposed solution significantly increases its strength reliability.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017130891A RU2662250C1 (en) | 2017-08-31 | 2017-08-31 | Antenna fairing |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017130891A RU2662250C1 (en) | 2017-08-31 | 2017-08-31 | Antenna fairing |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2662250C1 true RU2662250C1 (en) | 2018-07-25 |
Family
ID=62981783
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017130891A RU2662250C1 (en) | 2017-08-31 | 2017-08-31 | Antenna fairing |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2662250C1 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2698956C1 (en) * | 2018-12-03 | 2019-09-02 | Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" | Broadband aerial fairing |
| RU2733916C1 (en) * | 2020-03-02 | 2020-10-08 | Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" | Antenna fairing for high-speed missiles |
| RU2779164C1 (en) * | 2021-06-07 | 2022-09-05 | Акционерное общество «Обнинское научно-производственное предприятие «Технология» им. А.Г.Ромашина» | Method for connecting a ceramic product with a metal frame |
| EP4021870A4 (en) * | 2019-12-26 | 2022-11-02 | Aselsan Elektronik Sanayi ve Ticaret Anonim Sirketi | A method for fabricating multilayer ceramic structures by thermal spraying |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4358772A (en) * | 1980-04-30 | 1982-11-09 | Hughes Aircraft Company | Ceramic broadband radome |
| US4520364A (en) * | 1983-04-19 | 1985-05-28 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Attachment method-ceramic radome to metal body |
| RU2464679C1 (en) * | 2011-04-11 | 2012-10-20 | Открытое акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" | Antenna dome |
| RU2536361C1 (en) * | 2013-07-12 | 2014-12-20 | Открытое акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" | Antenna dome |
-
2017
- 2017-08-31 RU RU2017130891A patent/RU2662250C1/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4358772A (en) * | 1980-04-30 | 1982-11-09 | Hughes Aircraft Company | Ceramic broadband radome |
| US4520364A (en) * | 1983-04-19 | 1985-05-28 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Attachment method-ceramic radome to metal body |
| RU2464679C1 (en) * | 2011-04-11 | 2012-10-20 | Открытое акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" | Antenna dome |
| RU2536361C1 (en) * | 2013-07-12 | 2014-12-20 | Открытое акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" | Antenna dome |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2698956C1 (en) * | 2018-12-03 | 2019-09-02 | Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" | Broadband aerial fairing |
| EP4021870A4 (en) * | 2019-12-26 | 2022-11-02 | Aselsan Elektronik Sanayi ve Ticaret Anonim Sirketi | A method for fabricating multilayer ceramic structures by thermal spraying |
| RU2733916C1 (en) * | 2020-03-02 | 2020-10-08 | Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" | Antenna fairing for high-speed missiles |
| RU2779164C1 (en) * | 2021-06-07 | 2022-09-05 | Акционерное общество «Обнинское научно-производственное предприятие «Технология» им. А.Г.Ромашина» | Method for connecting a ceramic product with a metal frame |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2662250C1 (en) | Antenna fairing | |
| Zhu et al. | Thermal conductivity and elastic modulus evolution of thermal barrier coatings under high heat flux conditions | |
| Yang et al. | Research progress on thermal protection materials and structures of hypersonic vehicles | |
| Kokini et al. | Thermal fracture mechanisms in ceramic thermal barrier coatings | |
| JPS641552B2 (en) | ||
| EP2959111B1 (en) | Insulating coating to permit higher operating temperatures | |
| JP2002087896A (en) | Self-repairing high heat resistant and oxidation resistant coating film, and laminated body | |
| Stecura | Two-layer thermal barrier coating for turbine airfoils-furnace and burner rig test results | |
| EP2354472B1 (en) | Vapor device | |
| Glass et al. | Materials development for hypersonic flight vehicles | |
| US5304031A (en) | Outer air seal for a gas turbine engine | |
| Bertrand et al. | Fatigue behavior of sylramic-iBN/BN/CVI SiC ceramic matrix composite in combustion environment | |
| Harder et al. | Environmental barrier coating oxidation and adhesion strength | |
| Viladegut et al. | Design, integration and preliminary results of the IXV Catalysis experiment | |
| NO317629B1 (en) | Hybrid composite objects and missile components, and their manufacture | |
| Verrilli et al. | Ceramic matrix composite vane subelement testing in a gas turbine environment | |
| Wrbanek et al. | Thin film heat flux sensor development for ceramic matrix composite (CMC) systems | |
| Fiedler et al. | A new metallic thermal barrier coating system for rocket engines: failure mechanisms and design guidelines | |
| Astapov et al. | INFLUENCE OF AIR PLASMA FLOW ON A CF/SiC COMPOSITE WITH A Si-TiSi2-MoSi2-TiB2-CaSi2 HEAT-RESISTANT COATING SYSTEM. | |
| Pasupuleti et al. | Performance and steady state heat transfer analysis of functionally graded thermal barrier coatings systems | |
| RU2568205C2 (en) | Thermoerosional coating for carbon-carbonic composite materials | |
| Wang et al. | In-field reparation of the damaged coatings for C/C composites | |
| US6552536B2 (en) | Reference standard for inspection of dual-layered coatings | |
| Behrendt et al. | Development and test of oxide/oxide cmc combustor liner demonstrators for aero engines | |
| PERKINS | Status of coated refractory metals |