RU2728049C1 - Thermal protective coating of high-speed aircraft body - Google Patents
Thermal protective coating of high-speed aircraft body Download PDFInfo
- Publication number
- RU2728049C1 RU2728049C1 RU2019128888A RU2019128888A RU2728049C1 RU 2728049 C1 RU2728049 C1 RU 2728049C1 RU 2019128888 A RU2019128888 A RU 2019128888A RU 2019128888 A RU2019128888 A RU 2019128888A RU 2728049 C1 RU2728049 C1 RU 2728049C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- heat
- frame
- silica
- carbon
- speed aircraft
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B5/00—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts
- B32B5/22—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts characterised by the presence of two or more layers which are next to each other and are fibrous, filamentary, formed of particles or foamed
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C1/38—Constructions adapted to reduce effects of aerodynamic or other external heating
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/52—Protection, safety or emergency devices; Survival aids
- B64G1/58—Thermal protection, e.g. heat shields
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Critical Care (AREA)
- Emergency Medicine (AREA)
- General Health & Medical Sciences (AREA)
- Health & Medical Sciences (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Thermal Sciences (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационной и ракетной технике.The invention relates to aviation and rocketry.
Известна трехслойная оболочка из композиционных материалов, состоящая из внутренней и наружной обечаек, зазор между которыми заполнен вспененным пенопластом, полученным из порошкообразного или гранулированного полуфабриката (заявка на патент RU 2016110284).Known three-layer shell made of composite materials, consisting of an inner and outer shells, the gap between which is filled with foamed foam obtained from a powdery or granular semi-finished product (patent application RU 2016110284).
Недостатком такой оболочки является то, что она не может быть применена в качестве теплозащитного слоя для высокоскоростных летательных аппаратов (ВЛА), поскольку пенопласт имеет невысокие рабочие температуры.The disadvantage of such a shell is that it cannot be used as a heat-shielding layer for high-speed aircraft (HVA), since the foam has low operating temperatures.
Известно теплозащитное покрытие корпуса летательного аппарата, содержащее растяжимую в тангенциальном направлении и пропитанную фенольным связующим армированную ленту, поверхность которой расположена под углом к поверхности корпуса, причем поверхность ленты расположена с переменным по толщине теплозащитного покрытия углом наклона к поверхности корпуса в диапазоне от 5 до 90 градусов, а в зазорах, образованных между слоями ленты, размещена дополнительная лента (патент RU 2593184).Known is a heat-shielding coating of an aircraft body, containing a reinforced tape that is stretchable in the tangential direction and impregnated with a phenolic binder, the surface of which is located at an angle to the surface of the body, and the surface of the tape is located with a variable angle of inclination to the body surface in the range from 5 to 90 degrees. , and in the gaps formed between the layers of the tape, an additional tape is placed (patent RU 2593184).
Недостатком такого покрытия является отсутствие межслоевых связей. Результаты дополнительных операций по созданию таких связей дают далеко не оптимальные результаты.The disadvantage of this coating is the absence of interlayer bonds. The results of additional operations to create such links give far from optimal results.
Известен отсек летательного аппарата в виде оболочки вращения ячеистой структуры, включающей перекрещивающиеся кольцевые и спиральные обоих направлений ребра из пропитанных полимерным связующим высокомодульных нитей и наружную оболочку, выполненную методом намотки из аналогичного материала (патенты RU 2601972).Known aircraft compartment in the form of a shell of rotation of a cellular structure, including intersecting annular and spiral in both directions ribs impregnated with a polymer binder of high modulus threads and an outer shell made by winding from a similar material (patents RU 2601972).
Применение такой оболочки в качестве теплозащитного корпуса высокоскоростного летательного аппарата нецелесообразно, поскольку описанный способ изготовления оболочки не позволяет обеспечить заданные температурные режимы корпуса ВЛА при одновременной минимизации толщины теплозащиты.The use of such a shell as a heat-shielding body of a high-speed aircraft is impractical, since the described method of manufacturing the shell does not allow providing the specified temperature conditions for the HVL body while minimizing the thickness of the heat shield.
Известен трехмерно-армированный абляционно/изоляционный композиционный материал, включающий высокоплотный абляционный слой на основе ткани, множество стежков, выполненных термостойкой нитью, причем указанные стежки проходят через абляционный слой и образуют армирующие петли за пределами внутренней поверхности абляционного слоя, и низкоплотный изоляционный слой на основе смолы, причем указанный изоляционный слой сформирован вокруг вышеупомянутых петель и связан с внутренней поверхностью абляционного слоя (патент RU 98116068).Known three-dimensionally reinforced ablative / insulating composite material, including a high-density ablation layer based on fabric, a plurality of stitches made with heat-resistant thread, and these stitches pass through the ablation layer and form reinforcing loops outside the inner surface of the ablation layer, and a low-density insulating layer based on resin , and the specified insulating layer is formed around the above-mentioned loops and is associated with the inner surface of the ablation layer (patent RU 98116068).
Известна слоистая обшивка, выполненная из слоев волокнистого материала, пропитанного полимерным связующим, каждый слой которой представляет собой развертку или часть развертки конуса в виде сектора кольца или кругового сектора с центральным углом β, отличающаяся тем, что в качестве волокнистого материала использован однонаправленный волокнистый материал, пропитанный полимерным связующим.Known is a laminated skin made of layers of fibrous material impregnated with a polymer binder, each layer of which is a sweep or part of a sweep of a cone in the form of a ring sector or a circular sector with a central angle β, characterized in that a unidirectional fibrous material impregnated polymer binder.
Недостатками таких обшивок является то, что используется ткано-выкладочно прошивной каркас, для которого необходимо наличие высокоточной технологической оснастки.The disadvantages of such skins is that they use a woven and lay-out stitching frame, which requires high-precision technological equipment.
Технической задачей предлагаемого изобретения является обеспечение заданных температурных режимов корпуса высокоскоростного летательного аппарата (ВЛА) с обеспечением его несущей способности при одновременной минимизации толщины теплозащитного корпуса.The technical objective of the present invention is to provide the specified temperature regimes of the hull of a high-speed aircraft (HVA) with the provision of its bearing capacity while minimizing the thickness of the heat-shielding body.
Решением поставленной задачи является теплозащитное покрытие корпуса высокоскоростного летательного аппарата, выполненное из многослойного каркаса, причем каркас выполнен в виде внутреннего слоя, представляющего собой цельнотканую объемноармированную преформу заданной толщины из углеродных или кремнеземных или кварцевых нитей и двух и более внешних слоев заданной толщины, выполненных из теплостойкой ткани из углеродных или кремнеземных или кварцевых нитей, при этом внутренний и внешний слои каркаса соединены прошивкой углеродными или кремнеземными или кварцевыми нитями.The solution to this problem is a heat-shielding coating of the body of a high-speed aircraft, made of a multilayer frame, and the frame is made in the form of an inner layer, which is a solid-woven volume-reinforced preform of a given thickness from carbon or silica or quartz threads and two or more outer layers of a given thickness made of heat-resistant fabrics made of carbon or silica or quartz threads, while the inner and outer layers of the frame are connected by stitching with carbon or silica or quartz threads.
Для пояснения изобретения на фиг. 1 представлен схематический вид каркаса теплозащитного корпуса высокоскоростного летательного аппарата, где 1 - внутренний цельнотканый объемноармированный слой, 2 - внешние слои из теплостойкой ткани, 3 -прошивка внутреннего и внешних слоев каркаса.To illustrate the invention, FIG. 1 shows a schematic view of the frame of a heat-shielding body of a high-speed aircraft, where 1 is an inner solid-woven volume-reinforced layer, 2 is an outer layer of heat-resistant fabric, 3 is a stitching of the inner and outer layers of the frame.
Толщины внешнего и внутреннего слоев каркаса выбираются из условия сохранения работоспособности конструкции с обеспечением восприятия необходимых уровней механического и теплового воздействий, сформированных в соответствии с требованиями к летно-техническим характеристикам ВЛА.The thicknesses of the outer and inner layers of the frame are selected from the condition of maintaining the operability of the structure while ensuring the perception of the necessary levels of mechanical and thermal effects, formed in accordance with the requirements for the flight performance of the aerial vehicle.
Внутренний слой каркаса представляет собой цельнотканную объемноармированную преформу, полученную методом ткачества и обеспечивающую максимальную межслоевую прочность, что способствует существенному снижению возможности появления расслоений и трещин при сочетаниях переменных силовых и температурных воздействий, в особенности в зонах концентраторов напряжений (вырезов, выборок, уступов, ребер).The inner layer of the frame is a solid-woven volume-reinforced preform obtained by weaving and providing maximum interlayer strength, which significantly reduces the possibility of delamination and cracks in combination with variable force and temperature effects, especially in the zones of stress concentrators (cuts, grooves, ledges, ribs) ...
Внешний слой представляет собой ткано-выкладочно прошивной каркас из теплостойкой ткани. Композиционный материал на основе такого каркаса позволяет обеспечить необходимую стойкость к воздействию высокотемпературного газового потока за счет выполнения теплозащитного покрытия с требуемыми характеристиками пористости, шероховатости и теплопередачи.The outer layer is a woven-laying stitching frame made of heat-resistant fabric. A composite material based on such a frame allows to provide the necessary resistance to high-temperature gas flow due to the implementation of a heat-protective coating with the required characteristics of porosity, roughness and heat transfer.
Поскольку цельнотканая объемноармированная преформа является жесткой и сохраняет форму, при выполнении внешнего слоя не требуется использования высокоточной технологической оснастки.Since the solid-woven volume-reinforced preform is rigid and retains its shape, the outer layer does not require the use of high-precision tooling.
Предлагаемый теплозащитный корпус ВЛА позволяет обеспечить заданные температурные режимы корпуса ВЛА, стойкость к воздействию высокотемпературного воздушного потока и его несущую способность без увеличения толщины теплозащитного корпуса.The proposed heat-shielding housing of the HVLA allows providing the specified temperature conditions of the HVLA housing, resistance to the effects of high-temperature air flow and its carrying capacity without increasing the thickness of the heat-shielding housing.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019128888A RU2728049C1 (en) | 2019-09-13 | 2019-09-13 | Thermal protective coating of high-speed aircraft body |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019128888A RU2728049C1 (en) | 2019-09-13 | 2019-09-13 | Thermal protective coating of high-speed aircraft body |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2728049C1 true RU2728049C1 (en) | 2020-07-28 |
Family
ID=72085588
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2019128888A RU2728049C1 (en) | 2019-09-13 | 2019-09-13 | Thermal protective coating of high-speed aircraft body |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2728049C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2771553C1 (en) * | 2021-05-04 | 2022-05-05 | Акционерное общество "Опытное конструкторское бюро "Новатор" | Complex heat-protective coating of metal structures of the airframe of high-speed aerial vehicles |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5547628A (en) * | 1993-03-09 | 1996-08-20 | Societe Europeenne De Propulsion | Method of manufacturing thermal shielding elements for space planes |
| US6007026A (en) * | 1997-06-30 | 1999-12-28 | The Boeing Company | Quick installation-removal thermal insulation blanket for space craft |
| RU2265520C1 (en) * | 2004-04-13 | 2005-12-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" | Lamellar sheathing |
-
2019
- 2019-09-13 RU RU2019128888A patent/RU2728049C1/en active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5547628A (en) * | 1993-03-09 | 1996-08-20 | Societe Europeenne De Propulsion | Method of manufacturing thermal shielding elements for space planes |
| US6007026A (en) * | 1997-06-30 | 1999-12-28 | The Boeing Company | Quick installation-removal thermal insulation blanket for space craft |
| RU2265520C1 (en) * | 2004-04-13 | 2005-12-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" | Lamellar sheathing |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2771553C1 (en) * | 2021-05-04 | 2022-05-05 | Акционерное общество "Опытное конструкторское бюро "Новатор" | Complex heat-protective coating of metal structures of the airframe of high-speed aerial vehicles |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10724397B2 (en) | Case with ballistic liner | |
| JP5974111B2 (en) | Composite storage case for gas turbine fan and manufacturing method thereof | |
| US5222297A (en) | Composite blade manufacture | |
| US11181011B2 (en) | Lighter-weight casing made of composite material and method of manufacturing same | |
| US3207352A (en) | Laminated pressure vessels | |
| US7431125B2 (en) | Composite muffler for use with airborne auxiliary power unit | |
| KR101976453B1 (en) | Circumferential stiffeners for composite fancases | |
| US4063684A (en) | Composite rocket nozzle structure | |
| JP7345671B2 (en) | impact resistant structures | |
| CN114670463A (en) | Self-reinforcing shell made of composite material with organic matrix | |
| RU2728049C1 (en) | Thermal protective coating of high-speed aircraft body | |
| US9776704B1 (en) | Composite pressure bulkhead | |
| US9427940B2 (en) | Impact resistant composite panel and method of forming a composite panel | |
| BR112012007154B1 (en) | three-dimensional woven, fiber-reinforced composite preform and methods of forming three-dimensional woven and fiber-reinforced composite preform | |
| BR112012006935B1 (en) | three-dimensional woven preform, fiber-reinforced composite, three-dimensional woven preform and fiber-reinforced composite forming methods | |
| US4877689A (en) | High temperature insulation barrier composite | |
| WO2019036462A1 (en) | Multi-functional protective assemblies, systems including protective assemblies, and related methods | |
| US5810562A (en) | Composite rotating swashplate for a helicopter rotor system | |
| US20180222157A1 (en) | Rigidized Hybrid Insulating Non-oxide Thermal Protection System and Method of Producing a Non-oxide Ceramic Composite for Making the Same | |
| EP3075524B1 (en) | Pressure bulkhead and method for producing a pressure bulkhead | |
| WO2017044683A1 (en) | Polymer matrix-ceramic matrix hybrid composites for high thermal applications | |
| Berdoyes | Snecma Propulsion Solide Advanced Technology SRM Nozzles. History and Future. | |
| US4852347A (en) | Advanced composite polar boss | |
| KR20230131473A (en) | Composites and Structures | |
| ES2921324T3 (en) | Three-dimensional woven preforms for omega reinforcements |