RU2759035C1

RU2759035C1 - Two-layer heat-protective coating made of composite materials for protection of metal structures of gliders of hypersonic aircraft

Info

Publication number: RU2759035C1
Application number: RU2020142360A
Authority: RU
Inventors: Станислав Анатольевич Койтов; Артем Анатольевич Трофимов; Дмитрий Владимирович Лейман; Артем Андреевич Санников
Original assignee: Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации
Priority date: 2020-12-21
Filing date: 2020-12-21
Publication date: 2021-11-09

Abstract

FIELD: rocket technology.

SUBSTANCE: invention relates to rocket technology, and more specifically to thermal protection. A two-layer heat-protective coating made of composite materials for the protection of metal structures of gliders of hypersonic aircraft has one ablative layer. The ablative layer is made erosion-resistant. The internal thermal insulation layer is made of a polymer organosilicon binder with a filler made of glass gas-filled microspheres. The outer erosion-resistant ablation layer is made of a bulk-woven silica fabric impregnated with a polymer binder filled with refractory aluminum oxide particles.

EFFECT: increased operating time of the product is achieved.

1 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике и может быть использовано для наружной тепловой защиты элементов гиперзвуковых летательных аппаратов в условиях аэродинамического нагрева и высоких скоростных потоков.The invention relates to aviation and rocket technology and can be used for external thermal protection of elements of hypersonic aircraft under conditions of aerodynamic heating and high speed flows.

Одним из вариантов обеспечения тепловой защиты является нанесение на защищаемую поверхность теплозащитного покрытия в виде слоя композиционного материала, содержащего разлагаемый наполнитель (см. патент РФ №2400396 «Способ тепловой защиты передней кромки летательного аппарата» МПК В64С 1/38, опубл. 27.09.2010 г. Бюл. №27), однако такое покрытие не позволяет решить проблему снижения массы.One of the options for providing thermal protection is the application of a heat-protective coating on the protected surface in the form of a layer of composite material containing a degradable filler (see RF patent No. 2400396 "Method of thermal protection of the leading edge of an aircraft" IPC В64С 1/38, publ. 09/27/2010 Bull. No. 27), but such a coating does not solve the problem of weight reduction.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату является патент РФ №2249785 «Активное теплозащитное покрытие динамического объекта от поражающих потоков большой плотности» (МПК F42B 12/76, B64G 1/58, В32В 15/16, опубл. 10.04.2005 г. Бюл. №10), которое выполнено из разнородных по материалу слоев, включающих микробаллоны с инертным газом под давлением, армирующей сетки из базальтового волокна и сминаемой сотовой структуры из медной фольги. Теплозащитное покрытие состоит из трех слоев, внешний слой выполнен из герметика, наполненного микробаллонами, среднего слоя, выполненного в виде абляционного покрытия с микробаллонами, армированного сеткой базальтового волокна и нижнего слоя, выполненного в виде сотовой структуры из медной фольги.The closest in technical essence and the achieved result is RF patent No. 2249785 "Active heat-shielding coating of a dynamic object from damaging high-density streams" (IPC F42B 12/76, B64G 1/58, B32B 15/16, publ. 10.04.2005, Bul No. 10), which is made of layers of dissimilar material, including microcylinders with an inert gas under pressure, a reinforcing mesh made of basalt fiber and a crushable honeycomb structure made of copper foil. The heat-protective coating consists of three layers, the outer layer is made of a sealant filled with micro-balloons, a middle layer made in the form of an ablative coating with micro-balloons, reinforced with a grid of basalt fiber and a lower layer made in the form of a honeycomb structure made of copper foil.

Известное техническое решение, принятое за прототип, обеспечивает термоударную защиту объекта в случае воздействия теплового или рентгеновского излучения высокой энергии или потока микрочастиц.The known technical solution, taken as a prototype, provides thermal shock protection of an object in the event of exposure to high-energy thermal or X-ray radiation or a stream of microparticles.

Из описания прототипа следует, что главной целью покрытия является защита головной части от поражающих высокоэнергетических факторов, а не обеспечение заданного теплового режима внутри изделия при его работе по прямому назначению. Именно для демпфирования возможного удара применяются соты из меди. Однако медь имеет большую плотность (8,92 г/см³) и теплопроводность, что приводит к большой массе теплозащитной системы и снижает ее эффективность при длительном полете с гиперзвуковыми скоростями в атмосфере - по мере разрушения абляционных слоев сотовая медная структура быстро прогреется и начнет нагревать корпус изделия, что может привести как к потере механической прочности корпуса, так и к отказу оборудования при росте температуры внутри отсеков.From the description of the prototype, it follows that the main purpose of the coating is to protect the warhead from damaging high-energy factors, and not to provide a predetermined thermal regime inside the product during its operation for its intended purpose. It is for damping a possible impact that copper honeycombs are used. However, copper has a high density (8.92 g / cm ³ ) and thermal conductivity, which leads to a large mass of the heat-shielding system and reduces its effectiveness during prolonged flight at hypersonic speeds in the atmosphere - as the ablation layers are destroyed, the honeycomb copper structure will quickly warm up and begin to heat up the product case, which can lead to both a loss of the mechanical strength of the case and to equipment failure when the temperature inside the compartments rises.

Предлагаемое изобретение направлено на решение следующей задачи - обеспечение температурного режима работоспособности несущей конструкции и оборудования изделия во время работы изделия по прямому назначению в условиях интенсивного аэродинамического нагрева и высоких скоростных потоков при минимально возможной массе теплозащитной системы.The proposed invention is aimed at solving the following problem - ensuring the temperature regime of the performance of the supporting structure and equipment of the product during the operation of the product for its intended purpose under conditions of intense aerodynamic heating and high speed flows with the minimum possible mass of the heat protection system.

Минимальная масса теплозащитной системы позволяет увеличить полезную нагрузку или количество топлива, что приведет к увеличению времени работы изделия или его эффективности при применении.The minimum weight of the thermal protection system allows for an increase in payload or fuel quantity, which will lead to an increase in product life or its efficiency in use.

Поставленная задача решается применением многослойной теплозащитной системы, состоящей из внутреннего теплоизоляционного слоя низкой плотности (0,54 г/см³) - кремнийорганический полимерный композиционный материал с тугоплавким наполнителем из стеклянных газонаполненных микросфер - и наружного эрозионно стойкого абляционного теплозащитного материала (плотность 1,7 г/см³), состоящего из полимерного связующего и двух видов тугоплавких наполнителей - кремнеземной ткани объемного плетения и мелкодисперсного порошка оксида алюминия. Абляционный эрозионно стойкий теплозащитный материал защищает теплоизолирующий слой от воздействия высокотемпературного потока, возникающего в условиях интенсивного аэродинамического нагрева и высоких скоростных напоров при работе изделия в плотных слоях атмосферы.The problem is solved by using a multilayer heat-shielding system consisting of an internal low-density heat-insulating layer (0.54 g / cm ³ ) - an organosilicon polymer composite material with a refractory filler made of glass gas-filled microspheres - and an external erosion-resistant ablation heat-shielding material (density 1.7 g / cm ³ ), consisting of a polymer binder and two types of refractory fillers - a silica fabric of bulk weaving and fine powder of aluminum oxide. The ablative erosion-resistant heat-shielding material protects the heat-insulating layer from the effects of high-temperature flow arising under conditions of intense aerodynamic heating and high velocity heads when the product is operated in dense layers of the atmosphere.

Разделение теплозащитного покрытия на теплоизолирующий материал из кремнийорганической смолы с микросферами, заполненными воздухом, и эрозионно стойкий абляционный материал позволило уменьшить общую массу теплозащитного покрытия при уменьшении общей теплопроводности.Separation of the heat-shielding coating into a heat-insulating material made of organosilicon resin with air-filled microspheres and an erosion-resistant ablation material made it possible to reduce the total mass of the heat-shielding coating while reducing the overall thermal conductivity.

На фиг. 1 представлена схема двухслойного теплозащитного покрытия, где 1 - защищаемая поверхность (металлический корпус изделия), 2 - теплоизолирующий материал из кремнийорганического связующего с высокими теплоизолирующими свойствами, 3 – эрозионно стойкий абляционный армированный теплозащитный материал.FIG. 1 shows a diagram of a two-layer heat-shielding coating, where 1 is the surface to be protected (metal body of the product), 2 is a heat-insulating material made of an organosilicon binder with high heat-insulating properties, 3 is an erosion-resistant ablative reinforced heat-shielding material.

При полете изделия в плотных слоях атмосферы на элементы гиперзвуковых летательных аппаратов с внешней стороны действуют интенсивные тепловые аэродинамические нагрузки. Под действием этих нагрузок происходит абляция (деструкция) связующего в материале наружной тепловой защиты 3, что сопровождается обменом массой с окружающей средой, поглощением теплоты. Слой теплоизолирующего материала 2 снижает скорость распространение теплового фронта к металлическому корпусу 1 и существенно увеличивает время работы изделия, обеспечивая температурный режим работоспособности несущей конструкции и оборудования изделия.During the flight of a product in dense layers of the atmosphere, intense thermal aerodynamic loads act on the elements of hypersonic aircraft from the outside. Under the action of these loads, ablation (destruction) of the binder in the material of the external thermal protection 3 occurs, which is accompanied by the exchange of mass with the environment, the absorption of heat. The layer of heat-insulating material 2 reduces the rate of propagation of the thermal front to the metal body 1 and significantly increases the operating time of the product, ensuring the temperature regime of the operability of the supporting structure and equipment of the product.

Промышленная применимость заявляемого изобретения подтверждена при испытаниях образцов наружной тепловой защиты изделий на плазмотроне и аэродинамической трубе с моделированием натурных тепловых потоков, а также успешными летными испытаниями.The industrial applicability of the claimed invention was confirmed by testing samples of external thermal protection of products on a plasmatron and a wind tunnel with simulation of full-scale heat fluxes, as well as by successful flight tests.

Claims

A two-layer heat-shielding coating made of composite materials to protect the metal structures of airframes of hypersonic aircraft, one of the layers of which is ablative, characterized in that the ablation layer is made of erosion-resistant silica fabric of bulk weave impregnated with a polymer binder filled with refractory particles of aluminum oxide, and the second layer , heat-insulating, made of polymer organosilicon binder filled with glass gas-filled microspheres.