RU2771553C1 - Комплексное теплозащитное покрытие металлических конструкций планера высокоскоростных летательных аппаратов - Google Patents
Комплексное теплозащитное покрытие металлических конструкций планера высокоскоростных летательных аппаратов Download PDFInfo
- Publication number
- RU2771553C1 RU2771553C1 RU2021112925A RU2021112925A RU2771553C1 RU 2771553 C1 RU2771553 C1 RU 2771553C1 RU 2021112925 A RU2021112925 A RU 2021112925A RU 2021112925 A RU2021112925 A RU 2021112925A RU 2771553 C1 RU2771553 C1 RU 2771553C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- heat
- layers
- shielding
- coating
- airframe
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- 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
Abstract
Изобретение относится к авиационной и ракетной технике, в частности для наружной тепловой защиты. Комплексное теплозащитное покрытие металлических конструкций планера высокоскоростных летательных аппаратов включает несколько теплоизоляционных слоёв. Один слой выполнен из органического или неорганического композиционного материала с тугоплавким наполнителем из неорганических газонаполненных или вакуумированных микросфер, обладающий низкой плотностью. Другой теплозащитный слой выполнен из эрозионно-стойкого абляционного армированного композиционного материала, состоящего из полимерного связующего и двух видов тугоплавких наполнителей, волоконного наполнителя, образующего ткань объемного плетения, и нанодисперсного порошка оксидов или карбидов переходных металлов, на который нанесено защитное лакокрасочное покрытие интумесцентного типа. Слои прочно соединены между собой. Достигается снижение массы. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Description
Изобретение относится к авиационной и ракетной технике и может быть использовано для наружной тепловой защиты элементов планера высокоскоростных летательных аппаратов в условиях аэродинамического нагрева и высоких скоростных потоков, реализующихся при движении в плотных слоях атмосферы.
Одним из вариантов обеспечения тепловой защиты является нанесение на защищаемую поверхность теплозащитного покрытия (ТЗП) в виде слоя композиционного материала, содержащего разлагаемый наполнитель (патент РФ №2400396 «Способ тепловой защиты передней кромки летательного аппарата» МПК В64С 1/38, опубл. 27.09.2010 г. Бюл. №27) или, наоборот, композиционного материала, содержащего наполнитель из ткани объемного плетения, на основе тугоплавкого волокна, и органической разлагаемой матрицы (патент РФ №2593184 «Теплозащитное покрытие корпуса летательного аппарата» МПК B64G 1/00, B64G 1/58, опубл. 27.07.2016 г. Бюл. №21). Однако подобные однородные покрытия в настоящее время работают на пределе своих физических возможностей и дальнейшее увеличение теплозащитной способности и эрозионной стойкости связано с увеличением толщины покрытия, что неизбежно приводит к увеличению массы ТЗП.
Расширением функциональных возможностей теплозащитного покрытия является многослойная конструкция, где слои обладают индивидуальными теплофизическими характеристиками и несут различную функциональную нагрузку в общей схеме защиты планера от внешнего воздействия.
По такой схеме решено теплозащитное покрытие, защищенное патентом РФ №2249785 «Активное теплозащитное покрытие динамического объекта от поражающих потоков большой плотности» (МПК F42В 12/76, B64G 1/58, В32В 15/16, опубл. 10.04.2005 г. Бюл. №10).
Теплозащитное покрытие выполнено 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. 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.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату (рассматривается как прототип) является патент РФ №2724188 «Теплозащитное покрытие корпуса высокоскоростного летательного аппарата (варианты)» МПК В64С 1/38, B64G 1/58, F42B 15/34, опубл. 22.06.2020 г., Бюл. №18.
Теплозащитное покрытие корпуса высокоскоростного летательного аппарата в патенте РФ №2724188 предлагается выполнять многослойным, состоящим из композиционного материала, одного и более слоев теплоизоляционного материала, причем теплозащитный и теплоизоляционный слои могут быть размещены с зазором как между собой, так и с силовым корпусом. В зазоре могут быть расположены один и более металлических экранов с высокой отражательной и низкой излучательной способностями. Основная цель предлагаемого теплозащитного покрытия корпуса высокоскоростного летательного аппарата (ВЛА) или возвращаемого космического аппарата состоит в обеспечении заданного теплового режима, прочностных характеристик и работоспособности ВЛА без введения дополнительных сложных систем охлаждения и без увеличения толщины пакета тепловой защиты.
Однако выполнение пакета тепловой защиты высокоскоростного летательного аппарата, движущегося в плотных слоях атмосферы, с зазором между слоями неизбежно приведет к перегреву наружных теплозащитных слоев пакета из-за замедленной теплопередачи через воздушную прослойку, что будет способствовать увеличению скорости термоэрозионного разрушения внешних слоев с перспективой прорыва раскаленных газов в зазор между слоями и перегреву несущего корпуса. Перегрев не позволит сохранить благоприятный тепловой режим внутреннему оборудованию, а также может привести к разрушению летательного аппарата.
Заявляемое изобретение направлено на решение следующей задачи -обеспечение температурного режима работоспособности несущей конструкции и оборудования высокоскоростного летательного аппарата в условиях интенсивного аэродинамического нагрева и высоких скоростных потоков при минимально возможной массе теплозащитного покрытия.
Минимизация массы комплексного теплозащитного покрытия позволяет увеличить полезную нагрузку или количество топлива, что приведет к увеличению времени работы летательного аппарата или его эффективности при применении.
Поставленная задача решается применением многослойного теплозащитного покрытия, состоящего из следующих слоев:
- внутренний теплоизоляционный слой низкой плотности (менее 1 г/см3), состоящий из органического или неорганического композиционного материала с тугоплавким наполнителем из неорганических газонаполненных или вакуумированных микросфер. Представителем данной группы материалов является теплозащитное покрытие плотностью (0,55-10,6) г/см3 на основе силоксанового каучука блок-сополимера лестосила СМ ТУ 20.17.10-216-00151963-2017 с наполнением микросферами МС-ВП-А9 ТУ 6-48-91-92;
- наружный эрозионно-стойкий абляционный теплозащитный материал (плотностью не более 2 г/см3), состоящий из полимерного связующего и двух видов тугоплавких наполнителей - волоконного, образующего ткань объемного плетения и нанодисперсного порошка оксидов или карбидов переходных металлов. Примерами абляционных теплозащитных материалов являются стеклопластики типа ТЗМКТ-1 и ТЗМКТ-8, плотностью от 1,45 до 1,65 г/см3, изготавливаемые на основе прошивных полотен и многослойных тканей из кремнеземных нитей и полимерных связующих ФН и ЭДТ-10 на основе фенолформальдегидных и эпоксидных смол;
- защитный слой лакокрасочного покрытия (ЛКП) вспучивающегося (интумесцентного) типа. Подобные покрытия марок НЕОФЛЭЙМ® ТУ, 20.30.22-063-66828143-2020, ВУП-2 ТУ 2316-002-66828143-2016 повышают огнестойкость металлических конструкций до 60-90 минут при воздействии открытого пламени.
Крепление отдельных частей многослойного теплозащитного покрытия осуществляется как через термостойкие клеевые составы, так и механически.
На фиг. 1 представлена схема комплексного теплозащитного покрытия, где
1 - защищаемая поверхность (металлический корпус изделия),
2 - теплоизоляционный композиционный материал низкой плотности,
3 - эрозионно-стойкий абляционный армированный теплозащитный материал,
4 - защитное лакокрасочное покрытие интумесцентного типа.
Принцип работы комплексного теплозащитного покрытия следующий:
- теплоизоляционный материал низкой плотности 2 снижает скорость распространения теплового фронта к металлическому корпусу 1;
- эрозионно-стойкий абляционный армированный теплозащитный материал изолирует теплоизоляционный материал от воздействия высокотемпературного потока, возникающего в условиях интенсивного аэродинамического нагрева и высоких скоростных напоров при полете аппарата в плотных слоях атмосферы;
- ЛКП интумесцентного типа увеличивает длительность работы эрозионно-стойкого абляционного армированного теплозащитного материала на начальном участке полета в плотных слоях атмосферы за счет образования, последующего разрушения и уноса негорючего и твердого вспененного слоя (кокса) с коэффициентом теплопередачи, близкому к данному показателю для воздуха, который действует подобно физическому барьеру для продвижения теплового фронта от раскаленного газа к нижележащим слоям теплозащитного покрытия и защищаемой поверхности, при этом происходит уменьшение теплопередачи приблизительно в 100 раз.
Снижение интенсивности теплового потока, воздействующего на поверхность аппарата, в процессе прогрева и вспучивания интумесцентного ЛКП увеличивает время накопления теплоты в поверхностном слое теплозащитного покрытия, а. также замедляет развитие и скорость абляционных процессов в эрозионно-стойком абляционном теплозащитном материале, что позволяет сделать данный слой тоньше.
Одновременное уменьшение толщины эрозионно-стойкого абляционного армированного теплозащитного материала и применение теплоизоляционного материала низкой плотности позволяет уменьшить общую массу теплозащитной системы при увеличении ее общей эффективности, что существенно увеличивает время работы высокоскоростного аппарата при одновременном обеспечении температурного режима работоспособности несущей конструкции и внутреннего оборудования.
Таким образом, по отношению к прототипу (патент РФ №2724188) заявляемое изобретение при наличии общих признаков (многослойность, наличие теплозащитного и теплоизоляционного слоев) обладает рядом отличительных, уникальных признаков, обеспечивающих работоспособность летательного аппарата именно в плотных слоях атмосферы - наличие внешнего слоя интумесцентного типа, снижающего тепловую нагрузку, замедляющего развитие абляционных процессов в теплозащитном слое и повышающего его жизнеспособность; снижение удельной массы покрытия за счет перераспределения толщин слоев в сторону материала малой плотности; прочное соединение слоев между собой, обеспечивающее стойкость многослойного покрытия к высоким динамическим нагрузкам (скоростному напору набегающего воздушного потока).
Промышленная применимость заявляемого изобретения, а именно комплексного теплозащитного покрытия металлических конструкций планера высокоскоростных летательных аппаратов, подтверждена при испытаниях образцов наружной тепловой защиты изделий на плазмотроне и аэродинамической трубе с моделированием натурных тепловых потоков, а также успешными летными испытаниями.
Claims (2)
1. Комплексное теплозащитное покрытие металлических конструкций планера высокоскоростных летательных аппаратов, включающее теплоизоляционный и теплозащитный слои, отличающееся тем, что теплоизоляционный слой выполнен из органического или неорганического композиционного материала с тугоплавким наполнителем из неорганических газонаполненных или вакуумированных микросфер и обладает низкой плотностью, а теплозащитный слой выполнен из эрозионно-стойкого абляционного армированного композиционного материала, состоящего из полимерного связующего и двух видов тугоплавких наполнителей, волоконного, образующего ткань объемного плетения, и нанодисперсного порошка оксидов или карбидов переходных металлов, дополнительно на теплозащитный слой нанесено защитное лакокрасочное покрытие интумесцентного типа, при этом слои прочно соединены между собой.
2. Комплексное теплозащитное покрытие металлических конструкций планера высокоскоростных летательных аппаратов по п. 1, отличающееся тем, что слои соединены между собой либо через термостойкие клеевые составы, либо механически.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2021112925A RU2771553C1 (ru) | 2021-05-04 | 2021-05-04 | Комплексное теплозащитное покрытие металлических конструкций планера высокоскоростных летательных аппаратов |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2021112925A RU2771553C1 (ru) | 2021-05-04 | 2021-05-04 | Комплексное теплозащитное покрытие металлических конструкций планера высокоскоростных летательных аппаратов |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2771553C1 true RU2771553C1 (ru) | 2022-05-05 |
Family
ID=81458971
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2021112925A RU2771553C1 (ru) | 2021-05-04 | 2021-05-04 | Комплексное теплозащитное покрытие металлических конструкций планера высокоскоростных летательных аппаратов |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2771553C1 (ru) |
Citations (5)
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 |
US9283711B1 (en) * | 2009-08-31 | 2016-03-15 | The Boeing Company | Hybrid ablative thermal protection systems and associated methods |
RU2679530C1 (ru) * | 2018-05-04 | 2019-02-11 | Александр Владимирович Шатов | Многофункциональная комбинированная теплоизоляционная система |
RU2724188C1 (ru) * | 2019-08-07 | 2020-06-22 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Теплозащитное покрытие корпуса высокоскоростного летательного аппарата (варианты) |
RU2728049C1 (ru) * | 2019-09-13 | 2020-07-28 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Теплозащитное покрытие корпуса высокоскоростного летательного аппарата |
-
2021
- 2021-05-04 RU RU2021112925A patent/RU2771553C1/ru active
Patent Citations (5)
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 |
US9283711B1 (en) * | 2009-08-31 | 2016-03-15 | The Boeing Company | Hybrid ablative thermal protection systems and associated methods |
RU2679530C1 (ru) * | 2018-05-04 | 2019-02-11 | Александр Владимирович Шатов | Многофункциональная комбинированная теплоизоляционная система |
RU2724188C1 (ru) * | 2019-08-07 | 2020-06-22 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Теплозащитное покрытие корпуса высокоскоростного летательного аппарата (варианты) |
RU2728049C1 (ru) * | 2019-09-13 | 2020-07-28 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Теплозащитное покрытие корпуса высокоскоростного летательного аппарата |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US7866248B2 (en) | Encapsulated ceramic composite armor | |
Christiansen et al. | Ballistic limit equations for spacecraft shielding | |
Schonberg | Protecting Earth-orbiting spacecraft against micro-meteoroid/orbital debris impact damage using composite structural systems and materials: An overview | |
US4428998A (en) | Laminated shield for missile structures and substructures | |
US8590437B2 (en) | Blast effect mitigating assembly using aerogels | |
Zhang et al. | Comparison of shielding performance of Al/Mg impedance-graded-material-enhanced and aluminum Whipple shields | |
Lambert | Hypervelocity impacts and damage laws | |
EP3668795B1 (en) | Multi-functional protective assemblies, systems including protective assemblies, and related methods | |
US11192667B2 (en) | Multi-layered self-healing material system towards impact mitigation | |
JP3732126B2 (ja) | 熱防御構造体 | |
Koo et al. | Silicone polymer composites for thermal protection system: fiber reinforcements and microstructures | |
Christiansen et al. | Penetration equations for thermal protection materials | |
Pai et al. | Advances in the whipple shield design and development: A brief review | |
RU2771553C1 (ru) | Комплексное теплозащитное покрытие металлических конструкций планера высокоскоростных летательных аппаратов | |
Ren et al. | A reactive material double-bumper shield for centimeter sized projectile | |
RU2310588C1 (ru) | Активное теплозащитное покрытие корпуса летательного аппарата для защиты от воздействия объемных источников тепла и высокоскоростных кинетических ударников | |
Ellis et al. | Ballistic impact resistance of SMA and spectra hybrid graphite composites | |
Schonberg et al. | Spacecraft wall design for increased protection against penetration by orbital debris impacts | |
RU2759035C1 (ru) | Двухслойное теплозащитное покрытие из композиционных материалов для защиты металлических конструкций планеров гиперзвуковых летательных аппаратов | |
RU2622181C1 (ru) | Тепловая защита негерметичного отсека двигательной установки летательного аппарата | |
Schonberg | Using composite materials to protect spacecraft against orbital debris impact damage | |
WO2008097375A2 (en) | Encapsulated ceramic composite armor | |
Klinkrad et al. | Hypervelocity impact damage assessment and protection techniques | |
Lewis et al. | Effects of melt-layer formation on ablative materials exposed to highly aluminized rocket motor plumes | |
CN216770350U (zh) | 一种复合填充的空间点阵激光防护结构 |