Защитное покрытие



Владельцы патента RU 2542795:

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М.Ф. Решетнева" (СибГАУ) (RU)

Изобретение относится к тепловой защите элементов конструкции космического аппарата (КА) от воздействия ионизированных газовых потоков, преимущественно стационарных плазменных двигателей. Защитное покрытие выполнено в виде алюминиевой фольги, закрывающей указанные элементы КА. На внешней стороне фольги микродуговым оксидированием сформирован слой оксида алюминия толщиной не менее 30 мкм. Алюминиевую фольгу на поверхности защищаемых элементов закрепляют механическим путем либо наклеивают. По результатам испытаний и расчетов предлагаемое защитное покрытие обеспечит активное существование КА на протяжении 15 лет и более. Техническим результатом изобретения является повышение срока службы защитного покрытия в условиях эрозионного воздействия плазмы указанных двигателей КА. 3 табл.

 

Изобретение относится к защитным покрытиям и может быть использовано в качестве защиты от воздействия ионизированных газовых потоков стационарных плазменных двигателей на элементы космического аппарата (КА) со сроком активного существования 15 и более лет.

Жесткие требования по массе, энерговооруженности и повышенные требования к ресурсу и надежности КА приводят к уплотнению его компоновочной схемы. Как следствие, возрастает эрозионное воздействие стационарных плазменных двигателей (СПД), используемых в качестве двигателей коррекции, на материалы элементов конструкции КА. Эрозионное воздействие плазменных струй СПД заключается в уносе материала конструкции в результате длительной бомбардировки ионами газа, что приводит к уменьшению их толщины и к загрязнению внешних поверхностей КА продуктами распыления.

Предварительная оценка эрозионно-загрязняющего воздействия плазмы, генерируемой стационарными плазменными двигателями, на поверхности панелей солнечных батарей и терморегулирующих покрытий радиатора системы терморегулирования космического аппарата позволяет сделать вывод о существенном влиянии СПД на оптические приборы и поверхности солнечных батарей КА (статья В.А. Смирнова, А.Б. Надирадзе и др. Исследование загрязняющего воздействия собственной внешней атмосферы и плазмы стационарных плазменных двигателей на космическом аппарате «Экспресс-АМ» / Вестник Сиб. гос. аэрокосмич. ун-та: сб. науч. тр. / Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2006. Вып. 2(9). С 46-50); статья А.Б. Надирадзе, P.P. Рахматуллина и др. Особенности экспериментального определения стойкости композиционных материалов к эрозионному воздействию струй стационарных плазменных двигателей» / Вестник Сиб. гос. аэрокосмич. ун-та: сб. науч. тр. / Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2012. Вып. 1. С 91-96).

Значение деградации коэффициента поглощения солнечной радиации терморегулирующего покрытия радиатора системы терморегулирования КА вследствие загрязнения продуктами эрозии панелей солнечной батареи равно 0,12, что является недопустимо высоким, так как допускаемое значение деградации коэффициента поглощения от воздействия всех факторов, например, на платформе «Экспресс-1000Н» составляет 0,16.

Известно применение в качестве защиты от эрозионного воздействия плазменных струй СПД элементов конструкций КА, функционирующих на геостационарных орбитах, полимерной ленты - полиимидной пленки с липким слоем Л1-ПМ (ТУ 2255-066-00203536-2000). Толщина пленки 40 мкм. Пленка наклеивается на защищаемые поверхности при помощи липкого слоя согласно техническому регламенту ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф. Решетнева» ТР №370-762-48.

Полиимидная пленка изготавливается путем полива раствора полипиромеллитамидокислоты в диметилформамиде (или диметилацетамиде) на бесконечную ленту с последующей термоимидизацией. Полиимидная пленка обладает высокими механическими и электрическими свойствами, мало изменяющимися в широком интервале температур. Особенностью пленки является высокая радиационная стойкость.

К недостаткам полиимидной пленки следует отнести невысокую эрозионную стойкость, не позволяющую эксплуатировать ее на протяжении 15 и более лет.

Задачей изобретения является повышение срока службы защитного покрытия от эрозионного воздействия плазмы стационарных плазменных двигателей.

Поставленная задача достигается тем, что в известном защитном покрытии, выполненном в виде ленты, закрывающей элементы конструкции, подвергающиеся воздействию ионизированного газового потока, согласно техническому решению в качестве ленты применена алюминиевая фольга, на внешней стороне которой микродуговым оксидированием сформирован слой оксида алюминия толщиной не менее 30 мкм.

Защитное покрытие изготавливают следующим образом. На алюминиевой ленте, в качестве которой используют алюминиевую фольгу АД1 по ГОСТ 4784-74 толщиной 100 мкм, микродуговым оксидированием формируют слой оксида алюминия толщиной 30 мкм.

Микродуговое оксидирование проводили на установке ИАТ-Т, источник питания которой позволяет осуществлять независимую регулировку анодной и катодной составляющих тока и имеет следующие технические характеристики: диапазон регулируемых напряжений - (0-800) В; диапазон регулируемых токов - (0-120) А/дм2; погрешность стабилизации тока до 5%.

В качестве электролита использовали слабощелочные водные растворы различных составов.

Слой оксида алюминия формировали на одной стороне алюминиевой фольги при соотношении Iк/Ia от 0,6 до 1,4, плотностях тока в диапазоне от 10 до 40 А/дм2. Продолжительность обработки составляла 10…60 мин. Размеры образцов 160×130 мм.

Экспериментально выявлено, что оптимальными режимами получения слоя оксида алюминия в составе защитного покрытия являются следующие режимы обработки: плотность тока 15 А/дм2, соотношение анодной и катодной составляющей тока Iк/Ia<1, время обработки от 20 до 40 мин.

Режимы получения оксидного слоя в защитном покрытии приведены в таблице 1.

Таблица 1
№ Электролит Плотность тока анода, А/дм2 Плотность тока катода, А/дм2 Время обработки, мин Толщина слоя оксида алюминия, мм.
1 КОН - 4 г/л Na2SiO3 - 10 г/л 15 15 40 0,03
2 КОН - 4 г/л Na2SiO3 - 70 г/л 15 15 40 0,033
3 КОН - 4 г/л Na2SiO3 - 180 г/л 15 15 40 0,035
4 Na6P6O12 - 40 г/л 15 15 30 0,022

Для проведения испытаний на воздействие факторов хранения и эксплуатации изготовили образцы защитного покрытия размером 100×100 мм.

На образцах были проведены следующие виды испытаний:

- цикличное сгибание на диаметре 20 мм;

- измерение поверхностного сопротивления;

- радиационное воздействие;

- термоциклирование;

- стойкость к воздействию плазмы.

Образцы подвергли циклическому сгибанию по боковой поверхности цилиндра диаметром 20 мм и последующему разгибанию в плоскость. Количество циклов 50. Внешний вид покрытий после воздействия не изменился. Наличия трещин и отслоений покрытия не обнаружено.

Измерение поверхностного сопротивления проводилось на тераомметре Е6-13А. Сопротивление поверхности составляет 7,1·107-8,6·107 Ом/□.

Испытания на радиационное воздействие проводились на электронном ускорителе ЭЛУ-4 в НИИ интроскопии. Образцы облучались электронами в среде азота до поглощенной дозы 6·108 рад. Средняя энергия электронов в плоскости размещения образцов - 4 МэВ, средняя плотность потока электронов 4,2·1010 см-2с-1.

После радиационного воздействия образцы подвергли термоциклированию.

Испытание на воздействие термоциклов проводилось в вакуумной камере УКГ-1000, при остаточном давлении не более 5·10-6 мм рт.ст. Образцы располагались на термостоле, сверху закрывались теплоизолирующими матами. Нагрев и охлаждение осуществлялись за счет теплового контакта и радиационного излучения с поверхности термостола. Нагрев термостола осуществлялся лампами типа КГ-127-1000, а охлаждение жидким азотом. Скорость нагрева-охлаждения составляла от 5 до 10 градусов в минуту. Излучение от ламп на поверхность образцов не попадало. Температура контролировалась с помощью датчиков температуры типа «термометры платиновые ТП 018-03». Термоциклирование в количестве 100 циклов проводилось в диапазоне температур от минус 150°С до плюс 170°С с выдержкой при крайних температурах в течение 10 минут.

После термоциклирования проводился визуальный осмотр внешнего вида образцов. Нарушений внешнего вида покрытий не наблюдалось.

Для оценки эрозионного износа от воздействия плазмы СПД провели испытания трех видов покрытий: алюминиевой фольги, полиимидной пленки и заявляемого защитного покрытия из алюминиевой фольги со слоем оксида алюминия толщиной 30 мкм, сформированным микродуговым оксидированием.

Из каждого материала было изготовлено по 4 образца размером 30×30 мм, которые укладывались в зоне облучения в шахматном порядке.

Испытания на стойкость к воздействию плазмы проводились на установке имитационной аргоновой плазмы на базе вакуумной камеры «Булат», которая позволяет при испытаниях сравнивать характеристики стойкости материалов к воздействию плазмы и получить предварительную оценку распыления материалов.

Режимы испытания в камере «Булат»: ток на катушке соленоида - 2,5 А, напряжение на аноде - в переделах 800 В, ток разряда - 15 мА. Расчетное значение плотности теплового потока, создаваемого плазменной струей ионного источника, составила 0,008 Вт/см2. Расстояние от столика с образцами до генератора плазмы равно 150 мм. Угол падения ионов на поверхности образцов - около 90°. Длительность обработки - 60 мин.

До и после воздействия пучка ионов на образцы производилось взвешивание образцов на прецизионных электронных весах HR-202, а также измерение толщины контактным способом с использованием многооборотного индикатора. Толщину образцов измеряли в нескольких точках, затем вычислили среднее значение. Процентное значение изменения массы образца в результате распыления плазмой рассчитывали по формуле

ΔM = М до − М после М до × 100% ,

где Мдо - масса образца до испытаний, г;

Мпосле - масса образца после испытания, г.

Толщину образцов контролировали толщиномером ТТ260 и на поперечных шлифах при помощи оптического микроскопа.

Полученные экспериментальные данные по изменению массы исследуемых образцов приведены в таблице 2, а по изменению толщины - в таблице 3.

Таблица 2
Изменение массы исследуемых образцов
Образцы Масса образцов, г Изменение массы, г (Мдо-Мпосле) ΔМ, %
Мдо Мпосле
Полиимидное покрытие (ПМ) 1 0,22837 0,22679 0,00158 0,692
2 0,23180 0,23021 0,00159 0,686
3 0,23860 0,23713 0,00147 0,616
4 0,23080 0,22951 0,00129 0,559
Среднее значение 0,00148 0,638
Заявляемое покрытие 1 0,42781 0,42728 0,00053 0,124
2 0,42818 0,42751 0,00067 0,156
3 0,46758 0,46683 0,00075 0,160
4 0,45172 0,45112 0,00060 0,133
Среднее значение 0,00079 0,154
Алюминиевая фольга без МДО (АД1) 1 0,41936 0,41904 0,00032 0,076
2 0,42135 0,42104 0,00031 0,073
3 0,42358 0,42329 0,00029 0,068
4 0,42582 0,42552 0,00030 0,070
Среднее значение 0,00031 0,072
Таблица 3
Изменение толщины исследуемых образцов
Образцы Толщина образцов, мм Изменение толщины (Тдо-Тпосле), мм
Тдо Тпосле
Полиимидное покрытие (ПМ) 1 0,097 0,096 0,001
2 0,105 0,098 0,007
3 0,103 0,099 0,004
4 0,100 0,0,97 0,003
Среднее значение 0,00375
Заявляемое покрытие 1 0,121 0,121 0
2 0,125 0,124 0,001
3 0,129 0,128 0,001
4 0,111 0,110 0,001
Среднее значение 0,00075
Алюминиевая фольга без МДО (АД1) 1 0,096 0,094 0,002
2 0,096 0,093 0,002
3 0,096 0,092 0,004
4 0,096 0.094 0,002
Среднее значение 0,0025

Анализ данных таблиц 2, 3 позволяет сделать вывод о том, что заявляемое защитное покрытие является наиболее стойким к воздействию плазмы стационарных плазменных двигателей.

Алюминиевую фольгу с внешним слоем оксида алюминия накладывают на поверхности, подвергающиеся воздействию плазменных струй СПД, и закрепляют либо механическим путем либо наклеивают.

Проведенные испытания и расчеты показывают, что защитное покрытие в виде алюминиевой фольги, на внешней стороне которой микродуговым оксидированием сформирован слой оксида алюминия толщиной не менее 30 мкм, обеспечит активное существование КА на протяжении 15 лет.

Защитное покрытие, выполненное в виде ленты, закрывающей элементы конструкции космического аппарата, подвергающиеся воздействию ионизированного газового потока, отличающееся тем, что в качестве ленты применена алюминиевая фольга, на внешней стороне которой микродуговым оксидированием сформирован слой оксида алюминия толщиной не менее 30 мкм.



 

Похожие патенты:

Изобретение может использоваться в многослойных комбинированных покрытиях зеркальных космических антенн с рефлекторами из полимерного композиционного материала - углепластика.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для креплений разделительных устройств блоков ступеней ракет-носителей, устанавливаемых на теплозащитах двигателей.

Изобретение относится к космической технике и касается создания терморегулирующего материала для нанесения на поверхность космического объекта (КО). Терморегулирующий материал содержит подложку в виде оптически прозрачного стекла, высокоотражающий слой из серебра, защитный слой.

Изобретение относится к терморегулирующим материалам, эксплуатирующимся в составе космической техники, в частности в качестве внешнего слоя экранно-вакуумной теплоизоляции на наружных поверхностях космических аппаратов (КА) с электрическим заземлением на корпус КА или в качестве терморегулирующего покрытия класса "солнечный отражатель" при нанесении его с помощью клеевого электропроводного слоя на наружные поверхности КА.

Изобретение относится к термостойким системам теплозащиты поверхности гиперзвуковых летательных и возвращаемых космических аппаратов. Термостойкая система теплозащиты состоит из теплоизоляционного и теплозащитного слоя, включающего композиты с керамической матрицей, армированной теплостойкими волокнами и содержащей сублимирующее твердое вещество.

Изобретения относятся к вариантам выполнения фюзеляжа воздушного судна и к воздушному судну. Фюзеляж по первому варианту содержит пространство с полом, который содержит одну или несколько панелей для пола.

Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике и касается тепловой защиты частей корпусов летательных аппаратов (ЛА), совершающих полет со сверх- и гиперзвуковыми скоростями.

Изобретение относится к пассивной теплозащите, в частности, приборов и оборудования космических аппаратов. Терморегулирующий материал содержит внешний и армирующий слои, между которыми введен термопластичный слой.

Изобретение относится к области космического материаловедения и оптической техники, в частности к терморегулирующим материалам, предназначенным для использования в системах пассивного терморегулирования космических объектов.

Изобретение относится к способу тепловой защиты летательных аппаратов с использованием композиционных теплозащитных материалов. .

Изобретение относится к многослойной экранно-вакуумной изоляции (ЭВИ) с микроструктурными элементами для космических аппаратов (КА). Каждый слой ЭВИ выполнен в виде подложки, на которой закреплены теплоотражающие элементы в виде массива прямоугольных микропластин. Каждая микропластина закреплена на подложке с зазором 10...20 мкм. На обращенной к КА стороне подложки выполнены канавки прямоугольного или трапецеидального сечения, а также продольные углубления полукруглого сечения. Второй и последующие слои ЭВИ прикреплены к предыдущим слоям через сферические спейсеры, установленные между пластинами. Диаметр спейсеров составляет не менее величины указанного зазора. В местах установки спейсеров нанесены слои диоксида кремния толщиной 0,5...1 мкм. На внешнюю поверхность микропластин и открытые поверхности подложки нанесено алюминиевое покрытие толщиной 0,1...0,3 мкм с коэфф. отражения 0,7-0,9. Микропластины м.б. выполнены биморфными. При изготовлении микропластин электропроводными на поверхности кремниевой подложки м.б. выполнены токопроводящие шины. Технический результат изобретения состоит в снижении массы и габаритных размеров ЭВИ и КА. 6 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике, в частности к активной тепловой защите теплонапряженных передних кромок гиперзвукового беспилотного летательного аппарата (БПЛА). Устройство активной теплозащиты и модуляции аэродинамического сопротивления гиперзвукового БПЛА содержит теплоноситель и средства формирования теплозащитного слоя. Внутри носовой части БПЛА между его передней кромкой и камерой сгорания силовой установки размещен цилиндрический газоструйный резонатор с системой управляемых клапанов, расположенных на боковой стенке резонатора. Открытый вход резонатора совмещен с передней кромкой БПЛА и направлен навстречу набегающему потоку. На внешней поверхности резонатора установлены контейнер с теплоносителем в виде метангидрата и преобразователь метангидрата в смесь паров воды и метана, которая, находясь под давлением в пульсирующем режиме с частотой более 100 Гц, с помощью системы управляемых клапанов газоструйного резонатора обеспечивает возможность формирования на открытом входе резонатора защитного слоя, предохраняющего переднюю кромку БПЛА от пиковых тепловых нагрузок. Достигается снижение пиковые тепловые нагрузки на элементы конструкции гиперзвукового БПЛА и повышение топливной эффективности его силовой установки. 1 ил.
Изобретение относится к активной тепловой защите теплонапряженных элементов конструкции летательного аппарата (ЛА), управлению его обтеканием и работой силовой установки. Способ включает формирование защитного слоя из продуктов разложения метангидрата (смеси паров воды и метана). Последние вводят через открытый вход газоструйного резонатора навстречу набегающему потоку под давлением в пульсирующем режиме с частотой более 100 Гц. Модуляция аэродинамического сопротивления способствует устойчивости пограничного слоя в окрестности защищаемых элементов конструкции ЛА. При поглощении энергии набегающего потока и излучения головной ударной волны происходят диссоциация молекул воды и метана и реакции синтеза. Компоненты разложения метангидрата, а также продукты синтеза водорода и ацетилена направляют в камеру сгорания силовой установки ЛА. Технический результат изобретения заключается в снижении пиковых тепловых нагрузок на элементы конструкции ЛА, увеличении срока их службы и повышении топливной эффективности силовой установки ЛА.

Изобретение относится к терморегулирующим покрытиям и способу их формирования на внешних поверхностях космических аппаратов с применением метода газотермического напыления. Комбинированное терморегулирующее покрытие содержит нанесенный на подложку подслой из металлического материала, слой керамического материала класса «солнечные отражатели», несплошной слой материала класса «истинные отражатели», нанесенный дискретными каплями на поверхность слоя керамического материала. Способ формирования комбинированного терморегулирующего покрытия включает нанесение подслоя из металлического материала на подложку методом газотермического напыления, слоя керамического материала класса «солнечные отражатели» и несплошного слоя материала класса «истинные отражатели». Техническим результатом изобретения является обеспечение теплового барьера, повышение поверхностной твёрдости и обеспечение повышенной стойкости терморегулирующего покрытия. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается защитных панелей. Защитная панель летательного аппарата (ЛА) состоит из плиток, жестко закрепленных на внешней поверхности ЛА. На каждой плитке выполнены выступ в центральной части и вырезы на краях. Плитки соединены между собой внахлест с образованием равных относительному температурному расширению плиток зазоров между краями плиток и стенками ответных вырезов соседних плиток. Во внешней поверхности ЛА выполнены отверстия, в которых размещены центральные выступы плиток. Плитки выполнены из жаростойкого материала и образуют внешний обвод ЛА. Достигается упрощение и повышение надежности конструкции защитной панели ЛА. 4 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к теплоизоляции космических аппаратов (КА). Экранно-вакуумная теплоизоляция КА состоит из чередующихся слоев формованной неплоской полимерной пленки с односторонним или двухсторонним напылением металла, например алюминия, и полимерной сетки, на которую может быть нанесен термоклей. Полимеры, применяемые как для изготовления пленки, так и для изготовления сетки, включают полиэфир, полиимид, арамид, аримид. Техническим результатом изобретения является снижение теплопроводности и общего веса теплоизоляции. 6 ил., 2 табл.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Предложенное теплозащитное покрытие (ТЗП) корпуса возвращаемого ЛА содержит намотанную на силовую оболочку по спирали ленту. Лента выполнена из армирующих волокон, пропитана связующим и своей поверхностью расположена под углом к поверхности корпуса. Лента расположена с переменным по толщине теплозащитного покрытия углом наклона к поверхности корпуса в диапазоне от 5 до 90 градусов. В зазорах, образованных между слоями ленты, размещена дополнительная лента; армирующие волокна в дополнительной ленте смещены относительно армирующих волокон ленты на угол от 5 до 80 градусов. Техническим результатом изобретения является снижение массы ЛА и качественное улучшение характеристик теплозащиты за счет повышения термоэрозионной стойкости в сочетании с улучшением ее теплоизоляционных свойств. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Группа изобретений относится к теплоизоляции агрегатов двигательной установки космического объекта (ДУ КО). Теплоизоляция агрегатов ДУ КО содержит теплоизоляцию из пакетов экранно-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ) криогенного бака и гермооболочку криогенного бака поверх них из мягкого неметаллического материала. На криогенном баке размещен блок подачи криогенного компонента - расходный клапан и бустерный турбонасосный агрегат с насосом и турбиной, работающей от подачи горячего газа из газовода за газогенератором маршевого двигателя ДУ. В теплоизоляцию агрегатов (ДУ КО) введена теплоизоляция блока подачи криогенного компонента. Теплоизоляция блока подачи криогенного компонента состоит из теплоизоляционного материала, размещенных поверх него пакетов ЭВТИ и гермооболочки блока подачи криогенного компонента поверх нее, расположенной с зазором к ЭВТИ. Техническим результатом группы изобретений является обеспечение уменьшения потерь криогенного компонента за счет снижения уровня теплового потока, поступающего в криогенный бак. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Группа изобретений относится к теплоизоляции агрегатов двигательной установки космического объекта (ДУ КО). Теплоизоляция агрегатов ДУ КО содержит теплоизоляцию из пакетов экранно-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ) криогенного бака и гермооболочку криогенного бака поверх них из мягкого неметаллического материала. На криогенном баке размещен блок подачи криогенного компонента - расходный клапан и бустерный турбонасосный агрегат с насосом и турбиной, работающей от подачи испаренного криогенного компонента в рубашке камеры сгорания маршевого двигателя ДУ. В теплоизоляцию агрегатов ДУ КО введена теплоизоляция блока подачи криогенного компонента. Теплоизоляция блока подачи криогенного компонента состоит из теплоизоляционного материала, размещенных поверх него пакетов ЭВТИ и гермооболочки блока подачи криогенного компонента поверх нее, расположенной с зазором к ЭВТИ. Техническим результатом группы изобретений является обеспечение уменьшения потерь криогенного компонента за счет снижения уровня теплового потока, поступающего в криогенный бак. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к тепловой защите главным образом сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов (ЛА). Передняя кромка ЛА выполнена в виде оболочки со сферическим затуплением, воспринимающим пиковые тепловые нагрузки, и боковыми поверхностями, воспринимающими пониженные тепловые нагрузки. Внутри оболочки установлен термоэмиссионный модуль, сопряженный катодом со сферическим затуплением и контактирующий анодом с теплоаккумулятором. Поверхность модуля, противоположная сферическому затуплению, может быть покрыта материалом с высокой излучательной способностью для теплообмена с внутренними боковыми поверхностями передней кромки. Техническим результатом является снижение температурных напряжений и упрощение конструкции передней кромки ЛА с одновременной выработкой на борту ЛА электроэнергии. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2015-02-27 2015-02-27T12:35:27
Наверх