Микроструктурная многослойная экранно-вакуумная изоляция космических аппаратов



Микроструктурная многослойная экранно-вакуумная изоляция космических аппаратов
Микроструктурная многослойная экранно-вакуумная изоляция космических аппаратов
Микроструктурная многослойная экранно-вакуумная изоляция космических аппаратов
Микроструктурная многослойная экранно-вакуумная изоляция космических аппаратов
Микроструктурная многослойная экранно-вакуумная изоляция космических аппаратов
Микроструктурная многослойная экранно-вакуумная изоляция космических аппаратов
Микроструктурная многослойная экранно-вакуумная изоляция космических аппаратов

 


Владельцы патента RU 2555891:

Открытое акционерное общество "Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем" (ОАО "Российские космические системы") (RU)

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.

 

Область техники

Изобретение относится к микроструктурным устройствам в области космонавтики и может быть использовано как отдельная экранно-вакуумная изоляция (ЭВИ) космических аппаратов (КА), в частности, нано- и пикоспутников, а также в качестве элемента сложной системы теплоизоляции КА или его составных частей.

Уровень техники

Из уровня техники известна активная вакуумная изоляция, состоящая из камеры, закрытой двумя слоями металла, стеклоподобных спейсеров, расположенных в камере между боковыми стенками и обеспечивающих наличие зазора между ними (патент на изобретение США №US 5562154, опубл. 8.10.1996). В камере создан высокий вакуум. В состав изоляции входит аппаратура для регулирования коэффициента теплоизоляции поверхности. Первый вариант включающей/выключающей аппаратуры и методики включает в свой состав металлический гидрид для получения водорода в камере в случае перегрева, и трубки между металлическим гидридом и камерой для возможности возвращения водорода в металлический гидрид. Второй тип включающей/выключающей аппаратуры и методики включает в себя покрытие на поверхности металла с изменяющимся коэффициентом излучения, в котором коэффициент излучения изменяется под действием тепла или электричества. Кроме того, второй тип включающей/выключающей аппаратуры и методики включает в свой состав устройства с контактом металл по металлу, которые могут быть приведены в действие для замыкания/размыкания нагреваемых дорожек или тепловых схем между металлическими боковыми стенками.

Недостатками известного технического решения является большой вес изоляции для ее установки на малые КА, сложности с ее монтажом на КА с большим количеством выводов и аппаратуры на внешнем корпусе, что требует создания изоляции сложной формы. Кроме того, использование в системе металлического гидрида для получения водорода ограничивает срок эксплуатации изоляции, а использование водорода требует применения дополнительных мер предосторожности. Известная конструкция обладает низким быстродействием из-за ее значительной теплоемкости, что сводит на нет преимущества активного управления при монтаже изоляции на нестабилизированные КА.

Из уровня техники известна изоляция космической техники, применяемая для предотвращения теплопередачи между элементами системы и окружающим космическим пространством, происходящей при очень низких температурах и давлении ниже 10 Торр, представляющая собой барьер для передачи тепла, состоящая из множества слоев тонкой металлизированной пластиковой пленки с толщиной металлизации менее 1 микродюйма и коэффициентом излучения менее 0,06 (патент на изобретение США №US 3,244,224, опубл. 5.04.1966). Указанное тонкое металлическое покрытие и материал из пластиковой пленки каждого слоя обеспечивают низкую теплопроводность через боковую стенку. Слои располагаются лицом к лицу относительно друг друга и удерживаются, как правило, через точечный контакт между смежными слоями. Набор слоев включает в себя как минимум две пары слоев, причем два слоя из пары соединены вместе в точке, а второй слой туго натянут на несущей поверхности.

Недостатками известного технического решения является большая толщина конструкции, необходимость применения большого количества слоев (100 слоев и более), из чего вытекает высокая сложность изготовления изоляции, большой вес системы и трудности с монтажом изоляции на поверхность КА, имеющего большое количество внешних элементов.

Из уровня техники известна экранно-вакуумная теплоизоляция космического аппарата с внешним комбинированным покрытием, состоящая из полимерной подложки, электропроводного слоя с износостойким слоем на внешней поверхности и отражающего слоя на внутренней поверхности (патент на изобретение РФ №RU 2397926, опубл. 27.08.2010). Изоляция содержит временный защитный слой на внешней поверхности и укрепляющую полимерную сетку на внутренней поверхности. Достигается повышение надежности, эффективности, уменьшение веса и пылеворсоотделения экранно-вакуумной тепловой изоляции.

К недостаткам этого технического решения следует отнести довольно высокую теплопроводность из-за отсутствия вакуумных зазоров, большие габариты и вес теплоизоляции за счет применения большого количества различных слоев, необходимость в использовании временного защитного покрытия для защиты от повреждений и загрязнения теплоизоляции, трудности с монтажом теплоизоляции на поверхность малых КА с большим количеством внешних элементов.

Наиболее близким по технической сущности является терморегулирующее покрытие и способ его установки на КА, содержащее подложку в виде отдельных элементов из прозрачного радиационно-стойкого материала, тыльная поверхность которой покрыта отражающим, защитным и адгезионным слоями, а на внешней поверхности расположено прозрачное электропроводное покрытие, покрывающее торцевые поверхности подложки и контактирующее с защитным слоем (патент на изобретение РФ №RU 2356074, опубл. 20.05.2009). Толщина отдельных элементов не менее 0,08 мм, электросопротивление электропроводного покрытия - не менее 2 и не более 1×105 кОм/м2. При установке электропроводный клеевой слой наносят на поверхность КА, после чего вспомогательную ленту с липким слоем с наклеенными отдельными элементами прижимают к поверхности КА для удаления пузырьков воздуха и излишков клея. После отверждения клеевого слоя вспомогательную ленту отслаивают. Материал клеевого слоя маловязкий в исходном состоянии и эластичный после отверждения, и содержит ингибитор коррозии, а также волокнистый электропроводный материал, длина волокон которого больше толщины клеевого слоя.

Основными недостатками прототипа являются:

- низкая эффективность теплоизоляции из-за отсутствия вакуумных зазоров;

- большая масса конструкции за счет габаритных размеров и применяемых материалов;

- высокая теплопроводность между адгезивным слоем и корпусом КА в связи с большой площадью контакта;

- необходимость применения вспомогательной ленты с липким слоем с соблюдением заданного зазора между торцевыми поверхностями элементов, что усложняет конструкцию и технологию изготовления и сборки покрытия;

- необходимость применения защитного слоя между отражающим и адгезивным слоями, что усложняет конструкцию и технологию изготовления покрытия.

Раскрытие изобретения

Техническим результатом изобретения является снижение массы и габаритных размеров ЭВИ КА.

Технический результат достигается тем, что в микроструктурной многослойной ЭВИ космических аппаратов каждый слой выполнен в виде устанавливаемой на поверхность аппарата подложки. На подложке закреплены теплоотражающие элементы. Теплоотражающие элементы выполнены в виде массива прямоугольных микропластин. Каждая прямоугольная микропластина закреплена на подложке с зазором 10….20 мкм от поверхности подложки. На обращенной к защищаемому аппарату поверхности подложки выполнены канавки прямоугольного или трапецеидального сечения. Второй и последующие слои ЭВИ прикреплены к предыдущим слоям через калиброванные сферические спейсеры, устанавливаемые между слоями. Диаметр спейсеров составляет не менее величины зазора. На поверхности подложек выполнены продольные углубления полукруглого сечения. На внешнюю поверхность микропластин и открытые площади подложки нанесено теплоотражающее покрытие толщиной 0,1…..0,3 мкм с коэффициентом отражения 0,7…0,9. На подложках в местах установки сферических спейсеров нанесены слои диоксида кремния толщиной 0,5…1 мкм с коэффициентом теплопроводности 1,4 Вт/(м·К). Микропластины могут быть выполнены биморфными, причем коэффициент термического расширения (КТР) слоя, обращенного к подложке, меньше КТР внешнего слоя. На поверхности кремниевой подложки могут быть выполнены токопроводящие шины, а микропластины могут быть выполнены электропроводящими.

Краткое описание чертежей

На фиг. 1 представлена схема расположения микропластин ЭВИ КА на подложке.

На фиг. 2 представлено поперечное сечение (посредине пластин параллельно горизонтали) ЭВИ КА с канавками прямоугольного сечения.

На фиг. 3 представлено поперечное сечение ЭВИ КА с канавками прямоугольного сечения и продольными углублениями полукруглого сечения.

На фиг. 4 представлено поперечное сечение ЭВИ КА с канавками трапецеидального сечения.

На фиг. 5 представлено поперечное сечение ЭВИ КА с канавками трапецеидального сечения и продольными углублениями полукруглого сечения.

На фиг. 6 представлено поперечное сечение ЭВИ КА, состоящей из нескольких слоев, разделенных калиброванными сферическими спейсерами.

На фиг. 7 представлена микрофотография (х200) ЭВИ КА.

Осуществление изобретения

Микроструктурная многослойная ЭВИ КА состоит из слоев нитрида кремния 1 (фиг. 1 - 6), канавок с различной геометрией стенок 2, кремниевой подложки 3, слоев диоксида кремния 4, слоев теплоотражающего покрытия 5, вакуумного зазора 6, микропластин 7, продольных углублений полукруглого сечения 8 и калиброванных шарообразных спейсеров 9.

ЭВИ КА предназначена для теплоизоляции поверхности КА путем ее защиты от солнечного излучения и кондукции тепла на поверхность КА с поверхности ЭВИ КА. Микропластины представляют собой прямоугольные пластины шириной 330-390 мкм, длиной 370…420 мкм и толщиной 5…15 мкм, выполненные с использованием МЭМС- технологий из никеля, меди или алюминия с наружным теплоотражающим покрытием толщиной 0,1…0,3 мкм с коэффициентом отражения 0,7…0,9 в диапазоне длин волн 0,3…3 мкм, на который приходится основная доля энергии солнечного излучения. Это же теплоотражающее покрытие наносится на всю неприкрытую микропластинами поверхность подложки. В микропластинах выполнены технологические отверстия (на сечениях не показаны) размером 10…15 мкм, не оказывающие существенного влияния на тепловые свойства конструкции.

Прямоугольные микропластины закреплены на подложке с зазором 10-20 мкм. Величина зазора должна быть больше критической величины, при которой в передаче тепла доминируют неоднородные волны. Критическая величина зазора существенно зависит от температуры и при низких температурах этот вид переноса тепла доминирует даже при расстояниях в несколько миллиметров. При температурах от 0°С и выше критическое расстояние слабо изменяется и составляет от 8,4 мкм и ниже, поэтому нижней границей зазора выбрана величина 10 мкм. Согласно исследованиям зазор 20 мкм препятствует кондукции тепла на поверхность КА при температурах до - 173°С [А.И. Волокитин. Радиационная передача тепла и "вакуумное" трение между наноструктурами //Вестн. Сам. гос. техн. ун-та. Сер. Физ.-мат. науки, 16 (2002), 129-139], и его увеличение несущественно влияет на работу ЭВИ в условиях низких температур. Исходя из этого, нецелесообразно выполнять зазор более 20 мкм.

В случае необходимости охлаждения КА за счет биморфной конструкции микропластин или электростатической системы управления возможно уменьшение зазора практически до нуля. В этом случае микропластины прижимаются к подложке и, если температура на поверхности КА больше температуры ЭВИ КА, тепло с поверхности КА за счет теплопроводности стекает на ЭВИ КА и излучается в открытый космос.

Для снижения лучистого теплообмена максимально возможная площадь наружной поверхности ЭВИ КА (~90%) покрывается теплоотражающим покрытием толщиной 0,1...0,3 мкм с коэффициентом отражения до 0,9. Для сведения к минимуму кондукции тепла от поверхности ЭВИ КА к поверхности КА применяется теплоизоляция мест контакта микропластин с кремниевой подложкой и непрофилированной поверхностью обратной стороны подложки путем микропрофилирования обратной стороны подложки канавками прямоугольного или трапецеидального сечения. Для дальнейшего снижения теплопроводности ЭВИ КА возможно формирование дополнительных слоев ЭВИ КА, разделенных сферическими спейсерами с низкой теплопроводностью и точечным тепловым контактом с разделяемыми слоями.

ЭВИ КА представляет собой подложку из кремния толщиной 400…500 мкм с изготовленными на поверхности металлическими микропластинами и дополнительными функциональными слоями методами МЭМС-технологий. Поверхность основания, обращенная к КА, профилируется методами плазмохимического травления для снижения площади теплового контакта между микроструктурной многослойной ЭВИ КА и наружной поверхностью КА. Возможно использование как анизотропного глубинного плазмохимического травления кремния (фиг. 2, 3), так и изотропного процесса травления кремния (фиг. 4, 5). Процесс травления затрагивает всю обратную сторону кремниевого основания, за исключением областей, на которых формируются продольные углубления полукруглого сечения под спейсеры. Плазмохимическое травление осуществляется через маску из нитрида кремния, формируемую методами фотолитографии, которая после травления выполняет функцию теплоизоляции мест контакта ЭВИ КА с поверхностью спутника. Теплопроводность нитрида кремния составляет 19 Вт·м/К, что на порядок ниже, чем у кремния - 157 Вт·м/К. Из стандартных материалов, применяемых микроэлектронной промышленностью, по коэффициенту теплопроводности нитрид кремния уступает только диоксиду кремния (1,4 Вт·м/К) и полимерам типа полиимиды и ПММА (0,12 и 0,2 Вт·м/К соответственно). Однако нитрид кремния имеет наиболее близкий к кремнию коэффициент термического расширения (2,8 10-6/°С, у кремния 2,6 10-6/°С), что в условиях космического пространства и частых перепадов температуры в широком диапазоне является наиболее критичным. Полимеры в условиях открытого космоса и отсутствия внешней защиты подвержены разрушительному воздействию атомарного кислорода, что значительно сокращает срок эксплуатации изделия.

Канавки прямоугольного сечения формируются глубиной 50…250 мкм, шириной 40…100 мкм, длиной 200…250 мкм, расстоянием между канавками 5…10 мкм и располагаются под местами закрепления прямоугольных микропластин на подложке слоя ЭВИ КА. Канавки трапецеидального сечения формируют глубиной 50…250 мкм, шириной наружного основания 100…200 мкм, шириной основания в теле подложки 90 мкм, длиной 200…250 мкм, расстоянием между канавками 5…10 мкм и располагаются под местами закрепления прямоугольных микропластин на подложке.

В местах контакта микропластин с кремниевой подложкой формируют слой диоксида кремния толщиной 0,5…1 мкм с коэффициентом теплопроводности 1,4 Вт/(м·К) для теплоизоляции основания от микропластин.

При необходимости увеличения теплоизоляционных характеристик ЭВИ КА формируют второй и последующие слои экранно-вакуумной изоляции, соединяемые между собой через калиброванные сферические спейсеры диаметром около 40 мкм (фиг.6).

Продольные углубления полукруглого сечения в кремниевом основании выполнены для самоорганизации спейсеров между слоями на этапе сборки микроструктурной многослойной ЭВИ КА. На фиг. 7 показано фото опытного образца слоя ЭВИ.

Микропластины могут быть выполнены биморфными. Технологически это не представляет больших сложностей. Подбор материалов с различными значениями коэффициентов теплового расширения позволяет рассчитать величину изменения зазора в зависимости от температуры окружающей среды, а, следовательно, изменять теплозащитные свойства ЭВИ. При этом КТР нижнего слоя должен быть меньше КТР верхнего слоя.

Для изменения вакуумного зазора вплоть до нуля может быть применено электростатическое управление ЭВИ КА. Для этого микропластины изготавливаются электропроводящими, а на оппозитной пластинам поверхности кремниевой подложки выполнены токопроводящие шины и контактные площадки. При подаче разницы потенциалов величиной 0…100 В на подложку и микропластины между ними возникает электростатическое поле и микропластины притягиваются к подложке, уменьшая зазор.

Опытные образцы микроструктурной многослойной ЭВИ изготовлены, проходят стадию всесторонних исследований. Предварительные тепловые испытания показывают, что в сравнении с применяемыми в настоящее время типами ЭВИ ее масса на 10…15 процентов меньше, толщина уменьшена на 20…25 процентов.

1. Микроструктурная многослойная экранно-вакуумная изоляция космических аппаратов, каждый слой которой выполнен в виде устанавливаемой на поверхность аппарата подложки, на которой закреплены теплоотражающие элементы, отличающаяся тем, что теплоотражающие элементы выполнены в виде массива прямоугольных микропластин, причем каждая прямоугольная микропластина закреплена на подложке с зазором 10...20 мкм от поверхности подложки.

2. Микроструктурная многослойная экранно-вакуумная изоляция космических аппаратов по п.1, отличающаяся тем, что на обращенной к космическому аппарату стороне подложки выполнены канавки прямоугольного или трапецеидального сечения.

3. Микроструктурная многослойная экранно-вакуумная изоляция космических аппаратов по п.1, отличающаяся тем, что второй и последующие слои экранно-вакуумной изоляции соединены между собой через калиброванные сферические спейсеры, при этом диаметр спейсеров составляет не менее величины зазора между подложкой и микропластинами, а на обращенной к космическому аппарату стороне подложки выполнены продольные углубления полукруглого сечения.

4. Микроструктурная многослойная экранно-вакуумная изоляция космических аппаратов по п.1, отличающаяся тем, что на внешнюю поверхность микропластин и открытые поверхности подложки нанесено теплоотражающее покрытие толщиной 0,1...0,3 мкм с коэффициентом отражения 0,7...0,9.

5. Микроструктурная многослойная экранно-вакуумная изоляция космических аппаратов по п.3, отличающаяся тем, что на подложках в местах установки сферических спейсеров нанесены слои диоксида кремния толщиной 0,5...1 мкм с коэффициентом теплопроводности 1,4 Вт/(м·К).

6. Микроструктурная многослойная экранно-вакуумная изоляция космических аппаратов по п.1, отличающаяся тем, что микропластины выполнены биморфными, причем коэффициент термического расширения (КТР) слоя, обращенного к подложке, меньше КТР внешнего слоя.

7. Микроструктурная многослойная экранно-вакуумная изоляция космических аппаратов по п.1, отличающаяся тем, что на поверхности кремниевой подложки выполнены токопроводящие шины, а микропластины изготовлены электропроводящими.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к области медицины и может быть использована для мультиплексного анализа. Анализирующее устройство содержит реакционное пространство, два набора индивидуально закодированных микроносителей (2), причем каждый микроноситель является функционализирующим, а каждый микроноситель одного из по меньшей мере двух наборов имеет одинаковую функционализацию, в котором реакционное пространство является микроканалом.

Микроэлектромеханический ракетный двигатель предназначен для использования в составе космических разгонных блоков, наноспутников. Микроэлетромеханический ракетный двигатель выполнен в виде структуры из полупроводниковых кристаллов кремния, расположенных один над другим, в одном из которых выполнена камера сгорания с топливным элементом, и содержит блок поджига топлива с металлическими проводниками.

Изобретение относится к области измерительной техники, в частности к, микроэлектронным датчикам - химическим и биосенсорам, предназначенным для одновременных акустических на поверхностно-акустических волнах (ПАВ) и оптических исследований физико-химических и (или) медико-биологических свойств тонких порядка 0.1 мкм (100 нм) и менее нанопленок.

Изобретение относится к области нанометрологии и калибровочным структурам, а именно к устройствам, обеспечивающим наблюдение и измерение геометрической формы игл сканирующего зондового микроскопа, в том числе атомно-силовых микроскопов и сканирующих туннельных микроскопов.

Изобретение относится к тепловой защите элементов конструкции космического аппарата (КА) от воздействия ионизированных газовых потоков, преимущественно стационарных плазменных двигателей.

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 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.
Наверх