Ленточный препрег для изготовления теплозащитного покрытия силовой оболочки корпуса возвращаемого с гиперзвуковыми скоростями летательного аппарата


 


Владельцы патента RU 2568515:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш") (RU)

Изобретение относится к области ракетной техники и касается изготовления силовой оболочки корпуса возвращаемого летательного аппарата. Ленточный препрег для изготовления теплозащитного покрытия силовой оболочки корпуса содержит скрепленные между собой куски растяжимой в тангенциальном направлении и пропитанной фенольным связующим ленты. При этом препрег выполнен в виде многослойной ленты, в каждом слое которой куски образующих ее лент скреплены между собой встык со смещением этих стыков, расположенных в соседних слоях, относительно друг друга. Слои ленты скреплены между собой в точках, расположенных зигзагообразно вдоль продольной оси ленты. Достигается повышение качества изготовления теплозащитного покрытия за счет оптимизации структуры и конструктивно-технологической схемы изготовления ленточного препрега с повышенной термоэрозионной стойкостью в сочетании с улучшенными теплоизоляционными свойствами и меньшей толщиной. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано при изготовлении теплозащиты методом геликоидной намотки ленточного препрега силовой оболочки корпуса возвращаемых летательных аппаратов различного типа составной цилиндро-конической или конической формы, совершающих вход в атмосферу с гиперзвуковыми скоростями, а также при изготовлении сопловых блоков ракетных двигателей.

Известен ленточный препрег, изготовленный из пропитанного фенольным связующим кварцевого тканевого материала трехмерного плетения 3DQP (Three-Dimensional Quartz Phenolic) и применяемый для геликоидной намотки, т.е. намотки ленты под углом к образующей, теплозащитного покрытия корпуса боеголовки W-62 головной части Mk-12 ракеты «Минитмен-3», см., например, W. Garsia, J. Herts. Composite Material Application to the Mk-12A RV Midbay Substructure. General Dynamics Corp., Final Report AMMRC TR 79-51, 1979.

Существенным недостатком этого препрега является то, что лента выполнена путем склеивания кусков внахлест с шириной перекрытия 10…38 мм. В клеевом соединении связующий состав при длительном хранении полимеризуется, вследствие чего соединение теряет эластичность и вызывает осложнения при намотке. Кроме того, клеевое соединение с широким нахлестом приводит к неоднородности намотанного покрытия по плотности армирующих волокон и наполнению связующим.

Частично эти недостатки устранены в ленточном препреге, примененном для изготовления теплозащитного покрытия TWCP (Tape-Wrapped Carbon Phenolic) боеголовки Mk-78 ракеты «Минитмен-3». Подробно этот препрег описан в работе Дж. Криворука, Т. Брамлет. «Влияние вызванных абляцией моментов крена на характеристики движения возвращаемых аппаратов». - «Ракетная техника и космонавтика», т. 16, 1978, №3 и принят в качестве прототипа. Ленточный препрег изготавливался из углеродной ткани, пропитанной фенольным связующим. Ткань раскраивалась по косой линии под углом 45°, что обеспечивало различную растяжимость (деформируемость) ленты по ширине, а куски лент сшивались между собой. Полученный ленточный препрег наматывался на коническую оправку под углом 20° к ее поверхности. После намотки и отверждения кровельное покрытие подвергалось механической обработке и скреплялось с силовой оболочкой корпуса. Недостаток этого ленточного препрега состоит в том, что изготовленная из него теплозащита обладает недостаточной абляционной и термоизоляционной стойкостью при воздействии тепловых потоков в атмосфере, что связано с выгоранием связующего между слоями ленты и образованием повышенной шероховатости обтекаемой поверхности. При изготовлении препрега характерно то, что для углеродной ленты прошивка (или прострачивание) кусков лент из-за хрупкости углеродных волокон приводит к нарушению упорядоченной ориентации армирующих волокон покрытия в зоне стыка. А увеличение ширины нахлеста нарушает однородность плотности армирующих волокон и объемного наполнения связующим. Кроме того, в том и другом случае намотка ведется однослойной ленты.

Целью изобретения является разработка ленточного препрега, лишенного указанных недостатков и обеспечивающего изготовление теплозащитного покрытия с более высоким качеством за счет повышения термостойкости и термоизоляционных свойств покрытия и с более высокой производительностью за счет ускорения процесса изготовления теплозащиты.

Указанная цель достигается тем, что препрег выполнен в виде многослойной ленты, каждый слой которого состоит из кусков лент. Куски лент расположены и скреплены встык, уложены в несколько слоев со смещением стыков в слоях относительно друг друга и скреплены между собой, тем самым обеспечивается однородность плотности армирующих волокон и объемного наполнения связующим. Стык между кусками выполнен зигзагообразным, слои ленты скреплены между собой точечно, а точки скрепления расположены зигзагообразно относительно продольной оси ленты, что обеспечивает сохранение упорядоченной ориентации армирующих волокон покрытия в районе стыков кусков лент. Фенольная смола, которой пропитаны куски ленты, содержит многостенные углеродные нанотрубки с массовой долей 0,5…5%, что обеспечивает ее армирование.

На приведенном чертеже изображен предложенный ленточный препрег. В нем куски 1 лент соединены между собой встык. Стык 2 между кусками закрепляется накладкой 3 пленочного связующего. Полученные ленты укладываются слоями и точечно скрепляются в точках 4. Армирующие волокна 5 лент расположены под углом к направлению ленты (например, под углом 45°).

Технический результат использования изобретения состоит в следующем. В полете при движении летательного аппарата с гиперзвуковой скоростью при воздействии на теплозащиту высокотемпературных потоков выгорание связующего между слоями ленты устраняется или снижается, особенно в местах стыка кусков ленты. Применение фигурного среза при соединении кусков лент встык позволяет устранить возможность возникновения сквозного прогара теплозащиты, тенденция к образованию которого характерна для намоточных ТЗП в местах стыка кусков лент из-за нарушения однородности структуры теплозащиты. Применение точечного скрепления слоев лент обеспечивает (не нарушает) растяжимость препрега в тангенциальном направлении и позволяет за счет точечной полимеризации связующего сохранить однородность армирующих волокон и связующего в покрытии. Точки скрепления располагают зигзагообразно относительно оси полуфабриката с шагом 1…2 его ширины. Сохранению однородности плотности армирующих волокон и объемного наполнения связующим также способствует скрепление кусков лент встык с помощью пленочного связующего, которое в процессе полимеризации растворяется и не оказывает существенного влияния на процентное содержание наполнителя. Размеры накладки из пленочного связующего определяются его адгезионной способностью и местными растягивающими усилиями, возникающими при намотке препрега. По оценкам, длина накладки пленочного связующего составляет 1…1,5 ширины ленты. Армирование фенольной смолы, которой пропитаны куски ленты, многостенными углеродными нанотрубками приводит к снижению шероховатости обтекаемой поверхности и тем самым к уменьшению уноса массы теплозащиты. Согласно экспериментальным исследованиям, изложенным в работе J.S. Tate, S. Gaikwad, N. Theodoropoulou, E. Trevino, and J.H. Koo. Carbon Phenolic Nanocomposites as Advanced Thermal Protection Material in Aerospace Applications. Texas State University-San Marcos, San Marcos, TX 78666-4616, USA. Journal of Composites, volume 2013 (2013), article ID 403656, 9 pages. May 2013, (http://dx.doi.org/10.1155/2013/403656), включение в фенольную смолу многостенных нанотрубок с массовой долей 2% приводит к снижению уноса массы с 26% до 23% и уменьшению линейной усадки материала в 2,13 раза по сравнению с контрольным образцом (без включения многостенных нанотрубок), для которого линейная усадка составляет 0,83 мм.

Таким образом, технический результат изобретения заключается в повышении качества изготовления теплозащитного покрытия за счет оптимизации структуры и конструктивно-технологической схемы изготовления ленточного препрега с повышенной термоэрозионной стойкостью в сочетании с улучшенными теплоизоляционными свойствами и возможности выполнения покрытия с меньшей толщиной, а также в повышении производительности при изготовлении покрытия за счет одновременной намотки ленты, уложенной в несколько слоев. По сравнению с промышленной разработкой, которая принята в качестве прототипа, использование настоящего изобретения позволяет выполнить теплозащитное покрытие с более высоким качеством за счет улучшения абляционных и термоизоляционных свойств покрытия путем соединения кусков лент встык без нахлестов и армирования связующей фенольной смолы. Более высокая (в 1,5…2 раза) производительность достигается за счет выполнения препрега многослойным.

1. Ленточный препрег для изготовления теплозащитного покрытия силовой оболочки корпуса летательного аппарата, совершающего вход в атмосферу с гиперзвуковой скоростью, содержащий скрепленные между собой куски растяжимой в тангенциальном направлении и пропитанной фенольным связующим ленты, отличающийся тем, что препрег выполнен в виде многослойной ленты, в каждом слое которой куски образующих ее лент скреплены между собой встык со смещением этих стыков, расположенных в соседних слоях, относительно друг друга, при этом слои ленты скреплены между собой в точках, расположенных зигзагообразно вдоль продольной оси ленты.

2. Ленточный препрег по п. 1, отличающийся тем, что стык между кусками выполнен в виде фигурного среза, а фенольное связующее содержит многостенные углеродные нанотрубки с их массовой долей 0,5…5%.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для доставки полезной нагрузки в космическое пространство. Комплекс содержит отсек силовой установки с несущей конструкцией с проемами, переходником, электрическим двигателем, источником электрического питания с солнечными элементами и ядерным источником энергии, бортовую систему в виде дополнительной жидкостной и твердотопливной системы обеспечения движения в космосе, образующую искусственный спутник Земли.

Изобретение относится к области радиотехники и может использоваться для передачи информации об аварийном состоянии изделий ракетно-космической техники на этапе космического запуска.

Кронштейн // 2565427
Металлический кронштейн (1) состоит из двух концевых участков с пазами и имеет Г-образный профиль с продольными и поперечными пазами (2) различной толщины по всей его длине.

Изобретение относится к устройствам и способам защиты летательных объектов при нападении. Целевой объект размещается в космическом аппарате (ложном объекте - оболочке).

Изобретение относится к ракетно-космической технике и предназначено для обеспечения безопасности космонавта при работе на поверхности пилотируемой космической станции в открытом космосе.

Изобретение относится к воздушно-космической технике. Летательный аппарат содержит корпус, устройство забора воздуха, блок управления, конусообразную камеру сгорания с выхлопным соплом.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции дренажа криогенного компонента из криогенного бака ракетного разгонного блока в составе ракеты космического назначения.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для удаления нефункционирующего космического аппарата (КА) с геостационарной орбиты. Выводят на геостационарную орбиту КА со средством наблюдения и захвата нефункционирующего КА и дополнительным запасом компонентов топлива, переводят КА после окончания срока активного существования в точку стояния на геостационарной орбите нефункционирующего КА, осуществляют ориентацию относительно нефункционирующего КА, наводят на нефункционирующий КА, захватывают нефункционирующий КА, включают двигатель КА, переводят связку космических аппаратов на орбиту захоронения.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в многоразовых ступенях ракет космического назначения (РКН). Система для обеспечения выхода в космическое пространство содержит РКН с двунаправленной поверхностью управления с возможностью разворота, с возможностью принимать информацию о положении конструкции части РКН на поверхности воды для регулирования траектории полета, стартовую площадку, средство для запуска РКН или части РКН со стартовой площадки в первый раз и второй раз соответственно, средство для вертикальной посадки части РКН на конструкцию на водной поверхности, средство для запуска, средство для изменения ориентации РКН с ориентации носом вперед на ориентацию хвостом вперед перед посадкой и повторного входа в атмосферу Земли, средство для отключения ракетных двигателей, средство для первичного и повторного запуска одного или больше ракетных двигателей.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в последних ступенях ракет-носителей. Ракетно-космическая система (РКС) содержит ракету-носитель с последней ступенью с внешним корпусным отсеком с силовым промежуточным опорным шпангоутом с состыкованными между собой с помощью крепежных элементов наружным и внутренним шпангоутами, космический аппарат с головным обтекателем с торцевым шпангоутом.

Изобретение относится к авиации и касается конструкции хвостовой части фюзеляжа летательного аппарата (ЛА), имеющего модульный хвостовой обтекатель. Хвостовая часть фюзеляжа ЛА содержит хвостовой обтекатель, присоединяемый к остальной конструкции хвостовой части фюзеляжа посредством системы соединения.

Изобретение относится к конструкции из композитного материала (КМ) с отверстиями и касается крыла и фюзеляжа летательного аппарата (ЛА). Конструкция из КМ, который удлинен в продольном направлении крыла, содержит множество выполненных в нем отверстий и изготовлен из армированного волокнами пластика, и подвергается растягивающей нагрузке и/или сжимающей нагрузке в продольном направлении.

Изобретение относится к способу изготовления профилированных ферменных структур из волокнистого композиционного материала (КМ) и касается изготовления нервюр сверхлегких летательных аппаратов (ЛА).

Изобретение относится к композитным материалам для авиастроения и касается конструкции из пластика, армированного углеволокном (CFRP конструкция), и способа изготовления такой конструкции.

Изобретение относится к конструкции ЛА, в частности к конструкциям каркасов фюзеляжей вертолетов. Конструкция силового каркаса вертолета содержит в средней своей части кессон с ложементом крепления главного редуктора и продольными по высоте кессона профилированными элементами, кронштейны для узлов крепления шасси, опорный элемент для крепления двигателя, днище с продольными элементами, настилом пола кабины и наружной обшивкой, состыкованными с кессоном.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к узлу разделения отсеков летательного аппарата. Узел разделения отсеков летательного аппарата содержит основной отсек, отталкиваемый отсек, корпус, пиропатрон, болт, раздвигающийся фиксатор и поддерживающий его сдвигаемый поршень.

Изобретение относится к конструкции из композиционного материала (КМ) с выполненным в ней отверстием и касается крыла и фюзеляжа летательного аппарата (ЛА). Конструкция из КМ является нижней обшивкой основного крыла ЛА.

Изобретение относится к высоконагруженным элементам конструкций планера самолета, содержащим панели, выполненные из композиционных материалов. Панель из слоистых композиционных материалов содержит обшивку с гладкой, пологой геометрической формой наружной поверхности, скрепленную с силовыми наборами.

Изобретение относится к авиации и касается защитных панелей для модуля шасси летательного аппарата. Защитную панель устанавливают при помощи деформирующихся деталей на опоре, соединенной с конструкцией транспортного средства.

Изобретение относится к авиации и касается винтомоторных монопланов, предназначенных для первоначальной подготовки летного состава и тренировки пилотов. Учебный самолет содержит тянущий воздушно-винтовой движитель, шасси, механизированное крыло и фюзеляж, включающий кабину экипажа, снабженную фонарем, сопряженным с гаргротом, и хвостовую часть, несущую горизонтальное и вертикальное оперение с рулями высоты и направления, а также органы управления. При этом поперечные сечения фюзеляжа на участке с гаргротом, плавно переходящего сверху в вертикальное оперение, выполнены в форме симметричных каплеобразных профилей большой толщины, сужающихся от нижней части профиля к его верхней части с убывающей в сторону вертикального оперения высотой профилей при возрастающей кривизне их нижней и верхней частей. Достигается повышение устойчивости и демпфирования самолета вплоть до сверхкритических углов атаки с целью недопущения непреднамеренного входа в штопор, облегчение вывода из штопора учебного самолета. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх