Теплозащитное покрытие корпуса летательного аппарата



Теплозащитное покрытие корпуса летательного аппарата
Теплозащитное покрытие корпуса летательного аппарата
Теплозащитное покрытие корпуса летательного аппарата
Теплозащитное покрытие корпуса летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2593184:

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

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.

 

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано в конструкциях корпусов возвращаемых летательных аппаратов различного типа конической, биконической или составной цилиндроконической формы, совершающих вход в атмосферу с гиперзвуковыми скоростями, а также при изготовлении сопловых блоков ракетных двигателей.

Известно устройство 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. В нем теплозащитное покрытие выполнено путем геликоидной намотки, т.е. намотки под углом к образующей ленты, изготовленной из пропитанного фенольным связующим кварцевого тканевого материала трехмерного плетения 3DQP (Three-Dimensional Quartz Phenolic). Существенным недостатком такого теплозащитного покрытия является его относительно низкая абляционная и эрозионная стойкость. Для летательных аппаратов с высокими скоростными характеристиками (скорость входа в атмосферу Vвх=7…8 км/с) или с малым баллистическим коэффициентом (σх=≤0,1·10-3 м2/кг) характерны достаточно большие значения толщин такого ТЗП и величины уноса, особенно в передней части корпуса.

Частично этот недостаток устранен за счет применения в теплозащитном покрытии углеродной ткани вместо кварцевой и тем самым повышена эрозионная стойкость покрытия. Теплозащитное покрытие на основе углепластика ленточного типа TWCP (Таре-Wrapped Carbon Phenolic matrix), применяемое на боеголовке Mk-78 ракеты «Минитмен-3, достаточно подробно описано 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 взято в качестве прототипа.

Покрытие изготавливалось намоткой ленточного фенольно-углеродного полуфабриката TWCP. Ткань раскраивалась по косой линии под углом 45°, куски лент сшивались, и получаемая лента наматывалась на коническую оправку под углом 20° к ее поверхности. После намотки и отверждения покрытие проходило этап механической обработки. Внешняя поверхность после обработки становилась гладкой, а образованные при намотке ленты канавки заполнены фенольной смолой. В процессе аэродинамического нагрева, т.е. при полете ЛА в атмосфере, фенольная смола уносится, и спиральная (спиралеобразная) поверхность покрытия оголяется, что приводит к возникновению аэродинамического момента крена.

Повышение эрозионной стойкости покрытия и снижение аэродинамического момента крена при абляции возможно за счет увеличения угла наклона поверхности ленты к поверхности корпуса или оправки. Однако это приводит к увеличению температуры на внутренней поверхности ТЗП, что связано с повышением теплопроводности ТЗП при больших углах укладки или наклона ленты.

Целью изобретения является разработка теплозащитного покрытия, лишенного присущих указанному устройству недостатков, имеющего более высокие термоэрозионные и теплоизоляционные свойства и придающего конструкции корпуса летательного аппарата более высокое весовое совершенство.

Указанная цель достигается тем, что поверхность ленты расположена с переменным по толщине теплозащитного покрытия углом наклона к поверхности корпуса в диапазоне от 5 до 90 градусов, а в зазорах, образованных между слоями ленты выше изгиба, размещена заподлицо с внешней поверхностью дополнительная лента.

Задача по повышению термоэрозионных и теплоизоляционных свойств покрытия решается также тем, что лента и дополнительная лента выполнены из армирующих волокон на основе одностенных нанотрубок, а связующее лент армировано многостенными углеродными нанотрубками, причем армирующие волокна в дополнительной ленте смещены относительно армирующих волокон ленты на угол от 5 до 80 градусов.

Сущность изобретения поясняется фиг. 1, 2, 3. На фиг. 1 изображена конструктивная схема теплозащитного покрытия корпуса летательного аппарата. Лента 1, пропитанная полимерным связующим, своей поверхностью расположена с переменным по толщине теплозащитного покрытия углом наклона α к образующей поверхности корпуса (или оправки) 2. Лента имеет изгиб 3. В образованном после (выше) изгиба зазоре между слоями ленты размещена дополнительная лента 4, угол наклона ее к ленте 1 ε. После отверждения и механической обработки наружная поверхность 5 является аэродинамической поверхностью. На фиг. 1, a представлена конструктивная схема ТЗП с дискретным увеличением наклона ленты по толщине. Соотношение между толщинами лент при дискретном (однократном) изменении наклона ленты определяется зависимостью:

На фиг. 1, б представлена конструктивная схема ТЗП с непрерывным увеличением угла наклона поверхности ленты.

На фиг. 2 представлены экспериментальные зависимости от угла наклона поверхности ленты для термоэрозионной стойкости в виде относительной скорости уноса Vα/Vα=5 (кривая 6) и относительной теплопроводности покрытия λαα=0 (кривая 7).

На фиг. 3 показано угловое смещение ΔΨ=(Ψ12) армирующих волокон в лентах 1 и 4.

Технический результат, получаемый при осуществлении изобретения, состоит в повышении весового совершенства летательного аппарата и качественного улучшения характеристик теплозащиты за счет повышения термоэрозионной стойкости в сочетании с улучшением ее теплоизоляционных свойств. Указанные показатели достигаются за счет того, что в полете в результате аэродинамического нагрева корпуса ЛА верхняя часть покрытия с дополнительной лентой обеспечивает повышенную термоэрозионную стойкость за счет увеличенного угла наклона поверхности ленты, а нижняя часть - повышенную теплоизоляцию корпуса за счет малых углов наклона поверхности ленты. Достижение технического результата иллюстрируется зависимостями на фиг. 2, из которых следует, что увеличение угла наклона ленты на наружной поверхности теплозащиты приводит к снижению уноса по сравнению с уносом при минимальном наклоне ленты в 2 и более раза (кривая 6). Уменьшение угла наклона ленты на внутренней поверхности почти в 4 раза снижает теплопроводность по сравнению с максимально возможным углом укладки (кривая 7). На внутренней поверхности теплозащиты угол наклона ленты минимальный 5°, что связано с ограничением ленточной спиральной намотки. На наружной поверхности суммарный угол наклона α+ε максимальный 90°. Дополнительным фактором улучшения теплоизоляционных свойств покрытия является угловое смещение ΔΨ армирующих волокон в дополнительной ленте 4 относительно ленты 1: угол армирования волокон Ψ2 ленты 4 больше угла армирования Ψ1 ленты 1 (см. фиг. 1). Минимальное значение углового смещения ΔΨ=0° соответствует совпадению направления армирующих волокон в лентах, предельное максимальное значение ΔΨ=90° - ортогональному расположению армирующих волокон.

Кроме того, предлагаемое устройство позволяет выполнить теплозащитное покрытие с различным сочетанием армирующих волокон и армирования связующего в ленте и дополнительной ленте. В настоящее время лента и дополнительная лента могут быть изготовлены из армирующих волокон на основе одностенных углеродных нанотрубок, а фенольное связующее для пропитки лент может быть армировано многостенными углеродными нанотрубками, что также повышает термоэрозионную стойкость теплозащиты. Согласно экспериментальным исследованиям, см. 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.

Для изготовления ТЗП могут быть использованы ленты на основе углеродных или стеклянных волокон, в том числе армированных одностенными нанотрубками. Укладка лент может производиться на существующих установках. По сравнению с промышленной разработкой теплозащитного покрытия на основе углепластика ленточного типа (TWCP), которая принята в качестве прототипа, использование предлагаемого устройства позволяет обеспечить, согласно оценкам, снижение массы теплозащиты корпуса до ~5% и более высокую на (~20%) термоэрозионную стойкость теплозащиты.

1. Теплозащитное покрытие корпуса летательного аппарата, содержащее растяжимую в тангенциальном направлении и пропитанную фенольным связующим армированную ленту, поверхность которой расположена под углом к поверхности корпуса, отличающееся тем, что поверхность ленты расположена с переменным по толщине теплозащитного покрытия углом наклона к поверхности корпуса в диапазоне от 5 до 90 градусов, а в зазорах, образованных между слоями ленты, размещена дополнительная лента.

2. Теплозащитное покрытие корпуса летательного аппарата по п. 1, отличающееся тем, что лента и дополнительная лента выполнены из армирующих волокон на основе одностенных углеродных нанотрубок, а связующее лент армировано многостенными углеродными нанотрубками, причем армирующие волокна в дополнительной ленте смещены относительно армирующих волокон ленты на угол от 5 до 80 градусов.



 

Похожие патенты:

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.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается защитных панелей. Защитная панель летательного аппарата (ЛА) состоит из плиток, жестко закрепленных на внешней поверхности ЛА.

Изобретение относится к терморегулирующим покрытиям и способу их формирования на внешних поверхностях космических аппаратов с применением метода газотермического напыления.
Изобретение относится к активной тепловой защите теплонапряженных элементов конструкции летательного аппарата (ЛА), управлению его обтеканием и работой силовой установки.

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике, в частности к активной тепловой защите теплонапряженных передних кромок гиперзвукового беспилотного летательного аппарата (БПЛА).

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.

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 космической технике. Способ очистки околоземного космического пространства от космического мусора включает формирование тормозного экрана, торможение элементов космического мусора вследствие соударения с экраном, перевод элементов космического мусора на более низкую орбиту, постепенное торможение элементов космического мусора об атмосферу Земли и последующее сгорание элементов космического мусора в атмосфере Земли.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ракетных блоках (РБ). Универсальный водородно-кислородный ракетный модуль (РМ) содержит топливные баки горючего и окислителя, межбаковый отсек с нишами и разделяемым узлом, ферменный межступенчатый отсек с теплозащитным отражателем и съемной пылевлагозащитной оболочкой, сопряженный с ракетой-носителем (РН), кислородно-водородные двигатели (КВД) с входными штуцерами подачи азота, средства продувки КВД азотом, трубопроводы, разъемные соединения, приборы служебных систем, системы управления и радиосистем РКН, узлы крепления, пневмогидравлическую систему с агрегатами и управляющими клапанами для взаимодействия с агрегатом связи бортового и наземного оборудования, герметичные корпуса, защитные устройства, баллоны бортового наддува гелием топливного бака окислителя с выходными патрубками, фланцевые соединения, узлы герметизации, заборные устройства, съемные трубопроводы наземного газоанализатора.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при проектировании посадочных аппаратов (ПА). ПА содержит корпус, тороидальную посадочную опору, научную и служебную аппаратуру, выдвижной приборный контейнер и аккумулятор давления.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно, к конструкции ракетных разгонных блоков. Ракетный разгонный блок содержит криогенный бак окислителя и бак горючего в виде сегментов полого тора, двухконтурную ферму, корпусной отсек и маршевый двигатель.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для передачи телеметрической информации со спускаемого космического аппарата (СКА). Устройство передачи телеинформации со СКА содержит камеру телезонда с теплозащитной оболочкой, телезонд, крышку камеры, два вышибных заряда.

Изобретение относится к области ракетной техники и касается вопросов обеспечения безопасности пуска ракеты. Способ пуска космической ракеты заключается в превентивном выведении на режим предельного или частичного форсирования всех двигателей до отрыва ракеты от стартового стола или в начале движения с уровнем тяги, превышающим номинальный уровень на величину, достаточную для исключения возможности зависания или обратного движения ракеты в случае отказа, по крайней мере, одного неисправного двигателя.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Уничтожаемая система подачи топлива для спутника включает работающий под давлением бак из алюминиевого сплава совместно с устройством управления топливом из алюминиевого сплава в нем.

Изобретение относится к космической технике. В способе автоматической ориентации космического аппарата (КА) и солнечной батареи (СБ) при отказе устройства поворота солнечной батареи определяют угловое положение СБ относительно Солнца и связанной с ним системы координат (ССК).

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при разгоне ракеты-носителя (РН) с параллельным расположением баков для различных компонентов ракетного топлива.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в искусственных спутниках Земли (ИСЗ). ИСЗ содержит силовой корпус в виде кольца с удлинением и передней частью в виде воронки, с кольцевым механическим демпфером с картечью или дробью, с элеронами, аэродинамический кольцевой стабилизатор (КС) в виде пленочного с металлизированной наружной поверхностью рукава с удлинением, гаргротами и кольцевыми ребрами жесткости, с перфорированной диафрагмой, стропы, тросы, дополнительные КС с диафрагмами, реактивную двигательную установку с многосопловыми блоками и рабочим телом в виде холодного газа.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ выведения на орбиту полезной нагрузки ракетой-носителем с полиблочным пакетом ракетных блоков комбинированной схемы включает несколько этапов. При старте ракеты-носителя выводят маршевые жидкостные реактивные двигательные установки (ЖРДУ) боковых и центрального ракетных блоков на номинальную тягу. После достижения ракетой-носителем продольного ускорения, обеспечивающего устойчивое положение ракеты-носителя на траектории, производят выключение, по крайней мере, одного двигателя маршевой ЖРДУ центрального ракетного блока или производят его дросселирование до уровня ниже 0,3 от номинальной тяги. До отключения маршевых ЖРДУ боковых ракетных блоков повторно включают или дросселируют до уровня выше 0,3 от номинальной тяги двигатель маршевой ЖРДУ центрального ракетного блока, тягу которого ранее понижали. Отделяют и сбрасывают боковые ракетные блоки при включенном ЖРДУ центрального ракетного блока. Выводят головной блок на заданную орбиту. Техническим результатом изобретения является повышение грузоподъемности эксплуатируемых и создаваемых ракет-носителей при минимальных изменениях их конструкции. 8 з.п. ф-лы, 9 ил., 1 табл.
Наверх