Результат интеллектуальной деятельности: Комплексное теплозащитное покрытие металлических конструкций планера высокоскоростных летательных аппаратов

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.