активное теплозащитное покрытие корпуса летательного аппарата для защиты от воздействия объемных источников тепла и высокоскоростных кинетических ударников

Формула изобретения

Активное теплозащитное покрытие корпуса летательного аппарата, отличающееся тем, что выполнено из разнородных по материалу слоев, включающих внешний слой, выполненный из материала с низкой теплопроводностью в виде пористого изоляционного тела, образующего множество мелких ячеек, содержащих теплопоглощающую жидкость, обеспечивающую эндотермическую реакцию в присутствии катализатора, мелко разделенного и равномерно распределенного в пористом изоляционном теле, промежуточный слой, выполненный из парафина, обладающего низкой температурой плавления, и армированный сеткой, выполненной из материала с высокой теплопроводностью, например алюминия, внутренний слой, выполненный в виде сотовой структуры из медной фольги, заполненной вспучивающейся огнезащитной композицией, способной запечатывать пробоины при высокотемпературном и механическом повреждении теплозащитного покрытия.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области баллистики, в частности к способам обеспечения высокоэффективной защиты элементов конструкций ракетно-космической техники, таких как обтекатели и головные части ракет, корпуса твердотопливных ракетных двигателей и несущих конструкций корпусов космических кораблей, ракет стратегического назначения, искусственных спутников Земли, автоматических межпланетных станций и т.д. от воздействия высокоинтенсивных объемных источников тепла (пучков ускоренных частиц, рентгеновских, микрочастиц и т.п.) и высокоскоростных кинетических ударников (пуль, осколков, микрометеоритов и других).

Известные сложные динамические объекты, к которым относятся рассматриваемые корпуса летательных аппаратов, оснащены теплозащитными покрытиями, не в достаточной мере обеспечивающими сохранение их функционирования в случае воздействия высокоинтенсивных источников тепла, как объемного, так и поверхностного распределения (пучков ускоренных частиц, рентгеновских, микрочастиц и т.п.), тем более защиты от высокоскоростных кинетических ударников (пуль, осколков, микрометеоритов и других), что свидетельствует о недостаточном уровне защищенности летательных аппаратов от воздействий современных и перспективных средств поражения стрелковым, космическим оружием и ПРО иностранных государств [1, 2, 3, 4, 5].

Наиболее близкими по технической сущности к заявляемому изобретению являются:

- теплозащитное покрытие головной части [1], позволяющее снижать температуру защищаемого объекта за счет уноса массы теплозащитного покрытия набегающим потоком воздуха. Недостатком прототипа является возможность поражения объекта потоками энергии большой плотности и высокоскоростными кинетическими ударниками.

- устройство головной части для космических транспортных средств, предназначенное для отвода тепла от головной части, содержащее пористое изоляционное тело ячеистой структуры, в ячейках которой расположен внутри заделанный или импрегнированный в них твердый теплопоглощающий материал, обладающий более низкой температурой плавления по сравнению с температурой испарения ячеистой структуры. При работе твердый материал - теплопоглотитель испаряется при эндотермической реакции и диссоциируется, в результате чего выделяется водород. Когда твердый материал - теплопоглотитель полностью дегазируется от водорода, материал ячеистой структуры будет плавиться в другом эндотермическом процессе для дальнейшего охлаждения головной части, что приводит к быстрой эрозии контура головной части и быстрому поступлению тепла через изоляционную систему к защищаемому объекту.

Задачей изобретения является разработка теплозащитного покрытия, исключающего поражение корпуса летательного аппарата средствами космического оружия, высокоинтенсивными объемными источниками тепла (пучками ускоренных частиц, рентгеновских, микрочастиц и т.п.) и высокоскоростными кинетическими ударниками (пулями, осколками, микрометеоритами и другими), а также способного обеспечить эффективную термоударную защиту механических, электрических систем, конструкций летательных аппаратов от воздействия экстремальных условий атмосферы и температуры с возможностью самогерметизации при пробитии покрытия.

Требуемый технический результат достигается тем, что защищающее корпус летательного аппарата активное теплозащитное покрытие 1 выполнено многослойным из разнородных по материалу слоев, позволяющим обеспечить термоударную защиту объекта с возможностью самогерметизации в случае воздействия высокоинтенсивных объемных источников тепла (пучков ускоренных частиц, рентгеновских, микрочастиц и т.п.), высокоскоростных кинетических ударников (пуль, осколков, микрометеоритов и других). Теплозащитное покрытие наносится на наружную поверхность защищаемого объекта.

Первый слой 2 включает пористое изоляционное тело 3 ячеистой структуры, образующее множество мелких ячеек, в которых расположено теплопоглощающее жидкое вещество 4, имеющее температуру кипения ниже высокой температуры окружающей среды, выполненное в виде жидкого пароводорода, обеспечивающего эндотермическую химическую реакцию в присутствии катализатора, и мелко разделенный катализатор 5 реакции перехода от пара до ортоводорода, равномерно распределенный в пористом теле, в частности выполненный в виде гранулированного оксида трехвалентного железа. Пористое изоляционное тело 3 выполнено из высокотемпературного кремнийсодержащего пеноматериала, обладающего низкой теплопроводностью, при этом ячейки пористого тела составляют около 90% от объема изоляционного тела.

Следующий слой 6 выполнен из парафина, обладающего низкой температурой плавления, внутри которого расположена армирующая сетка 7, выполненная из материала, обладающего высокой теплопроводностью (алюминия).

Третий слой 8 выполнен в виде сотовой структуры из медной фольги, заполненной вспучивающейся огнезащитной композицией 9, содержащей интеркалированный графит, перлит, метилфенилсилоксановый каучук, метилфенилсилоксановую смолу, кремнийсилазан, нитрид бора, систему растворителей (патент РФ №2190649 от 04.10.2000 г.) и способной запечатывать пробоины при высокотемпературном повреждении защищаемого объекта.

В качестве промежуточно-скрепляющего слоя 10 между поверхностью защищаемого элемента конструкции летательного аппарата и третьим слоем используется материал на основе базальтового и стекловолокна, обладающий высокими термостойкими характеристиками.

Прототипом промежуточно-скрепляющего слоя является неметаллическая подложка, в которой используются ткани, ленты, иглопробивные материалы, войлоки и маты из полимерных и углеводородных волокон (патент РФ №2190649 от 04.10.2000 г.)

Недостатком такого слоя является малая огненепроницаемость и значительное газовыделение при воздействии высоких температур.

Сотовая структура из медной фольги предназначена для повышения прочности вспучивающейся огнезащитной композиции, разноса локального тепла по большей поверхности и гашения кинетической энергии высокоскоростных ударников (осколков, пуль, микрометеоритов и других), а также поглощения ударной волны, распространяющейся с поверхности теплозащитного покрытия.

Сравнительный анализ с прототипами показал, что новое техническое решение отличается использованием в активном теплозащитном покрытии разнородных по материалу слоев, состоящих из парафина, обладающего низкой температурой плавления, армирующей сетки, выполненной из материала, обладающего высокой теплопроводностью (алюминия), сминаемой сотовой структуры из медной фольги, заполненной вспучивающейся огнезащитной композицией, а также промежуточно-скрепляющего слоя между поверхностью защищаемого элемента конструкции объекта и третьим слоем с использованием стеклянных или базальтовых волокон, обладающих высокими термостойкими характеристиками, что соответствует "новизне" технического решения.

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором представлен разрез активного теплозащитного покрытия:

1. Слой из пористого изоляционного тела ячеистой структуры с теплопоглощающим жидким веществом и катализатором.

2. Слой из парафина, армированный сеткой из алюминия.

3. Слой, представляющий собой сминаемую сотовую структуру из медной фольги, заполненную вспучивающейся огнезащитной композицией.

При воздействии на защищаемый объект высокоинтенсивных объемных источников тепла (пучков ускоренных частиц, рентгеновских, микрочастиц и т.п.), высокоскоростных кинетических ударников (пуль, осколков, микрометеоритов и других) происходит торможение, сопровождающееся выделением тепловой энергии и деформированием материалов слоев. Поглощение тепловой энергии осуществляется за счет эндотермической химической реакции перехода от пара до ортоводорода, плавления парафина и вспучивания огнезащитной композиции. Кроме того, осуществляется высокоэффективный отвод тепла из области его концентрации за счет быстрого переноса тепла алюминиевой сеточной структурой. При этом обеспечивается равномерное распределение теплового источника по корпусу летательного аппарата с целью обеспечения его равнопрочности.

Демпфирование динамического воздействия высокоскоростных кинетических ударников (пуль, осколков, микрометеоритов и других) на защищаемый объект осуществляется за счет деформации (смятия) слоя, состоящего из сотовой структуры медной фольги, заполненной вспучивающейся огнезащитной композицией. При повреждении защитного покрытия вспучивающаяся огнезащитная композиция заполняет область повреждения.

Таким образом, предложенное техническое решение позволяет обеспечить эффективную термоударную защиту объекта в случае воздействия высокоинтенсивных объемных источников тепла (пучков ускоренных частиц, рентгеновских, микрочастиц и т.п.), высокоскоростных кинетических ударников (пуль, осколков, микрометеоритов), а также экстремальных условий атмосферы и температуры с возможностью самогерметизации при пробитии покрытия.

Источники информации

1. Патент РФ №2190649 на изобретение от 04.10.2000 г. Вспучивающаяся огнезащитная композиция.

2. Патент РФ №2103295 на изобретение от 31.01.1994 г. Слоистое вспучивающееся огнезащитное покрытие.

3. Львов А.И. Конструкция, прочность и расчет систем ракет. М., ВА им. Ф.Э.Дзержинского, 1980.

4. Партон В.З. Механика разрушения: от теории к практике. М.: Наука, 1990. 240 с.

5. Зарубин B.C. Прикладные задачи термопрочности конструкций. М.: Машиностроение, 1985. 296 с.