一种发射台用热防护涂层的结构及其应用的制作方法
【专利摘要】本发明公开了一种发射台用热防护涂层材料的结构及其应用。本发明热防护涂层材料由有机底层和有机-无机复合表层两层材料组成。其中，有机底层由环氧树脂、固化剂聚酰胺和增韧剂液态橡胶组成。有机-无机复合表层由有机胶环氧树脂、聚氨酯固化剂、沙子和水泥组成。本发明的热防护涂层材料能够承受火箭模拟燃气流冲刷，金属背面温度不超过200℃，涂层具有良好的隔热性能。
【专利说明】一种发射台用热防护涂层的结构及其应用
【技术领域】
[0001]本发明涉及火箭发射台的热防护涂层结构，尤其是涉及一种用于火箭发射台表面涂覆的降低发射台背温的热防护涂层结构及其应用，属于耐高温绝热防护领域。
【背景技术】
[0002]随着航天、宇航事业的发展，热防护涂料开拓了新的应用领域。除了飞行器本身的热防护外，国内对地面设施如火箭发射台也增加了热防护措施。如果将发射台涂以热防护涂料，可使金属表面隔热，减少热烧蚀和热冲击，并防止发射台在多次热冲击载荷作用下产生热疲劳、热龟裂和热断裂，从而确保发射台工作的可靠性，延长发射台的使用寿命。在国外，欧洲航天局位于南美圭亚那的阿里安火箭发射平台为混凝土发射平台，这类由无机非金属材料构筑的发射台抗燃气吹扫烧蚀性能比有机烧蚀涂料好，但缺点是厚度厚，重量重，并且发射台无法进行移动。
[0003]利用专门的热防护涂层材料和结构可以对火箭发射台进行热防护，但目前，有关对发射台进行热防护的技术还未见相关报道。
【发明内容】
[0004]本发明所要解决的技术问题是对地面设施火箭发射台增加热防护措施，提供一种能够承受火箭尾焰吹扫，背温不超过200°C的热防护涂层的结构。
[0005]本发明所要解决的 技术问题是通过以下技术方案来实现的:
[0006]本发明热防护涂料结构，由两层材料组成，底层是有机材料，表层是有机-无机复合材料。
[0007]底层是由有机材料组成，环氧树脂(质量比，下同)65^80%,固化剂聚酰胺10-20%，增韧剂液态橡胶5~20%。底层材料的厚度为2飞mm。
[0008]表层是由有机材料和无机材料组成的复合材料，有机胶环氧树脂40飞0%，聚氨酯固化剂10-20%，填料沙子15~30%，填料水泥5~15%。表层材料的厚度为3~14mm。
[0009]本发明热防护涂层有机底层和有机-无机复合表层总厚度为5~20mm。
[0010]本发明所用到的原料都可以从市场购买得到，其规格符合行业标准。水泥:型号为425硅酸盐水泥，生产厂家是郑州登峰熔料有限公司。环氧树脂:型号为SM828，固化剂聚酰胺:型号为650，生产厂家是无锡光明化工有限公司。增韧剂液态橡胶:型号为数均分子量4000，生产厂家是大连金州盛达橡塑制品有限公司。有机胶环氧树脂:型号为SM815，聚氨酯固化剂:型号为735，生产厂家是江苏三木集团有限公司。
[0011]本发明应用时，将有机底层和有机-无机复合表层依次涂覆在火箭发射台上，由于本发明采用上述结构，当涂层受到燃气流的高温以及高速的冲刷时，涂层材料的表层材料首先有一个急剧的物理吸热，并开始化学分解，温度上升并向内部传热。分解后的残渣形成残碳层，它起到隔热作用和耐冲刷作用。因此，这些成碳率高、残碳层密实的高聚物耐烧蚀性能好。[0012]由此可见，经过本发明将大大减少金属基体的热烧蚀和热冲击，金属的背温将会大大降低，从而有效地对火箭发射台起到热防护作用。
【专利附图】
【附图说明】
[0013]图1:6mm涂层试样的背面温度与烧蚀时间的关系曲线；
[0014]图2:15mm涂层试样的背面温度与烧蚀时间的关系曲线。
[0015]图3为本发明结构示意图。
[0016]其中，1、基底，2、有机底层，3、有机-无机复合表层。
【具体实施方式】
[0017]下面结合具体实施例和附图来进一步描述本发明，本发明的优点和特点将会随着描述而更为清楚。
[0018]实施例1热防护涂层结构的制备
[0019]1.有机底层的制备:将环氧树脂SM828、固化剂聚酰胺650、增韧剂液态橡胶按照7:2:1比例混合后，涂覆在除锈、除漆后的190X 120X5mm的钢板上，涂覆厚度为2mm。
[0020]2.有机-无机复合表层的制备:首先将填料沙子和水泥按照2:1的比例混合均匀，再添加到有机胶环氧树脂SM815和聚氨酯固化剂735按照3:1比例的混合胶中，固体与液体的比例为3:1。待有机底层未完全固化前，将表层材料涂覆在底层材料之上。在厚度为2mm的底层上涂覆厚度为4mm的表层,制备总厚度为6mm的热防护涂层。
[0021]对金属钢板上热防护涂料隔热的热防护效果进行试验:
[0022]采用YA6804型氧气煤油发动机对试样进行试验件背面温度的测试，试样为金属钢板一侧涂有热防护涂料，不带有涂层的金属面为背面。试验条件:发动机燃烧室压力:Pc=L 4±0.05MPa ;发动机余氧系数:a =0.7±0.03 ;发动机喷口直径:65mm ;烧蚀试验时间:5s/件。试验条件为模拟火箭发射时的尾焰吹扫情况，火焰吹扫涂有热防护涂料一侧的金属钢板。分别测试两点Tl和T2的背面温度。6mm涂层厚的背面温度与烧蚀时间的关系如图1所示。从图中可以看出，涂覆6mm涂层厚的试样的背温未超过100°C。试验结果表明，本发明的涂层材料与结构具有良好的隔热性能，并且保护了钢板底材。
[0023]实施例2热防护涂层结构的制备
[0024]1.有机底层的制备:将环氧树脂SM828、固化剂聚酰胺650、增韧剂液态橡胶按照7:2:1比例混合后，涂覆在除锈、除漆后的190X 120X5mm的钢板上，涂覆厚度为4mm。
[0025]2.有机-无机复合表层的制备:首先将填料沙子和水泥按照2:1的比例混合均匀，再添加到有机胶环氧树脂SM815和聚氨酯固化剂735按照3:1比例的混合胶中，固体与液体的比例为3:1。待有机底层未完全固化前，将表层材料涂覆在底层材料之上。在厚度为4mm的底层上涂覆厚度为Ilmm的表层,制备总厚度为15mm的热防护涂层。
[0026]对金属钢板上热防护涂层隔热的热防护效果进行试验:
[0027]采用YA6804型氧气煤油发动机对试样进行试验件背面温度的测试，试样为金属钢板一侧涂有热防护涂层，不带有涂层的金属面为背面。试验条件:发动机燃烧室压力:Pc=L 4±0.05MPa ;发动机余氧系数:a =0.7±0.03 ;发动机喷口直径:65mm ;烧蚀试验时间:5s/件。试验条件为模拟火箭发射时的尾焰吹扫情况，火焰吹扫涂有热防护涂料一侧的金属钢板。分别测试两点Tl和T2的背面温度。15mm涂层厚的背面温度与烧蚀时间的关系如图2所不ο从图中可以看出，涂覆15mm涂层厚的试样的背温未超过100 C。试验结果表明，本发明的涂层材料与结构具有良好的隔热性能，并且保护了钢板底材。
【权利要求】
1.一种发射台用热防护涂层的结构，其特征在于:于基底(I)表面依次设置的有机底层(2)和有机-无机复合表层(3)两层材料组成。
2.按照权利要求1所述的热防护涂层的结构，其特征在于:按质量比计，有机底层由环氧树脂65?80%、固化剂聚酰胺10?20%、增韧剂液态橡胶5?20%组成。
3.按照权利要求1或2所述的热防护涂层的结构，其特征在于:按质量比计，有机-无机复合表层是由有机胶环氧树脂、聚氨酯固化剂和无机填料沙子和水泥组成的复合材料，其中，有机胶环氧树脂40?60%，聚氨酯固化剂10?20%，沙子15?30%，水泥5?15%。
4.按照权利要求1或2所述的热防护涂层的结构，其特征在于:有机底层厚度为2?6mm。
5.按照权利要求3所述的热防护涂层的结构，其特征在于:有机-无机复合表层材料的厚度为3?14mm。
6.按照权利要求1所述的热防护涂层的结构，其特征在于:热防护涂料有机底层和有机-无机复合表层总厚度为5?20mm。
7.按照权利要求1所述的热防护涂层的结构，其特征在于:所述基底为金属基底。
8.按照权利要求3所述的热防护涂层的结构，其特征在于:所述沙子为过35目筛后的筛下组份。
9.一种权利要求1所述的热防护涂层的结构用于发射台外表面上作为热防护涂层，于发射台外表面依次设有有机底层、有机-无机复合表层。
【文档编号】B32B33/00GK103847189SQ201210513615
【公开日】2014年6月11日 申请日期:2012年12月4日 优先权日:2012年12月4日
【发明者】马磊, 张巍, 臧红, 王国鹏, 张涛 申请人:中国科学院大连化学物理研究所