一种火箭发射台用热防护涂层材料结构及其应用
【专利摘要】本发明公开了一种火箭发射台用热防护涂层材料结构及其应用。热防护涂层材料由有机层、耐火砖层、有机层和不定形耐火材料层四层材料组成。其中，两层有机层成分相同，由环氧树脂、固化剂改性多元胺和增韧剂液体橡胶组成，不定形耐火材料层由莫来石、堇青石、铝酸盐水泥和硅灰组成。本发明的热防护涂层材料附着力强，能够承受火箭模拟燃气流冲刷，将大大减少金属基底的热烧蚀和热冲击，本发明具有良好的耐高温燃气流冲刷性能和隔热性能，使金属背面温度不超过80℃，从而有效地对火箭发射台起到热防护作用。
【专利说明】
-种火箭发射台用热防护涂层材料结构及其应用
技术领域
[0001] 本发明属于耐高溫绝热防护领域，具体设及一种火箭发射台用热防护涂层材料结 构及其应用。
【背景技术】
[0002] 随着航天、宇航事业的发展，热防护涂层材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。如果将火箭发射台涂 W热防护涂层材料，可使金属表面隔热，减少热烧蚀和热冲击，并防止火箭发射台在多次热 冲击载荷作用下产生热疲劳、热龟裂和热断裂，从而确保火箭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±发 射平台，运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] 利用专口的热防护涂层材料可W对火箭发射台进行热防护，运种热防护涂层材料 不但起到了保护火箭发射台的作用，还解决了全部由无机非金属材料构筑发射台导致的重 量重、无法移动的问题。
【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，背溫不超过8(TC的热防护涂层材料的结构。 阳〇化]本发明所要解决的技术问题是通过W下技术方案来实现的：
[0006] 一种火箭发射台用热防护涂层材料结构，于火箭发射台基底表面依次设置有机 层、耐火砖层、有机层和不定形耐火材料层四层材料。
[0007] 按质量比计，有机层由环氧树脂65~80%、固化剂改性多元胺10~20%、增初剂 液体橡胶5~20 %组成。
[0008] 所述环氧树脂为双酪A缩水甘油酸型环氧树脂、双酪F环氧树脂、双酪S环氧树 月旨、面代双酪A型环氧树脂、氨化双酪A环氧树脂、双酪AD型环氧树脂、径甲基双酪A环氧 树脂中的一种或两种W上，环氧值范围0. 2-0. 6。
[0009] 所述固化剂改性多元胺为苯酪甲醒己二缩胺、苯酪甲醒间苯二缩胺、苯酪甲醒乙 二缩胺、铁酸Ξ异丙醇叔胺醋中的一种或两种W上；
[0010] 所述增初剂液体橡胶为二締类液体橡胶、链締控类液体橡胶、聚氨醋类液体橡胶、 液体娃橡胶、液体聚硫橡胶、液体氣橡胶中的一种或两种W上，数均分子量为3000~6000。
[0011] 所述的耐火砖层的耐火度不小于158(rC，耐火砖中A1203 含量为40%~47%。
[0012] 不定形耐火材料层是由莫来石、堇青石、侣酸盐水泥和娃灰组成，其中，按质量比 计，莫来石40~70%，堇青石5~25%，侣酸盐水泥10~30%，娃灰2~10%。
[0013] 所述的耐火砖层为粘±质耐火砖层。
[0014] 有机层厚度为2~6mm;
[0015] 耐火砖层的厚度为5~15mm ;
[0016] 不定形耐火材料层厚度为6~14mm ;
[0017] 热防护涂层材料结构总厚度为15~40mm。
[0018] 所述基底为金属基底。
[0019] 所述莫来石粒度为5-3mm和3-lmm，堇青石粒度为0. 5-lmm。
[0020] 所述的热防护涂层材料结构应用于发射台外表面上作为热防护涂层材料，于发射 台外表面依次设置有机层、耐火砖层、有机层和不定形耐火材料层。
[0021] 两层有机层成分相同，均由有机材料组成，环氧树脂（质量比，下同）65~80%，固 化剂改性多元胺10~20%，增初剂液体橡胶5~20%。有机层的厚度为2~6mm。
[0022] 不定形耐火材料层是由无机材料组成，莫来石40~70%，堇青石5~25%，侣酸 盐水泥10~30%，娃灰2~10%，不定形耐火材料层的厚度为6~14mm。
[0023] 不定形耐火材料层的制备方法为：首先将5-3mm和3-lmm的莫来石按照1: (0. 8~ 2)的质量比例混合均匀，然后再将混合后的莫来石与堇青石、侣酸盐水泥、娃灰按照质量比 11: (4~8) : (2~8) : (0. 5~2)混合。待混合均匀后，加水揽拌（2~6)min，加水量为不 定形耐火材料层配料量的（11~15) % (质量分数）。
[0024] 本发明热防护涂层材料的有机层、耐火砖层、有机层和不定形耐火材料层总厚度 为 15 ~40mm。
[00巧]本发明的有益效果为：
[00%] 本发明的热防护涂层材料附着力强，能够承受火箭模拟燃气流冲刷，金属背面溫 度不超过8(TC，热防护涂层材料具有良好的隔热性能。
[0027] 本发明应用时，将有机层、耐火砖层、有机层和不定形耐火材料层依次涂覆在火箭 发射台上。由于本发明的四层材料中含有耐火砖层和不定形耐火材料层，两层均由无机非 金属材料组成，因此涂层材料的耐火度高，强度大。当火箭发射升空时，涂层受到燃气流的 高溫W及高速的冲刷，涂层最外层的不定形耐火材料层能够耐烧蚀并且耐冲刷，起到了隔 热作用，因此保护了火箭发射台。
[0028] 由此可见，经过本发明将大大减少金属基底的热烧蚀和热冲击，金属的背溫将会 大大降低，从而有效地对火箭发射台起到热防护作用。
【附图说明】
[0029] 图1 :热防护涂层材料结构示意图；
[0030] 图中：1-钢板，2-有机层，3-耐火砖层，4-不定形耐火材料层。
【具体实施方式】
[0031] W下实施例用于进一步详细描述本发明，但不构成对本发明的限制，本发明的具 体数据绝非仅限于运些实施例。
[0032] 原料为符合行业标准的材料即可，本发明使用的原料不构成对本发明的限制。本 发明使用的原料为：增初剂液体橡胶：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。耐火砖：型号为（NZ)-2,生产厂家是中钢集团耐火材料有限公司。侣 酸盐水泥：型号为Secar71，生产厂家是凯诺斯（中国）侣酸盐技术有限公司。莫来石：粒 度5-3mm和3-lmm，生产厂家是靖州华蠢莫来石有限公司。堇青石：粒度0. 5-lmm，生产厂家 偃师市光明高科耐火材料制品有限公司。娃灰：型号970,生产厂家是上海天惜娃粉材料有 限公司。
[0033] 实施例1热防护涂层材料的制备
[0034] 如图1所示：
[00对 1.第一层有机层的制备：将环氧树脂、固化剂改性多元胺、增初剂液体橡胶按照 7:2:1质量比例混合后，涂覆在除诱后的190X 120X5mm的钢板一侧表面上，涂覆厚度为 2γπιτι 0
[0036] 2.耐火砖层的制备：将厚度为5mm的黏±质耐火砖（ΝΖ)-2放置在有机层上，使得 黏±质耐火砖层与有机层贴合，将耐火砖层固定在钢板上。
[0037] 3.第二层有机层的制备：将环氧树脂、固化剂改性多元胺、增初剂液体橡胶按照 7:2:1质量比例混合后，涂覆在黏±质耐火砖层上，涂覆厚度为2mm。
[0038] 4.不定形耐火材料层的制备：首先将5-3mm和3-lmm的莫来石按照1:1的质量 比例混合均匀，然后再将混合后的莫来石与堇青石、侣酸盐水泥、娃灰按照质量比11:5:4:1 混合。待混合均匀后，加水揽拌3min，加水量为不定形耐火材料层配料量的13% (质量分 数）。第二层有机层涂覆于黏±质耐火砖层后，无需等待，即可将不定形耐火材料涂覆在第 二层有机层之上，不定形耐火材料层的涂覆厚度为6mm，制备总厚度为15mm的热防护涂层 材料。
[0039] 对金属钢板上热防护涂层材料结构隔热的热防护效果进行试验：
[0040] 采用YA6804型氧气煤油发动机对试样进行试验件背面溫度的测试，试样为金属 钢板一侧涂有热防护涂层材料，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 = 1. 4 + 0. 05MPa ;发动机余氧系数：α = 0. 7 + 0. 03 ;发动机喷口直径：65mm ;喷管 出口燃气溫度：2210Κ ;喷管出口燃气速度：2390m/s ;燃烧室溫度：3470Κ ;烧蚀试验时间： 5s/件；热流密度：17. 9Mw/m2。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 热防护涂层材料一侧的金属钢板。测试金属不带有涂层一侧的溫度（背面溫度）。15mm涂 层厚的金属件背面溫度测量结果如表1所示。从表中可W看出，涂覆15mm涂层厚的试样的 背溫未超过80°C。试验结果表明，本发明的热防护涂层材料与结构附着力强，具有良好的隔 热性能，并且保护了金属基底。
[0041] 表1 15mm热防护涂层材料试样的背面溫度测量结果
[0042]
[0043] 实施例2热防护涂层材料结构的制备
[0044] 1.第一层有机层的制备：将环氧树脂、固化剂改性多元胺、增初剂液体橡胶按照 7:2:1质量比例混合后，涂覆在除诱后的190X 120X5mm的钢板一侧表面上，涂覆厚度为 4mm 〇
[0045] 2.耐火砖层的制备：将厚度为15mm的黏±质耐火砖（N幻-2放置在有机层上，使 得黏±质耐火砖层与有机层贴合，将耐火砖层固定在钢板上。
[0046] 3.第二层有机层的制备：将环氧树脂、固化剂改性多元胺、增初剂液体橡胶按照 7:2:1质量比例混合后，涂覆在黏±质耐火砖上，涂覆厚度为2mm。
[0047] 4.不定形耐火材料层的制备：首先将5-3mm和3-lmm的莫来石按照1:1的质量 比例混合均匀，然后再将混合后的莫来石与堇青石、侣酸盐水泥、娃灰按照质量比11:5:4:1 混合。待混合均匀后，加水揽拌3min，加水量为表层配料量的13% (质量分数）。第二层有 机层涂覆于黏±质耐火砖层后，无需等待，即可将不定形耐火材料涂覆在第二层有机层之 上，不定形耐火材料层的涂覆厚度为9mm，制备总厚度为30mm的耐高溫涂层。
[0048] 对金属钢板上热防护涂层材料隔热的热防护效果进行试验：
[0049] 采用YA6804型氧气煤油发动机对试样进行试验件背面溫度的测试，试样为金属 钢板一侧涂有耐高溫涂料，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 =1. 4 + 0. 05MPa ;发动机余氧系数：α = 0. 7 + 0. 03 ;发动机喷口直径：65mm ;喷管出口燃 气溫度：2210Κ ;喷管出口燃气速度：2390m/s ;燃烧室溫度：3470Κ ;烧蚀试验时间：10s/件； 热流密度：17. 9Mw/m2。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 涂层材料一侧的金属钢板。测试金属不带有涂层一侧的溫度（背面溫度）。30mm涂层厚的 金属件背面溫度测量结果如表2所示。从表中可W看出，涂覆30mm涂层厚的试样的背溫未 超过8(TC。试验结果表明，本发明的涂层材料与结构附着力强，具有良好的隔热性能，并且 保护了金属基底。
[0050] 表2 30mm热防护涂层材料试样的背面溫度测量结果
[0051]
【主权项】
1. 一种火箭发射台用热防护涂层材料结构，其特征在于：于火箭发射台基底表面依次 设置有机层、耐火砖层、有机层和不定形耐火材料层四层材料。2. 按照权利要求1所述的热防护涂层材料结构，其特征在于：按质量比计，有机层由环 氧树脂65~80%、固化剂改性多元胺10~20%、增韧剂液体橡胶5~20%组成。3. 按照权利要求2所述的热防护涂层材料结构，其特征在于：增韧剂液体橡胶为二烯 类液体橡胶、链烯烃类液体橡胶、聚氨酯类液体橡胶、液体硅橡胶、液体聚硫橡胶、液体氟橡 胶中的一种或两种以上。4. 按照权利要求1所述的热防护涂层材料结构，其特征在于：所述的耐火砖层的耐火 度不小于1580°(：，耐火砖中4120 3含量为40%~47%。5. 按照权利要求1所述的热防护涂层材料结构，其特征在于：不定形耐火材料层是由 莫来石、堇青石、铝酸盐水泥和硅灰组成，其中，按质量比计，莫来石40~70%，堇青石5~ 25%，铝酸盐水泥10~30%，硅灰2~10%。6. 按照权利要求1所述的热防护涂层材料结构，其特征在于： 所述的耐火砖层为粘土质耐火砖层。7. 按照权利要求1所述的热防护涂层材料结构，其特征在于： 有机层厚度为2~6mm ; 耐火砖层的厚度为5~15mm ; 不定形耐火材料层厚度为6~14mm ; 热防护涂层材料结构总厚度为15~40mm。8. 按照权利要求1所述的热防护涂层材料结构，其特征在于：所述基底为金属基底。9. 按照权利要求5所述的热防护涂层材料结构，其特征在于：所述莫来石粒度为5-3mm 和3-lmm，堇青石粒度为0. 5-lmm。10. -种权利要求1-9任何一项所述的热防护涂层材料结构用于发射台外表面上作 为热防护涂层材料，于发射台外表面依次设置有机层、耐火砖层、有机层和不定形耐火材料 层。
【文档编号】B32B15/18GK105984182SQ201510093335
【公开日】2016年10月5日
【申请日】2015年3月2日
【发明人】张巍, 马磊, 王国鹏, 王晓东, 张涛
【申请人】中国科学院大连化学物理研究所