一种火箭发射台用耐高温涂层结构的利记博彩app
【专利摘要】本实用新型公开了一种火箭发射台用耐高温涂层结构。所述的耐高温涂层结构由有机底层、耐火轻质骨料和不定形耐火材料层组成，其中，所述耐火轻质骨料一部分镶嵌在有机底层中，一部分镶嵌在不定形耐火材料层之中。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，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。本实用新型所述耐高温涂层结构能够承受火箭模拟燃气流冲刷，金属背面温度不超过80℃，涂层具有良好的耐高温燃气流冲刷性能和隔热性能。
【专利说明】
一种火箭发射台用耐高温涂层结构
技术领域
[0001] 本实用新型涉及一种耐高温涂层结构，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，耐高温涂层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以耐 高温涂层，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，延长火箭发射台 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] 利用专门的耐高温涂层材料和结构可以对火箭发射台进行热防护，这种耐高温涂 层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。 【实用新型内容】
[0004] 本实用新型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，金属背温不超过80°C的耐高温涂层结构。
[0005] 本实用新型所要解决的技术问题是通过以下技术方案来实现的：
[0006] -种火箭发射台用耐高温涂层结构：于火箭发射台基底表面依次设置有机底层、 耐火轻质骨料和不定形耐火材料层，其中，所述耐火轻质骨料一部分镶嵌在有机底层中，一 部分镶嵌在不定形耐火材料层之中，耐火轻质骨料穿插在有机底层和不定形耐火材料层中 形成"钉扎"结构。
[0007] 其中，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。
[0008] 所述的环氧树脂为双酚A缩水甘油醚型环氧树脂、双酚F环氧树脂、双酚S环氧树 月旨、卤代双酚A型环氧树脂、氢化双酚A环氧树脂、双酸AD型环氧树脂、羟甲基双酚A环氧树脂 中的一种或两种以上，环氧值范围0.2~0.6。
[0009] 所述的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，数均分子量为3000~ 6000 〇
[0010]耐火轻质骨料耐火度不小于1200°C，Al2〇3含量为10%~55%，耐火轻质骨料的目 数为6~35目。
[0011]在本实用新型中耐火轻质骨料镶嵌在有机底层和无机表层中间，可使得两层的连 接更加紧密，同时，对耐火轻质骨料的要求为能够耐受高温，由于骨料未暴露于表面，因此 对骨料的要求为可以耐受一定高温即可，优选耐火温度为不小于1200 °C，同时，考虑到成本 的要求，耐火轻质骨料优选于页岩陶粒、粘土陶粒、膨胀珍珠岩中的一种或两种以上，但这 并不限制对耐火轻质骨料的选择。
[0012]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% ;
[0013]按质量比计，莫来石优选为45~60%，堇青石优选为15~25%，铝酸盐水泥优选为 15~25%，硅灰优选为2~8%。
[0014] 所述莫来石粒度为5~3mm和3~1_，堇青石粒度为0.5~1_。
[0015] 耐火轻质骨料的质量与有机底层的质量比范围为:1: (0.2~0.8)。
[0016]耐尚温涂层的制备为：
[0017] 有机底层的制备:将环氧树脂、固化剂聚酰胺、增韧剂液态橡胶混合后，涂覆在基 底表面上；
[0018] 耐火轻质骨料中间层的制备:将耐火轻质骨料均匀铺撒粘贴在有机底层上；
[0019] 不定形耐火材料层的制备:首先将5~3mm和3~1mm的莫来石混合均勾，然后再将 混合后的莫来石与堇青石、铝酸盐水泥、硅灰混合，待混合均匀后，加水搅拌得到不定形耐 火材料层混料，将不定形耐火材料层混料涂覆在耐火轻质骨料之上。
[0020] 更优的，不定形耐火材料层的制备:首先将5~3mm和3~1mm的莫来石按照质量比 为1: (0.9~1.3)进行混合均匀，然后再将混合后的莫来石与堇青石、铝酸盐水泥、硅灰按照 质量比（8~26): (1.2~12): (2.2~8): 1混合;待混合均匀后，加水搅拌，加水质量为不定形 耐火材料层配料质量的12~15%。
[0021 ]有机底层厚度为2~6mm;不定形耐火材料层的厚度为6~24mm;耐高温涂层有机底 层、耐火轻质骨料和不定形耐火材料层总厚度为8~30mm。
[0022]所述火箭发射台的基底为金属基底，金属基底包括钢板。
[0023]本实用新型的有益效果为：
[0024]本实用新型所述的耐火轻质骨料一部分镶嵌在有机底层中，一部分镶嵌在不定形 耐火材料层中，利用耐火轻质骨料这种"钉扎"结构，将有机底层和不定形耐火材料层更好 的结合在一起，增大了有机底层和不定形耐火材料层的粘结，在实际使用中，不定形耐火材 料层更加不易脱落。本实用新型在应用时，将有机底层、耐火轻质骨料和不定形耐火材料层 依次涂覆在火箭发射台上，其中，所述耐火轻质骨料一部分镶嵌在有机底层中，一部分镶嵌 在不定形耐火材料层之中。由于本实用新型不定形耐火材料层是由无机非金属材料组成， 因此材料的耐火度高，强度大。当火箭发射升空时，涂层受到燃气流的高温以及高速的冲 刷，不定形耐火材料层能够耐烧蚀并且耐冲刷，因此起到了隔热作用，保护了火箭发射台。 本实用新型的耐高温涂层附着力强，能够承受火箭模拟燃气流冲刷，金属背面温度不超过 80°C，耐高温涂层具有良好的耐高温燃气流冲刷性能和隔热性能。由此可见，本实用新型的 结构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。
【附图说明】
[0025]图1为耐高温涂层结构示意图，图中：1_钢板2-有机底层3-耐火轻质骨料4-不定 形耐火材料层。
【具体实施方式】
[0026] 下面结合具体实施例和附图来进一步描述本实用新型，但是并不限制本实用新型 所要保护的范围。
[0027] 实施例中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。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。耐火轻质骨 料:6~35目，生产厂家是淄博宝石窑炉材料有限公司。铝酸盐水泥:型号为Secar71，生产厂 家是凯诺斯（中国）错酸盐技术有限公司。莫来石:粒度为5~3mm和3~1mm，生产厂家是靖州 华鑫莫来石有限公司。堇青石:粒度为〇. 5~1_，生产厂家偃师市光明高科耐火材料制品有 限公司。硅灰:型号970，生产厂家是上海天恺硅粉材料有限公司。
[0028]实施例1耐高温涂层的制备
[0029] 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190 X 120 X 5mm的钢板上，涂覆厚度为2mm。
[0030] 2.耐火轻质骨料中间层的制备:将6~35目的耐火轻质骨料均匀铺撒粘贴在有机 底层上，耐火轻质骨料使用量与有机底层的质量比为1:0.3。
[0031] 3.不定形耐火材料层的制备:首先将5~3mm和3~1mm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、铝酸盐水泥、硅灰按照质量比11:5:4:1混 合。待混合均匀后，加水搅拌3min，加水量为表层配料量的13% (质量分数）。将表层材料涂 覆在耐火轻质骨料之上，涂覆厚度为8mm，制备总厚度为10mm的耐高温涂层。
[0032] 对金属钢板上耐高温涂层隔热的热防护效果进行试验：
[0033]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:a = 0.7 ±0.03;发动机喷□直径：65mm;发动机燃料： 氧气、煤油;燃气流出口流速:2390m/s;燃气流出口温度:2210K;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，火焰吹扫涂有耐高温涂层材料一侧的金属钢板。 测试金属钢板的背面温度。1〇_涂层厚的金属件背面温度测量结果如表1所示。从表中可以 看出，涂覆l〇mm涂层厚的试样的背温为77.6°C。试验结果表明，本实用新型的热防护涂层材 料与结构具有良好的隔热性能，并且保护了金属底材。
[0034] 表1 10_耐高温涂层试样的背面温度测量结果
[0036]实施例2耐高温涂层的制备
[0037] 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190 X 120 X 5mm的钢板上，涂覆厚度为4mm。
[0038] 2.耐火轻质骨料中间层的制备:将6~35目的耐火轻质骨料均匀铺撒粘贴在有机 底层上，耐火轻质骨料使用量与有机底层的质量比为1: 〇. 7。
[0039] 3.不定形耐火材料层的制备:首先将5~3mm和3~1mm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、铝酸盐水泥、硅灰按照质量比11:5:4:1混 合。待混合均匀后，加水搅拌3min，加水量为表层配料量的13% (质量分数）。将表层材料涂 覆在耐火轻质骨料之上，涂覆厚度为26mm，制备总厚度为30mm的耐高温涂层。
[0040] 对金属钢板上耐高温涂层隔热的热防护效果进行试验：
[0041] 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 板一侧涂有耐高温涂层材料，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:a = 0.7 ±0.03;发动机喷□直径：65mm;发动机燃料： 氧气、煤油;燃气流出口流速:2390m/s;燃气流出口温度：2210K;烧蚀试验时间：10s/件。试 验条件为模拟火箭发射时的尾焰吹扫情况，火焰吹扫涂有耐高温涂层材料一侧的金属钢 板。测试金属钢板的背面温度。30mm涂层厚的金属件背面温度测量结果如表2所示。从表中 可以看出，涂覆30mm涂层厚的试样的背温为64.2°C。试验结果表明，本实用新型的耐高温涂 层材料与结构具有良好的隔热性能，并且保护了金属底材。
[0042] 表2 30_耐高温涂层试样的背面温度测量结果
[0045]实施例3耐高温涂层的制备
[0046] 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8: 2.7:1比例混合后，涂覆在除锈、除漆后的190 X 120 X 5mm的钢板上，涂覆厚度为3mm。
[0047] 2.耐火轻质骨料中间层的制备:将6~35目的耐火轻质骨料均匀铺撒粘贴在有机 底层上，耐火轻质骨料使用量与有机底层的质量比为1:0.4。
[0048] 3.不定形耐火材料层的制备:首先将5~3mm和3~1mm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、铝酸盐水泥、硅灰按照质量比10:6:5:1混 合。待混合均匀后，加水搅拌3min，加水量为表层配料量的13.5% (质量分数）。将表层材料 涂覆在耐火轻质骨料之上，涂覆厚度为17mm，制备总厚度为20mm的耐高温涂层。
[0049] 对金属钢板上耐高温涂层隔热的热防护效果进行试验：
[0050] 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:a = 0.7 ±0.03;发动机喷□直径：65mm;发动机燃料： 氧气、煤油;燃气流出口流速:2390m/s;燃气流出口温度：2210K;烧蚀试验时间：10s/件。试 验条件为模拟火箭发射时的尾焰吹扫情况，火焰吹扫涂有耐高温涂层材料一侧的金属钢 板。测试金属钢板的背面温度。20mm涂层厚的金属件背面温度测量结果如表3所示。从表中 可以看出，涂覆20_涂层厚的试样的背温为76.8°C。试验结果表明，本实用新型的热防护涂 层材料与结构具有良好的隔热性能，并且保护了金属底材。
[0051 ] 表3 20_耐高温涂层试样的背面温度测量结果
【主权项】
1. 一种火箭发射台用耐高温涂层结构，其特征在于:于火箭发射台基底表面依次设置 有机底层、耐火轻质骨料和不定形耐火材料层，其中，所述耐火轻质骨料一部分镶嵌在有机 底层中，一部分镶嵌在不定形耐火材料层之中。2. 按照权利要求1所述的耐高温涂层结构，其特征在于:有机底层的厚度为2~6mm。3. 按照权利要求1所述的耐高温涂层结构，其特征在于:不定形耐火材料层的厚度为6 ~24mm〇4. 按照权利要求1所述的耐高温涂层结构，其特征在于:耐高温涂层有机底层、耐火轻 质骨料和不定形耐火材料层的总厚度为8~30_。5. 按照权利要求1所述的耐高温涂层结构，其特征在于:所述火箭发射台的基底为金属 基底。
【文档编号】B32B9/04GK205467620SQ201620122889
【公开日】2016年8月17日
【申请日】2016年2月16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