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CN107081941A - 一种金属表面用热防护涂层材料的结构及其应用 - Google Patents

一种金属表面用热防护涂层材料的结构及其应用 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种金属表面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的结构由有机底层、耐火轻质骨料和无机表层三层材料组成，其中，所述耐火轻质骨料一部分镶嵌在有机底层中，一部分镶嵌在无机表层之中。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，无机表层由水玻璃、固化剂氟硅酸钠、沙子、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150℃，涂层具有良好的隔热性能。

Description

一种金属表面用热防护涂层材料的结构及其应用
技术领域
本发明涉及一种金属表面用热防护涂层材料的结构，尤其是涉及一种用于火箭发射台表面涂覆的降低火箭发射台背温的热防护涂层材料的结构及其应用，属于耐高温绝热防护领域。
背景技术
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以热防护涂层材料，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。
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，这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
本发明提供了一种能够承受火箭尾焰吹扫，金属背温不超过150℃的热防护涂层材料的结构，该热防护涂层材料的结构能够作为热防护措施应用于火箭发射台表面。
本发明的技术方案为：
一种金属表面用热防护涂层材料的结构，具体为：于基底表面依次设置有机底层、耐火轻质骨料和无机表层，其中，所述耐火轻质骨料一部分镶嵌在有机底层中，一部分镶嵌在无机表层之中，耐火轻质骨料穿插在有机底层和无机表层中形成“钉扎”结构。
按质量比计，有机底层由环氧树脂65～80％(优选为65～75％)、固化剂聚酰胺10～20％(优选为15～20％)、增韧剂液态橡胶5～20％(优选为8～13％)组成；
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环氧树脂、卤代双酚A型环氧树脂、氢化双酚A环氧树脂、双酚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。
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，数均分子量范围为3000～6000。
耐火轻质骨料耐火度不小于1200℃，Al2O3含量为10％～55％，耐火轻质骨料的目数为6～35目。
在本发明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℃，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。
无机表层是由水玻璃、固化剂氟硅酸钠、填料沙子和水泥组成，其中，按质量比计，水玻璃20～40％，固化剂氟硅酸钠2～10％，填料沙子20～60％，填料水泥10～30％。
水玻璃的模数为1.5～3，优选模数为2～3；所述沙子为过35目筛后的筛下组份。
耐火轻质骨料的质量与有机底层的质量比为1∶(0.2～0.8)。
热防护涂层材料结构的制备：
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；
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；
无机表层的制备：首先将填料沙子和水泥混合均匀，再添加到水玻璃和固化剂氟硅酸钠的混合液中，得到无机表层材料，将无机表层材料涂覆在耐火轻质骨料之上。
无机表层的制备：首先将填料沙子和水泥按照(2～4)∶1的质量比例混合均匀，再添加到质量比例为(8～12)∶1的水玻璃和固化剂氟硅酸钠混合液中，填料沙子和水泥：水玻璃和固化剂氟硅酸钠混合液的质量比＝(0.8～4)∶1。
有机底层的厚度为2～6mm；无机表层的厚度为3～14mm；热防护涂层材料有机底层、耐火轻质骨料和无机表层总厚度为5～20mm。
本发明还提供上述热防护涂层材料的结构用于金属表面作为热防护涂层，具体为：于金属表面依次设置有机底层、耐火轻质骨料、无机表层，其中，所述耐火轻质骨料一部分镶嵌在有机底层中，一部分镶嵌在无机表层之中。
所述金属表面为火箭发射台的外表面。
本发明的有益效果：
本发明提供一种热防护涂层的结构，所述热防护涂层结构由有机底层、耐火轻质骨料和无机表层组成，其中，耐火轻质骨料一部分镶嵌在有机底层中，一部分镶嵌在无机表层之中，形成“钉扎”结构。该结构采用耐火度高、隔热效果好的耐火轻质骨料颗粒作为第二层材料连接有机底层和无机表层，当有机底层和无机表层两层材料固化后，耐火轻质骨料起到物理上的“钉扎”作用，这种“钉扎”结构能更好的起到连结上下两层材料的作用，使材料更好的成为一个整体结构。
本发明应用时，将有机底层、耐火轻质骨料和无机表层依次涂覆在火箭发射台上，由于本发明表层材料的组成为水玻璃、固化剂氟硅酸钠、填料沙子和水泥的混合物，具有流动性，因此特别适用于火箭发射台的平面结构。其中所用水玻璃具有粘结力强，强度较高，耐热性好等特点。水玻璃在使用时，必须加入固化剂氟硅酸钠才能使水玻璃硬化。水泥和沙子的引入，一方面可以进一步增强无机表层的耐热性能，一方面也可以增加无机表层的强度。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，涂层的表层材料由于是无机耐高温材料，这种无机材料能够耐烧蚀并且耐冲刷，因此起到了隔热作用。本发明所述涂层材料的瞬间耐热温度为2500℃，本发明所述热防护涂层材料结构将大大减少金属基体的热烧蚀和热冲击，使得金属背温更低、更隔热，火箭发射后涂层脱落面积更小，从而有效地对火箭发射台起到热防护作用。
附图说明
图1为热防护涂层材料的结构示意图，图中：1-钢板 2-有机底层 3-耐火轻质骨料 4-无机表层。
具体实施方式
下面结合具体实施例和附图来进一步描述本发明，但不限制本发明所要保护的范围。
本发明实施例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。水玻璃：模数为3，生产厂家是浙江嘉善县泾化化工厂。固化剂氟硅酸钠：过28目筛，生产厂家是辽阳化工厂。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。
实施例1热防护涂层材料的制备
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190×120×5mm的钢板上，涂覆厚度为2mm。
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，耐火轻质骨料的质量与有机底层的质量比1∶0.3。
3.无机表层的制备：首先将填料沙子和水泥按照2∶1的质量比例混合均匀，再添加到水玻璃(M＝3)和固化剂氟硅酸钠按照10∶1质量比例的混合液中，填料沙子和水泥：含固化剂的水玻璃的质量比＝1∶1。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的热防护涂层。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：
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：α＝0.7±0.03；发动机喷口直径：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。10mm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10mm涂层厚的试样的背温为78.6℃。试验结果表明，本发明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。
表1 10mm热防护涂层材料试样的背面温度测量结果
实施例2热防护涂层材料的制备
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190×120×5mm的钢板上，涂覆厚度为4mm。
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，耐火轻质骨料的质量与有机底层的质量比1∶0.4。
3.无机表层的制备：首先将填料沙子和水泥按照2.5∶1的质量比例混合均匀，再添加到水玻璃(M＝3)和固化剂氟硅酸钠按照10∶1质量比例的混合液中，填料沙子和水泥：含固化剂的水玻璃的质量比＝1∶1。将表层材料涂覆在耐火轻质骨料之上，涂覆厚度为16mm，制备总厚度为20mm的热防护涂层。
对金属钢板上耐高温涂层材料隔热的热防护效果进行试验：
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：α＝0.7±0.03；发动机喷口直径：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2所示。从表中可以看出，涂覆20mm涂层厚的试样的背温为84.4℃。试验结果表明，本发明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。
表2 20mm热防护涂层材料试样的背面温度测量结果

Claims (10)

1.一种金属表面用热防护涂层材料的结构，其特征在于：于基底表面依次设置有机底层、耐火轻质骨料和无机表层，其中，所述耐火轻质骨料一部分镶嵌在有机底层中，一部分镶嵌在无机表层之中。
2.按照权利要求1所述的热防护涂层材料的结构，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；
耐火轻质骨料耐火度不小于1200℃，Al203含量为10％～55％，耐火轻质骨料的目数为6～35目。
3.按照权利要求1所述的热防护涂层材料的结构，其特征在于：无机表层是由水玻璃、固化剂氟硅酸钠、填料沙子和水泥组成，其中，按质量比计，水玻璃20～40％，固化剂氟硅酸钠2～10％，填料沙子20～60％，填料水泥10～30％。
4.按照权利要求3所述的热防护涂层材料的结构，其特征在于：水玻璃的模数为1.5～3，优选模数为2～3；所述沙子为过35目筛后的筛下组份。
5.按照权利要求1所述的热防护涂层材料的结构，其特征在于：耐火轻质骨料的质量与有机底层的质量比为1∶(0.2～0.8)。
6.按照权利要求1所述的热防护涂层材料的结构，其特征在于：热防护涂层材料结构的制备：
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；
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；
无机表层的制备：首先将填料沙子和水泥混合均匀，再添加到水玻璃和固化剂氟硅酸钠的混合液中，得到无机表层材料，将无机表层材料涂覆在耐火轻质骨料之上。
7.按照权利要求1所述的热防护涂层材料的结构，其特征在于：无机表层的制备：首先将填料沙子和水泥按照(2～4)∶1的质量比例混合均匀，再添加到质量比例为(8∶12)∶1的水玻璃和固化剂氟硅酸钠混合液中，填料沙子和水泥∶水玻璃和固化剂氟硅酸钠混合液的质量比＝(0.8～4)∶1。
8.按照权利要求1所述的热防护涂层材料的结构，其特征在于：有机底层厚度为2～6mm；无机表层的厚度为3～14mm；热防护涂层材料有机底层、耐火轻质骨料和无机表层总厚度为5～20mm。
9.一种权利要求1-8任一所述热防护涂层材料的结构用于金属表面作为热防护涂层材料的应用，其特征在于：于金属表面依次设置有机底层、耐火轻质骨料、无机表层，其中，所述耐火轻质骨料一部分镶嵌在有机底层中，一部分镶嵌在无机表层之中。
10.按照权利要求9所述的应用，其特征在于：所述金属表面为火箭发射台的外表面。
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