PT2560879T - Material de proteção térmica otimizado - Google Patents

Description

DESCRigAO "MATERIAL DE PROTEQAO TERMICA OTIMIZADO" A presente invengao refere-se aos materiais de protegao termica, do tipo daqueles utilizados no dominio espacial. Estes materiais sao destinados a proteger estruturas ou equipamentos contra solicitagoes termicas muito importantes, mas durante periodos curtos nao ultrapassando alguns minutos.

Estes materiais sao necessarios, de modo geral, durante as fases de travessia da atmosfera dos planetas, seja no langamento ou na reentrada.

Estes tambem sao utilizados como protegao contra as fontes quentes dos langadores ou veiculos espaciais, como os sistemas de propulsao.

As capacidades naturais de isolamento termico da cortiga, associadas a um ligante resistente a altas temperaturas, permitem a sua utilizagao nas inddstrias aerospaciais e militares para tais aplicagdes.

Existem numerosas realizagoes de materiais de protegao termica e, em particular, o documento US 2001/0036505 Al refere-se a uma composigao porosa compreendendo particulas de cortiga e um ligante, o documento US 4204899 refere-se a realizagao de um material de protegao termica ablativo, compreendendo cortiga finamente dividida e uma resina termoendurecivel e o documento ΕΡ 1493788 Al descreve um material ablativo de protegao termica para a entrada atmosferica de um veiculo espacial, comportando cortiga e silicone, podendo ser projetado sobre uma superficie. 0 documento US 2005/0096414 Al descreve, por seu lado, um material de protegao termica compreendendo uma resina de silicone, um catalisador de silicone, cortiga, ecosferas de vidro e um solvente de silicone, a resina de silicone estando presente numa quantidade de 65,3 a 72,3 por cento em peso.

Um material utilizado e tambem o material conhecido pela marca NORCOAT do grupo EADS.

Este material descreve, em particular no documento RECULUSA E AL: "Formagao de materiais de carbono de baixa densidade atraves de đegradagao termica de um composito a base de cortiga" compreende 100 partes em peso de cortiga de 0,5 a 1 mm, 35 partes em peso de resina fenolica, um fungicida e um material ignifugo. 0 documento EP 1482163 A2 descreve um material isolante, utilizavel para a protegao de invdlucros de motor e de partes expostas a altas temperaturas e fluxo de ar para aeronaves, que compreende uma mistura de particulas de cortiga, de fibras e um ligante a base de siloxano. As fibras sao escolhidas no grupo compreendendo as fibras aramida, PBO, carbono, dxido de aluminio, nitreto de silicio e suas misturas. 0 documento US 4031059 A descreve uma composigao ablativa de baixa densidade, comportando 100 partes em volume de uma resina de siloxano elastdmero e cargas de baixa densidade comportando de 600 ate, aproximadamente, 900 partes em volume de particulas de cortiga para 100 partes de resina; de, aproximadamente, 500 a 800 partes em volume de microsferas ocas de silicio ou de vidro para 100 partes de resina; ate, aproximadamente, 260 partes em volume de micro baloes ocos de resina fenolica. 0 documento US 4595714 A descreve uma composigao de revestimento adaptada para ser aplicada sobre um substrato para ali polimerizar e realizar um revestimento ablativo, que consiste essencialmente numa mistura reativa de resina βρόχί e de resina de polisulfito auto polimerizavel e formando um revestimento duro e adesivo, que forma um carvao em caso de exposigao a um ambiente ablativo, um agente de endurecimento aminado para a mistura reativa, uma mistura finamente dividida de trihidrato de borato e de aluminio e fibras refratarias curtas que protegem a estrutura durante a carbonizagao. 0 objetivo da presente invengao e otimizar em termos de desempenho massico os materiais existentes, face a aplicagoes de baixo ou alto fluxo, de 0,1 MW/m2 ate 10 MW/m2, e obter materiais significativamente menos densos do que os materiais atualmente utilizados neste dominio.

Os fluxos intensos encontram-se nos escudos termicos anteriores de veiculos espaciais, ou sobre as partes posteriores de veiculos submetidos aos fluxos de propulsao.

Os fluxos reduzidos encontram-se sobre as partes posteriores de veiculos de reentrada atmosferica. 0 objetivo da presente invengao e otimizar, em termos de desempenho massico, os materiais existentes quanto ao seu comportamento em ablagao. Trata-se de otimizar o comportamento sob fluxo termico da crosta que se forma sobre o material submetido ao fluxo termico.

Para tal, a presente invengao preve um material de protegao termica de uma superficie, realizado a partir de uma mistura compreendendo granulados de cortiga e uma resina formando um ligante, caracterizado por compreender, alem disso, fibras curtas de um material resistente ao calor, de acordo com a reivindicagao 1. A proporgao de fibras curtas no material e de 12 a 18% em peso e, de um modo preferido, a proporgao de fibras curtas corresponde a uma percentagem em peso de 14,5 a 15,5%.

De acordo com um primeiro modo de realizagao, a resina e uma resina fenćlica.

Neste caso, a percentagem em peso da resina e de 20 a 30% e, de um modo preferido, de 25,9% ± 2%.

De acordo com um segundo modo de realizagao, a resina e uma resina epoxidica. A percentagem em peso na mistura da resina epoxidica e entao de 20 a 35% e, de um modo preferido, de 27% ± 2%. A resina epćxi pode, em particular, ser uma resina de dois componentes.

De acordo com uma primeira variante da invengao, as fibras curtas sao fibras de carbono.

De acordo com uma segunda variante da invengao, as fibras curtas sao fibras de alumina.

Outras caracteristicas e vantagens da invengao serao melhor compreendidas pela leitura da descrigao seguinte de exemplos de realizagao nao limitativos da invengao, acompanhada de desenhos que representam: na figura 1: um primeiro material da invengao antes e apćs ensaio termico; na figura 2: um segundo material da invengao antes e apćs ensaio termico; na figura 3: um terceiro material da invengao antes e apos ensaio termico; nas figuras 4 e 5: um material de ligante de silicone respetivamente sem e com fibras, antes e apćs ensaio termico; na figura 6: um material da tecnica anterior, sem fibras, antes e apos ensaio termico; na figura 7: um material ligante epoxidico, sem fibras, antes e apos ensaio;

Os materiais de protegao termica utilizados no quadro das missoes espaciais sao expostos a solicitagoes termicas importantes durante periodos curtos. Existem materiais para projetar sobre as superficies a proteger e materiais em placas, a presente invengao dizendo respeito a materiais em placas.

Devido ao seu principio de funcionamento, nao se pode caracterizar estes materiais, em particular aqueles comportando cortiga, de acordo com criterios tais como a sua condutividade termica, a sua capacidade calorifica e a sua difusibilidade.

Alem disso, nao se pode definir uma temperatura a qual aqueles sao submetidos, por outro lado pode caracterizar-se a sua condigao de emprego por uma lei exprimindo o fluxo termico aplicado em fungao do tempo.

Submetidos ao fluxo termico devido ao atrito de uma atmosfera, os materiais de protegao termica reagem de modo transitorio: aquecem por condugao termica e radiagao, transmitem o calor pela sua difusibilidade, e decompoem-se. A sua superficie exposta ao fluxo pode, alem disso, eliminar-se a pouco e pouco.

Este dltimo comportamento, dito ablativo, e fundamental para este tipo de materiais porque permite diminuir o fluxo de calor que entra. 0 comportamento dos materiais durante esta ablagao deve ser tal que o material que se decompde produza um residuo chamado crosta que permanece na superficie do material. E necessario que esta crosta permanega no lugar, apesar das solicitagoes mecanicas que o material possa sofrer, em particular vibragao e atrito aerodinamico.

Alem disso, para nao modificar o perfil aerodinamico do objeto durante o seu percurso atmosferico, e necessario que esta crosta seja homogenea e o menos fissurada possivel.

Finalmente, e necessario que a formagao desta crosta seja acompanhada do menor recuo possivel da superficie do material, de modo a conservar o poder isolante do material.

Para otimizar os materiais e obter um bom comportamento destes dltimos, numerosos parametros podem ser modificados, o objetivo sendo que, no final da missao do veiculo espacial, o aumento de temperatura da face fria do material seja o mais reduzido possivel, para uma massa de protegao a mais reduzida possivel.

Um criterio importante de otimizagao dos materiais de protegao termica e a sua massa, porque a otimizapao das solugbes tecnicas em termos de massa e um objetivo permanente quando se constrći um veiculo espacial ou uma aeronave.

Com efeito, qualquer massa ganha na estrutura traduz-se, quer por uma possibilidade maior de carga util, quer por uma redugao da massa de propelentes a transportar e permite eventualmente uma redugao de massa da estrutura portadora.

Os efeitos da redugao de massa nao sao apenas tecnicos mas, igualmente, economicos. Reduzir a massa do veiculo ja e muito importante num langador, mas e ainda mais para uma sonda espacial que deve regressar a um planeta apos uma permanencia no espago.

Com um material cuja crosta permanece o mais homogenea possivel pode prever-se reduzir a espessura do material de protegao, o que permite uma redugao da massa de material necessaria.

As missoes para as quais ha necessidade de protegao termica sao caracterizadas em termos de fluxo termico, de duragao da solicitagao termica e, igualmente, em termos de carga termica, o que corresponde ao fluxo total acumulado durante a missao.

Os ensaios efetuados sao ensaios de pirćlise efetuados de acordo com a norma ISO 5660, com uma irradiagao de 75kW/m2 durante um periodo de 300 segundos.

Um tal ensaio permite aproximar, de modo adequado, o comportamento do material relativamente a missao prevista.

Na figura 1 e representado um primeiro material la, lb da invengao, que comporta resina fenolica em proporgao massica de 25, 9% ± 2% assim como fibras de carbono para uma proporgao massica de 14,8% ±2%. 0 material e representado antes la e apos lb ensaio termico. Apos ensaio termico, o material apresenta uma crosta homogenea e nao comporta fissuras.

Na figura 2 e representado um segundo material 2a, 2b da invengao, que comporta resina fenćlica em proporgao massica de 25, 9% ± 2% assim como fibras de alumina para uma proporgao massica de 14,8% ± 2%. Apos ensaio termico 2b, o material tambem apresenta uma crosta homogenea e nao comporta fissuras.

Na figura 3 e representado um terceiro material 3a, 3b da invengao; Este material comporta resina epoxidica em proporgao massica de 27% ± 2% assim como fibras de carbono para uma proporgao massica de 14,8% ± 2%. Apos ensaio termico 3b, o material tambem apresenta uma crosta homogenea desprovida de fissuras.

Na figura 4 representou-se um material 4a, 4b com ligante de resina de silicone numa proporpao massica de 24,2% e uma carga de aerogel numa proporgao massica de 14,8% sem fibras, antes 4a e apos 4b ensaio termico. Apos ensaio, a amostra apresenta importantes fissuras 5 que a tornam imprćpria para servir de isolante termico de alto fluxo e nao faz, portanto, parte da invengao.

Na figura 5 representou-se um material 6a, 6b com ligante de resina de silicone numa proporgao massica de 24,2% e fibras de carbono numa proporgao massica de 14,8% antes 6a e apćs 6b ensaio termico. Tambem aqui, apareceram fissuras 5 importantes e o material e improprio para uma utilizagao como isolante termico para fluxos importantes e nao faz, portanto, parte da invengao. A figura 6 representa o material NORCOAT 7a, 7b da tecnica anterior sem adigao de fibras. Apćs ensaio termico 7b, este material apresenta bolhas 8 e fissuras 5 importantes, a sua utilizagao nao e portanto possivel senao em grandes espessuras, o que nao e compativel com uma otimizagao da massa de material isolante e uma boa aerodinamica do equipamento que o comporta.

Para melhor salientar a contribuigao das fibras na resistencia do material, foi feito um ensaio com uma cortiga comportando o ligante de resina epoxidica da figura 3, sem fibras. A figura 7 representa este material antes 9a e apos 9b ensaio termico. Na fotografia apćs ensaio distingue-se uma fissura 5 importante, formando uma estrela de tres pontas cujo centro se situa aproximadamente no centro da amostra.

As fibras de tipo fibras curtas de carbono ou de alumina aumentam a coesao do material no qual sao incorporadas e melhoram a resistencia deste material submetido a um fluxo de calor intenso. 0 exame dos resultados obtidos permite concluir que a presenga de fibras em geral, quer sejam de carbono ou de alumina, faz desaparecer o essencial das fissuras da crosta. 0 melhor resultado e obtido para matrizes fenolicas e epoxi que utilizam fibras de carbono ou fibras de alumina.

Por outro lado, em presenga de uma matriz de silicone continuam presentes fissuras.

Assim, a adigao de fibras, tais como carbono ou alumina, permite uma melhor conservagao do estado de superficie durante a utilizagao dos materiais de protegao termica a base de cortiga, de densidade compreendida entre 0,2 e 0,45.

No quadro da presente invengao, os materiais que apresentam os melhores resultados compreendem um ligante a base de resina fenblica ou epoxidica. 0 material de protegao termica e realizado a partir de uma mistura compreendendo granulados de cortiga e uma resina formando um ligante que compreende, alem disso, fibras curtas de um material resistente ao calor. A proporgao de fibras curtas no material e de 12 a 18% em peso e a proporgao de fibras curtas corresponde, de um modo preferido, a uma percentagem em peso de 14,5 a 15,5%.

No caso em que a resina e uma resina fenćlica, a percentagem em peso da resina e de 20 a 30% e, de um modo preferido, de 25,9% ± 2%.

No caso em que a resina e uma resina epoxidica, a percentagem em peso na mistura da resina epoxidica e de 20 a 35% e, de um modo preferido, de 27% ± 2%. A resina βρόχί escolhida e uma resina de dois componentes.

As fibras curtas sao fibras de carbono ou, eventualmente, fibras de alumina.

Alem da aplicagao inicial de realizagao de protegoes termicas para veiculos espaciais, a presente invengao pode encontrar muitas outras aplicagdes como protepao termica no dominio do transporte ferroviario, maritimo, aeronautico ou terrestre; no dominio da inddstria, tais como as maquinas, no dominio da construgao, como as protegčes corta-fogo.

Claims (7)

REIVINDICACOES

1. Material ablativo de protegao termica de uma superficie, a base de cortiga de densidade compreendida entre 0,2 e 0,45, realizado a partir de uma mistura compreendendo granulados de cortiga e uma resina formando um ligante e adaptado para formar uma crosta sob exposigao a um fluxo termico, caracterizado por a proporgao de resina no material ser de 20 a 30% em peso de resina fenolica ou de 20 a 35% em peso de resina epdxi, o referido material compreendendo de 12 a 18% em peso de fibras curtas de carbono ou de alumina.

2. Material de protegao termica de acordo com a reivindicagao 1, caracterizado por a proporgao de fibras curtas corresponder a uma percentagem em peso de 14,5 a 15,5%.

3. Material de protegao termica de acordo com a reivindicagao 1 ou 2, para o gual a resina e uma resina fenolica e para o qual a percentagem em peso da resina e de 25,9% ± 2%.

4. Material de protegao termica de acordo com a reivindicagao 3, comportando resina fenolica em proporgao massica de 25,9% ± 2% assim como fibras curtas de carbono ou de alumina para uma proporgao massica de 14,8% ± 2% e o complemento em granulos de cortiga.

5. Material de protegao termica de acordo com a reivindicagao 1 ou 2, para o gual a resina e uma resina epoxidica e para o qual a percentagem em peso da resina epćxi na mistura e de 27% ± 2%.

6. Material de protegao termica de acordo com qualquer uma das reivindicapoes 1, 2 ou 5, para o qual a resina e uma resina epćxi de dois componentes.

7. Material de protegao termica de acordo com qualquer uma das reivindicagdes 1, 5 ou 6, contendo resina epoxidica para uma proporgao massica de 27% ± 2% fibras curtas de carbono para uma proporgao massica de 14,8% ± 2%.