Использование композиционных керамических материалов для жаростойких и теплозащитных конструкций многоразовых космических аппаратов

Размещено на http://www.allbest.ru/

ИСПОЛЬЗОВАНИЕ КОМПОЗИЦИОННЫХ КЕРАМИЧЕСКИХ МАТЕРИАЛОВ ДЛЯ ЖАРОСТОЙКИХ И ТЕПЛОЗАЩИТНЫХ КОНСТРУКЦИЙ МНОГОРАЗОВЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

И.А. Гусарова

Государственное предприятие «Конструкторское бюро «Южное»

Проведено аналіз існуючих і перспективних керамічних матеріалів з урахуванням вимог до них у залежності від умов експлуатації. Показано, що застосування ультрависокотемпературної кераміки доцільно в жаростійких конструкціях, а кераміка на основі тугоплавких боридів і карбідів бору, армована керамічними волокнами, ефективна в жароміцних конструкціях навітряної частини орбітального космічного літака.

Ключові слова: кераміка, жаростійкість, жароміцність, конструктивні матеріали.

Проведен анализ существующих и перспективных керамических материалов с учетом требований к ним в зависимости от условий эксплуатации. Показано, что применение ультравысокотемпературной керамики целесообразно в жаропрочных конструкциях, а керамика на основе тугоплавких боридов и карбида бора, армированная керамическими волокнами, эффективна в жаропрочных конструкциях наветренной части орбитального космического самолета.

Ключові слова: керамика, жаростойкость, жаропрочность, конструкционные материалы.

The study of available and perspective ceramic materials was performed taking into account the requirements depending on exploitation conditions. It is shown that the application of ultrahigh temperature ceramics is reasonable in heat-protective structures; the ceramics based on churlish borides and borocarbon, reinforced by ceramics fibers is efficient in heat-protective structures for windward surfaces of orbital re-entry space vehicle.

Keywords:: њramics, high-temperature resistant, heat-protective, structural materials

Разработкой многоразовых космических аппаратов (МКА), обеспечивающих значительное снижение стоимости пусков, в настоящее время занимаются ученые практически всех космических держав мира [1, 2].

В настоящее время работы ведутся в двух направлениях: создание многоразовых транспортно-космических систем для выведения различных объектов в космос и разработка возвращаемых космических аппаратов, выводимых на орбиту одноразовыми ракетаносителями.

Одной из основных проблем при эксплуатации МКА являются экстремально высокие температуры, реализующиеся на поверхности в течение достаточно длительного промежутка времени при полетах с гиперзвуковыми скоростями в атмосфере Земли.

При использовании традиционных одноразовых ракетоносителей эта задача решается путем использования аблирующих покрытий, которые обеспечивают отвод тепла за счет использования теплоты химического взаимодействия и фазовых превращений при разрушении теплозащитного материала, а также за счет вдува газообразных продуктов разрушения в пограничный слой набегающего потока. При высоких тепловых нагрузках это самый эффективный метод, но для многоразовых систем необходимо использовать другие подходы и материалы при проектировании конструкций. При этом необходимо учитывать наряду с функциональными свойствами материалов их массовые параметры, которые при окончательном выборе являются основным критерием.

Так как существующие теплозащитные материалы при заданных массовых ограничениях не обеспечивают температуры, позволяющие использовать традиционные материалы ракетно-космический техники, необходимы новые жаростойкие жаропрочные конструкционные материалы, способные сохранять свои эксплуатационные свойства при многократных сменах температур в диапазоне: от минус 100 до плюс 1200 °С. В настоящее время известно три класса таких конструкционных материалов: жаростойкие жаропрочные металлические сплавы, углерод-углеродные материалы и керамические материалы.

Основным недостатком жаростойких жаропрочных металлических сплавов является высокий удельный вес, углерод-углеродные материалы окисляются в рабочих условиях, имеют очень высокую стоимость и недостаточно технологичны. Поэтому новая экономически эффективная, легкая, температуростойкая керамика, способная выдерживать требуемое количество термоциклов, может стать перспективным конструкционным материалов для гиперзвуковых многоразовых летательных аппаратов.

Цель данной работы - выбор керамических материалов для конструкций гиперзвуковых летательных аппаратов, рабочие температуры которых достигают 1200 °С на протяжении 500 пусков.

Основным недостатком, ограничивающим применение керамических материалов, является их хрупкость, обусловленная наличием дефектов структуры, которые усугубляются на каждом технологическом цикле получения керамики.

Анализ стойкости керамики к циклическим сменам температур показал, что основным параметром, определяющим надежность ее эксплуатации при полетах МКА, является термостойкость. Наиболее распространенным экспериментальным критерием оценки термостойкости керамики является резкий температурный перепад, который выдерживает материал без разрушения. Согласно экспериментальным данным, распределение керамики по термостойкости имеет вид:

Ттс (БК)>Ттс(8Ю2)>Тшс (Бе0)> Ттс(ситалл)>Ттс (А120з)>Ттс ^О)

По рабочему интервалу температур керамические материалы располагаются в такой последовательности:

810-, Si3N4 (300-1850К)> BN (300-1500K)> SiO2 (900-1400K)>BeO (300- 1300K)>ситалл (470-870К)> А1203 (300-720K)>MgO (300-500К)

Поэтому для использования в конструкциях МКА с рабочими температурами до 1200 °С может быть рассмотрена керамика на основе нитрида бора, карбида бора, карбида кремния, кварцевая керамика и перспективные новые керамические материалы [3].

К перспективным керамическим материалам относятся композиционные керамические материалы, армированные высокопрочными нитями и волокнами. Например, значения критических коэффициентов интенсивности напряженийК1с,которые реализуются в горячепрессованной нитридкремниевой керамики с объемной долей нитевидных кристаллов 8Ю 30%, достигает 10,5 МПа м , а при введении углеродных волокон - 15,6 МПам1/2 [3].

Новый перспективный класс материалов - ультравысокотемпературная керамика (УВТК) имеет точку плавления, составляющую около 3500 К, термостабильность, удовлетворительные термохимические и термомеханические свойства и высокую окислительную стойкость в условиях возвращения в атмосфере.

УВТК представляющих собой композиты с керамической матрицей из боридов, упрочненной непрерывными или дискретными волокнами, усами, пластинчатыми или изометричными частицами тугоплавких соединений (карбидов, силицидов, боридов, нитридов). Большинство исследований в мире сосредоточено на разработке ультравысокотемпературной керамики систем 2гВ2^Ю и НШ2^Ю. В Украине в Институте проблем материаловедения разработаны научные основы получения нового класса конструкционных керамических материалов с повышенным сопротивлением окислению и коррозии в газовых средах и расплавах с рабочей температурой выше 1500° С [4]. Это керамика на основе ZrB2, НШ2, 7гВ2-8Ю, 7гВ2-81С-МеВ2.

Основные свойства керамики 7гВ2-8Ю-7г(Мо)812:

Плотность, г/см4-5.2

Теплопроводность в интервале 0-2000 °С, Ш/тК60-100

Модуль Юнга, ГПа490-515

Окисление в кислороде, мг/см6-10

(привес массы при 1500 °С за время 50 час.)

Прочность при изгибе, комнатная температура,МПа400-600

Прочность при изгибе, 1500 °С, МПа250-500

Максимальная рабочая температура, °С1800-2000.

Более высокие механические характеристики и термостойкость имеет керамика из диоксида циркония, но она отличается большой плотностью - 5500-6000 кг/м3.

Создание изделий РКТ из таких материалов ведется и за рубежом. В рамках программы SHARP исследовательским центром НАСА им. Эймса проведены летные испытания острого носового конуса (SHARP В1, радиус затупления 3 мм) и острых кромок (SHARP В2, 1 мм) из УВТК систем HfB2-

БЮ, 7гВ2-Б1С, 2гВ2-С^Ю. (Ракета Мти1етап-3, возвращаемая головная часть Мк.12, максимальная скорость - 22М).Французский национальный центр аэрокосмических исследований (ОКЕКА) разработал и изготовил прототип секции входного устройства ПВРД (рис. 1) [5].

Рисунок 1. - Прототип секции входного устройства ПВРД, обработанный алмазным инструментом

Рисунок 2 - Модель острой кромки из УВТК (угол клина 8°, радиус затупления 3,5 мм)

В Харбинском технологическом институте (КНР) разработаны модели острой кромки ГЛА из УВТК состава 7гВ2 - 20 % (об.) БЮ (а) и карбида кремния, армированного волокнами углерода и проведены их испытания в плазменном потоке [6] (рис.2). (температура передней кромки - 1450 °С, время испытаний - 200 секунд).

УВТК обладает высокими термостойкостью и физико-механическими характеристиками, однако она имеет достаточно высокую плотность и стоимость, ее применение эффективно при температурах 1500 - 1800 °С. Применение УВТК целесообразно в жаропрочных конструкциях орбитального космического самолета (носовой обтекатель, кромки крыльев), температуры которых достигают такого уровня.

Для конструкций, работающих при температурах до 1200 °С целесообразно использовать керамические материалы с соответствующим рабочим интервалом температур и меньшей плотностью. В связи с этим в настоящее время для лобовых частей крыльев стабилизаторов, килей и обтекателей головных частей в основном используется керамика на основе БЮ2, SiC, ВК, SiзN4 в виде композиционных волокнистых, пенных и тканевых материалов с той или иной степенью пропитки, жесткости и плотности. Современная технология обтекателей ракетных систем на основе БЮ2, БЮ2 - В203, БЮ2 - В20з-А120з включает золь-гель процесс, формование методом шликерного литья или гидростатического прессования и последующее спекание при 1500-1600 К [10]. Основным недостатком этих материалов является недостаточная термостойкость, их применение эффективно для жаропрочных конструкций одноразовых изделий РКТ.

В многоразовых летательных аппаратах температуры до 1200 °С реализуются на наветренной части орбитального космического самолета, площадь которой составляет порядка 40% и на выступающих конструкциях планера транспортно-космической системы (рис. 3).

Рисунок 3 - Расположение жаростойких конструкционных элементов в планере ТКС

Для жаропрочных конструкций многоразовых летательных аппаратов перспективным принципиально новым конструкционным материалом может стать керамика на основе тугоплавких боридов и карбида бора с большим количеством ковалентной составляющей химической связи, которая не выявляет заметной высокотемпературной ползучести до температур 0,5-0,8 Тпл, что значительно выше, чем в металлических конструкционных материалах. Керамика имеет в 1,5-2 раза меньший, чем металлические материалы, коэффициент термического расширения, что позволяет снизить уровень тепловых деформаций конструкционных элементов. Повышение прочности таких материалов может достигаться за счет введения в них пластической фазы, увеличения эффективной энергии разрушения путем измельчения зерна, создания внутренних сжимающих напряжений на пути перемещения трещины, армирования волокнами. Из всех известных методов устранения хрупкости керамических материалов, только армирование керамическими волокнами дает возможность повысить прочность и вязкость разрушения в 22-25 раз, при сохранении уровня твердости и жесткости [7].

Технология синтеза таких композиционных керамических материалов создана в Киевском политехническом институте - разработан принципиально новый способ выращивания кристаллов тугоплавких соединений, который заключается в том, что безтигельной зонной плавке подвергаются неспеченные порошковые заготовки пористостью 35-50 % ив процессе плавки перед фронтом плавления одновременно проходит очистка частичек порошка от примесей и уплотнение прессовки до безпористого состоянию. Последнее достигается за счет введения в исходный порошок растворителя примесей с температурою плавления ниже, чем температура плавления тугоплавкого соединения. Микроструктура поверхности образца эвтектического композита ЬаБб-ТШгпредставляющая матрицу одного тугоплавкого соединения (бориды РЗМ, карбиды бора, карбидкремния, др), армированную монокристаллическими волокнами другого тугоплавкого соединения (бориды переходных металлов, неметаллические тугоплавкие соединения) приведена на рис.4.

Рисунок 4 - Микроструктура поверхности образца эвтектического композита LaB6-TiB2. х5000

Механическая прочность при изгибе армированных керамических композитов с диаметром волокон 0,8-1,5 мкм находится на уровне металлических и металлокерамических твердых сплавов и составляет 4001500 МПа при комнатной температуре. С увеличением температуры прочность армированных керамических материалов возрастает и при температурах 600 - 1300 °С составляет 480 - 1500 МПа. Модуль упругости может меняться в широком диапазоне от 250 ГПа до 700 ГПа.

Установлено, что механические характеристики армированных керамических материалов возрастают по мере уменьшения диаметра волокон армирующей фазы и при размерах 0,2 - 0,15 мкм их прочность составляет 4,4 ГПа, а вязкость разрушения К1с=24 МПа.м .

Армированные керамические материалы на основе боридов и неметаллических тугоплавких соединений владеют рекордными по сравнении с другими классами материалов значениями термической стабильности физикохимических свойств. Теплопроводность армированных керамических материалов в рабочем диапазоне температур составляет 40-200 Вт/мК.

Рисунок 5 - Иерархическая схема требований к керамическим материалам для жаростойких конструкций МКА

Таким образом, керамические материалы должны обеспечивать достаточную прочность и надёжность жаростойких конструкций МКА при их минимальной массе. Иерархический характер основных требований к керамическому материалу приведён на рисунке 5.

На основе проведенного анализа существующих и перспективных керамических материалов и с учетом основных требований к материалу в зависимости от условий эксплуатации можно сделать следующие выводы:

1. Применение УВТК, имеющей плотность 4-6,5 кг/см и рабочие температуры 1500-2000 °С, целесообразно в жаропрочных конструкциях орбитального космического самолета (носовой обтекатель, кромки крыльев), температуры которых достигают такого уровня.

2. Керамика на основе тугоплавких боридов и карбида бора, армированная керамическими волокнами, с плотностью 2,5-3,5 г/см3 и рабочими температурами 1200-1300 °С эффективна в жаропрочных конструкциях наветренной части орбитального космического самолета и на выступающих конструкциях планера транспортно-космической системы, где реализуются указанные температуры.

Библиографические ссылки

1. В. Тетерина, Т.Е. Кревина, «Возвращение к использованию многоразовых космических кораблей», сб. Актуальные проблемы авиации и космонавтики. Технические науки. Сибирский государственный аэрокосмический университет, Красноярск.

2. www.aerospaceweb.org.

3. А.П. Гаршин, В.М. Гропянов, Г.П. Зайцев, С.С. Семенов «Керамика для машиностроения». - Москва.-2003.

4. O.N. Grigoriev, B.A. Galanov, V.A. Lavrenkoet.al, OxidationofZrB2- SiC(ZrSi2) ceramicsinoxygen, J. Europ.Ceram. Soc. 2010,30, 2397-2405

5. Ultra High Temperature Ceramics: Densification, Properties and Thermal Stability. J.F. Justin, A.Jankowiak«OneraAerospacelab Journal». Issue 3. November 2011. P. 11.

6. Ablation behavior of ZrB2-SiCultra high temperature ceramics under simulated atmospheric re-entry conditions. Zhang X., Hu P., Han J., Meng S. Composites Science and Technology. - 2008. - Vol.68. Iss. 7 - 8. P. 1718 - 1726.

7. ЛободаП.І.Фізико-хімічні основи створення нових боридних матеріалів для електронної техніки і розробка керамічних катодних вузлів з підвищеною ефективністю: Дис. д.т.н.: 05.16.06. - К., 2004. - 512 с.

Размещено на Allbest.ru