5.4. Углеродные и углеродкерамические композиционные материалы.

Контролируемый пиролиз углепластиков (табл. 50) на основе органических (фенолоальдегидных и других) и элементоорганических, в основном, термореактивных связующих позволяет получить материалы с термоустойчивостью до 1500-1800 (в перспективе до 2000-2500) ˚С для использования в «горячих» конструкциях авиакосмической техники [1,57,58].

Плотности тепловых потоков (табл. 51) и равновесные температуры (рис. 95, табл. 52), характерные для условий эксплуатации «горячих» конструкций могут существенно превышать тепловые возможности конструкционных материалов. Предельные температуры эксплуатации металлических сплавов (в ˚С) составляют: сплавы алюминия – 160 (до 2,7 Max, кратковременно – до 500), сплавы титана – 400 (до 3,3 Max, кратковременно – до 850-1000),сплавы бериллия – 450, сплавы магния – 180 (до 300), сталь 30XГС (до 3,7 Max, 200, кратковременно – до900), никельхромовые сплавы – 815-1035, коррозионностойкие стали – 500, кобальтовые сплавы – 870-1205, медноникеливые сплавы –300, бронза – 200-400. Рабочие температуры керамических материалов составляют 1500-1700˚С, для SiC - 1850˚С, ZrB - 2200˚С, Si₃N₄ - 1350˚С. Верхний предел применимости конструкционных термоустойчивых металлических сплавов без тепловой защиты ограничен воздействием теплового потока около 2,5·10⁴ Вт/м², который приводит к равновесной температуре T_w ≥ 1500 K. Превышение этих параметров приводит к разрушению материалов (процесс абляции, начало при тепловом потоке выше 0,5 МВт/м²). Материалы, сохраняющие требуемые эксплуатационные свойства при воздействии тепловых потоков 200-1000 МВт/м² отсутствуют. Жаропрочные стали, титановые сплавы могут работать при воздействии 0,20-0,25 МВт/м², сплавы алюминия при 0,14-0,16 МВт/м². Среди неметаллических материалов ПКМ (в зависимости от состава) могут работать при воздействии потока в 0,03-0,7 МВт/м² (абляция начинается при воздействии потока 0,5-30 МВт/м²). Наиболее термоустойчивы углеродные композиционные материалы, сохраняющие высокие конструкционные свойства (с защитой от окисления) до 2000˚С (рис. 96-100, табл. 53-55). Разрушение (абляция) УУКМ происходит при воздействии тепловых потоков более 30 МВт/м² с высокими значениями эффективной энтальпии Н_эфф>83 МДж/кг.

Конструкционные ПКМ широко используются в качестве силовых в РДТТ (60% масс. и более), ЖРД (20-40% масс.), КА (до 25% масс., например, несущий корпус КА Mars Polar Lander изготовлен из 3-х слойной конструкции с оболочками из эпоксидных углепластиков и сот из алюминия, рис. 101-103).

Для защиты одноразовых конструкций от воздействия высокоскоростных высокотемпературных потоков наиболее эффективно использование абляционных (жертвенных) ПКМ (рис.104).

Абляция – саморегулирующийся процесс тепло- и массообмена между компонентами набегающего потока и компонентами абляционного материала, в котором после поглощения тепла проходят многочисленные энергоемкие эндотермические (кроме экзотермического процесса горения) физико-химические и механические процессы.

Эффективность процесса абляции определяется различными параметрами, чаще всего, эффективной энтальпией процесса абляции , то есть количеством тепла , которое требуется для разрушения (абляции) и уноса с поверхности единицы массы ТЗМ.

, где:

- теплосодержание ТЗМ при температуре абляции (зависит от типа ТЗМ);

φ - доля ТЗМ, в котором прошли физико-химические превращения компонентов;

- затраты тепла на физико-химические превращения компонентов ТЗМ (тепловые эффекты плавления, кипения, сублимации, деструкции, диссоциации, ионизации и так далее);

β - коэффициент вдува, параметр, определяющий эффективность конвективного теплообмена; вдув осуществляют продукты абляции ТЗМ, поступающие навстречу набегающему потоку, расширяющие сжатый слой;

- разность теплосодержаний (теплосодержание компонентов набегающего потока) и (теплосодержание продуктов, вдуваемых из аблирующего ТЗМ навстречу набегающему потоку);

- количество тепла, переизлучаемого аблирующим ТЗМ.

ПКМ аблируют по смешанному механизму: пластики на основе кремнеземных, кварцевых, асбестовых наполнителей эффективны, благодаря высоким значениям и, особенно, расплавов наполнителей, высоковязкие расплавы не сдуваются с поверхности абляции, а кипят; углепластики эффективны благодаря высоким значениям ( ) углеродных компонентов ТЗМ; органопластики эффективны благодаря низкой тепло- и температуропроводности, высокой теплоемкости, ( ), высоким значениям (при 800-1200˚С вдуваемые пары относительно «холодные») и β (большой объем низкомолекулярных паров, β ~f (29/мол. масса пара)).

(в МДж/кг) составляет: для резин 0,2-4; кварце-, асбо-, органопластиков, углепластиков 6-40;УУКМ 25-70; алюминиевых сплавов 0,33-0,65; сталей, титановых сплавов 0,7-0,85.

Рис. 96. Типичные кривые аэродинамического нагрева ЛА при входе в плотные слои атмосферы [59]:

1 – БРСРД; 2 – БРДД; 3 – планирующий спуск; 4 – ИЗС (орбитальный);

5- сверхорбитальный (возвращение с Луны);

Равновесные температуры T_w : при 8 Max – до 2500К, при 20 Max более 2500К, при 24 Max – более 7000К.

Таблица 50. Свойства углеродных волокон, используемых в производстве УУКМ [57].

Фирма	Hercules (USA)			Toray (Japan)				BASF (FRG)		AMOCO (USA)			Графи- товый крис- талл
Исходное сырье	PAN			PAN				PAN		nek
Марка	AS4	IM6	HMS4	T300	T800	M40	M50	G40	GY70	P55	P75	P100
Диаметр, мкм	8	5	8	7	7	7	7	7	8	10	10	10	-
Плотность, г/см^3	1,79	1,76	1,80	1,76	1,81	1,81	1,91	1,77	1,96	2,0	2,0	2,15	2,26
^+, ГПа	3,7	5,1	2,3	3,5	5,6	2,7	2,4	5,0	1,9	1,9	2,1	2,2	100*
Е^+, ГПа	230	280	360	230	300	400	500	300	520	380	520	700	1000*
, %	1,6	1,7	0,8	1,5	1,9	0,6	0,5	1,6	0,3	0,5	0,4	0,3	10*
Электросопротивление мОм ·м	-	-	-	18	14	11	9,5	13	6,5	8,5	7	2,5	0,4*
 10^-6 ·К^-1	-	-	-	-0,6	-0,75	-0,75	-0,7	-	-	-1,3	-1,4	-1,45	-1,8*
, Вт/м ·К^-1	-	-	-	10	15	45	100	-	175	100	150	300	2000

* в плоскости ав

Таблица 51. Плотности тепловых потоков, МВт/м², на наружной поверхности стенки конструкции, характерные для условий эксплуатации некоторых конструкций [61].

№	Конструкция	Плотность теплового потока МВт/м^2(элемент конструкции)
1	Камеры сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).	5-17 (ЖРД начала космической эры); 80-120 (современные ЖРД)
2	Ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ).	1-20 (корпус РДТТ); 22-30 (вкладыш сопла)
3	Аппарат, входящий в плотные слои атмосферы Земли: головная часть (ГЧ) баллистической ракеты; спускаемый аппарат (СА, искусственный спутник Земли); орбитальный корабль типа «Шаттл»	6-17 (наконечник ГЧ); 0,5-5 (бок ГЧ) 20-40 (лобовой экран СА) 7-30 (носок обтекателя, кромки крыльев и рулей); 0,8-1,2 (нижняя часть фюзеляжа) 0,1-0,5 (верхняя часть фюзеляжа)
4	Аппарат, летящий в приповерхностном слое атмосферы Земли: Самолет Ракета на восходящей ветви траектории полета после старта	0,02-0,25 (наружная обшивка) 0,2-1 (наружная обшивка)

Таблица 52.Соотношение основных параметров работы энергетической установки в различных ее зонах [61].

Параметр	Зона
	1-я	2-я	3-я	4-я	5-я
Температура газа Т, К	1750-4000	80-95% от Т1	80% от Т1	50-60% от Т1	50-40% от Т1
Давление газа Р, МПа	0,5-20	90-95% от Р1	40-50% от Р1	25-20% от Р1	0,5-2% от Р1
Скорость истечения газа W, м/с	0-300	350-1000	1000-1200	1500-1800	2500-3500

Рис. 97. Зависимость σ⁺ от температуры конструкционных материалов [57, 58]:

1-алюминиевые сплавы;

2-титановые сплавы;

3-сталь;

4-никелевые сплавы;

5-углерод-углеродные КМ (2Д, 0/90);

6-Si₃N₄, SiC;

7-Refractory металлы (Mater. Des, 1988, v. 9, p. 247).

Рис. 98. Зависимость удельной прочности материалов от температуры: 1 – ориентированный УУКМ на высокомодульном волокне и пироуглеродной матрице; 2 – эпоксибороволокнит; 3 – бороволокнит на алюминиевой матрице; 4 – Ni/С, степень наполнения 60%; 5 – бериллий; 6 – нержавеющая сталь; 7 – сплав RENE-41; 8 – углеволокнит Carbitex; 9 – сплав ТД-никель; 10 – УУКМ (углеродный войлок + пироуглеродная матрица); 11 – графит АТУ.

Рис. 99. Свойства однаправленных Рис. 100. Анизотропия свойств

УУКМ[57]. УУКМ[57], (G-изотропный).

Таблица 53. Свойства УУКМ различных структур.

	США		Франция
	2Д	3Д	4Д	Ткань
Марка материала Тип матрицы Температура ТО,К σ^+, МПа σ^-, МПа Е^+·10^-3, МПа Теплопроводность, Вт/(м·К) Температурный коэффициент линейного расширения ·10^6 при 300-2300К, 1/К	5451 Кокс пека 1570-1650 45 90 28 5,9-15,0 -	SPE Кокс пека 1970 115 77 65 18-22 1,86	Сепкарб-500 Кокс пека 1800-1950 - 70-120 - 50-150 1,0-2,0	Аэролор-22 Пироуглерод 1500-1800 40-70 120-200 20-30 - -

Таблица 54. Свойства УУКМ в зависимости от схемы армирования.

Схема армирования (структура), тип армирующего материала, объемное содержание волокна, %	, ГПа	, ГПа	, МПа
1Д, волокно, 55 2Д, ткань, 35 3Д, ткань прошитая, 50 Хаотическая, войлок, 35	1,2-1,4 0,3 0,25-0,3 0,17	150-200 60 50-150 15-20	20-40 20-40 50-80 20-30

Рис. 101. Зависимость прочности при сжатии (--), растяжении (--) и модуля упругости при растяжении (---) УУКМ типа AVCO (ЗД) и графита ATJ-S от температуры:

1-AVCO (ЗД); 2-ATJ-S (вдоль зерен); 3-ATJ-S (поперек зерен).

Таблица 55. Характеристики углерод-углеродных и углеграфитных материалов.

Метод получения	ρ, кг/м^3	σ^+, МПа	σ^-, МПа	Е^+·10^-3, МПа	λ, Вт/(м·К)	КЛТР α·10^-6, 1/К	Структура, тип матрицы
УУКМ на основе высокомодульных волокон (осаждение из газовой фазы)	1750	75,5	200,0	30,0	6-8	2-3	3D –плетеная, пироуглерод
УУКМ на основе низкомодульных волокон (пропитка при низком давлении)	1500	80,0	185,0	23,0	5	6	Тканевая, фенольная
УУКМ на основе высокомодульных волокон (пропитка в газостате)	1700	91,0	99,0	31,0	3,8	2,6	Тканевая, фенольная
УУКМ на основе высокомодульных волокон (осаждение из газовой фазы)	1800	100,0	200,0	42,0	10	4	4D – плетеная, пироуглерод
Графит ЦМ-Р	1960	13,0	75,0	53,0	110-130	3,4	-

Рис.102. Конструкции с сетчатыми оболочками из углепластиков [1]:

А. Конструкция сетчатой структуры: 1 – сетчатая оболочка; 2 – наружный несущий слой;

Б. Конструкционная схема сетчатой (ячеистой) оболочки;

В. Оболочка, подкрепленная системой спиральных ребер: 1 – торцевые шпангоуты; 2 – спиральные ребра; 3 – обшивка;

Г. Переходный отсек ячеистой структуры.

Рис. 103. Общий вид корпусов РДТТ, полученных намоткой из ВПКМ [1].

Рис. 104.Материалы обтекателя полезной нагрузки ракетного ускорителя «ПЕГАС»: