Изоляция космических кораблей

Изоляция космических кораблей Мiнiстерство освiти i науки України Український державний хiмiко – технологiчний унiверситет з дисциплiни “Основи наукових дослiджень “ Високотемпературна iзоляцiя для космiчних кораблiв Виконав: студ. гр. 3-ТК-64 Гурський Є. А. Перевiрила: доцент Смакота Н. П. Днiпропетровськ 2001 Змiст 1. Види високотемпературної iзоляцiї, призначення. Умови служби -----------------------------------------------------4 2. Сировиннi матерiали для виготовлення високотемпературної iзоляцiї-----------------------------------10 3. Особливостi технологiї виробництва високотемпературної iзоляцiї -----------------------------------14 --------------------------------------------------------------18 ----------------------------------------------------------19 Вступ Високотемпературна iзоляцiя для космiчних кораблiв та надзвукової авiацiї представляє собою зазвичай багатошаровий композицiйний матерiал, що може протистояти тривалiй дiї пiдвищених температур (бiльше 1000 ºС), витримувати дiю пiдвищеного та низького (вакуум) тиску та має ще ряд подiбних властивостей. Матерiал отримують iз оксидiв, таких бескисневих з’єднань, як нiтрид кремнiю, борид кремнiю, карбiд кремнiю та багато iнших, схожих по своїм якостям з’єднань. Для отримання таких матерiалiв застосовуються дуже дорогi технологiї виробництва, що не в останню чергу впливає на кiнцеву вартiсть отриманих виробiв. Подальша досконалiсть технологiї виготовлення та хiмiчного складу дозволить знизити вартiсть високотемпературної керамiки, а також покращити ряд властивостей, котрi необхiднi для подальшого використання цього матерiалу в космiчнiй галузi при тому, що вона тiльки розвивається та має великi перспективи на майбутнє завдяки потрiбностi людини в дослiдженнi космiчного простору. Взагалi, високотемпературна керамiка – це так званий пiдклас спецiальної керамiки, виробництво якої безперервно поширюється завдяки вимогам новiтнiх технологiй, таких як виробництво теплових машин, електронних та оптичних пристроїв, аерокосмiчної галузi, рiжучих iнструментiв та iнших. За цiєю сферою дiяльностi слiдкує Нацiональний iнститут стандартiв та технологiй, метою чого є досягнення кращого розумiння критичних параметрiв матерiалiв – мiкроструктури та хiмiї, котрi контролюють властивостi спецiальної керамiки та її експлуатацiйнi характеристики; розвинення методiв вимiрювання, стандартiв та накопичення даних, необхiдних для управлiння цими параметрами, з тим щоб промисловiсть могла надiйно та ефективно виробляти конкурентноспроможну продукцiю високої якостi при бiльш низьких цiнах. Завдяки цьому об’єм продаж спецiальної керамiки на внутрiшньому ринку в 1990 роцi склав приблизно 53,6 млрд. доларiв та досяг 59,2 млрд. доларiв у 2000 роцi.[1 ]. 1. Види високотемпературної iзоляцiї, призначення. Умови служби Високотемпературна iзоляцiя призначена для захисту поверхнi об’єктiв (в нашому випадку— поверхнi космiчних кораблiв) вiд рiзноманiтної дiї навколишнього середовища, в якому перебуває той чи iнший об’єкт. Так, наприклад, композицiйний матерiал може застосовуватись для передньої кромки надзвукових лiтакiв для захисту вiд тертя повiтря об поверхню апарата. Матерiал має склад: 20 об.% ZrB2 —SiC, змiцнений безперестанним волокном, отриманим методом хiмiчного осадження на вуглецеве волокно SiC—ПК з послiдуючим нанесенням 30 об.% покриття з аморфного вуглецю товщиною 2—3 мкм, дiаметром 140 мкм. Композицiйний матерiал має густину 3,12 г/см3ºС дорiвнює 441 та 200 МПа, та володiє високою стiйкiстю при високих температурах.[2 ]. лист товщиною 0,065 см iз SiC- волокон дiаметром 9 мкм з теплопровiднiстю 0,644 Вт/(м·К). Послiдуючий шар складався з корундового матерiалу товщиною 2,305 см з теплопровiднiстю 0,15 Вт/(м·К) та складеного з волокон дiаметром 3 мкм, декiлька шарiв з волокон алюмоборосилiкатного скла з дiаметром волокон 3 мкм, алюмiнiзованої полiамiдної плiвки, шару волокон з алюмоборосилiкатного скла товщиною 0,109 см та дiаметром волокон 3 мкм та покриття з SiC товщиною 0,036 см. Теплоiзоляцiйнi властивостi композицiйного матерiалу, при iмiтуваннi входу корабля в атмосферу пiсля полiту, дослiдили шляхом нагрiву в дуговiй плазмi та встановили ефективнiсть композицiйного матерiалу при густинi енергетичного потоку до 31 Вт/см². Наведенi аналiтичнi моделi термiчних характеристик композицiйного матерiалу, результати випробувань. При товщинi композицiйного матерiалу 2,61 см та густинi 0,174 г/см³, його теплопровiднiсть при 670 К склала 0,055 Вт/(м·К), а величина питомої теплоємкостi при 1078К— 1,54·10³ Дж/(кг·К).[3 ]. Такi матерiали мають можливiсть використання також для створення та забезпечення надзвукових полетiв, високоефективних турбiнних двигунiв, розробки сучасних ракетних систем. Одним iз нових теплоiзолюючих матерiалiв є система термiчного захисту “ТОРНАТ”, яка складається iз зовнiшнього керамiчного композицiйного матерiалу, з’єднаного високомiцним жорстким iзолятором, котрий, в свою чергу, з’єднується з поверхнею апарату. Мiж зовнiшнiм шаром та жорстким iзолятором помiщують гнучкий iзолятор малої густини. Система володiє значним опором удару часток малих енергiй, витримує температуру на поверхнi до 1700ºС.[4 ]. Зазвичай, теплоiзолюючi матерiали для космiчних кораблiв – це вироби багатократного використання з кремнезему, вкритих глазур’ю на основi карбiду кремнiю, що дозволяє оптимiзувати вiдвiд тепла вiд поверхнi космiчного корабля в кордонах 650-1260ºС. Така iзоляцiя вкриває близько 80% поверхнi космiчного корабля. Для порiвняння: композицiйний матерiал на основi Si3 N4ºС, але деякi властивостi (розтрiскування та iншi) не дають можливостi використовувати цей матерiал окремо, а використання його в поєднаннi з iншими матерiалами знижує теплостiйкiсть захисного матерiалу в цiлому. В ракетнiй технiцi можуть застосовуватись графiто-епоксиднi матерiали в сумiсностi зi скловолокном, котрi мають нижчi властивостi, анiж матерiали на основi карбiдiв, але достатнi для їх експлуатацiї. Як в авiацiї, так i в космiчнiй технiцi усi деталi повиннi мати порiвняно невелику масу. Це стосується також i iзоляцiйних матерiалiв, тому нелегко виробити такий матерiал, котрий мав би наряду з високими механiчними та теплоiзоляцiйними характеристиками невелику масу та мати невелику вартiсть. Так, наприклад, фiрма PNL (США) розробила керамiчний матерiал з тканих металевих та керамiчних ниток. Мiцнiсть матерiалу порiвняна з мiцнiстю сталi A1, хоча їх питома маса складає 0,1 маси металiв. Матерiал назначений для довгострокової експлуатацiї в космосi та його вартiсть склала близько 11250 доларiв за 1 кг. Для запобiгання виробiв вiд ударiв метеоритiв передбаченi багатошаровi екрани. У композицiйних матерiалiв з вуглецевою матрицею, армованою волокнами вуглецю низька густина, пiдвищена механiчна мiцнiсть при дуже високих температурах та висока стiйкiсть до окислення. Вартiсть таких композицiйних матерiалiв склала 5000—45000 доларiв за один кiлограм.[5 2. Сировиннi матерiали для виготовлення високотемпературної iзоляцiї залежностi вiд спецiального призначення iзолюючого матерiалу склад сировинних матерiалiв регулюють таким чином, щоб забезпечити надiйну службу iзоляцiї на протязi довгого часу. Але основними сировинними матерiалами для виготовлення високотемпературної iзоляцiї є карбiди, зокрема карбiд кремнiю та нiтрид кремнiю. Розглянемо властивостi цих матерiалiв. Нiтрид кремнiю Si3 N4 отримують високотемпературними хiмiчними реакцiями при 1000–1600ºС. Першi керамiчнi реакцiонно спеченi пористi вироби iз Si3 N4 були отриманi пресуванням виробiв iз порошка Si з послiдуючим опалом в середовищi N23 N4 4—11 МПа·м1/22 O33 N4 3,44 г/см³. Нiтрид кремнiю кристалiзується в орторомбiчнiй системi. При температурi 1900 ºС Si3 N4 розкладається. Нiтрид кремнiю хiмiчно iнертний до багатьох розплавлених металiв та солей. Розплавленi їдкi луги розкладають його з видiленням амiаку. Нiтрид кремнiю використовують як зв’язки у виготовленi виробiв з карбiду кремнiю. Таку зв’язку отримують шляхом опалу в середовищi азоту виробiв з SiC та введеного в нього металiчного кремнiю. Коефiцiєнт теплового розширення Si3 N4 невеликий та складає 2,46·10-6 (при 20-1000 ºC). Теплопровiднiсть полiкристалiчного Si3 N4 0,0037 ккал/см·сек·ºС (при 200-1300 ºC). Термостiйкiсть виробiв добра. Порiг мiцностi при стисканнi Si3 N4², при згинаннi 1100-1400 кГ/см². Мiцнiстнi характеристики до 1400ºС змiнюються незначно. Густа Si3 N4 – керамiка складена основним чином iз високотемпературного b-Si3 N4 . Свiтове виробництво Si3 N4 складає приблизно 500 т/рiк. Карбiди— це з’єднання вуглецю з металами (MeC). Вони вiдрiзняються високою температурою плавлення або розкладання. Найбiльше використання у технiцi здобули карбiди титану TiC i карбiд кремнiю SiC. Карбiд титану використовують головним чином для виготовлення жаростiйких матерiалiв, деталей в реактивнiй технiцi, а також деяких виробiв для атомних реакторiв та в iнших випадках. Карбiд кремнiю SiC найбiльш широко використовують в рядi областей технiки завдяки великiй твердостi (абразиви), вогнетривкостi та специфiчним електрофiзичним властивостям. Данi о властивостях SiC наведенi нижче. Густина в г/см ³ ………………………………………… 3,21 Твердiсть по мiнералогiчнiй шкалi ………………9,2—9,5 Мiкротвердiсть в кг/см ² ………………………3000—4500 Порiг мiцностi в кг/см²: при стисканнi перпендикулярно оптичнiй осi…22500 при згинаннi …………………………………………1550 Теплопровiднiсть виробiв iз рекристалiзованого карбiду кремнiю при 200-1400 ºC в кал/см·сек·град …………………0,04 Коефiцiєнт термiчного розширення в iнтервалi температур 20-1000 ºC град-1 ……………………5. 2·10-6 Величина та характер змiни електроопору в областi температур до 1500 ºС, а також висока стiйкiсть до окислення при тривалiй дiї високих температур обумовили використання карбiду кремнiю як матерiал для електронагрiвних опорiв. Окрiм виготовлення нагрiвних елементiв та нелiнiйних опорiв карбiд кремнiю використовують як конструкцiйний матерiал для ракетної технiки. Однак перед цим проводилася тривала дослiдницька робота, яка була направлена на отримання густого беспористого карборунду. Такий матерiал в СРСР та за кордоном був отриманий. Його вiдносна густина складає 0,95-0,98, порiг мiцностi при стисканнi 10000-14000 кГ/см².[6 ]. 3. Особливостi технологiї виробництва високотемпературної iзоляцiї iзоляцiї для космiчних апаратiв, ракет та надзвукових лiтакiв. Розглянемо деякi з них. Виготовляються легковажнi високотемпературнi керамiчнi теплоiзоляцiйнi блоки з низькою теплопровiднiстю, високою мiцнiстю методом формування виробiв з стiльниковою структурою з високотемпературного матерiалу. Формування заготiвок робиться шляхом поперемiнного з’єднання гофрованих та плоских листiв, для одержання яких використовують волокна iз Al2 O3 , SiO2 , C, ZrO2 , Si3 N4 , SiC, нитковиднi кристали SiC, Si3 N47 ]. При нанесеннi покриття методом хiмiчного осадження iз газової фази при вигораннi iсходнi матерiали розчинюються в палаючих органiчних розчинниках (ксилолi або толуолi), розчин розпилюють за допомогою окислюючого газу, наприклад, повiтря, у виглядi аерозоля навкруги пропанової горiлки, в результатi чого трапляється його загорання. Вироби, на якi повинно бути нанесене покриття помiшають в (або) рядом з полум’ям та витримують на протязi часу, достатнього для нанесення покриття потрiбної товщини. Застосовується композицiйний матерiал зi SiC змiцненим волокном Nicalon, Nextel та С з ортотропним та квазiiзотропним розмiщенням волокон, котрий отримується методом пропитки формованих заготiвок iз волокна хiмiчним осадженням iз газової фази. Пiсля обробки на протязi 100 хвилин при температурi 1500ºС композицiйний матерiал, змiцнений волокном Nicalon, вiдрiзнявся незначною змiною маси та вiдсутнiстю змiни морфологiчних характеристик поверхнi. На поверхнi кордону роздiлу волокно/ матриця утворився вуглецеподiбний шар. Втрата маси композицiйних матерiалiв, змiцнених волокном Nextel, з ортотропним розмiщенням волокон при температурi 1100ºС склала 2,04·107²·с). [8 ]. Конструкцiйний керамiчний композицiйний матерiал, складений з 30-60 об.% вуглецевих волокон, 10-55 об.% матрицi з SiC та C при їх масовому спiввiдношеннi вiд 20:1 до 2:1 та 5-40 об.% вiдкритих та закритих пор, на який наносять багатошарове захисне покриття, має такi властивостi: ρ=<2. 3 г/см³, максимальна температура застосування 1600ºС, σрозт>200 МПа (без крихкого руйнування), стiйкий в кислiй атмосферi (на повiтрi). При температурi 20-1600ºС на протязi не менше 50 годин, може витримувати без руйнування не менше 100 термоударiв. Перший шар цього покриття товщиною 20-150 мкм складається з одного або декiлькох з’єднань, що мiстять Si, C, B, O2 , другий шар товщиною 50-250 мкм — iз боридiв та (або) силiцидiв перехiдних металiв в комбiнацiї з SiC, SiO2 або SiOC, третiй шар товщиною 20-250 мкм— з одного або декiлькох з’єднань типа SiO2 , SiC, MoSi22 B, Si3 N4 , ZrO2 , Y2 O, Al2 O32 O3 ·SiO2 2 -лазера з оптикою з Ge та комп’ютерним сканером. Лазерним променем нарiзають заготiвки потрiбного розмiру, котрi пiсля цього приварюють променем до наступного шару з послiдуючим вирiзанням заготiвок потрiбної форми. З отриманих 28-шарових корундових заготiвок на органiчному та неорганiчному зв’язуючому та з нанесеним спецiальним тимчасовим покриттям на силiконовiй основi. Такий матерiал є також перспективним i в автомобiльнiй галузi. [9 ]. Технологiя нанесення покриття на волокна для композицiйних матерiалiв з керамiчною матрицею шляхом хiмiчного осадження iз газової фази (SiC) та золь-гель технологiя (TiO2 , Nb2 O5 ) дозволяє використовувати високотемпературнi покриття без окислення до 1482ºС.[10 ]. Висновок Галузь виробництва високотемпературної iзоляцiї для космiчних кораблiв ще тiльки розвивається, в цiй сферi є величезний обсяг роботи, тому це дуже прибуткова дiяльнiсть особливо для тих компанiй, якi не тiльки запропонували, а i займаються виробництвом високотемпературної iзоляцiї, котрих в наш час поки ще не багато. В ходi розвитку цiєї галузi по мiрi вдосконалення технологiй виробництва буде знижуватись вартiсть та пiдвищуватись якiсть продуктiв. Лiтература 1. Цитую по РЖХ №2 1994: (2М2. Специальная керамика-ключ к будущим технологиям. Advanced ceramics: a key to future technologies// Amer. Ceram. Soc. Bull.. -1992. -71, №2. -с. 180-181. - Англ.) Цитую по РЖХ №11 1994: (11M 108. Получение и характеристика композиционных материалов на основе диборида циркония, упрочненных непрерывным волокном, для передней кромки самолетов. Preparation and characterization of continuous fiber reinforced zirconium diboride matrix composites for a leading edge material/ Stuffle Kevin, Lougher Waine, Chanat Stephanie// Adv. Mater.: Meet. Econ. Challenge: 24th Цитую по РЖХ №6 1993: (6M167. Эластичные композиционные изоляционные материалы для защиты космических кораблей. Composite flexible insulation for thermal protection of space vehicles/ Kourtides Demetrius A. Tran Huy K.,Chiu S. Amanda// 37th Int. SAMPE Symp. And Exhib.”Mater. Work for you 21st Cent.” March,9-12,1992. Covina (Calif.),1992. -c. 147-158. -Англ.) Цитую по РЖХ №11 1994: (11M122. Система термической защиты из керамического композиционного материала для сверхзвуковых летательных аппаратов. A ceramic matrix composite thermal protection system for hypersonic vehicle/ Riccitiello S. R., Love W. L.,Pitts W. C.// SAMPE Quart.. - 1993. -24,№4. -с. 10-17. -Англ.) Цитую по РЖХ №10 1993: (10M163. Применение необычных композиционных материалов. Exploit miracle materials/Tortolano F. W.//Des. News. -1992. -48,№13. -с. 146-148,150,152,154. - Англ.) Цитую по РЖХ №14 1992: (14M133П. Высокотемпературные теплоизоляционные блоки.: Заявка 280380 Япония, МКИ5 Salvatore R.,Love Wendell L., Balter-Piterson Aliza// Adv. Mater.:Meet. Econ. Challenge: 24th Int. SAMPE Techn. Conf., Toronto,Oct. 20-22,1992. -Covina (Calif.),1992. -с. т1107-т1122. -Англ.) Цитую по РЖХ №2 1992: (2M 114. Новости [технологии нанесения многослойных керамич. покрытий]. Engineering news// Des. News. -1991. -47,№6. -с. 45. - Англ.) 10. Цитую по РЖХ №3 1994: (3M 64. Нанесение покрытий на волокна для композиционных материалов с керамической матрицей. Fiber coatings for ceramic matrix composites:[Dap.] 16th Annu. Conf. Compos. and Adv. Ceram. Mater., Cocoa Beach, Fla: Jan. 7-10,1992/ Carpenter H. W.,Bohlen J. W.//Ceram. Eng. and Sci. Proc.. -1992. -13,№7-8,Pt 1. -C. 238-256. - Англ.)