Реферат: Изоляция космических кораблей

Міністерство освіти і науки України

Український державний хіміко – технологічний університет

Кафедра ХТКС

Реферат

з дисципліни “Основи наукових досліджень “

Тема: Високотемпературна ізоляція

для космічних кораблів

Виконав:

студ. гр. 3-ТК-64 Гурський Є.А.

Перевірила:

доцент Смакота Н.П.

Дніпропетровськ 2001

Зміст

Вступ -------------------------------------------------------------------3

1. Види високотемпературної ізоляції, призначення. Умови служби -----------------------------------------------------4

2.Сировинні матеріали для виготовлення високотемпературної ізоляції-----------------------------------10

3.Особливості технології виробництва високотемпературної ізоляції -----------------------------------14

Висновок --------------------------------------------------------------18

Література ----------------------------------------------------------19

Вступ

Високотемпературна ізоляція для космічних кораблів та надзвукової авіації представляє собою зазвичай багатошаровий композиційний матеріал, що може протистояти тривалій дії підвищених температур (більше 1000 ºС), витримувати дію підвищеного та низького (вакуум) тиску та має ще ряд подібних властивостей. Матеріал отримують із оксидів, таких бескисневих з’єднань, як нітрид кремнію, борид кремнію, карбід кремнію та багато інших, схожих по своїм якостям з’єднань. Для отримання таких матеріалів застосовуються дуже дорогі технології виробництва, що не в останню чергу впливає на кінцеву вартість отриманих виробів. Подальша досконалість технології виготовлення та хімічного складу дозволить знизити вартість високотемпературної кераміки, а також покращити ряд властивостей, котрі необхідні для подальшого використання цього матеріалу в космічній галузі при тому, що вона тільки розвивається та має великі перспективи на майбутнє завдяки потрібності людини в дослідженні космічного простору.

Взагалі, високотемпературна кераміка – це так званий підклас спеціальної кераміки, виробництво якої безперервно поширюється завдяки вимогам новітніх технологій, таких як виробництво теплових машин, електронних та оптичних пристроїв, аерокосмічної галузі, ріжучих інструментів та інших. За цією сферою діяльності слідкує Національний інститут стандартів та технологій, метою чого є досягнення кращого розуміння критичних параметрів матеріалів – мікроструктури та хімії, котрі контролюють властивості спеціальної кераміки та її експлуатаційні характеристики; розвинення методів вимірювання, стандартів та накопичення даних, необхідних для управління цими параметрами, з тим щоб промисловість могла надійно та ефективно виробляти конкурентноспроможну продукцію високої якості при більш низьких цінах. Завдяки цьому об’єм продаж спеціальної кераміки на внутрішньому ринку в 1990 році склав приблизно 53,6 млрд. доларів та досяг 59,2 млрд. доларів у 2000 році.[1 ].

1. Види високотемпературної ізоляції, призначення. Умови служби

Високотемпературна ізоляція призначена для захисту поверхні об’єктів (в нашому випадку— поверхні космічних кораблів) від різноманітної дії навколишнього середовища, в якому перебуває той чи інший об’єкт.

Високотемпературна ізоляція може бути різних видів в залежності від її призначення.

Так, наприклад, композиційний матеріал може застосовуватись для передньої кромки надзвукових літаків для захисту від тертя повітря об поверхню апарата. Матеріал має склад: 20 об.% ZrB₂ —SiC, зміцнений безперестанним волокном, отриманим методом хімічного осадження на вуглецеве волокно SiC—ПК з послідуючим нанесенням 30 об.% покриття з аморфного вуглецю товщиною 2—3 мкм, діаметром 140 мкм. Композиційний матеріал має густину 3,12 г/см³ , модуль пружності 173 ГПа, поріг міцності на розтяг при температурах 1000 та 1200 ºС дорівнює 441 та 200 МПа, та володіє високою стійкістю при високих температурах.[2 ].

Одним із матеріалів, призначених для захисту космічних кораблів при вході в густі шари атмосфери є 6- шаровий еластичний ізолюючий композиційний матеріал. Зовнішній шар цього матеріалу представляє собою лист товщиною 0,065 см із SiC- волокон діаметром 9 мкм з теплопровідністю 0,644 Вт/(м·К). Послідуючий шар складався з корундового матеріалу товщиною 2,305 см з теплопровідністю 0,15 Вт/(м·К) та складеного з волокон діаметром 3 мкм, декілька шарів з волокон алюмоборосилікатного скла з діаметром волокон 3 мкм, алюмінізованої поліамідної плівки, шару волокон з алюмоборосилікатного скла товщиною 0,109 см та діаметром волокон 3 мкм та покриття з SiC товщиною 0,036 см. Теплоізоляційні властивості композиційного матеріалу, при імітуванні входу корабля в атмосферу після політу, дослідили шляхом нагріву в дуговій плазмі та встановили ефективність композиційного матеріалу при густині енергетичного потоку до 31 Вт/см². Наведені аналітичні моделі термічних характеристик композиційного матеріалу, результати випробувань. При товщині композиційного матеріалу 2,61 см та густині 0,174 г/см³, його теплопровідність при 670 К склала 0,055 Вт/(м·К), а величина питомої теплоємкості при 1078К— 1,54·10³ Дж/(кг·К).[3 ]. Такі матеріали мають можливість використання також для створення та забезпечення надзвукових полетів, високоефективних турбінних двигунів, розробки сучасних ракетних систем.

Одним із нових теплоізолюючих матеріалів є система термічного захисту “ТОРНАТ”, яка складається із зовнішнього керамічного композиційного матеріалу, з’єднаного високоміцним жорстким ізолятором, котрий, в свою чергу, з’єднується з поверхнею апарату. Між зовнішнім шаром та жорстким ізолятором поміщують гнучкий ізолятор малої густини. Система володіє значним опором удару часток малих енергій, витримує температуру на поверхні до 1700ºС.[4 ]. Зазвичай, теплоізолюючі матеріали для космічних кораблів – це вироби багатократного використання з кремнезему, вкритих глазур’ю на основі карбіду кремнію, що дозволяє оптимізувати відвід тепла від поверхні космічного корабля в кордонах 650-1260ºС. Така ізоляція вкриває близько 80% поверхні космічного корабля. Для порівняння: композиційний матеріал на основі Si₃ N₄ з введенням 20 об. % нитковидних кристалів SiC, виготовлений горизонтальним ізостатичним пресуванням без спікаючих добавок володіє доброю структурною стабільністю при температурах навіть до 2000ºС, але деякі властивості (розтріскування та інші) не дають можливості використовувати цей матеріал окремо, а використання його в поєднанні з іншими матеріалами знижує теплостійкість захисного матеріалу в цілому. В ракетній техніці можуть застосовуватись графіто-епоксидні матеріали в сумісності зі скловолокном, котрі мають нижчі властивості, аніж матеріали на основі карбідів, але достатні для їх експлуатації.

Як в авіації, так і в космічній техніці усі деталі повинні мати порівняно невелику масу. Це стосується також і ізоляційних матеріалів, тому нелегко виробити такий матеріал, котрий мав би наряду з високими механічними та теплоізоляційними характеристиками невелику масу та мати невелику вартість. Так, наприклад, фірма PNL (США) розробила керамічний матеріал з тканих металевих та керамічних ниток. Міцність матеріалу порівняна з міцністю сталі A1, хоча їх питома маса складає 0,1 маси металів. Матеріал назначений для довгострокової експлуатації в космосі та його вартість склала близько 11250 доларів за 1 кг. Для запобігання виробів від ударів метеоритів передбачені багатошарові екрани. У композиційних матеріалів з вуглецевою матрицею, армованою волокнами вуглецю низька густина, підвищена механічна міцність при дуже високих температурах та висока стійкість до окислення. Вартість таких композиційних матеріалів склала 5000—45000 доларів за один кілограм.[5 ].

2. Сировинні матеріали для виготовлення високотемпературної ізоляції

Склад сировинних матеріалів високотемпературної ізоляції може бути різним. Одні сполуки придають виробу в’язкість,інші–пористість, твердість, міцність, теплоізолюючі якості та інші властивості. Тому в залежності від спеціального призначення ізолюючого матеріалу склад сировинних матеріалів регулюють таким чином, щоб забезпечити надійну службу ізоляції на протязі довгого часу.

Але основними сировинними матеріалами для виготовлення високотемпературної ізоляції є карбіди, зокрема карбід кремнію та нітрид кремнію. Розглянемо властивості цих матеріалів.

Нітрид кремнію Si₃ N₄ отримують високотемпературними хімічними реакціями при 1000–1600ºС. Перші керамічні реакціонно спечені пористі вироби із Si₃ N₄ були отримані пресуванням виробів із порошка Si з послідуючим опалом в середовищі N₂ .Густі вироби із Si₃ N₄ мають високу твердість, стійкість до окислення та в’язкість руйнування

4—11 МПа·м^1/2 . високотемпературні властивості в більшій мірі пов’язані з використанням активуючих спікання домішок, таких як CaO, MgO, Y₂ O₃ та інших оксидів РЗЕ. Густина Si₃ N₄ 3,44 г/см³. Нітрид кремнію кристалізується в орторомбічній системі. При температурі 1900 ºС Si₃ N₄ розкладається. Нітрид кремнію хімічно інертний до багатьох розплавлених металів та солей. Розплавлені їдкі луги розкладають його з виділенням аміаку.

Нітрид кремнію використовують як зв’язки у виготовлені виробів з карбіду кремнію. Таку зв’язку отримують шляхом опалу в середовищі азоту виробів з SiC та введеного в нього металічного кремнію. Коефіцієнт теплового розширення Si₃ N₄ невеликий та складає 2,46·10^-6 (при 20-1000 ºC). Теплопровідність полікристалічного Si₃ N₄ 0,0037 ккал/см·сек·ºС (при 200-1300 ºC). Термостійкість виробів добра. Поріг міцності при стисканні Si₃ N₄ при кімнатній температурі 5000-6000 кГ/см², при згинанні 1100-1400 кГ/см². Міцністні характеристики до 1400ºС змінюються незначно. Густа Si₃ N₄ – кераміка складена основним чином із високотемпературного b-Si₃ N₄ . Світове виробництво Si₃ N₄ складає приблизно 500 т/рік.

Карбіди— це з’єднання вуглецю з металами (MeC). Вони відрізняються високою температурою плавлення або розкладання. Найбільше використання у техніці здобули карбіди титану TіC і карбід кремнію SіC. Карбід титану використовують головним чином для виготовлення жаростійких матеріалів, деталей в реактивній техніці, а також деяких виробів для атомних реакторів та в інших випадках. Карбід кремнію SiC найбільш широко використовують в ряді областей техніки завдяки великій твердості (абразиви), вогнетривкості та специфічним електрофізичним властивостям. Дані о властивостях SiC наведені нижче.

Густина в г/см ³ ………………………………………… 3,21

Твердість по мінералогічній шкалі ………………9,2—9,5

Мікротвердість в кг/см ² ………………………3000—4500

Поріг міцності в кг/см ²: при стисканні перпендикулярно оптичній осі…22500 при згинанні …………………………………………1550

Теплопровідність виробів із рекристалізованого карбіду кремнію при 200-1400 ºC в кал/см·сек·град …………………0,04

Коефіцієнт термічного розширення в інтервалі температур 20-1000 ºC град^-1 ……………………5.2·10^-6

Величина та характер зміни електроопору в області температур до 1500 ºС, а також висока стійкість до окислення при тривалій дії високих температур обумовили використання карбіду кремнію як матеріал для електронагрівних опорів.

Окрім виготовлення нагрівних елементів та нелінійних опорів карбід кремнію використовують як конструкційний матеріал для ракетної техніки. Однак перед цим проводилася тривала дослідницька робота, яка була направлена на отримання густого беспористого карборунду. Такий матеріал в СРСР та за кордоном був отриманий. Його відносна густина складає 0,95-0,98, поріг міцності при стисканні 10000-14000 кГ/см².[6 ].

3. Особливості технології виробництва високотемпературної ізоляції

Виробництвом високотемпературної ізоляції займається багато фірм та с часом технології виробництва удосконалюються. Цим пояснюється велика кількість запропонованих способів виробництва високотемпературної ізоляції для космічних апаратів, ракет та надзвукових літаків. Розглянемо деякі з них.

Виготовляються легковажні високотемпературні керамічні теплоізоляційні блоки з низькою теплопровідністю, високою міцністю методом формування виробів з стільниковою структурою з високотемпературного матеріалу. Формування заготівок робиться шляхом поперемінного з’єднання гофрованих та плоских листів, для одержання яких використовують волокна із Al₂ O₃ , SiO₂ , C, ZrO₂ , Si₃ N₄ , SiC, нитковидні кристали SiC, Si₃ N₄ з послідуючим опалом. На отриманий виріб наноситься керамічне високотемпературне покриття.[7 ]. При нанесенні покриття методом хімічного осадження із газової фази при вигоранні ісходні матеріали розчинюються в палаючих органічних розчинниках (ксилолі або толуолі), розчин розпилюють за допомогою окислюючого газу, наприклад, повітря, у вигляді аерозоля навкруги пропанової горілки, в результаті чого трапляється його загорання. Вироби, на які повинно бути нанесене покриття помішають в (або) рядом з полум’ям та витримують на протязі часу, достатнього для нанесення покриття потрібної товщини.

Застосовується композиційний матеріал зі SiC зміцненим волокном Nicalon, Nextel та С з ортотропним та квазіізотропним розміщенням волокон, котрий отримується методом пропитки формованих заготівок із волокна хімічним осадженням із газової фази. Після обробки на протязі 100 хвилин при температурі 1500ºС композиційний матеріал, зміцнений волокном Nicalon, відрізнявся незначною зміною маси та відсутністю зміни морфологічних характеристик поверхні. На поверхні кордону розділу волокно/ матриця утворився вуглецеподібний шар. Втрата маси композиційних матеріалів, зміцнених волокном Nextel, з ортотропним розміщенням волокон при температурі 1100ºС склала 2,04·10⁷ г/(см²·с). [8 ].

Конструкційний керамічний композиційний матеріал, складений з 30-60 об.% вуглецевих волокон, 10-55 об.% матриці з SiC та C при їх масовому співвідношенні від 20:1 до 2:1 та 5-40 об.% відкритих та закритих пор, на який наносять багатошарове захисне покриття, має такі властивості: ρ=<2.3 г/см³, максимальна температура застосування 1600ºС, σ_розт >200 МПа (без крихкого руйнування), стійкий в кислій атмосфері (на повітрі). При температурі 20-1600ºС на протязі не менше 50 годин, може витримувати без руйнування не менше 100 термоударів. Перший шар цього покриття товщиною 20-150 мкм складається з одного або декількох з’єднань, що містять Si, C, B, O₂ , другий шар товщиною 50-250 мкм — із боридів та (або) силіцидів перехідних металів в комбінації з SiC, SiO₂ або SiOC, третій шар товщиною 20-250 мкм— з одного або декількох з’єднань типа SiO₂ , SiC, MoSi₂ , Zr₂ B, Si₃ N₄ , ZrO₂ , Y₂ O, Al₂ O₃ , Al₂ O₃ ·SiO₂ та інших.

Все більший попит має автоматизована технологія нанесення багатошарових високотемпературних захисних покриттів з використанням випромінювання СО₂ -лазера з оптикою з Ge та комп’ютерним сканером. Лазерним променем нарізають заготівки потрібного розміру, котрі після цього приварюють променем до наступного шару з послідуючим вирізанням заготівок потрібної форми. З отриманих 28-шарових корундових заготівок на органічному та неорганічному зв’язуючому та з нанесеним спеціальним тимчасовим покриттям на силіконовій основі. Такий матеріал є також перспективним і в автомобільній галузі. [9 ].Технологія нанесення покриття на волокна для композиційних матеріалів з керамічною матрицею шляхом хімічного осадження із газової фази (SiC) та золь-гель технологія (TiO₂ , Nb₂ O₅ ) дозволяє використовувати високотемпературні покриття без окислення до 1482ºС.[10 ].

Висновок

Галузь виробництва високотемпературної ізоляції для космічних кораблів ще тільки розвивається, в цій сфері є величезний обсяг роботи, тому це дуже прибуткова діяльність особливо для тих компаній, які не тільки запропонували, а і займаються виробництвом високотемпературної ізоляції, котрих в наш час поки ще не багато. В ході розвитку цієї галузі по мірі вдосконалення технологій виробництва буде знижуватись вартість та підвищуватись якість продуктів.

Література

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: 24^th Int. SAMPE Techn. Conf., Toronto, Oct. 20-22, 1992.- Covina (Calif.), 1992.-c. т935-т949.-Англ.)
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// 37^th Int. SAMPE Symp. And Exhib.”Mater. Work for you 21^st 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.)
Балкевич Виктор Львович. Безкислородные соединения // Техническая керамика.- М.: Стройиздат, 1968 – с. 138-143.
Цитую по РЖХ №14 1992: (14M133П. Высокотемпературные теплоизоляционные блоки.: Заявка 280380 Япония, МКИ⁵ С04 В 35/80,С. Кэнъити; Мацусита дэнки сангё К.К..-№63-230074; Заявл.16.9.88; Опубл.20.3.90// Кокай Токкё Кохо.Сер. 3(1).-1990.-18.-с.489-492.-яп.)
Цитую по РЖХ №10 1994: (10M121. Применение керамических композиционных материалов в аэрокосмической промышленности. Evaluation of 2D ceramic matrix composites in aeroconvective environments/ Riccitiello Salvatore R.,Love Wendell L., Balter-Piterson Aliza// Adv.Mater.:Meet. Econ. Challenge: 24^th 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.] 16^th 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.)