Теплозащитные полимерные материалы, применяемые в авиационной и ракетной технике

Размещено на http://www.allbest.ru/

1. Теплозащитные полимерные материалы (ТЗМ)

Развитие техники привело к созданию конструкций, эксплуатация которых связана с воздействием на них чрезвычайно высоких температур («горячие» конструкции). При достижении сверх- и гиперзвуковых скоростей рабочих сред ракетных двигателей, ГТД, скоростей полета ЛА, ИСЗ, ГЧ РН равновесные температуры в точке торможения (как результат перехода кинетической энергии набегающего потока в тепловую) достигают 1500-6000^оС. Температура поверхности защитных от воздействия сверхжесткого рентгеновского излучения ядерного взрыва экранов достигает 10000^оС.

В этих условиях конструкционные материалы быстро утрачивают эксплуатационные свойства. Несмотря на определенные достижения в области повышения термоустойчивости (жаропрочности, жаростойкости) материалов, для решения задач, связанных с эксплуатацией «горячих» конструкций, прежде всего, ракетно-космической техники, потребовалось использование специфических решений, так как конструкционные материалы способны выполнять возложенные на них функции только тогда, когда они защищены от воздействия интенсивных тепловых потоков и высоких температур. Использование для защиты конструкций теплоизоляционных материалов (ТИМ) с низкими значениями тепло - и температуропроводности, с высокой теплоемкостью, создающих тепловой и температурный перепад между горячей рабочей средой и конструкцией за счет хороших теплофизических свойств, ограничено термоустройчивостью ТИМ.

Наиболее эффективно тепловой и температурный перепад между горячей средой и конструкцией достигается за счет разрушающихся («жертвенных») материалов, в которых после поглощения тепла проходят многочисленные энергоемкие эндотермические физико-химические превращения (процесс абляции), прежде всего, благодаря использованию многокомпонентных полимерных композиционных материалов - абляционных теплозащитных материалов (ТЗМ).

Взаимодействие набегающего потока с абляционными ТЗМ сопровождается уносом массы (жертвенное разрушение ТЗМ), протекает с поглощением тепла с автоматическим регулированием температуры абляции (определяется составом ТЗМ), что в значительной степени ограничивает тепловой поток, поступающий к защищаемой конструкции.

Абляция (ablation) полимеров и полимерных материалов - сложный саморегулирующийся процесс их разрушения при суммарном воздействии тепла, механических и химических факторов, процесс, в котором, наряду с физико-химическими превращениями компонентов ТЗМ (плавление, кипение, сублимация, термо-, термоокислительная, механическая деструкция, горение и другие), важную роль играют процессы тепло- и массообмена.

Тепловой поток, поступающий из окружающей конструкцию среды, поглощается, рассеивается и задерживается по различным механизмам (теплопроводность, конвекция, переизлучение). Вклад тепловых, механических и химических факторов в механизм абляции определяется как составом ТЗМ, так и физико-химическими и газо-динамическими параметрами потока (интенсивностью, температурой, давлением, скоростью, характером движения, составом компонентов). Абляционная система теплозащиты в весовом отношении является весьма эффективной, но одноразовой. Работоспособность абляционных ТЗМ исчисляется минутами (даже секундами). Эффективность абляционных ТЗМ снижается при длительном воздействии теплового потока и увеличивается с повышением температуры рабочей среды [1,2]. Основными абляцонными теплозащитными материалами являются композиции на основе полимеров. Абляция ПМ, ПКМ, ВПКМ проходит наиболее эффективно. Так, для нагрева 1 кг стали до Тпл требуется 630 кДж, для абляции фенольного асботекстолита - 2100 кДж. Время разрушения («прогара», Т пламени 2750^оС, толщина материала 20мм) фенольного кварцетекстолита - 200с, фенольного асботекстолита - 190с, стали - 70с. ТЗ ГЧ БРДД из меди в 50 раз тяжелее ТЗ ГЧ из кварцепластика.

Эксплуатационные свойства абляционных ТЗМ представляют сложную функцию свойств самих ТЗМ и характеристик набегающих потоков, которые определяются условиями эксплуатации конструкций ракетно - космической техники. Каждый тип ТЗМ (используется более 600 типов абляционных ТЗМ) проявляет оптимальные свойства только при определенных параметрах набегающего потока.

Особую группу полимерных абляционных ТЗМ составляют ТЗМ специального назначения (радиопрозрачные, радиопоглощающие, радиационно - экранизирующие, оптикомаскирующие и другие), определяющие способность объектов преодолевать ПРО, ПКО, обеспечивающие связь, управление, точность наведения, живучесть (радиомаскировка, экранизация в заданных пределах рентгеновского излучения, регулирование температуры абляции, изменение химического состава спутного следа).

1.1 Условия эксплуатации «горячих» конструкций

Конструкции ракетно - космической техники работают в условиях их обтекания высокоскоростными набегающими потоками с большими числами Маха (М?=V?/a, где а - скорость звука; 1< М?<6 - сверхзвуковые потоки; М?6 - гиперзвуковые потоки; границы устанавливаются по началу диссоциации продуктов набегающего потока; в атмосфере Земли диссоциация молекул кислорода проходит при М=6, в атмосфере с СО2, на Венере - при М=10). Течения с большими числами Маха в отличие от дозвуковых течений сопровождаются газодинамическими и физико-химическими (термохимическими) эффектами.

Газодинамический эффект связан с тем, что набегающий поток при контакте с телом, движущимся со сверх (гипер) звуковой скоростью «возмущается», образуется ударная волна (скачек уплотнения), а между ней и стенкой конструкции за ударной волной (зона невязкого течения с повышенной плотностью) - сжатый слой, который формирует газодинамическую картину обтекания. При обтекании острого тела ударная волна присоединена к нему, при обтекании затупленного тела образуется ударная волна, которая отходит от тела (отсоединенный скачок уплотнения). Физико-химический (термохимический) эффект обусловлен ростом температуры, вызванным торможением газа за ударной волной, что сопровождается переходом кинетической энергии набегающего потока в тепловую, возбуждаются колебательные степени свободы молекул - компонентов набегающего потока, начинается их диссоциация и ионизация (образование плазмы).

Выделяют два характерных варианта обтекания:

1) течение в окрестности точки торможения затупленного тела, когда интенсивность теплообмена велика, скорость обтекания, давление и трение сильно изменяются вдоль поверхности;

2) обтекание плоской пластины, когда скорость обтекания поверхности постоянна, изменения в тепловом потоке и трения вдоль поверхности достаточно малы (режим отекания характерен для нагрева боковых поверхностей РН, крыльев, корпусов, ракет, лопаток турбин, стенок камер сгорания, раструбов сопел, т. е. для конструкций с малыми ускорениями потока).

Сжатый слой формирует газодинамическую картину обтекания и определяет механизм, характер, интенсивность теплообмена, на которые влияет как толщина сжатого слоя Д, так и угол и^О между осью обтекаемого тела и радиусом, проведенным в точку пересечения звуковой линии с контуром тела (рис. 1.1).

Значения для Д и и^О зависят от радиуса затупления R и скорости потока в числах Маха, М?:



и^О=33,9 + 39,7 е

где: е - отношение плотностей компонентов набегающего потока до и после (в сжатом слое) ударной волны

е=К-1/К+1+2(К+1)М²?

К=Ср/Сv - показатель адиабаты (для воздуха при нормальных условиях К=1,4).

В сжатом слое проходят физико-химические процессы в термодинамически неравновесной (из-за малого времени релаксации) среде, прежде всего, химически неравновесной. Химический состав потока определяется соотношениями скоростей гидродинамического (диффузионного) и химического процессов.

Рис. 1.1 Схемы обтекания острого (а) и затупленного (б) тела и течения гиперзвукового потока в окрестности точки торможения (т.т.) затупленного тела (в, R - радиус затупления) [3]:

1 - сжатый ударный слой толщиной Д (зона невязкого течения за ударной волной с повышенной плотностью);

2 - пограничный слой толщиной д (часть сжатого слоя, примыкающая к телу);

3 - ударная волна (отсоединенный на толщину сжатого слоя Д скачок уплотнения);

4 - зона с дозвуковой скоростью Vе возмущенного потока;

5 - линия (звуковая) перехода потока через скорость звука (в т. т. Voo = 0);

6 - сверх (гипер) звуковой возмущенный поток;

7 - затупленное тело (R - радиус затупления, и^О - угловая координата, определяющая, наряду с толщиной сжатия слоя Д, механизм и интенсивность теплообмена);

8 - профиль температур, определяемый торможением потока;

9 - невозмущенный набегающий поток.

Химическая неравновесность определяет время установления постоянного состава набегающего потока, что связано со степенью завершенности химических процессов в потоке, определяемой числом Дамкёлера (Да)

Да = фгидр/фхим

где: фгидр - время нахождения компоненты в потоке;

фхим - время протекания химического процесса.

При торможении сверх (гипер) звукового потока существенным образом проявляется энергетическая сторона проблемы. Изменению кинетической энергии потока соответствует изменение энтальпии (теплосодержания) компонентов потока. При адиабатических условиях при отсутствии механической работы энтальпия полностью заторможенного потока пропорциональна скорости потока.

При околозвуковых скоростях тепловые потоки сравнительно невелики. При М=3 равновесные температуры 300-315^оС, при М=5-540^оС (рис. 1.2), что позволяет использовать в конструкциях термоустойчивые и теплоизоляционные материалы. Интенсивность тепловых потоков зависит от скорости полета в третьей (до М=3) - десятой (М?6) степени. В точке торможения и ее окрестностях (рис. 1.3) кинетическая энергия потока определяет тепловые эффекты диссоциации и ионизации.

Для воздушной среды:

Компоненты набегающего звукового потока

Тепловые эффекты, кДж/кг

гипер диссоциация ионизация

кислород О2>О+О+15450 O>O⁺+е^-+41000

азот N2>N+N+33400 N>N⁺+е^-+50000

Рис. 1.2 Распределение равновесных температур (в ^оС) на поверхности ЛА в зависимости от скорости полета в атмосфере Земли: 1 - полет со скоростью 3М; 2-4,5М; 3-25М (возвращение ВКС типа Space Shuttle с орбиты)

Тепловые эффекты, связанные с поглощение тепла, предопределяют повышение теплосодержания компонентов заторможенного набегающего потока. Аккумулированное диссоциированными и ионизированными компонентами набегающего потока тепло выделяется в результате рекомбинации в пограничном слое, стимулируя конвективный и радиационный механизм теплопередачи от среды к стене конструкции (обтекаемого тела).

В сжатом слое кинетическая энергия потока переходит в тепловую, что приводит к диссоциации и ионизации компонентов потока с выделение тепла. При переходе газа через ударную волну энтальпия торможения сохраняется неизменной, а температура существенно возрастает.

Рис. 1.3 Схема течения в окрестности точки торможения затупленного тела и профили скорости потока rx - Ve(x) в динамическом д, температур Tw(x) - Te(x) в тепловом дт, концентрация компонента набегающего потока Ci,w - Ci,e в диффузионном дс пограничных слоях [3]

Если сжатый слой формирует газодинамическую картину обтекания тела, то пограничный слой у его поверхности (составляет малую часть от сжатого) определяет тепловые и диффузионные потоки к поверхности (рис. 1.3).

Теплофизики выделяют в сжатом слое динамический д, тепловой дт и диффузионный дс пограничные слои, рассматривая соотношение между ними с использованием критериев подобия:

д/ дт?Pr^0,5, Pr=мСр/л, критерий подобия Прандтля двух неизотермических потоков газа,

м - динамическая вязкость в Нс/м² (в тепловом пограничном слое конвективный перенос тепла соизмерим с молекулярной теплопроводностью);

д/ дс?Sс^0,5, Sс=м/сDi,j, критерий подобия (в концентрационном пограничном слое диффузионные потоки массы соизмеримы с конвективными);

дт/ дс?Le^-0,5, Le=л/сDi,jCp, критерий подобия Люиса

Это позволяет уяснить роль и значение каждого отдельного составляющего процесса с помощью аналогии между переносом массы и энергии.

При теплообмене в пограничном слое при высоких температурах участие в переносе тепла принимают атомы и ионы, образовавшиеся в результате диссоциации и ионизации. Они диффундируют в области меньшой атомарной и ионной концентрации, где рекомбинируют, перенося тем самым энергию к поверхности. При определенных условиях энергия, выделившиеся в результате рекомбинации (реакции, обратные ионизации и диссоциации идут с выделением тепла, например:

О⁺+е^-=О-41000кДж/кг

О+О=О2-15450кДж/кг),

может превысить поток тепла к стенке за счет теплопроводности. Рекомбинация ускоряется в каталитически активных условиях, но зависит от типа поверхности и условий обтекания. Кислород рекомбинируется в низкотемпературной зоне вблизи поверхности, азот - вдали от стенки. Когда у поверхности скапливается большое количество нерекомбинированных атомов, диффузия уменьшается, перенос тепла за счет рекомбинации уменьшается по сравнению с молекулярной теплопроводностью.

Механизм рекомбинации определяется концентрацией атомов в пограничном слое, энтальпией заторможенного потока, температурой поверхности, радиусом затупления, каталитической активностью поверхности, формирующей пограничный слой. Так керамическая поверхность на основе оксидов имеют низкую каталитическую активность по отношению к реакции рекомбинации кислорода (в абляционной системе расплавы оксидов, входящих в состав асбеста, кремнезема, кварца, эффективно защищают ТЗМ от окисления, снижая подвод тепла за счет газофазного и поверхностного горения). Подвод тепла к оксидной поверхности в 4 раза меньше, чем к каталитически активной металлической.

Увеличение размеров конструкции, уменьшение высоты полета (условие внешнего обтекания) снижает эффект некаталитичности из-за роста давления за ударной волной (состав пограничного слоя приближается к равновесному). Шероховатость поверхности конструкции способствует переходу ламинарного режима обтекания к турбулентному (уменьшение критерия Рейнольда, Re), увеличению поверхностного трения, интенсификации конвективного теплообмена (тепловые потоки увеличиваются в 1,5-2 раза).

Скорость набегающего потока существенно влияет на подвод тепла к конструкции за счет механизмов конвективного и излучательного (радиационного) теплообмена (табл. 5.1).

Таблица 1.1

Зависимость конвективной qконв. и излучательной (радиационной, qизл.) составляющей в зависимости от скорости заторможенного набегающего потока [1,9]

Скорость набегающего потока, км/с V?, V0	Тепловой поток на неохлождаемую стенку, кВт/м2
	qконв.	qизл.
8	106	-
11	5х105	5х105
более 11	105	108

Расчеты и аппроксимиционные зависимости для Тw, q₀, R показывают, что q_к резко уменьшается с увеличением радиуса затупления R (), например при R?0,5м для корпуса и кромок крыльев ВКС Тw не превышает 1600^оС. Излучение сжатых за ударной волной слоев высокотемпературного (излучающего) газа с ростом R увеличивается медленно, что связано с увеличение оптической толщины слоя газа и ростом самопоглощения. Отвод тепла переизлучением эффективен только в условия внешнего обтекания. В РДТТ при 3000^оС и давлении 2 - 4х10⁶Па тепловой поток возрастает на 10-30% за счет излучения паров воды, образующихся при горении каучукового топлива.

Расчеты теплообмена приводится с учетом критериев Рейнольдса, Нуссельта, Стантона, Прандтля, связывающих газодинамические и тепловые характеристики набегающего потока. При скоростях менее 11 км/с основной подвод тепла проходит по механизму конвективного теплообмена:

q_к=б(Тг - Тт), где:

q_к - конвективный тепловой поток;

б - коэффициент теплообмена;

Тг - температура набегающего потока;

Тт - температура поверхности ТЗМ.

Количество тепла, передаваемого конструкции набегающим потоком, определяется величиной соотношения

б/Ср(Imax- Imin),

где I - теплосодержание потока.

Для входящего в плотные слои атмосферы космического летательного аппарата (КЛА) необходим защитный экран, обеспечивающий работоспособность КЛА при воздействии высокотемпературного теплового потока, сохранение температуры несущей конструкции КЛА и находящихся внутри него узлов ниже определенных критических значений (около 150^оС для алюминиевых сплавов, 400^оС для титановых, 250-315^оС для полиамидных ПКМ). Выше этих температур возникает угроза надежности и безопасности полета. На активном участке траектории, на начальном участке входа КЛА в плотные слои атмосферы проблема отражения теплового потока решается сравнительно просто использованием легких сублимирующихся материалов с низкими значениями тепло- и температуропроводимости. При постепенном спуске КЛА при увеличении удельного теплового потока и связанных с ним равновесных температур (в зависимости от траектории входа КЛА; рис. 5.4-5.7, табл. 5.2) материалы теплоизоляции и конструкции претерпевают быстрое термическое разрушение и решение проблемы тепловой защиты конструкций КЛА связано с использование материалов, механизм разрушения которых адекватен параметрам набегающего потока и представляет собой саморегулируемый процесс теплопередачи и массообмена, при котором тепловая энергия расходуется на жертвенный унос материала (абляция ТЗМ).

В условиях внешнего обтекания гиперзвуковыми высокотемпературными набегающими потоками работают баллистические ракеты, возвращаемые конструкции ИСЗ, ракеты ПВО. Максимальная скорость полета (7-8 км/с, 22-25М) баллистических ракет достигается за 300-400 с на высоте 300-400 км (на высоте 20-30 км скорость около 6М).На активном участке траектории (при работающих двигателях) тепловые нагрузки q_о,max составляют 10-100 кВт/м², Тw,_max около 800 К (до 1200К), давление до 0,1 МПа. На участке спуска (пассивный участок траектории, ПУТ) тепловые нагрузки достигают 5000-20000 кДж/кг.

При баллистическом спуске конических конструкции ГЧ, ББ с углом входа 15-30^о (скорость на высоте 100 км 5-7 км/с, при встрече с Землей около 2 км/с, продолжительность спуска с высоты 100 км 30-60с) подвод тепла для наконечников составляет q_о 10000-100000 кВт/м² (давление 10-15 МПа, Тw 5000-7000К), для боковых поверхностей q_о около 1000 кВт/м², давление 0,5-1,0 МПа (условия, характерные для возвращения ИСЗ). Ракеты ПВО радиусом действия 20-500 км, летящие с большими ускорениями и малыми углами к горизонту при работе двигателя в течение 10-15 с достигают скорости 3-4 км/с (10-15М) и условия их нагрева близки к условиями нагрева боковых поверхностей ГЧ и возвращаемых ИСЗ.

Рис. 1.4 Траектории и значения удельных тепловых потоков при типичных космических полетах [11]:

I - суборбитальная межконтинентальная баллистическая ракета;

II - пилотируемый крылатый орбитальный космический аппарат, совершающий полет с использованием аэродинамической подъемной силы;

III - пилотируемый крылатый суперорбитальный КЛА, совершающий полет с использованием аэродинамической подъемной силы

Пунктирные линии 1-4 представляют приближенные значения удельных тепловых потоков в указанной последовательность: 0,1 МВт/м² (1400 К), 1,0 МВт/м² (2200 К), 10 МВт/м² (3900 К) и 100 МВт/м² (свыше 6000 К). В скобках представлены приближенные значения равновесных температур поверхности.

Рис. 1.5 Траектория полета (коридоры входа) в атмосфере Земли различных летательных аппаратов [10]:

1 - самолеты, крылатые ракеты; 2 - антиракеты; 3 - воздушно - космические самолеты; 4 - КЛА, возвращающиеся с частичным использованием аэродинамического качества; 5 - КЛА, возвращающегося по баллистической траектории; 6 - КЛА межпланетного типа q_о,кВт/м²

Рис. 1.6 Типичные кривые аэродинамического нагрева ракетно - космических конструкций при их входе в плотные слои атмосферы Земли [6]:

1 - БРСРД; 2 - БРДД; 3 - возвращение с планирующим спуском; 4 - орбитальный ЛА (ИСЗ), 5 - сверхорбитальный ЛА (возвращение с Луны, планет)

Рис 1.7 Зависимость параметров набегающего газового потока (3 - температура, К; 4 - давление, кПа; 5 - энтальпия, МДж/кг) в точке торможения от параметров траектории (1 - высота, км; 2 - скорость, км/с) и продолжительности нахождения в атмосфере спускаемого КЛА (сфера, ТЗМ - фенолоальдегидный асботекстолит толщиной 32-6,5 мм, угол входа в атмосферу Венеры - 15°).

Таблица 1.2

Типичные значения плотности тепловых потоков при эксплуатации конструкций авиакосмической техники [10]

Тип конструкции.	Плотность теплового потока (МВт/мІ)/элемент конструкции.
Камеры сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).	5-17 (ЖРД начала космической эры); 80-120 (современные ЖРД).
Ракетный двигатель твёрдого топлива (РДТТ)	1-20 (камера сгорания); 22-30 (сопловой блок)*
Аппараты, входящие в плотные слои атмосферы Земли: 1) Головная часть (ГЧ) баллистической ракеты; 2) Спускаемый аппарат (СА) искусственного спутника Земли; 3) ВКС типа Space Shuttle первого поколения.	6-17 (наконечник ГЧ); 0,5-5 (боковые поверхности) 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)
Аппараты, летящие в приповерхностном слое атмосферы Земли: 1) Самолёты (в зависимости от числа Max); 2) Ракета на восходящей ветви траектории полёта после старта (активный участок траектории)	0,02-0,25 (наружная обшивка) 0,2-1 (наружная обшивка)

*в 100 раз больше, чем в топке тепловоза, в 10-30 раз больше, чем в камере сгорания ГТД.

В зависимости от величины удельного теплового потока используют ТЗМ различного состава. При удельных тепловых потоках, меньших 0,5 МВт/мІ (некоторые типы планирующих КЛА), эффективны композиции малой плотности на основе деполимеризующихся полимеров (сублимирующиеся при температурах не выше 1000-1200°С). В условиях воздействия средних и высоких удельных тепловых потоков (0,5-30 МВт/мІ) эффективны ТЗМ на основе термореактивных ПКМ, ВПКМ (кварце-, углепластики). При высоких значениях удельного теплового потока, в областях подвода и отвода тепла излучением и переизлучением эффективны углеродные, углеродкерамические композиционные материалы (малогабаритные переизлучающие наконечники головных частей ГЧБР, сопловые блоки РДТТ, при Tw до 1600°С - многоразовые переизлучающие ТЗМ системы теплозащиты ВКС).

В условиях внутреннего обтекания гиперзвуковыми высокотемпературными потоками работают конструкции химических двигателей (ЖРД, РДТТ, табл. 1.2, 1.3, рис. 1.8, 1.9). Для предотвращения крекинга топлива предусматривается теплоизоляция и теплозащита соответствующих конструкций и от воздействия внешних тепловых потоков. Наиболее теплонагруженные сопловые блоки (при увеличении критического диаметра на 5% давление в камере сгорания снижается на 15-20%) защищают различными системами теплозащиты (в ЖРД - массообменные системы, плёночное заградительное охлаждение, самовыпотевание, в РДТТ - абляционная система, использование термоустойчивых углеродных материалов - графиты, пироуглерод, углепластики, УУКМ, УКУКМ, - вкладышей в критическое сечение из молибдена, вольфрама, тантала, покрытий на основе оксидов, боридов, карбидов, нитридов, цирконатов).

Таблица 1.3

Характеристики жидких ракетных топлив [12]

Тип топливаі	Характер воспламенения	б№	с, г/смі	Т горения, К	Iуд.І, Нс/кг	Назначение
N2H4 + N2H2(CH3)2 (несимметричный диметилгидразин-гептил)	Самовоспламенение	3,05	1180	3415	2770	Маршевые двигатели РН типа «Протон»
O2,ж + керосин	Нет самовоспламенения	2,7	1020	3690	2930	Маршевые двигатели РН «Союз» и 1-й ступени «Энергия»
HNO3 + N2H4 + N2H2(CH3)2	Самовоспламенение	3,0	1270	3165	2680	Маршевые двигатели ракет и малых РН
F2,ж + H2,ж + Li (LiH) (гидрид лития)	Самовоспламенение	15,0	670	4760	3970	Опытные образцы сверхмощных РН
O2,ж + H2,ж	Нет самовоспламенения	6,0	350	3420	3790	Маршевые двигатели верхних ступеней РН Энергия, Saturn 5A

Примечания:

№ б = ч/чо, коэффициент избытка окислителя, ч - теоретическое количество окислителя для полного окисления 1 кг топлива, чо - практическое количество окислителя.

І удельный импульс, характеристика тяговооружённости.

і перспективны фторгидразиновые и металлсодержащие гелевые гидразиновые (Al-порошок, окислители - H2O2, N2O5).

Рис. 1.8 Компонованная схема ракетного двигателя твёрдого топлива РДТТ [12]:

1 - реверсивные сопла с заглушками на переднем днище;

2 - датчики давления;

3 - воспламенительное устройство;

4 - переднее днище с теплозащитным покрытием;

5 - бронировка заряда двигателя;

6 - заряд двигателя (тиоколовый, полиуретановый эластомер, перхлорат аммония NH4ClO4, 10-20% масс. мелкодисперсный порошок алюминия, импульс ? 2440 Нс/кг)

7 - оболочка РДТТ с теплозащитой внутренней (от продуктов сгорания топлива) и внешней (от аэродинамического нагрева);

8 - крепление (клеевой слой, механические элементы) заряда к оболочке (обечайки) двигателя;

9 - сопловое днище с теплозащитным покрытием;

10-13 - сопловой блок с сопловым вкладышем 13 (зона критического сечения сопла), поворотным соплом 12 с заглушкой 11 и приводом поворота сопла 10 (исполнительный орган управления тягой).

Рис. 1.9 Основные рабочие параметры РДТТ [9,10]

Параметр№	Зона
	1-я Камера сгорания	2-я Входной конец, дозвуковая часть соплового блока	3-я Зона критического сечения, горловина, сопловой блок, вкладыш	4-я Раструб соплового блока	5-я Выход продуктов сгорания, сверхзвуковой поток
Температура газа Т, К	Т1 = 1750-4000	80-95% от Т1	80% от Т1	50-60% от Т1	50-40% от Т1
Давление газа Р, МПа	Р1 = 0,5-20	90-95% от Р1	40-50% от Р1	25-20% от Р1	0,5-2% от Р1
Скорость истечения продуктов горения V, м/с	0-300І	350-1000	до 2500	более 2500	до 3500

Примечания:

№ величина тепловых потоков 20-200 МВт/мІ (420000-630000 кДж/мІчас);

І в зоне переднего днища 25-70 м/с, в застойных зонах 25-50 м/с, в цилиндрической части камеры сгорания 50-300 м/с.

1.2 Системы и способы тепловой защиты

Плотности тепловых потоков и равновесные температуры (табл. 1.2, рис. 1.4, 1.5), характерные для условий эксплуатации горячих конструкций существенно превышают 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 30 ХГС - 400-500 (до 3,7 Max, кратковременно до 900), никелевые сплавы - 815-1035, никельхромовые сплавы-750, коррозионностойкие стали-500, кобальтовые сплавы - 870-1205, медноникелевые сплавы-300, бронза - 200-400. Высокой термоустойчивостью обладают сплавы на основе вольфрама, молибдена, ниобия, тантала (рис. 1.10-1.13, табл. 1.4).

Характерной особенностью керамических материалов являются их высокая термоустойчивость (рис. 1.10, 1.11, табл. 1.5-1.8). Карбиды (Траб до 2000°С, SiC - до 1850°С, TiC - до 1100°С), оксиды (Траб до 1000°С), нитриды (Траб выше 1000°С, нитрид кремния 1050-1350°С, устойчив к лазерному излучению, КЛТР в 5 раз меньше КЛТР жаропрочных сталей; Траб нитридов гафния, циркония - 1500-1700°С), бориды (Траб до 2200°С, для защиты сопловых блоков ракет от окисления и эрозии используют борид циркония с хромом в качестве связующего, сплавы боридов тантала или гафния с хромом) используют для нанесения защитных покрытий изделий ракетной техники из молибдена, вольфрама, тантала, графита, УУКМ.

Используя различные технологические приёмы (газофазное диффузионное насыщение, ионно-плазменное напыление и др.) для нанесения покрытий Ta₄C₃ + Ta₃C₂ обеспечивают работоспособность УУКМ до 2400°С (начало «разгара» критического сечения при 3100°С), B4C, SiC на графитах, УУКМ до 1850°С. Покрытия Si3N4, Si3N4 + BN обеспечивают защиту газовых трактов до 1700-1850°С, из нитридов гафния, циркония - до 1500-1700°С. Покрытия из ZrхВу, ТахВу, НfхВу на графите, Mo, W, Ta, УУКМ выдерживают температуры 3315-3590°С в сопловых устройствах ЖРД. Керамические материалы определяют прогресс в авиадвигателестроении.

Рис. 1.10 Зависимость прочности при растяжении у⁺ конструкционных материалов от температуры [13]:

1. Керамический KM Sepcarb (SiC/C, 2D); 2. Углерод-углеродный КМ структуры 2D; 3. Керамический КМ Cerasep (SiC/SiC, 2D); 4. Сплав Rene 41; 5. Дисперснонаполненный никель-хромовый сплав; 6. Молибденовый сплав; 7. Ниобиевый сплав; 8. Нержавеющая сталь (Тпл 1430-1510°С); 9. Графит

Материалы 1-3 разработаны фирмой SEP (Societe Europeene de Propulsion) в рамках программы разработки материалов для BKC Hermes.

Рис. 1.11 Зависимость прочности при растяжении у⁺ конструкционных материалов от температуры [14-16]:



1. Алюминиевые сплавы;

2. Титановые сплавы;

3. Стали;

4. Никелевые сплавы;

5. Углерод-углеродные КМ слоистые (структура 2D, 0/90);

6. Керамические материалы Si3N4, SiC;

7. Керамика на основе карбидов, оксидов, нитридов.

Рис. 1.12 Зависимость удельной прочности при растяжении у⁺/с конструкционных материалов от температуры [17]:

1 - алюминиевые сплавы;

2 - МКМ Al/B;

3 - нержавеющая сталь;

4 - титановые сплавы;

5 - эпоксидные углеволокниты;

6 - малеинимидные углеволокниты;

7 - полиимидные (PMR-15, LARC-160) углеволокниты;

8,9 - УУКМ различных типов и структуры;

10 - МКМ Ti/SiC (Ti 2124 + 15% масс. волокон SiC).

Рис. 1.13 Зависимость удельной прочности при растяжении у⁺/с конструкционных материалов от температуры [15]:

1 - однонаправленный УУКМ (высокомодульные УВ + пироуглеродная матрица);

2 - эпоксидный бороволокнит;

3 - МКМ Al/B (60% об. борных волокон);

4 - МКМ Ni/C (60% об. УВ, МКМ с у⁺ при 450°С не менее 1,5 ГПа);

5 - бериллий;

6 - нержавеющая сталь;

7 - сплав RENE 41;

8 - однонаправленный углеволокнит Carbitex;

9 - дисперсионнонаполненный никелевый сплав;

10 - УУКМ (углеродный войлок + пироуглеродная матрица);

11 - графит ATV.

Таблица 1.4

Зависимость прочности при растяжении у⁺ сплавов вольфрама⁴ от температуры

Тип и содержание модификатора в сплаве, % масс.	у+, МПа при Т, °С
	1370	1550	1930	2200
Молибден№	0,5	265	--	63	46
	2,5	340	222	84	--
НиобийІ	0,5	--	245	77	--
	1,2	--	260	100	--
Танталі	1,6	--	141	97	30
	5,3	--	392	140	77
Рений	3,0	204	--	70	--
	26,0	4755	--	158	--

Примечания:

№ Тпл 2610°С, с 10,2 г/смі, Е⁺ 330 ГПа, высокая теплопроводность, низкий коэффициент линейного расширения. Быстро окисляется, плакируется нихромом, никелем, AlCrNi, AlCrB, используется для получения сплавов с титаном, цирконием, ниобием. Наиболее высокие значения у/с при 1100-1300°С, при температуре выше 1000°С по значениям у/с эффективнее сталей и никелевых сплавов.

І Тпл 2723°С, с 8,6 г/смі, при Т > 500°С быстро окисляется, с защитными покрытиями (цинк) Траб 1000-1100°С (кратковременно до 1500°С), сплавов с танталом - до 1600°С.

і Тпл 3030°С, с 16,6 г/смі, у⁺ до 350 МПа, Е⁺ 190 ГПа, при Т > 700°С окисляется, Траб сплава 90% тантала, 10% вольфрама до 1650°С.

⁴ Тпл 3400°С, с 19,3 г/смі.

⁵ в авиадвигателестроении важнейшим критерием является сточасовая жаропрочность - сохранение у⁺ не менее 420 МПа после выдержки при 750°С в течение 100 ч.

Таблица 1.5

Температуры плавления керамических материалов, применяемых для защиты критических сечений РДТТ [18]

Материалы покрытий	Тпл, °С	Материалы покрытий	Тпл, °С
Металлы (для сравнения)	2650 2700 3000 2850 3350	Карбиды	4150 2550 3500 2550 4150 3100 2850 3550 3900
молибден осмий рений тантал вольфрам		гафния молибдена ниобия кремния тантала титана вольфрама циркония циркония-тантала
Оксиды	2500 2550 2800 2800 2950
бериллия кальция гафния магния циркония
		Бориды	3050 2900
Нитриды	2750 3300 3300 3200 3000	гафния вольфрама, циркония
бора гафния тантала титана циркония
		Цирконаты	2700 2660
		бария кальция

Таблица 1.6

Свойства керамических материалов [19]

Тип керамики	Тпл, К	Микро-твёрдость, ГПа	Е+ · 10№№, Па	б · 10 -6, К -1	Энергия Гиббса, кДж/моль	Энтальпия, кДж/моль
TaB2	3037	26	6.86	7.9	188.25	190.54
TiB2	3150	33.8	5.4	4.6	319.5	323.64
HfB2	3580	29	4.79	6.3	320.5	329.28
ZrB2	3500	28	4.958	5.9	323.6	328
WB	2800	25	4.98	5.6	71.1	71.13
B4C	2723	50	4.265	4.5	61.34	62
WC	3054	22.4	7.37	3.85	38.79	40.58
b-SiC	2830	30	4.013	3.8	303.06	305.43
BN	3000	75	8.7	0.8	224.6	250.5
TiN	3220	20	3.9-5.0	9.35	294.3	323
TaN	3087	14.4	5.758	3.05	223.85	252.3

Таблица 1.7

Свойства объёмных керамических материалов [20, 48]

Свойства	Типы керамических материалов
	SiO2	Al2O3	BeO	MgO	Ситалл	AlN	BN	Si3N4	B4C	SiC
с, г/смі	1,7-2,2	3,6-3,9	3,0	3,58	2,5-2,84	3,24-3,27	1,6-2,2	2,45-4,3	2,5	3,05-3,1
Тпл, К	1980	2100	2570	2800	1680	2670	3300	2170	2450	2800
?ви, МПа, 290 К 1300 К	30-80 30-110	210-380 50-80	110-280 100-240	110-170 35-100	80-150 --	280 --	80-180 90-130	150-550 150-480	400 --	310-450 --
б · 10 -6, К -1 в интервале 300-1300 К	0,5-0,8	8,0-8,7	8,2-10,3	12-14,5	0,9-5,7	5,6	0,3-0,85	2,5-2,8	5,6	4,1-4,4
л, Вт/м К	0,7-1,3	2,7-6,9	220	40	1,9-3,7	30-150	10-200	3,9-19	92	80-105
Ср, кДж/кг К	0,65-0,75	0,7-1,1	1,26	0,98	0,7-0,9	--	0,8-1,2	0,67-0,8	--	--
Термостойкость, К№	1200	180-240	1000	120-175	1000	--	1500	1100	1000/2200І	1650/1900І
еt	0,5-0,6	0,3-0,7	0,36	0,32-0,7	0,7	--	--	--	--	--
Е+, ГПа	200-770	220-280	320	240	60-120	350	30-120	78-300	400-450	360-400
КIC, МПа/м 0,5	--	--	--	--	--	3,35	--	--	--	10-12
? -, МПа	--	--	--	--	--	2100	160-190	--	2200	1300-2900
Коэффициент Пуассона, м	0,17	0,28-0,3	0,29	0,36	0,22-0,26	--	0,2	0,2-0,27	--	--
Диэлектрическая проницаемость, е	2,7-3,6	8,7-9,9	6,5	8-9 6,9-10,2	6,9-10,2	8,5	3,3-3,5	10-90	--	--

Примечания:

№ Сопротивление воздействию термоудару, термоциклическим нагрузкам и перепаду температур (параметр, используемый для характеристики керамических материалов)

І Температуры рабочие: числитель - на воздухе, знаменатель - в азоте.

165

Таблица 1.8

Свойства карбидов и нитридов [20]

Тип керамики	Свойства объёмных материалов
	с, г/смі	Тпл, °С	б · 10 -6, °С -1	л, ккал/см с °С
TiC	4,25	3230	7,60	0,041
SiC	3,21	2820 (разложение)	4,7	0,1
B4C	2,51	2450	4,5	0,07-0,2
BN	2,27	2983	0,05 - 10	0,04-0,12
Si3N4№	3,44	1899 (сублимация)	2,47	0,045

Примечание:

№ у ⁺ при 1000°С - 450 МПа, при 1230°С - 120 МПа (материалы для направляющих и рабочих лопато...