Эффективность применения композиционных материалов в агрегатах двигательных систем изделий космической техники

Композиционный материал (КМ) — это многофазный однородный анизотропный материал, состоящий из нескольких (двух и более) компонентов. Современные композиционные материалы обычно состоят из двух основных компонентов: матрицы и армирующего наполнителя.

Матрица определяет влаго-, огне-, химическую стойкость и теплофизические характеристики композита, обеспечивает монолитность материала и отвечает за распределение напряжений в армирующем наполнителе. Наполнители воспринимают основную долю нагрузки и обеспечивают физикомеханические характеристики (прочность и жёсткость) композита [1, 2]. Компо- зиционные материалы, в зависимости от компонентов, подразделяются на классы, как это показано на рис. 1 [1].

Существенная особенность КМ состоит в том, что их создание не предшествует разработке конструкции, а осуществляется в процессе её разработки [3], а свойства КМ формируются в процессе производства конкретной конструкции. Одно из важных преимуществ КМ — возможность изготовления конструкций сложных форм.

Приведём краткую характеристику указанных классов КМ.

Полимерные композиционные материалы

В полимерных композиционных материалах (ПКМ) в качестве матрицы используются различные термореактивные смолы (эпоксидные, полиэфирные и др.), а также полимерные термопластичные материалы.

Рассматривается возможность использования полиамидных смол, что потребует разработки специальных технологий изготовления конструкций из ПКМ [4]. Наиболее распространёнными армирующими компонентами являются стеклянные, органические, углеродные и борные волокна.

КМ с полимерной матрицей и различного типа армирующими компонентами широко применяются в качестве теплозащитных и конструкционных материалов.

Углерод-углеродные композиционные материалы

Углерод-углеродные композиционные материалы (УУКМ) представляют собой КМ с углеродосодержащей или графитовой матрицей. Армирование осуществляется углеродным либо графитовым волокном. УУКМ обладают как свойствами монолитного графита, так и свойствами волокнистых КМ — высокими прочностными и жёсткостными характеристиками как при обычной, так и повышенной температуре, низким коэффициентом линейного термического расширения. Преимущества УУКМ состоят в высокой теплостойкости, малой плотности, стойкости к тепловому удару.

Металлические композиционные материалы

Металлические композиционные материалы (МКМ) — это композиционные материалы, в которых в качестве матрицы используются металлы и их сплавы, а в качестве арматуры — металлические и неметаллические волокна. Использование металлической матрицы увеличивает прочность КМ в направлении, перпендикулярном волокнам, и прочность при сдвиге до величин, сопоставимых со значениями для металлов. В свою очередь, наполнение композита высокопрочными волокнами заметно повышает другие физикомеханические характеристики МКМ.

Рис. 1. Классификация композиционных материалов [1]

Керамические композиционные материалы

Керамические композиционные материалы (ККМ) представляют собой материал с матрицей из керамики. В качестве арматуры используются металлические и неметаллические наполнители. ККМ обладают высокими температурами плавления, прочностью при сжатии, сохраняющейся при достаточно высоких температурах, и стойкостью к окислению. Новые виды керамики на основе высокоогнеупорных оксидов алюминия, бериллия, циркония, магния и др. находят широкое применение в технике при экстремальных условиях эксплуатации. Такие зарубежные компании и международные корпорации, как General Electric , Safran , NASA , в настоящее время внедряют ККМ в конструкции газотурбинных двигателей для внутренней облицовки камеры сгорания двигателей и пр. [5]. При использовании в качестве наполнителя углерода получают углерод-керамические композиционные материалы (УККМ).

На диаграмме рис. 2 представлены предельно допустимые температуры для вышеприведённых классов КМ. Для ряда более новых КМ (см. ниже) допустимые температуры заметно выросли.

Уже к концу 1990-х гг. КМ широко использовались в авиационной и ракетнокосмической технике (рис. 3) [1].

Важнейшим преимуществом композитов является возможность создания из них элементов конструкции с заранее заданными свойствами, наиболее полно удовлетворяющими условиям их работы. Многообразие матричных материалов и армирующих волокон, а также схем армирования, используемых при создании композитных конструкций, позволяет направленно регулировать прочность, жёсткость, уровень рабочих температур и другие свойства путём подбора состава, изменения соотношения компонентов и макроструктуры композита.

Сравнительные свойства конструкционных материалов с соответствующими наполнителями (волокнитами) представлены в таблице (см. стр. 51).

При проектировании космических аппаратов (КА) и ракетных двигателей (РД) первоочередной задачей является уменьшение веса КА или РД и, следовательно, увеличение полезной нагрузки. Использование новых композиционных материалов позволяет не только решать поставленные задачи по снижению веса, но и повышает тактико-технические характеристики соответствующих комплексов в целом. В ракетно-космической технике (РКТ) применяются различные ёмкости, работающие под давлением, например корпуса твердотопливных ракетных двигателей (РДТТ), топливные баки в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД). Эти и многие другие составляющие изделий РКТ изготавливаются из КМ.

с покрытиями

Рис. 3. Процентная масса композиционных материалов от общей массы ракетно-космической техники [1]: РДТТ — ракетный двигатель на твёрдом топливе; ЖРД — жидкостный ракетный двигатель

Классы КМ

полимерные КМ; МКМ — металлические КМ; ККМ — керамические КМ; УУКМ — углерод-углеродные КМ

Сравнительные свойства конструкционных материалов [6, 7]

Свойства	Стекловолокниты		Органо-волокниты		Углеволокниты с углеродными волокнами		Боро-волок-ниты	Волокна B/W	Сплавы
	Стекло Е	Стекло S	СВМ*	Кевлар	Высокопрочные	Высоко-модульные			Al	Ti	Fe
Плотность, г/см3	2,1	2,0	1,250–1,441		1,60–2,15	1,6	2,0–2,7		2,7–2,8	4,5–4,8	7,8–8,1
Усталостная прочность, МПа	200	140	–	180	350	250	350	200	130	500	550
Вибропрочность, МПа	300	650	–	900	420	800	175	560	До 90	15	330
Термонагруженность, ГПа/К	3,0		1,4		1,08		10,8		16,8	10	24
Удельная прочность, км	71–102	51–61	143–183	82–122	71–102	41–61	61–31		14–16	28	16–24
Удельный модуль упругости, км	2 100– 3 300	1 100– 200	6 000– 7 100	4 000– 4 700	8 200– 12 200	5 400– 8 200	12 500		2 800	2 200– 2 400	2 600– 3 000

Примечание . *СВМ — синтетический высокопрочный материал.

КМ также широко применяются в современных опорно-силовых и несущих конструкциях ракет.

Целью настоящей работы является анализ проблем создания, использования и определения перспективных направлений (областей) применения КМ, в т. ч. и в конструкциях РКТ.

Композиты в твёрдотопливных ракетных двигателях

Композиты в РДТТ изначально стали использоваться в виде теплозащитных и эрозионностойких материалов (в основном ПКМ). Интенсивное изучение этих материалов и их свойств позволило пойти по пути внедрения КМ также и в конструкцию двигателя.

За счёт применения композитов в конструкции РДТТ масса металла в ней за период, например, 1970–1998 гг., снижена более чем в три раза [3, 8]. Это было достигнуто за счёт совершенствования самого материалоёмкого узла РДТТ — корпуса (применение ПКМ с органическими наполнителями и матрицей, т. е. органопластиков).

К 2000-м гг. как у нас в стране, так и за рубежом, окончательно сформировалась единая конструкционная схема современного крупногабаритного РДТТ, состоящая из трёх основных узлов (рис. 4) [9]:

• •    корпус из КМ типа «кокон» с удлинёнными узлами стыка;

• •    прочноскреплённый заряд смесе-вого твёрдого топлива;

• •    сопловой блок — поворотное управляющее сопло с эластичным опорным шарниром, для РДТТ верхних ступеней — со сдвигаемыми насадками, повышающими степень расширения сопла.

Корпуса из органопластика в нашей стране начали изготавливать в конце 1960-х – начале 1970-х гг. Использование в качестве наполнителя органических высокопрочных волокон и в качестве матриц — различных смол способствовало получению конструкции РДТТ с массовым совершенством на уровне 0,1.

Рис. 4. Конструкционная схема современного крупногабаритного твёрдотопливного ракетного двигателя [9]: 1 — воспламенители; 2 — прочноскреплённый заряд смесевого твёрдого топлива; 3 — корпус типа «кокон» с удлинёнными узлами стыка; 4 — эластичный опорный шарнир; 5 — поворотное управляемое сопло с переменной геометрией

Всё более широко используются композиты на основе углерода, включающие в себя углеродный наполнитель и органическую, керамическую, металлическую или углеродную матрицы и любой наполнитель волокнистой структуры. Этот класс углеродных материалов способствовал созданию новых конструкций, например РДТТ для ракет типа Trident , MX , планера многоразовой космической системы программы Space Shuttle в США и ряда конструкций подобного типа в СССР, и затем — в Российской Федерации [3, 8]. Естественным развитием этих материалов в направлении повышения эрозионной стойкости явилось создание УУКМ.

Полагается [3], что при дальнейшем развитии ракетной техники спрос на углеродные композиты будет расширяться, так как их применение взамен металлов и сплавов в конструкции РДТТ не только не ухудшает его работоспособность, но и в ряде случаев делает невозможным создание нового двигателя без применения углеродных композитов.

Главным недостатком корпусов РДТТ из органопластиков (ПКМ) и композитов с металлическими компонентами (МКМ) является ограничение по допустимой температуре эксплуатации (см. рис. 2). Обеспечение прочности конструкции достигается благодаря использованию мощной теплозащиты. Попытки дальнейшего повышения прочности органоволокна незначительно повышают массовое совершенство двигателя в сравнении со случаем возможного повышения их рабочей температуры. Рабочая температура перспективных углеродных материалов с одновременным повышением их прочности составляет 3 100…3 300 К [3], что указывает на возможность создания лёгких неохлаждаемых корпусов РДТТ. Но абсолютные значения прочности таких композитов пока намного меньше прочности органопластиков вследствие относительно низкого уровня прочности карбонизованных или графитированных матриц. Кроме того, такие композиты обладают, в сравнении с органопластиками, более высокой газопроницаемостью.

Для преодоления недостатков углеродных композитов требуется разработка технологий повышения прочности карбонизованных или графитированных матриц, а также понижение газопроницаемости композитов на их основе.

На современном этапе развития новых композитов их применение в РДТТ связано главным образом с созданием конструкций сопловых блоков и устройств управления вектором тяги. Важность определяется тем, что масса соплового блока остаётся на уровне 30…45% от массы корпуса [3]. По предварительным оценкам, за счёт применения композитов в конструкции сопла его масса может быть снижена на 40…50%, что соответствует повышению массового совершенства конструкции двигателей на 15…20%.

Появление УУКМ (типа КИМФ, «Десна» [10]) позволило отказаться от облицовки критического сечения из сплавов вольфрама. Одновременно создание УУКМ на тканой основе позволило совместить в сопловых насадках силовую оболочку и внутреннюю тепловую защиту из эрозионностойкого материала в одной детали. Эти технические решения существенно поменяли облик крупногабаритных РДТТ. Доля КМ стала достигать ~90% от веса (см. рис. 3) [1] незаполненного топливом двигателя. Возможно и дальнейшее увеличение доли КМ за счёт замены металла на КМ в силовой части соплового блока, в эластичном опорном шарнире. В двигателях меньших размеров доля КМ значительно ниже. Корпуса двигателей, как правило, металлические, насадки из УУКМ не используются. С одной стороны, сдерживает стоимость КМ, а с другой стороны — вопрос массового совершенства небольших РДТТ не стоит так остро, как на больших маршевых двигателях.

Следует отметить, что насадки радиационного охлаждения (НРО) из УУКМ на отечественных маршевых РДТТ применяются с 1982 г.

Композиты в жидкостных ракетных двигателях

Что касается ЖРД, то основная проблема широкого применения КМ на основе углерода — низкая стойкость

КМ в окислительной среде продуктов сгорания при длительном времени работы (до 1 500 с) и высокой температуре (более 1 500 К). Тем не менее УУКМ нашли применение в качестве тепловой защиты на донных экранах первых ступеней и насадка радиационного охлаждения (НРО–М) [11], впервые использованного 10 июня 2003 г. на двигателе 11Д58М в ракете «Зе-нит–3 SL » с разгонным блоком ДМ- SL программы «Морской старт» [11] (рис. 5). Программа полёта предусматривала двукратное включение двигателя с общим временем работы 700 с.

Было осуществлено 14 успешных запусков. За рубежом УУКМ используются на двигателях Vinci разработки французской компании SEP для верхних ступеней ракет-носителей (РН) Arian 5 и Arian 6 [13]. Наличие положительного опыта и планов АО «КБ хим-автоматики» (АО КБХА) по использованию углерод-углеродного насадка на двигателе РД0146Д-1 [14] позволяет считать, что насадки из КМ будут более широко применяться в отечественных ЖРД.

Рис. 5. Блок тяги маршевого двигателя 11Д58М [12]: 1 — дренажи; 2 — турбонасосный агрегат; 3 — газовод от турбины к камере сгорания; 4 — силовая рама; 5 — рулевые машинки; 6 — камера; 7 — экран; 8 — насадок радиационного охлаждения

Изучается возможность применения НРО на двигателе первой ступени РД191 [15]. Проведена серия испытаний насадков на модели двигателя, которая показала хорошую стойкость насадков из УУКМ. Расчёты показывают возможность их применения на двигателе при небольшом увеличении расхода на завесу. Композиционные материалы также используются как теплозащитные материалы на двигателях коррекции производства АО «КБхиммаш им. А.М. Исаева».

Для отечественных серийных двигателей малой тяги (ДМТ) в настоящее время в качестве основного материала применяют ниобиевые сплавы с защитными силицидными покрытиями. Величина удельного импульса для отечественных ДМТ на компонентах азотный тетраксид + несимметричный диметилгидразин / монометилгидразин (АТ + НДМГ/ММГ) не превышает 310 с. В зарубежных жидкостных ракетных двигателях малой тяги (ЖРДМТ) материалом для КС и сопла служат сплавы на основе ниобия, платины, иридия с защитными покрытиями. Удельный импульс современных зарубежных двигателей на компонентах АТ + НДМГ/ММГ достигает 327 с.

Представляется перспективным направлением совершенствования ЖРД малой тяги для двигателей ориентации и стабилизации использование в качестве конструкционного материала высокотемпературных КМ (для замены тугоплавких тяжёлых металлов, таких как рений, иридий или платина). В качестве КМ для этих целей рассматривались УУКМ и ККМ с SiC-матрицей [16, 17].

Неметаллические КМ, сопоставимые по цене с традиционным ниобиевым сплавом, обладают более низкой плотностью и существенно более низкой стоимостью, чем металлы платиновой группы. Возможности, которые открывает ККМ в качестве конструкционного материала для малых двигателей, включают в себя в т. ч. и снижение производственных затрат по сравнению с металлической конструкцией двигательных установок (ДУ).

Некоторые зарубежные разработчики ЖРДМТ уже внедряют камеры сгорания из ККМ в состав своих ДУ. Успешное испытание в течение 5 700 с, при давлении в камере сгорания 11 бар, изменении соотношения смеси (окис-литель/горючее) в диапазоне 1,64…1,92 и максимальной температуре стенки до 1 970 К, прошли образцы модифицированных камер сгорания ЖРДМТ из ККМ фирмы EADS с различными защитными слоями (рис. 6). Камеры сгорания изготавливались по жидкофазной технологии PIP — пиролиза кремнийорганического связующего углепластиковой заготовки. Кроме этого, требуется отработка технологий нанесения защитных слоёв с последующими испытаниями с целью определения наиболее эффективных покрытий.

Композиционные материалы широко применяются в современных опорносиловых и несущих конструкциях авиационной и ракетно-космической техники с целью снижения массы изделий. Известны примеры использования конструкций из КМ в качестве переходных отсеков РН, центральных силовых элементов КА [18, 19]. В ракетных ДУ вполне возможно использование силовых рам из КМ. На рис. 7 показана рама для однокамерного кислородноводородного ЖРД Vinci . Детали рамы изготовлены по ткановыкладочной технологии. Двигатель оснащён углерод-керамическим (углерод-кремниевым)

соединительные элементы рамы — методом послойной выкладки препрега лепестков из углеродной ткани на оснастке. Рама собиралась на специальной оправке, а детали скреплялись клеевыми и болтовыми соединениями. Процесс оказался весьма трудоёмким ввиду большого количества соединительных элементов. Масса рамы из КМ составила ~60% от массы аналогичной металлической рамы.

раздвижным сопловым насадком, чтобы иметь большое удлинение сопла диаметром 2,15 м [20].

АО «УНИИКМ» совместно с АО ГНЦ «Центр Келдыша» создали демонстратор рамы из КМ (рис. 8, а ) каркасно-трубчатой конструкции для четырёхкамерного кисло-род-керосинового двигателя 14Д23 (рис. 8, б ). Данная конструкция прошла серию статических и огневых испытаний в составе однокамерного двигателя. Вес рамы для однокамерного двигателя оказался более чем на 50% ниже аналогичной конструкции из металла.

Трубки рамы изготавливались методом намотки препрега из углеродной ленты и эпоксидной смолы на оснастку,

Рис. 7. Рама из композиционного материала для однокамерного двигателя Vinci (рисунок создан авторами)

Рис. 6. Модифицированные камеры сгорания из керамического композиционного материала Cf /SiC, покрытые различными слоями [16]

а)

б)

Рис. 8. Демонстратор рамы каркасно-трубчатой конструкции из композиционного материала для ракетного двигателя (РД) 14Д23 (а) и внешний вид РД 14Д23 (б) [21]

Кратко остановимся на МКМ. Разработка и внедрение МКМ началось в середине 1970-х гг. с создания КМ с алюминиевой матрицей, армированной борным волокном (Br/Alm).

Прочностные и жёсткостные свойства борного волокна в полной мере реализуются в составе боралюминиевых трубчатых элементов, армированных в осевом направлении и нагруженных в конструкции на сжатие–растяжение. До настоящего времени трубчатые элементы ферменных конструкций КА являются наиболее эффективным применением боралюминия. НПО им. С.А. Лавочкина стало одним из первых предприятий, внедривших боралюминиевые трубчатые элементы взамен алюминиевых в состав высоко-нагруженных ферменных конструкций КА («Аркон-1», «Око-2»), межорбитального космического буксира (МКБ) «Фрегат» и др., обеспечив снижение массы конструкций на 20…40% [22, 23]. НПО им. С.А. Лавочкина совместно с ОАО «Композит» выполнили комплекс научно-исследовательских и опытноконструкторских работ, обеспечивший внедрение боралюминиевых трубчатых элементов в состав внутрибаковой фермы полезного груза МКБ «Фрегат» и для маршевых ДУ межпланетных станций [22]. Современный высокоэффективный КМ — боралюминий, не имеющий аналогов среди известных металлических материалов, планируется к дальнейшему применению в изделиях НПО им. С.А. Лавочкина, в т. ч. перспективных, в обеспечение повышения жёсткости несущих конструкций и, соответственно, улучшения массогабаритных характеристик выводимых полезных грузов [23].

В части МКМ следует также отметить перспективы, открывающиеся для случая использования матриц из тугоплавких металлов и сплавов, армированных карбидокремниевым волокном (SiCr).

Сетчатые конструкции

В ракетно-космической технике используются три основных конструк- тивно-технологических концепции производства из ПКМ [24]: подкреплённая (стрингерная), трёхслойная и сетчатая конструкции (СК).

Первые две концепции заключаются в том, что нагрузка в основном воспринимается обшивкой, а рёбра или заполнитель обеспечивают изгибную жёсткость и сопротивляемость потере устойчивости. К таким конструкциям относятся сотопанели, обечайки, фюзеляжи, гофрированные оболочки и пр. Конструкции получаются путём скрепления между собой относительно простых в изготовлении деталей [25].

К третьей концепции относятся получившие широкое применение сетчатые (изогридные, анизогридные) конструкции, имеющие форму цилиндрической или конической оболочек, пологих оболочек двойной кривизны или плоских элементов, состоящих из системы однонаправленных рёбер [26]. К таким конструкциям относятся габаритные силовые конструкции корпусов ракет, корпусов КА, отдельные элементы ферменных конструкций спиц, штанг и др.

Конструкции изготавливаются методом непрерывной намотки из однонаправленного углепластика. Этот материал обеспечивает весовую эффективность СК и определяет её высокую сопротивляемость потере устойчивости [26]. Для получения мотаных деталей габаритных размеров необходимо иметь специальные большие площади, станки, намоточные машины и другое технологическое оборудование [24].

Экспериментальная отработка СК началась в 1970-х гг. В сетчатых конструкциях наиболее полно проявляются достоинства современных композитов и преимущества специфических для композитов технологических процессов. Наиболее крупногабаритными конструкциями (диаметром более 4 м) являются серийно производящиеся в Центральном научно-исследовательском институте специального машиностроения (ЦНИИСМ) отсеки отечественной ракеты-носителя «Протон-М» [25, 27, 28]. Первым (в 2004 г.) был заменён адаптер (элемент соединения РН и КА). При диаметре нижнего основания 2 500 мм, диаметре верхнего основания 1 300 мм и высоте 900 мм, масса композитного адаптера была на 60% меньше заменяемого алюминиевого, а стоимость меньше на 30% (рис. 9). В дальнейшем на СК были заменены верхний и нижний переходные отсеки второй ступени. Диаметр 4 100 мм, длина — ~3 000 мм; уменьшение массы верхнего отсека на 20%, нижнего переходного отсека — на 38%. Данные мероприятия позволили получить выигрыш в весе ~500 кг [28]. В период до 2009 г. было осуществлено 18 успешных запусков РН «Протон-М» с композитным адаптером.

В настоящее время считается перспективной трёхслойная конструкция с несущими слоями из углепластика и сотовым заполнителем, изготавливаемая методом выкладки [25].

Рассматривается возможность применения КМ на силовых элементах и в качестве донных экранов в ЖРД. Их использование может привести к снижению массы двигателя и стоимости экрана. Так, замена металлического донного экрана на донный экран из УУКМ на двигателе 14Д23 ( RD –0124) позволяет уменьшить его массу на треть. Оценки показывают, что для двигателя РД171 можно

а)

б)

Рис. 9. Металлический (а) и сетчатый композитный (б) адаптеры [25, 28]

ожидать снижения массы экрана вдвое в основном за счёт замены силовых элементов.

Топливные баки, баллоны и трубопроводы

Поскольку топливные баки могут составлять от 70 до 80% общего объёма изделия, разработка криогенных резервуаров имеет решающее значение при проектировании РН нового типа [29]. Одним из путей повышения весового совершенства топливных криогенных баков перспективных РН является применение в конструкции несущих топливных баков космических носителей армированных ПКМ [30]. Согласно данным комитета США по исследованию материалов и стратегии разработок будущих военно-космических силовых установок, КМ обладают потенциалом для наибольшего снижения массы ракетных конструкций. Благодаря использованию КМ в конструкции криогенного топливного бака, его масса становится до 30% меньше, чем у эталонного алюминиевого бака. Так, в случае

РН Delta 4 применение КМ в конструкции баков верхней ступени позволило снизить массу на 43 и 26% для баков горючего и окислителя соответственно. Кроме того, применение КМ может снизить стоимость изготовления изделий, о чём свидетельствует опыт производства РН Delta 2 и Delta 3 [31].

Варианты многослойных конструкций криобаков лейнерной схемы были изучены в исследовании NASA [32].

Требует специальной проработки и идея применения композитных баков для обеспечения бездренажного хранения жидкого водорода в космосе, когда давление в баках растёт из-за внешних теплопритоков. Сейчас в качестве основного средства для предотвращения превышения допустимого уровня давления рассматривается периодический дренаж бака, что приводит к потерям компонента. Альтернативой может стать повышение прочности бака до уровня, позволяющего исключить необходимость дренажа. При этом можно избежать потерь компонента, но масса бака повысится. Однако, если использовать бак из КМ, то этот путь может оказаться более выгодным, чем использование более лёгкого металлического бака с периодическими выбросами части компонента в космос.

Поскольку КМ газопроницаемы, в конструкции топливных баков предусматриваются специальные изолирующие слои из тонких металлических оболочек — лейнеров, значительно снижающих массовую эффективность от применения композита [29, 33].

В работах [29, 30] рассмотрены способы изготовления криогенных композитных топливных баков. Предложены технология изготовления лейнера и материал, из которого его выполняют, с учётом разности температур при формообразовании и его взаимодействии с криогенным топливом.

Материал лейнера конструкции бака под жидкий криогенный продукт (кислород) должен препятствовать диффузии компонентов продукта в стенку бака [34]. Для этого лейнеры таких баков изготавливаются из высоколегированных сталей и даже из титана [35].

Для перспективных областей применения баков из КМ критическим фактором являются свойства лейнера. Чтобы бак был лёгким, лейнер должен быть тонким, но при этом может возникнуть ситуация, когда при повышении давления в баке, напряжения в слое композитной оболочки остаются в пределах зоны упругости, но напряжения в лейнере, при сохранении его целостности, выходят за эти пределы, и деформации лейнера становятся необратимыми [30]. В этом случае бак становится непригодным для условий многократного повышения и понижения давления.

В работе [36] приведены варианты изготовления лейнера из полимерных материалов, позволяющие избежать указанных недостатков. Одним из недостатков полимерных лейнеров отмечается неполная герметичность по отношению к находящимся внутри бака газам и жидкостям, что недопустимо в конструкции, предназначенной для хранения криогенных компонентов. Тем не менее, попытка использования полимерного тонкостенного лейнера предпринималась ООО «Лин Индастриал» (Сколково) в 2015–2016 гг. Был изготовлен и испытан прототип композитного топливного бака с полимерным лейнером. Испытания показали недостаточную готовность данной технологии — бак разрушился при эксплуатационном, а не при расчётном давлении [37].

В качестве перспективных материалов для изготовления лейнера криогенного бака, препятствующих диффузии компонентов жидких криогенных продуктов, также предлагалось рассматривать полимерные плёночные материалы [34], а именно полиимидные плёнки (для внутреннего герметизирующего слоя), имеющие жёсткую связь с силовой оболочкой. В работе [34] данные об эффективности применения таких плёнок отсутствуют.

Возможность использования полимерных плёночных материалов в конструкциях криогенных блоков подтверждена успешными работами ГКНПЦ им. М.В. Хруничева при создании криогенного разгонного блока 12КРБ [38]. Экспериментально отработан и апробирован на образцах, модельных и натурных изделиях ряд новых технологических процессов и видов оснастки, в т. ч. и технология изготовления прямо- и криволинейных композитных трубопроводов, предназначенных для транспортировки криогенных компонентов топлива (вплоть до температуры 20 К).

Разгонный блок 12КРБ разработан и изготовлен в ГКНПЦ им. М.В. Хруничева по соглашению с Индийской организацией космических исследований ( ISRO , Indian Space Research Organisation ) для РН GSLV ( Geosynchronous Satellite Launch Vehicle ) [38].

При воздействии криогенных температур традиционно используемые металлические сплавы значительно изменяют свои линейные размеры и охрупчиваются. Для решения этих проблем были проведены расчётно-теоретические и экспериментальные исследования по поиску новых материалов, способных работать при отрицательных температурах и в агрессивных средах. Было выявлено, что к таким материалам относятся, в частности, дублированные полиимидные плёнки с двусторонним покрытием фторопласта (ПМФ-352). Они обладают малой газопроницаемостью, повышенной прочностью, высокой химической стойкостью, что обеспечивает им работоспособность при криогенных температурах. Полиимидные плёнки с фторопластовым покрытием стали основным материалом, из которого были изготовлены трубопроводы методом многослойной намотки.

Испытания ЖРД КВД–1М и всего криогенного блока в сборе проходили на экспериментальной базе ФКП «НИЦ РКП» (г. Пересвет, МО).

Ещё одним важным преимуществом композитных трубопроводов, получаемых методом намотки, является возможность изготовления изделий любой определяемой прочностным расчётом толщины.

Применение композитных трубопроводов позволило добиться следующих преимуществ по сравнению с металлическими трубопроводами:

• •    снижения массы топливных магистралей на 20…30%;

• •    сохранения пластичности трубопроводов до температуры 20 К.

Полученный опыт используется при создании трубопроводов из ПКМ с внутренним диаметром до 300 мм для РН «Ангара».

Полагаем, что дублированные поли-имидные плёнки с двусторонним покрытием фторопласта (ПМФ-352) могут претендовать на использование в качестве ККМ для создания топливных баков. Естественно, для этого требуется решение соответствующих технологических задач с проведением всесторонних исследований свойств этих материалов с последующим определением их свойств в процессе испытаний.

В последнее время большое внимание уделяется разработке технологий получения КМ на основе высокотемпературных термопластичных полимеров, в т. ч. полиэфирэфир-кетона (ПЭЭК), и современных автоматизированных технологий изготовления пространственных армирующих каркасов из углеродного волокна [39]. Из известных угленаполненных композиционных термопластичных материалов наиболее высокие эксплуатационные характеристики (прочность, жёсткость, химостойкость и др.) имеет композит на основе ПЭЭК-матрицы, армированной непрерывными углеродными волокнами, его исследования ведутся многими фирмами.

В настоящее время активно ведутся работы по совершенствованию материалов и отработке технологий изготовления высоконапорных баков из КМ с комбинированной силовой оболочкой, работающей как на внутреннее давление, так и на внешние силы [30].

Специалистами АО ЦНИИСМ и ФКП «НИЦ РКП» проведена большая серия испытаний высоконапорных баков из КМ с комбинированной силовой оболочкой (рис. 10). Испытания показали работоспособность изготовленных образцов баков при рабочем давлении до 30 МПа.

При этом весовая эффективность крупногабаритных натурных криогенных металлокомпозитных топливных баков на 30…35% выше по сравнению с вафельными отсеками из алюминиевых сплавов [30].

Рис. 10. Комбинированная (металлокомпозитная) конструкция топливного бака [30]

Прямоточные двигатели

Возродившийся интерес к прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ПВРД) создал повышенный спрос на ККМ, работающие в окислительной среде при температурах 2 000…3 000 К. От наличия таких материалов во многом зависит создание подобных двигателей.

Разрезные сопла с регулированием диаметра критического сечения эффективно используются в ряде ПВРД. Разрезные сопла состоят из набора створок (ведущих и ведомых), обеспечивающих изменение размеров критического сечения и, соответственно, геометрической степени расширения (по отношению площадей выходного и критического сечений сопла) [40]. Необходимость использования таких устройств связана с многорежимностью работы ПВРД (по высоте и скорости полёта) и возможностью изменения требуемого расхода топлива для обеспечения оптимального соотношения расходов воздуха и топлива. Регулируемое сопло позволяет снизить на 15…20% запас топлива на борту и, соответственно, объём бака. Использование данного технического решения позволяет оптимизировать расходно-тяговые и высотноскоростные характеристики двигателя при всех режимах работы во время движения по комбинированной траектории.

Регулирование сопла обеспечивает многорежимность функционирования на низких высотах при числе Маха М = 2 и больших высотах при М ≥ 3. Однако при скорости полёта с М ≥ 3 работоспособность сопел, изготавливаемых из жаропрочных сплавов, не может быть обеспечена, так как уровни тепловых потоков возрастают до 6 МВт/м2, рабочие температуры превышают 1 700 К.

Поэтому необходим переход к использованию элементов конструкции из КМ с карбидокремниевой (SiC) матрицей [41, 42], поскольку механические свойства таких материалов не снижаются с увеличением температуры, а низкие значения коэффициентов термического расширения (на порядок меньшие, чем у жаропрочных сплавов) обеспечивают создание конструкции с минимальными зазорами между ведущими и ведомыми створками сопла. Тем самым минимизируются тепловые деформации изделия, исключаются эффекты затирания и заклинивания створок, снижаются потери, обусловленные протоком газа между лепестками, что уменьшает теплоподвод в зону над створками, где размещается система раздвижки и регулирования сопла.

Анализ показывает, что SiC в виде покрытия (в УУКМ) или в качестве матрицы (в УККМ) будет взаимодействовать с активными компонентами нагревающего потока с образованием на поверхности плёнки из SiO2, являющейся диффузионным барьером для окисляющих компонент газового потока. Процесс окисления замедляется.

Другим теплонапряжённым элементом ПВРД является камера сгорания двигателя. Температура продуктов сгорания в ней может достигать 3 000 К, при этом в потоке содержится много свободного (атмосферного) кислорода. Обеспечение целостности конструкции требует разработки специальных керамик или керамических покрытий, способных работать в этих условиях в течение сотен и тысяч секунд. Альтернативным способом, позволяющим снизить требования к материалу камеры сгорания, является использование методов активной тепловой защиты. Она представляет собой экран с перфорацией или щелями, через который в поток подаётся охладитель. Фотография макета перфорированного экрана представлена на рис. 11. Экран может быть изготовлен, например, из УУКМ.

Рис. 11. Макет перфорированного экрана из углеродуглеродного керамического материала [43]

Источником охладителя может служить полимерный материал, разлагающийся под воздействием теплового потока со стороны экрана. Такая система, как показали оценочные расчёты, позволяет снизить температуру экрана на несколько сот градусов. Оценки также показали, что использование таких систем повысит массовое совершенство ПВРД.

При больших скоростях повышенные теплоэрозионные нагрузки испытывает не только проточный тракт, но и элементы конструкции летательного аппарата. К ним в первую очередь относятся передние кромки крыльев и киля. Их работоспособность обеспечивается применением УУКМ и УККМ. В качестве примера на рис. 12 приведён общий вид монолитных теплозащитных элементов кромки крыльев многоразовых космических летательных аппаратов (КА) типа X-38 из ККМ системы Cf /SiC [16].

Рис. 12. Кромки крыла из керамического композиционного материала Cf /SiC для многоразовых космических аппаратов [16]

Кроме решения задач технологического характера при создании конструкций из КМ [27] используются различные расчётные методы и инструменты, позволяющие не только проводить оценки запасов работоспособности конструкций (с учётом механических нагружений, ряда теплофизических и термохимических процессов, приводящих к возможной абляции и/или термодеструкции теплонапряжённых элементов), но и оптимизировать конструктивные и технические решения, обеспечивая их оптимальные габаритномассовые характеристики и их влияние на энергобаллистические параметры изделий [44].

Выводы

Ввиду развития технологий производства материалов и технологий изготовления деталей различной формы и размеров, композиционные материалы нашли самое широкое применение в ракетно-космической технике. В дви-гателестроении композиты наиболее широко используются для изготовления корпусов (РДТТ) и баков для хранения криогенных топлив (ЖРД).

На сегодняшний день создано множество опытных образцов конкретных конструкций из КМ, которые показали в стендовых испытаниях свои улучшенные, по сравнению с металлическими аналогами, характеристики. Основной особенностью и трудностью внедрения КМ является то, что свойства КМ формируются в процессе производства полноразмерной конструкции. Для повышения уровня технологической готовности внедрения в полноразмерные конструкции изделий РКТ из таких КМ, требуется проведение системных научно-исследовательских и опытноконструкторских работ и создание соответствующей производственной базы. Опыт использования КМ в РКТ показал, что качественно новые показатели перспективных изделий и систем могут быть достигнуты лишь при комплексном внедрении КМ за счёт определённой синергии.

На современном этапе новые композиты (в частности, УУКМ) применяются в РДТТ главным образом в конструкциях сопловых блоков (облицовка критического сечения) и устройствах управления вектором тяги, в эластичном опорном шарнире. Рассматриваются возможности использования углеродных ПКМ для изготовления корпусов РДТТ.

В конструкциях РН получили наиболее широкое применение и имеют перспективу дальнейшего развития и использования в качестве опорно-силовых и несущих конструкций сетчатые конструкции (изогридные, анизогридные), изготавливаемые методом намотки. Сет- чатые композитные конструкции позволяют значительно уменьшить массу соответствующих несущих конструкций.

Относительные уровни снижения массы рассмотренных элементов РКТ при замене металлоконструкций на КМ представлены ниже:

сопловой блок РДТТ           40…50%;

силовая рама ЖРД              до 50%;

адаптеры                      20…60%;

криогенные баки верхних ступеней ракет с ЖРД:

" 7>DNG55                        25%;

" >> 60%;

топливные магистрали

(криогенные трубопроводы) 20…30%.

Учитывая, что применение композитов позволяет уменьшить массу топливных баков в ЖРД до 20% и более, их применение надо закладывать на перспективу. Для этого требуется проведение опытно-конструкторских работ, направленных на обеспечение герметичности баков при минимальной их массе (как перспективное может рассматриваться использование полимерных лейнеров).

Обзор областей применения КМ показывает широту и многообразие областей их применения в двигателе-строении. В ряде случаев — насадки ЖРД, композиционные рамы, донные экраны — применение КМ улучшает характеристики двигателей, в т. ч. массовые, а применительно к камерам сгорания ПВРД и кромкам крыльев летательных аппаратов — делает полёт без их применения невозможным.