Панелі корпусів супутників зазвичай виготовляються у вигляді сендвіч-панелей, що складаються з алюмінієвих несних шарів, з’єднаних алюмінієвим стільниковим заповнювачем. Застосування сендвіч-панелей з несними шарами із композиційних матеріалів (зазвичай шаруватих вуглепластиків), у переважній більшості випадків обмежується панелями або іншими елементами корпусу, що підтримують обладнання з низьким тепловиділенням. Значна перевага композитів, що визначає ефективність їх використання в конструкціях авіаційної та ракетно-космічної техніки, полягає в можливості налаштовувати та контролювати властивості матеріалу в доволі широкому діапазоні шляхом комбінацій матриці та армувального матеріалу, варіюванням об'ємної частки волокон, зміною орієнтації шарів у ламінаті тощо. Отже, змінюючи ці структурні параметри композиту, можна отримати різні матеріали з різноманітними властивостями та широким спектром застосування. Тому, під час вибору компонентів композиційного матеріалу (КМ) і його структури для використання в панелях корпусів супутників, важливо розуміти їх можливості для забезпечення не лише певних механічних характеристик, но і теплофізичних.
Полімерні КМ почали використовувати в авіаційній галузі на початку 1960-х рр., у той час як Національне управління з аеронавтики та дослідження космічного простору (NASA) займається дослідженнями композитів для впровадження в космічний сектор з кінця 1960-х [1]. У результаті лише наприкінці 1970-х – на початку 1980-х рр. композитні технології почали з’являтися та впроваджуватися в космічну галузь [2], [3]. Завдяки значному прогресу, досягнутому в період з 1980 по 2000 р. в індустрії волокон, матричних матеріалів, методів проектування та аналізу композитних конструкцій, а також технології виготовлення, використання КМ в елементах конструкцій космічних апаратів суттєво збільшилося [2], [4]. До областей застосування КМ належать фермові конструкції, конструкції панелей обладнання, елементи конструкцій оптичних систем, панелі радіаторів, каркас сонячних панелей, антенні рефлектори і щогли, корпуси блоків електроніки тощо. Найбільш відомими прикладами застосування композитів у конструкціях космічних апаратів є основна ферма космічного телескопа «Габбл» (яка виготовлена з вуглепластика для зниження маси, забезпечення високої жорсткості та низького коефіцієнта теплового розширення), а також двері вантажного відсіку космічного човна Space Shuttle, виготовлені з КМ типу сендвіч, та елементи його дистанційного маніпулятора з вуглепластику [5].
Зазвичай, в платформах космічних апаратів використовуються такі найпоширеніші типи композитних конструкції: монолітна (багатошарові однорідні або гібридні пластики), сендвічева або підкріплена (ізогридна) конструкція. Модулі корпусів на основі композитних панелей використовувалися в кількох космічних апаратах [2], включаючи Mars Global Surveyor.
В 1978 р. компанія General Electric виконала програму досліджень для Лабораторії динаміки польоту ВПС США з метою оцінки можливості використання сучасних композитних конструкцій для модуля підтримки супутникового обладнання. У цьому дослідженні використовувалася існуюча конструкція центральної частини космічного корабля DSCS III та її проектні вимоги для оцінки ефекту заміни базових алюмінієвих сендвіч-панелей на сендвіч-панелі з несними шарами на основі графітового волокна та епоксидного сполучного. Дослідження показало, що застосування композитів в конструкції окремого модулю космічного корабля DSCS III може забезпечити додаткову економію ваги 18 кг, а загальне використання композитів забезпечує економію 29 кг, або 19 %, порівняно з суцільнометалевою конструкцією космічного корабля [6].
В 1986 р. було проведено техніко-економічне обґрунтування використання графіто-епоксидних композитів у центральній опорній конструкції супутника POLAR BEAR [7]. Було оцінено, що новий матеріал може зменшити вагу конструкції на 50% порівняно з її металевим аналогом (виготовленим з титанового сплаву).
Наприкінці 1980-х рр. розробка високомодульного вуглецевого волокна з високою теплопровідністю відкрила можливість заміни алюмінієвих несних шарів та накладок-дублерів панелей радіаторів. Полімерні КМ на основі високомодульного вуглецевого волокна є перспективними, оскільки дозволяють використовувати їх для створення багатофункціональних конструкцій, які забезпечують необхідні міцнісні та жорсткісні характеристики, а також необхідну робочу температуру в середині космічного апарату [8]. Вуглець-вуглецеві композити, а також КМ на основі піролітичного графіту за питомими жорсткістю й теплопровідністю в рази перевершують алюмінієві сплави.
В 2005 р. було запропоновано, виготовлено та випробувано конструкцію панелі підтримки електроніки супутника PROTEUS, яка одночасно виконує силову функцію та є тепловим дублером [9]. Панель являє собою сендвіч-структуру з двома несними шарами з гібридного вуглепластика, приклеєними до алюмінієвого стільникового заповнювача. Несні шари з гібридного вуглепластику були сформовані із шарів вуглецевих волокон високої жорсткості, які чергуються з шарами високої теплопровідності, а також фольгою з нержавіючої сталі. Панель забезпечила економію маси на 15% у порівнянні з аналогічної пластиною з алюмінієвого сплаву та забезпечило однорідність температурного поля конструкції.
Космічний апарат NASA Earth Observing-1 був успішно запущений у листопаді 2000 р. Система терморегулювання космічного апарату складалася з шести пасивних радіаторів, п'ять із яких являли собою алюмінієві стільникові панелі, а шоста панель була демонстраційною, яку було виготовлено за технологією вуглець-вуглецевого КМ [10], [11]. Панель радіатора у вигляді сендвіч-структури з композитними зовнішніми шарами, алюмінієвими стільниками та вставками для болтових з’єднань була розроблена і виготовлена в рамках дослідження «Carbon-Carbon Spacecraft Radiator Program», розпочатого в 1995 р. Замість використання полімерного КМ для несних шарів був використаний вуглець-вуглецевий композит, що має більш високу теплопровідність і низький коефіцієнт теплового розширення. Однак для запобігання забруднення чутливих приладів на борту частинками та надання панелі додаткової міцності довелося додати покриття на основі епоксидного сполучного.
Як і механічні властивості, висока теплопровідність більшості композитів на основі вуглецевих волокон зазвичай спостерігається вздовж їх напрямку. У свою чергу теплопровідність вуглецевих волокон істотно залежатиме від технології їх виробництва. Найбільш доступними для застосування в аерокосмічній галузі є вуглецеві волокна на основі поліакрилонітрилу (PAN-волокна), які ведуть себе як погані провідники навіть в осьовому напрямку, в той час як вуглецеві волокна на основі пеку (PITCH-волокна) демонструють осьову теплопровідність, що перевищує теплопровідність міді [12]. Аналіз сучасного ринку вуглецевих волокон показує, що існують високомодульні PITCH-волокна з поздовжньою теплопровідністю 600 Вт/(м·К) і вище. В пластині з полімерного вуглепластика з вмістом таких вуглецевих волокон 60 %, прогнозована теплопровідність буде складати не менш ніж 360 Вт/(м·К). Це значно вище, ніж у алюмінієвих сплавів із теплопровідністю близько 120...170 Вт/(м·К), які зазвичай використовуються в сендвіч-панелях.
Однак, використання цих волокон у полімерних композитах може призвести до набагато менш вражаючої ефективної теплопровідності залежно від властивостей матриці. Експериментальні дослідження теплофізічних властивостей вуглепластиків (на основі комерційно доступних вуглецевих PAN-волокон та епоксидних матриць) показують, що для більшості шаруватих КМ теплопровідність в площині армування при кімнатній температурі коливається від приблизно 2 Вт/(м·K) до 10 Вт/(м·K), тоді як теплопровідність по товщині складає 0,5...1,0 Вт/(м·K) (у поперечному напрямку матриця є домінуючою фазою для теплопередачі). Експериментальні дослідження також свідчать про те, що теплопровідність вуглецевих волокон залежатиме від типу волокна, об'ємної частки, орієнтації, типу та властивостей матриці [13] – [15].
Нещодавні дослідження комерційно доступних текстильних матеріалів (тканин, стрічок) на основі PAN-волокон показали, що кількість переплетень у тканині знижує теплопровідність, в той час як односпрямований композит (на основі односпрямованих джгутів або стрічок) демонструє найвищі. Композити на основі тканин сатинового переплетення характеризуються відносно більш високою теплопровідністю, ніж тканини з полотняним переплетенням, причому в обох напрямках [15]. Це пояснюється різними схемами переплетення: 8-ремізне сатинове переплетення складається з одного переплетення на кожні вісім ниток, у той час як полотняне переплетення має більш щільне переплетення (нитка через нитку). Чим більше кількість переплетень (полотняне переплетення), тим більше «ізолюючих плям», заповнених смолою, і тим нижча теплопровідність. Крім того, ті ж висновки можна зробити і щодо розміру ниток, що використовуються в текстильних виробах: чим нижче індекс К (кількість філаментів, що міститься в кожній нитці тканини, виражена у тисячах), тим вище теплопровідність композиту.
Анізотропні властивості вуглецевих волокон також впливають на теплопровідність композиту в напрямку вздовж волокон та поперек них. Це означає, що для односпрямованих композитів використання високопровідних вуглецевих PITCH-волокон може допомогти покращити загальну теплопровідність елементарного шару КМ у напрямку вздовж волокон, а також теплопровідність в площині армування для перехресно-армованих або складно-армованих шаруватих пластиків. Однак використання високопровідних волокон не дозволяє збільшити теплопровідність по товщині через низьку теплопровідність матриці [16].
Вуглець-вуглецеві композити на основі пеку демонструють підвищену теплопровідність як у площині, так і в напрямку по товщині порівняно з вуглепластиками на основі тих самих PITCH-волокон – 30…50 Вт/(м·K) проти 1 Вт/(м·K) відповідно. Таким чином, багатофункціональну сендвіч-панель можна розробити без використання теплових трубок, якщо для несних шарів використовувати вуглець-вуглецевий композит. Однак обмежувальними факторами, що впливають на ширше використання вуглець-вуглецевих композитів, є непомірна вартість та тривалий час виробництва. Комерційно прийнятний вуглець-вуглецевий композит базується на низькомодульному та дешевшому вуглецевому волокні K321 [8], тому його використання обмежене несиловими конструкціями.
Алюмінієві стільники в сендвіч-панелях забезпечують необхідну теплопровідність по їх товщині, але для склеювання композитних несних шарів з заповнювачем потрібне застосування теплопровідного клею. Фактично, алюмінієві стільникові заповнювачі також характеризуються анізотропією теплопровідності, яка залежать від параметрів комірок (матеріалу фольги, її товщини та розміру комірок). Розробки в галузі матеріалознавства передбачають використання альтернативних матеріалів заповнювачів з підвищеною теплопровідністю. Теплопровідні вуглецеві та графітові піни демонструють ізотропну теплопровідність, порівнянну з теплопровідністю інших матеріалів, що дозволяє значно збільшити теплопровідність по товщині сендвіч-панелей [17], [18]. Причому, ефективна теплопровідність розроблених пін залежить від щільності та коливається від 40 до 150 Вт/(м·K) [18], що, враховуючи їх густину 250...600 кг/м3, забезпечує питому теплопровідність більш ніж у шість разів вище, ніж у міді, й у п'ять разів більше, ніж в алюмінію.
Таким чином, розробляючи структуру сендвіч-панелі та розташування різних матеріалів з різною теплопровідністю, таких як вуглецеве волокно та полімерна матриця для несних шарів, а також матеріалу заповнювача, можна досягти необхідної загальної теплопровідності панелі.
Список літератури:
1. J.H. Vickers, L.C. Tate, S.W. Gaddis, R.E. Neal. Composites Materials and Manufacturing Technologies for Space Applications, NASA/CP-2016-218217 / Proceedings of a NASA-sponsored Technical Interchange Conference, New Orleans, Louisiana, 2015.
2. S.P. Rawal, J.W. Goodman. Space Applications, Composites, Vol 21, ASM Handbook, Edited by D.B. Miracle, S.L. Donaldson, ASM International, 2001, pp. 1033–1042.
3. ECSS-E-HB-32-20 Part 1A Space engineering: Structural materials handbook – Part 1: Overview and material properties and applications, ECSS Secretariat, 2011.
4. R. Lukez. The use of graphite/epoxy composite structures in space applications / 1st Annual USU Conference on Small Satellites, Technical Session III: Small Satellites - Structures, Materials, and Processes, 1987.
5. A.P. Mouritz. Introduction to aerospace materials, Woodhead Publishing, 2012.
6. V.F. Mazzio, C.H. Bixler. Optimized design and fabrication process for advanced composite spacecraft structures / 17th Aerospace Sciences Meeting, American Institute of Aeronautics and Astronautics, Paper No. A79-19616, New York, 1979.
7. R.D. Jamison, O.H. Griffin, J.A. Ecker, W.E. Skullney. Use of graphite/epoxy composites in spacecraft structures: A case study / Johns Hopkins APL Technical Digest, Vol. 7, No. 3, 1986.
8. E.M. Silverman. Product development of engineered thermal composites for cooling spacecraft electronics / Northrop Grumman Technology Review Journal, 13(2), 2005, pp. 1–19.
9. J. Marcos, M. Segura, J. Antolin, A. Landaberea, F. Lamela, G. Atxaga. Multifunctional equipment design by using high thermal conductivity fibres / Proceedings of the European Conference on Spacecraft Structures, Materials & Mechanical Testing (ESA SP-581), Noordwijk, The Netherlands, 2005.
10. N.M. Teti. Earth Observing-1 Technology Validation: Carbon-Carbon Radiator Panel / SAE Technical Paper Series, 33rd International Conference on Environmental Systems (ICES), Vancouver, Canada, 2003.
11. W. Vaughn, E. Shinn, S. Rawal, J. Wright. Carbon-Carbon Composite Radiator Development for the EO - 1 Spacecraft / NASA Document ID 20040095915, 2004.
12. K. Sharp, A.E. Bogdanovich. Through-Thickness Thermal Conductivity in Composites Based on 3-D Fibre Architectures / SAE Transactions, vol. 116, 2007, pp. 1098–1102.
13. M.J. Gronet, G.A. Jensen, J.W. Hoskins. Structures and Materials Technology Needs for Communications and Remote Sensing Spacecraft / NASA Contractor Report 198166, 1995.
14. C. Silva, E. Marotta, M Schuller. In-Plane Thermal Conductivity in Thin Carbon Fibre Composites / Journal of Thermophysics and Heat Transfer, Vol.21, No. 3, 2007, pp. 460–467.
15. R. Joven, R. Das, A. Ahmed, P. Roozbehjavan, B. Minaie. Thermal Properties of Carbon Fibre-Epoxy Composites with Different Fabric Weaves / Conference: 44th ISTC, Charleston, 2012.
16. R. Sweeting, X. Liu. Measurement of thermal conductivity for fibre-reinforced composites / Composites: Part A, 35(7), 2004, pp. 933–938.
17. S.P. Rawal, K.S. Johnson, K. Makowski. Multifunctional Carbon‐Carbon Foam‐Core Space Radiator Development / AIP Conference Proceedings, Vol. 746, 2005, pp. 3–9.
18. J. Klett, R. Hardy, E. Romine, C. Walls, T. Burchell. High-thermal-conductivity, mesophase-pitch-derived carbon foams: effect of precursor on structure and properties / Carbon, 38(7), 2000, pp. 953–973.
|
Голосування 
Ця робота ліцензується відповідно до Creative Commons Attribution 4.0 International License
Знайшли помилку? Виділіть помилковий текст мишкою і натисніть Ctrl + Enter