Композиты с металлическим, интерметаллидными и керамическими матрицами С.Т. Милейко Институт физики твёрдого тела РАН, Черноголовка Московской обл., Россия 142432 Семейства композитов Композиты с полимерной матрицей (КПМ) Композиты с металлической матрицей (КММ) Композиты с керамической матрицей (ККМ) Углерод-углерод Семейства композитов Композиты с полимерной матрицей (КПМ) Композиты с металлической матрицей (КММ) Композиты с интерметаллидной матрицей (КИММ) Композиты с керамической матрицей (ККМ) Углерод-углерод Неизбежность широкого использования композитов – КММ, КИММ, ККМ – в конструкциях High Tech Технические причины Экономические Экологические Политические Слава Богу, и младое поколение руководителей начинает понимать неизбежность прихода ПКМ Технические причины Ограничения по удельному модулю упругости металлов и, соответственно, - по потенциальной прочности. 2. Ограничения по температурам плавления и, соответсвенно, - по температурам использования. 3. Ограничения по соотношению прочность – трещиностойкость . 1. Ограничения по удельному модулю упругости металлов Вещество Температура Модуль Юнга, Плотность, плавления E oC GPa kg/m310-3 (m/s)2 E/ Металлы Fe 1536 200 7.87 25.4 Al 660 70 2.7 26.0 Ti 1665 100 4.5 22.2 Углерод и керамика Температура плавления Вещество или сублимации oC Модуль Юнга, Плотность, E GPa kg/m310-3 (m/s)2 2.5 400/600 E/ Углерод Нитевидные кристаллы графита и Нанотрубки 3503 1000/1700 Керамики SiC 2600 460 3.2 143.8 B4C 2470 450 2.5 180 B 2300 400 2.7 148.1 Al2O3 2050 400 3.97 100.8 1/2 300 160 Critical stress intensity factor / MPa.м Critical stress intensity factor / MPa.м 1/2 Ограничения по соотношению прочность – трещиностойкость 140 Steels Ti alloys 120 200 100 100 0 500 1000 1500 2000 Strength / MPa 2500 80 60 40 20 1000 Strength / MPa 1500 Прочность – трещиностойкость КММ Critical stress intensity factor / MPa.m 1/2 1000 Strength / MPa 800 600 400 200 0 0.0 80 60 40 20 0.10 0.1 0.2 0.3 Fibre volume fraction 0.4 Boron - aluminium 0.15 0.20 0.25 0.30 Fibre volume fraction 0.35 0.40 Экономические причины Облегчение конструкции – увеличение полезной нагрузки, экономия топлива 2. Повышение температуры цикла в двигателе – экономия топлива, сокращение вредных выбросов 3. Опережающие разработки и внедрение новых материалов, отсутствующих за границей, – рост экспорта продукции, не сырья 4. ... 1. Экологические причины Облегчение конструкции – увеличение полезной нагрузки, экономия топлива 2. Повышение температуры цикла в двигателе – экономия топлива, сокращение вредных выбросов 3. Уменьшение антропогенной нагрузки на Землю 4. ... 1. Некоторые технические проблемы и возможные решения Технология волокон - основанная на науке и изобретательности 2. Технология композитов – основанная на науке 3. Прочность – трещиностойкость 4. Жаропрочность 1. Технология монокристаллических оксидных волокон Технология EFG (основанная на концепции Степанова): стоимость сапфирового волокна $100000 – 200000 / кг 2. Micro-pulling down – EFG c ног на голову, стоимость примерно та же 3. Технология LHPG – примерно то же 1. Какие это волкна? Sapphire Single crystalline garnets (i.e., YAG) Single crystalline mullite A variety of rhe oxide eutectics etc. All these fibres have been obtained by using the Internal Crystallisation Method (ICM) invented in ISSP RAS by V. Kazmin and S. Mileiko Метод внутренней кристаллизации Метод внутренней кристаллизации Internal Crystallisation Method далее Метод внутренней кристаллизации 5. Dissolution of molybdenum Метод внутренней кристаллизации (МВК) 5. Dissolution of molybdenum МВК-волокна: форма и размеры МВК-волокна: прочность и высокотемпературная ползучесть Прочность волокна 1998 : Asthana, R., Tewari, S. N., Draper, S. L. Strength degradation of sapphire fibers during pressure casting of a sapphire-reinforced Ni-base superalloy. Metall. Mater. Trans., 1998, 29A, 1527-1530. S.T.Mileiko, N.S.Sarkissyan, A.A.Kolchin, V.M.Kiiko, Oxide fibres in a Ni-based matrix – do they degrade or become stronger? Journal of Materials: Design and Applications, 218 (2004) No L3, 193-200. R. Asthana, S.T. Mileiko, and N. Sobczak, Wettability and interface considerations in advanced heat-resistant Ni-based composites, Bulletin of the Polish Academy of Sciences, Technical Sciences, Vol. 54, No. 2, 2006, 147-166. Прочность оксидного волокна в матрице 60s: Occuring MMCs 19 : Calow 19 : LaBelle HE, Jr., Mlavsky AI, Growth of sapphire filaments from the melt. Nature ,1967, 216, 574-575. 1998 : Asthana, R., Tewari, S. N., Draper, S. L. Strength degradation of sapphire fibers during pressure casting of a sapphire-reinforced Ni-base superalloy. Metall. Mater. Trans., 1998, 29A, 1527-1530. S.T.Mileiko, N.S.Sarkissyan, A.A.Kolchin, V.M.Kiiko, Oxide fibres in a Ni-based matrix – do they degrade or become stronger? Journal of Materials: Design and Applications, 218 (2004) No L3, 193-200. R. Asthana, S.T. Mileiko, and N. Sobczak, Wettability and interface considerations in advanced heat-resistant Ni-based composites, Bulletin of the Polish Academy of Sciences, Technical Sciences, Vol. 54, No. 2, 2006, 147-166. Yes, the fibres degrade in a Ni-based matrix. However, the same matrix heals surface defects, which lower the strength of fibres extracted from the matrix. Moreover, the matrix heals surface defects existing in the as-received fibres provided an intimate contact on the interface is observed. The latter is a necessary condition to form a strong interface to make the fibre to contribute their inherent strength to mechanical properties of the composite. Сопротивление ползучести (CП) монокристаллических волокон муллита и граната YAG 800 Creep resistance / MPa 700 YAG Bulk crystals <100> YAG Fibres <100> Mullite fibres 600 500 400 300 200 100 0 1400 1500 1600 1700 1800 1900 o Temperature / C CП напряжение, вызывающее 1% деформации ползучести за 100 ч Технологии композитов, основанные на науке Боро-алюминиевые элементы конструкций 2. Жаропрочные КММ 3. Жаропрочные ККМ 4. КИММ для повышенных температур 1. Боро-алюминиевые элементы конструкций (трубы, оболочки) Делать “в лобовой атаке”: газовое давление ~ 1000 атм при температуре ~ 500оС – дорого, недостижимы потенциально предельные величины прочности (первая версия технологии – ИФТТ-ЦНИИМВ). Делать по науке: температура снижена до ~ 350оС, прочность выше за счёт возможной оптимизации структуры (вторая версия технологии ИФТТ) Вторая версия технологии: участок в ЛАС ИФТТ Вторая версия технологии: участок в КБ Салют Известные советские применения НИИ Прикладной механики (ГЛОНАС) – первая версия Вторая версия: КБ Салют НПО Молния (Буран) ЦНИИМ КБ Антонова – элементы шасси АН-124 Жаропрочные КММ Сопротивление ползучести оксид-Ni композитов Al2O3-волокно/Ni-суперсплав-матрица, 1150oC Creep resistance / MPa 70 60 50 40 30 0.0 0.1 0.2 0.3 Fibre volume fraction 0.4 Сопротивление ползучести: напряжение, вызывающее 1% деформации ползучести за 100 ч. Сопротивление ползучести оксид-Ni композитов Al2O3 волокно/Ni-суперсплав-матрица, 1150oC Creep resistance / MPa 70 60 50 40 30 0.0 0.1 0.2 0.3 Fibre volume fraction 0.4 Creep resistance: stress to cause 1% creep strain for 100 h. Сопротивление ползучести оксид-Ni композитов Al2O3-Al5Y3O12-fibre/Ni-based-matrix, 1150oC Creep resistance / MPa 70 60 50 40 30 0.0 0.1 0.2 0.3 Fibre volume fraction 0.4 Сопротивление ползучести оксид-Ni композитов Al2O3-Al5Y3O12-волокно/Ni-суперсплав-матрица, 1150oC Creep resistance / MPa 70 60 50 40 30 0.0 0.1 0.2 0.3 Fibre volume fraction 0.4 Сопротивление ползучести оксид-Ni композитов Al2O3-Al5Y3O12-ZrO2-волокно/Ni-суперсплав-матрица, 1150oC 160 Creep resistance / MPa 140 120 o AYZ/Ni-based, 1150 C 100 80 60 0.00 0.05 0.10 0.15 0.20 0.25 0.30 Fibre volume fraction 0.35 0.40 0.45 Сопротивление ползучести оксид-Ni композитов Al2O3-Al5Y3O12-ZrO2-fibre/Ni-based-matrix, 1150oC 160 Creep resistance / MPa 140 120 o AYZ/Ni-based, 1150 C 100 80 60 0.00 0.05 0.10 0.15 0.20 0.25 0.30 Fibre volume fraction 0.35 0.40 0.45 Сопротивление ползучести оксид-Ni композитов Oxide-fibres/Ni-based-matrix, 1150oC История жаропрочных сплавов о TEMPERATURE / С 1200 1100 DIRECTIONALLY SOLIDIFIED 1000 CA SINGLE CRYSTALLINE W R O U G H T 900 ST 800 1940 1950 1960 1970 1980 1990 YEARS 2000 2010 2020 Будущее жаропрочных КММ Суперсплавы: Tmax ~ 1100oC Плотность 9 g/cm3 OXIDE/Ni - COMPOSITES о TEMPERATURE / С 1200 1100 DIRECTIONALLY SOLIDIFIED Настоящий композит: Tmax ~ 1150oC Плотность 6.7 g/cm3 1000 ST CA SINGLE CRYSTALLINE W R O U G H T 900 800 1940 1950 1960 1970 1980 1990 YEARS 2000 2010 2020 The limit for Ni-based composites ~ 1200oC Будущее жаропрочных КММ OXIDE/Ni - COMPOSITES о TEMPERATURE / С 1200 1100 DIRECTIONALLY SOLIDIFIED 1000 ST CA SINGLE CRYSTALLINE W R O U G H T 900 800 1940 1950 1960 1970 1980 1990 YEARS 2000 2010 2020 Будущее жаропрочных КММ 1400 о TEMPERATURE / С Changing matrix 1200 OXIDE/Ni - COMPOSITES DIRECTIONALLY SOLIDIFIED 1000 ST CA 800 W R O U G H T SINGLE CRYSTALLINE 1940 1950 1960 1970 1980 1990 YEARS 2000 2010 2020 ККМ – оксид-оксид Характерстики высокотемпературной ползучести должны быть отличными! 128 MPa Load / N 1000 800 600 400 200 0 0.05 Трещиностойкость? Specimen a20581, YAG/YAG, RT 0.10 0.15 0.20 0.25 Displacement / mm Такие композиты будут эффективными до ~ 1600oC. КИММ: нехрупкие композиты на основе TiAl 40 40 Al2O3/TiAl 280 MPa Load/ kgf Load / kgf a1750 30 30 260 MPa 20 20 10 10 0 0.02 0.04 0.06 0.08 Displacement / mm 0.10 0 0.04 0.06 0.08 0.10 0.12 Displacement / mm 0.14 КИММ: нехрупкие композиты на основе TiAl КИММ: нехрупкие композиты на основе TiAl Matrix Characteristic creep stress / MPa 200 Ti-48Al Ti-48Al-1Zr 160 120 80 40 850 900 950 1000 o Temperature / C 1050 1100 0.55 Ту-104 3000 B-757-200 7300 0.50 Ил-96-300 9000 0.45 A340-200 9000 Начало применения КПМ Широкое применения КПМ Масса конструкции / взлётная масса Эффективность композитов в конструкциях гражданских самолётов A380 15000 1950 1960 1970 1980 Годы 1990 2000 2010 Расход топлива в л на 1 пасс. на 100 км Эффективность композитов в конструкциях гражданских самолётов 12 Ту-104 10 8 Ил-96-300 B707-120B 6 B787 A300-600 4 Ту-204 Начало композитов A380 25% 2 1950 1960 1970 1980 1990 Годы 50% !!! A350: 53% !!! 2000 2010 Планер самолёта ближайшего будущего Al 19% Al 20% Ti (а) 53% Углепластик A350 14% Ti 15% (б) 6% Сталь 10% Сталь 8% Остальное 5% Остальное 50% Углепластик B787 Что дальше? Что дальше? 1. 2. Замена существенной части металлических сплавов в планере КММ – боро-алюминий, композиты на основе титана с бОльшим модулем упругости, ... Двигатель 6-го поколения, построенный на композитах Выбор стратегии 1. Догонять ? – 2. Никогда не догоним! ДиП был возможен в 30-е годы Опережать! – Вернём лидирующие позиции M. Bourgeon (Snecma Propulsion Solide, France) Thermostructural Materials in Aerospace Industry: Applications and Standardization Это есть главная политическая причина перехода на современные (ПМК) новые композиты Следует понимать: Если в прошлом веке атрибутом развитой страны являлось производство стали, алюминия, титана и тп, то в первой половине 21 века таковым ЯВЛЯЕТСЯ (УЖЕ ЯВЛЯЕТСЯ!) производство конструкционных волокон (углеволокна, оксидные, карбид-кремниевые - примеры) Если в прошлом веке атрибутом развитой страны являлось производство стали, алюминия, титана и тп, то в первой половине 21 века таковым ЯВЛЯЕТСЯ (УЖЕ ЯВЛЯЕТСЯ!) производство конструкционных волокон – углеволокна 50000 т, карбид-кремниевых 70 т Технологические платформы Минэкономразвития Композиты с металлическим, интерметаллидными и керамическими матрицами