Transcript 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.

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/m310-3
(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/m310-3
(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