1 И 2 склеены клеем аг – 111 (эпоксиуретановый плёночный).

Разработка полиимидных ВПКМ,прежде всего, углепластиков ( сохраняют не менее 50% начальных свойств в течение 2000 ч. при 300⁰ С, 500 ч. при 350⁰ С, десятки часов при 370-400⁰С ) расширила возможность использования ВПКМ в конструкциях ГТД ( рис. 68-74).

Вопросы использования ПКМ в конструкциях авиационных и ракетных двигателей рассмотренных в публикациях [1, 9, 12, 19-45 ].

Рис. 68. Имидоуглеволокниты (наполнитель Т300 или Селион 3000, связующее PMR-15) в конструкции ТРД 1120, PW1130:

1 – внешние створки регулируемого сопла;

2 – внешнее усиливающее корпус кольцо;

3 – компрессор (корпус, лопатки, ротор и др.);

4 – обтекатель – переходник;

5 – обводной канал (байпас);

6 – силовой набор оболочки;

7 – створки нерегулируемого сопла;

8 – синхронизирующее кольцо.

Рис. 69. Конструкция оболочек гондолы ГТД F404 из имидоуглеволокнита

( Т 300/ PMR 15 ):

1 – верхняя оболочка; 2 – нижняя оболочка;

3 – гондола с передним (4) и задним (5) фланцами и ребром жесткости (6) из титана.

Рис. 70. Конструкция из имидостеклопластика в ГТД UT – 3D (самолетДС-10):

1 – звукоизоляционная внутренняя труба воздухозаборника;

2 – звукоизоляционная панель;

3 – воздухозаборник (внутренний диаметр 1200 мм);

4 – балки силового набора (заполнитель имидостеклопластик «тетра» - конструкции

-Х- заполнитель, использованные в конструкции воздухозаборника).

Рис.71. Конструкция ГТД из имидных ВПКМ (связующие PMR -15):

А – лопатка высокоскоростной ступени компрессора из имидопласта T-300/PMR-15;

Б – воздухозаборник ГТД F 101 ДFE (T 300/ PMR – 15);

В – входное устройство сепаратора ГТД Т 700

(Ва – полиимидный стеклопластик; Вб – стеклоуглепластик);

Вв – алюминий/ стеклопластик, СИАЛ);

Г – щиток-отражатель ионного двигателя ВКС «Спейс Шаттл» (имидостеклопластик).

Рис. 72.Корпус форсажной камеры ГТД из имидоуглепластика PMR-15/Селион 6000:

1 – передний фланец; 3 – корпус; 4,5 - бобышки

Рис. 73.Конструкция наружной створки (А) регулируемого сопла форсажной камеры ГТД F100 для самолёта F-15 ( фирмы «Гамельтон Стандарт», «Прэтт энд Уитни») с использованием полиимидного углепластика PMR 15/Селион 6000:

1,2 – навесные петли из стали или титанового сплава Ti-6Al-4V;

3 – титановая пластина;

4 - обшивка из PMR-15/Селион, углепластик структуры [0,±45,90]; (90ْ обеспечивает устойчивость к внешнему давления, ±45 ْ-сопротивление к сдвигу);

5 – клеевой эпоксидноуглеродный препрег HY-E-1364BB;

6 – элемент жесткости из PMR-15/Селион 6000, углепластик структуры [0,±45,90] (слои с ориентацией [0 ْ] параллельно продольной оси створки, пик нагрузок на середине створки, несколько слоев структуры [±45,90]).

Рис. 74. Внутренний обтекатель (1) ГТД(2) из имидостеклопластика PMR – 15/ T – 300.

Рис. 75. Корпус вентилятора ГТД TF 34 (к самолёту А-10) с широким использованием ПКМ:

1 – ПКМ с наполнением полыми микросферами;

2 – эпоксидный органотекстолит;

3 – эпоксидный углетекстолит;

4 – эпоксидный стеклотекстолит;

5 – стеклонаполненный полиуретан;

6 – эпоксидный углеволокнит;

Основными материалами конструкции РТДД являются ВПКМ (рис. 76, 77). В РН «Протон», «Рокот», «Ангара» из ВПКМ изготавливают оболочки головных обтекателей, адаптеров, переходных отсеков, детали приборных отсеков , рамы, воздуховоды, обтекатели ступеней, гаргроты, крышки, люки.

Рис.76. Корпус РДТТ Trident C-4 (3 ступени) из эпоксидного кевлароволокнита,

изготавливаемый намоткой (приборный отсек Trident-из эпоксидного

углеволокнита, 35% ВПКМ в конструкции).

Рис. 77. Конструкции с сетчатыми оболочками формируемые намоткой из ВПКМ:

А - Конструкции сетчатой структуры:

1- сетчатая оболочка; 2 – наружный несущий слой;

Б – Конструкционная схема сетчатой (ячеистой) оболочки;

В – Оболочка, подкрепленная системой спиральных ребер;

1- торцевые шпангоуты; 2 – спиральные ребра; 3 – обшивка;

Г – переходной отсек ячеистой структуры.

Использование ПКМ, ВПКМ в конструкциях космических аппаратов (спутники связи, орбитальные станции, воздушно–космические самолёты, ВКС типа «Спейс Шаттл», Буран, табл. 46, рис. 78-82) обусловлено их высокими упругопрочностными и специальными свойствами (радиопрозрачность, радиационная стойкость, трещиностойкость, огнестойкость и др.), весовым совершенством, снижением затрат на доставку в космос полезной нагрузки (стоимость доставки 1 кг полезной нагрузки на околоземную орбиту R=100 – 400км – 1000 USD, на геосинхронную орбиту R=34000 – до 10000 USD, на ВКС «Шаттл» - до 15000 USD, рис 80; в 2007г. Стоимость доставки 1кг 10000-15000 USD, перспективной системой МАКС – 1000 USD).

Таблица 46. ВПКМ в конструкциях ракетоносителей (РН) воздушно –космических самолетах (ВКС), космических аппаратах (КА)

Тип конструкции РН, ВКС, КА	Тип ВПКМ, агрегаты из ВПКМ, эффективность
1.Спутник Интелсат-5	25% углепластиков в конструкции: углеродные волокна Торнел75+Сиба СУ 209/НТ 972: решетки солнечных батарей, антенны, системы трубопроводов, конструкции для крепления антенны (3-х слойная с тетразаполнителем , оболочки 0,16 мм). Снижение массы по сравнению с Aℓ 1 м² решётки с 5 до 1,3 кг.
2. Антенна спутниковой связи (диаметр 2,2-2,5; связь на 1-10 Ггц)	ВПКМ с отражающим покрытием (эпоксидные пленкообразующие + чешуйки из никелевого сплава, полученные методом ВЗРГ- высокоскоростная закалка расплава).
3. КА «Купон» (спутник связи)	Трубы каркасов солнечных батарей из ВПКМ.
4. КА «Спектр- Р» (Р- радиоастрон)	Размеростабильные трубы (ℓ>1300 мм, Ø> 75 мм) каркаса радиотелескопа и параболические оболочки радиотелескопа (трехслойные, 2800х2800 мм, толщина 5-50 мм, α = 0,7К-¹ , для антенн космических радиотелескопов с диаметром зеркала до 18000 мм).
5. ВКС «Буран»	Шпангоут створки отсека полезного груза, раскосы крыла, трубы системного воздушного термостатирования (ВПКМ).
6. ВКС «МАКС»	Интегральные панели для силовых агрегатов, лонжероны киля, нервюра, диафрагма с окантованными вырезами(Углепластики).
7. Спутники связи CS – 2a, рис 78)	Корпусные конструкции из кевларопластика, конструкции антенн из углепластика.
8. КА «Пионер – 10»	Раскосы волновода антенн, распорки платформы, кронштейн магнитометра из эпоксидного бороволокнита.
9. Космические телескопы «Хаббл», «Спицер» (США)	Корпусные конструкции, силовой набор из эпоксидных стекол (S-2)- и углепластиков.
10. Закрылок хвостовой части ВКС «Спейс Шаттл» (демонстрационный образец, рис 80)	Оболочки, силовой набор из имидоуглеволокнита Celion 6000/LARС – 160 структуры [O2 , ±45, 0]t , [O , ±45]t ; имидостеклосотопласты.
11. Несущие конструкции ВКС «Гермес» (Франция Рис. 82)	Оболочки, силовой набор из имидоуглеволокнита: для Траб 170 ْС ВПКМ из углеродных волокон IM 6 и малеимидного связующего БМИ 5245 С; для Траб 250 ْС ВПКМ из лент Торей Т800 и полиимидного связующего LARC 160 (препреги Нармко- БАСФ 5250, Циба 564, Ферро 2268, Ферро 2237, Ферро SPI 2310 с сатином Т – 300). До 80% масс. имидоуглеволокнитов в конструкции планера.

Рис.78. Материалы в конструкции спутника связи CS-2a:

1,2 – эпоксидный углепластик;3 – полиимидная пленка Кэптон;

4 – эпоксидный кевларостеклопластик; 5 – экран нижней антенны (полимерная пленка

Майлар с напыленным слоем алюминия); 6 – изолятор нагреватель емкости для

реактивного топлива; 7 – изолятор-нагреватель двигателей вспомогательной системы

ракетной системы; 8 - изолятор-нагреватель трубопровода вспомогательной ракетной

системы; 9 – экран нижней части верхнего двигателя(полиимидная пленка Кэптан с

напыленным слоем алюминия); 10 – нижний тепловой экран (тефлон с напыленным

слоем серебра); 11 – противосолнечная защита антенной решетки; 12 – изоляционное

покрытие сопла верхнего двигателя; 13 – нагреватель верхнего двигателя; 14 – бериллий

15 – тепловой экран верхнего двигателя; 16 – покрытие (металл группы алюминия),

окрашенное в черный цвет; 17 – теплоотвод от приборной панели; 18 – нагреватель

батареи; 19 – коническая деталь агрегата двигателя (полимер Майлар с напыленным слоем алюминия); 20 – теплоизоляционный экран; 21 – нагреватель агрегата двигателя;

22 – верхний тепловой экран(тефлон с напыленным слоем серебра); 23 – изолятор верхней антенны (тефлон с напыленным слоем серебра, Кэптон с напыленным слоем алюминия).

Рис.79 . Посадочный модуль космического зонда «Розетта» (Geo, 2007, №7):

1 – платформа из углепластика, 2 – солнечные батареи, 3 – рентгеновский спектрометр, 4 – система взятия проб грунта, 5 – гарпун для закрепления на поверхности ядра кометы.

Рис. 80. Закрылок (А,3,Б,В,Г; А1,2,4,5 – другие конструкции при изготовлении которых возможно применение полиимидных углепластиков) кормовой части ВКС «Спейс Шаттл» из полиимидного углепластика Celion 6000/LARC-160 [46]; Б – демонстрационный полноразмерный образец закрылка (снижение массы по сравнению с закрылком из алюминия-216,4 кг); В – конструкция закрылка (ширина 1980-2100 мм, длина-6000 мм, толщина 450 мм), изготовлен с применением термокомпрессионного формирования);

Г – силовая панель закрылка; 1 – обшивка -трехслойная панель, толщина 19 мм, оболочки- полиимидный углепластик Celion 6000/LARC-160 структуры [O , ±45] t , заполнитель-имидостеклосотопласт ; 2 – ребра жесткости, трехслойные панели толщиной 12,7 мм; оболочки из имидоуглепластика Celion 6000/LARC-160 структуры [O₂ , ±45] t , заполнитель-имидостеклосотопласт; 3 – переизлучающие многоразовые теплозащитные плитки из УУКМ FRCI, размером 152,4∗152,4∗50,8мм; 4 – π-образные нервюры из углепластика Celion 6000/LARC-160; 5 – полиимидный клей LARC- 165 DBI

При замене алюминия на полиимидный углепластик экономия массы ВКС конструкции 1(рис. 80) – 481 кг, конструкции 2 (вертикальный стабилизатор длина 17,1м) – 397 кг, 3 – 216 кг (на 23%), 4 – 122 кг, 5 – 437 кг;

Снижение массы съёмных конструкций – 1653 кг, несъёмных конструкций–4854 кг, общее снижение массы теплозащиты и демпфирующих слоёв – 6477 кг (до 35%).

Использование имидоуглепластиков (ПИУП) позволяет приклеивать плитки переизлучающей многоразовой теплозащиты FRCI (до 100 траекторий спуска) без демпфирующего слоя войлока из волокон Nomex (рис. 81.).

Рис. 81. Конструкции стенок ВКС с использованием алюминиевых сплавов (1) и ПИУП (2) [46].

Рис.82. Общий вид ВКС «Гермес» (А) и конструкция планера ВКС (Б) из малеинимидных углеволокнитов [47].

Для конструкций ВКС «Гермес» (рис. 82) использованы BIIKM с наиболее высокими упруго-прочностными и тепло-прочностными свойствами (при использовании углеродных волокон с предельными для промышленных волокон показателями), достигнутыми к началу разработки ВКС. Так, для рабочей темпера уры 170°С использованы углепластики на основе нитей IМ6 (из ПАН, 12000 филаментов обработка в водном растворе поливинилового спирта, затем жидким низкомолекулярными эпоксидными плёнкообразующими, с =1,73г/см³, σ⁺=4,4 ГПа, Е⁺= 280ГПa, ε⁺=1,5%, фирмы Геркулес) и малеинимидного связующего БМИ 5245С (второе поколение, отверждение аллильными соединениями, см. табл. 92;при 200°С в течение 4 часов;Т_с=235°С, Т_18,5НДТ/А 200°С, после равновесного водопоглощения - 150°С, температурный индекс 150°C,G_Ic 300Дж/м² ). Для рабочей температуры 250°С использованы углепластики на основе углеродных лент торей Т1800 (σ⁺ ГПа, Е ⁺ З00ГПа, ε⁺=l,9-5,8%) и малеинимидного связующего Х5250 (второе поколение, отверждение аллильными соединениями при 180°С, термообработка при 210°С,T_с 310°С. НДТ/А 260°С, температурный индекс 200°С, G _Ic 180 Дж/м²; полуфабрикаты - препреги фирмы Нармко - БАСФ 5250, Циба 564, Ферро 2268); углепластики на основе лент Торей T800 и связующего на основе смеси имидообразующих мономеров LARC - 160 (Т_с 330-370°С после равновесного водопоглощения 280°С, G_Ic 230-280 Дж/м², =1.32г/см . σ⁺ 0,5 ГПа, Е⁺ 4,5ГПа, ε⁺=l,4%, полуфабрикаты препреги фирмы «Ферро» 2237); углепластики на основе углеродных нитей Celion 6000 (Е⁺ 240 ГПа) или лент (сатин Т300) и связующего LARC - 160 (полуфабрикаты с 54-60% об. ТЗ00 - препреги фирмы «Ферро» SPI 2310). σ⁺ однонаправленного углеволокнита LARC - 160/Celion 6000 при 25°С 2.16 ГПа, после 1000часов при 260°С - 1,8 ГПа, Е⁺ соответсвенно 143, 138 ГПа[47].

Опыт использования ВПКМ в конструкции ВКС, в демонстрации возможностей изготовления закрылка кормовой части ВКС «Спейс Шаттл» (рис.80) из ПИУП, в конструкции ВКС «Гермес», очевидно, будет использован при разработке ВКС второго поколения( доставка одного кг полезного груза – 1000USD, а не 10000-15000USD как на ВКС первого поколения, рис 83). Другим направлением использования ВПКМ в космосе является создание устройств специального назначения (рис. 84).