Am Beispiel der Steuerklappen für das Experimentalraumfahrzeug X-38/V201 wird der Bau und Qualifikation der Faserverbundkeramikkomponenten aus C/SiC für Wiedereintritts-Raumfahrzeuge dargestellt. Die verwendete Verbundkeramik besteht aus einem 2D-Kohlenstoffgewebe-Laminat mit 42 Vol-% Fasern und einer kristallinen SiC-Matrix, mit pseudoplastischem Spannungs-Dehnungs-Verhalten mit einer Bruchdehnung von nahezu 1 %, was durch eine Relativbewegung der Fasern in der Matrix möglich ist. Der Mechanismus wird anhand einer TEM-Aufnahme erläutert. Der C/SiC-Werkstoff wird mit einer durch CVD aufgetragenen SiC-Oxidationsschutzschicht überzogen, die für Temperaturen bis 1700 Grad C und gegen Plasma-Erosion wirksam ist. Die in Tests ermittelten mechanischen und thermischen Eigenschaften der verwendeten C/SiC-Werkstoffe werden in einer Tabelle zusammengefasst. Die Werkstoffe sind für die Einsatztemperatur bis 1600 Grad C stabilisiert und erlauben ein Mehrfaches der Zeit eines Wiedereintritts an Belastungsdauer. Die Kastenstruktur-Bauweise der Steuerklappen und ihre Einbauposition werden schematisch dargestellt. Alle Bauteile sind mit C/SiC-Schrauben gefügt, und die C/SiC-Lager müssen einen Temperaturabfall von über 1500 auf unter 200 Grad C gewährleisten. Die Abmessungen der Steuerklappen betragen etwa 1600 mm x 400 mm x 120 mm, bei der Wandstärke der Platten zwischen 4 und 8 mm. Die Betriebsbelastung der Steuerklappen beträgt 1850 Grad C maximal, 1650 Grad C integral, Drucklasten auf den Lagern zwischen 22 und 52 kN, mit Sicherheitsfaktor 1,5. Das Gesamtgewicht der fertigen Klappe beträgt 63 kg. In Schraubenzugversuchen wurde mit 8 mm Schaftdurchmesser eine Bruchlast von 8 kN ermittelt, der Bruch erfolgte bei Dehnungen bis zu 1 mm. Die hohe Deformierbarkeit wurde in Scherzugversuchen bestätigt. Die C/SiC-Lager behalten ihre Festigkeit in Biegekriechversuchen im Temperaturbereich von 700 bis 1600 Grad C unter 100 MPa Spannung über 5 Stunden bei, was 15 Wiedereintritten entspricht. Das Testlager wurde einer simulierten Reihe von 4 Wiedereintritten mit entsprechendem Luftdruckverlauf, mechanischer Last, Temperaturverlauf und Schwenkbewegungen unterzogen. Das Verhalten einer kompletten Steuerklappe wurde in Vibrationstests, thermischen Transiententests und statischen Drucktests untersucht und mittels Thermographie nach einer während der Bauteilherstellung ausgearbeiteten Methodik zerstörungsfrei geprüft. Alle Anforderungen an die Material- und Strukturfestigkeit, Ermüdungsbeständigkeit, Schwingungsverhalten und Funktionsfähigkeit der Lager sind erfüllt worden. Die fertigen Komponenten sind von NASA abgenommen worden und sind bereit zum Einbau in das Fahrzeug V201. Die C/SiC-Faserverbundkeramik bietet sich als Konstruktionsmaterial für lasttragende heiße Strukturen wegen der hohen Wärmebelastbarkeit, mechanischen Eigenschaften und des niedrigen Gewichts an.
C/SiC-Strukturen mit Oxidationsschutzschichten für Wiedereintritts-Raumfahrzeuge
C/SiC structures with oxidation-protective coating for reentry vehicles
2002
9 Seiten, 14 Bilder, 1 Tabelle, 12 Quellen
Aufsatz (Konferenz)
Deutsch
Biegekriechen , Faserverbundwerkstoff , faserverstärkte Keramik , Gleitlager , Hochleistungskeramik , Hochtemperaturverhalten , Keramikmatrix-Verbundwerkstoff , Konstruktionswerkstoff , Korrosionsschutzschicht , Oxidationsbeständigkeit , Raumfahrtindustrie , Raumfahrzeug , Schraube , SiC (Siliciumcarbid) , Spannungs-Dehnungs-Verhalten , Thermographie , Vibrationsmessung , Wärmebeständigkeit , Wiedereintritt , Zugversuch , Kohlenstoffaser
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