RU240573U1

RU240573U1 - Composite material with controlled thermal decomposition

Info

Publication number: RU240573U1
Application number: RU2025113753U
Authority: RU
Inventors: Владислав Викторович Соловьев; Александра Дмитриевна Рычкова
Filing date: 2025-05-23
Publication date: 2026-01-19

Abstract

Полезная модель относится к области создания полимерных композитных материалов, применяемых в конструкциях, подверженных высоким механическим и термическим нагрузкам, в частности в ракетно-космической технике. Техническая задача - снижение массы материала при сохранении прочности и обеспечении контролируемого термического разложения после выполнение целевой задачи. Сущность полезной модели: основой композита выступает арамидная ткань плотностью 100 г/м², комбинированная с эпоксидной смолой ЭД-20 и отвердителем Этал-45 в массовом соотношении 3:1. Структура материала формируется по схеме укладки, включающей шесть слоев с ориентацией волокон под углом 0°, шесть слоев под 90° и три слоя под углами ±45°. Технология изготовления включает метод вакуумной инфузии, обеспечивающий равномерное распределение связующего. Готовый композит имеет толщину 3 мм, коэффициент запаса устойчивости 1,8 и удельную массу 1500 г/м². Технический результат полезной модели заключается в снижении массы конструкции на 32% по сравнению с металлическими аналогами, обеспечении остаточной массы после термического разложения не более 15%, а также повышении экологической безопасности за счет сокращения зон падения отработавших элементов и объектов в околоземном космическом пространстве. Результаты термогравиметрического анализа подтверждают поэтапное разложение материала. Механические испытания указывают на возможность обеспечивать высокую прочность, характерную для конструкций космической техники. Внедрение разработки сможет способствовать оптимизации проектирования в ракетно-космической отрасли, снижению затрат на утилизацию и импортозамещению. Материал может быть использован в других областях, требующих сочетания высокой прочности, легкости и экологичности.This utility model relates to the creation of polymer composite materials used in structures subject to high mechanical and thermal loads, particularly in rocket and space technology. The technical challenge is to reduce the material's weight while maintaining strength and ensuring controlled thermal decomposition after the target task has been accomplished. The essence of the utility model: the composite is based on aramid fabric with a density of 100 g/m², combined with ED-20 epoxy resin and Etal-45 hardener in a weight ratio of 3:1. The material structure is formed according to a layup pattern including six layers with fiber orientation at an angle of 0°, six layers at 90°, and three layers at angles of ±45°. The manufacturing technology includes a vacuum infusion method, ensuring uniform distribution of the binder. The finished composite has a thickness of 3 mm, a safety factor of 1.8, and a specific gravity of 1500 g/m². The technical result of this utility model is a 32% reduction in structural weight compared to metal counterparts, a residual mass after thermal decomposition of no more than 15%, and improved environmental safety by reducing the impact zones of spent components and objects in near-Earth space. Thermogravimetric analysis confirms the material's gradual decomposition. Mechanical testing demonstrates the potential for achieving high strength, typical for spacecraft structures. Implementation of this development will contribute to the optimization of design in the rocket and space industry, reducing disposal costs, and promoting import substitution. The material can be used in other areas requiring a combination of high strength, light weight, and environmental friendliness.

Description

Полезная модель относится к области материаловедения, а именно к разработке полимерных композиционных материалов (ПКМ) на основе арамидных волокон и эпоксидной матрицы, предназначенных для применения в ракетно-космической технике. Материал обеспечивает высокую удельную прочность, термостойкость и контролируемую термодеструкцию при входе в плотные слои атмосферы, что важно для снижения экологического воздействия отделившихся частей ракет-носителей и отработавших частей космических аппаратов в околоземном космическом пространстве.This utility model pertains to materials science, specifically the development of polymer composite materials (PCMs) based on aramid fibers and an epoxy matrix, intended for use in rocket and space technology. The material provides high specific strength, heat resistance, and controlled thermal degradation upon reentry into the dense layers of the atmosphere, which is important for reducing the environmental impact of separated parts of launch vehicles and spent spacecraft in near-Earth space.

В современных конструкциях ракет-носителей и космических аппаратов широко используются алюминиевые сплавы, такие как АмГ6 и др., характеризующиеся высокой массой (2200 г/м²) и сложностью утилизации, что приводит к образованию космического мусора и загрязнению территории падения фрагментов. Известны композиционные материалы на основе углеродных волокон, но их применение ограничено из-за недостаточной устойчивости к термоокислительным процессам в верхних слоях атмосферы с сохранением крупных фрагментов.Modern launch vehicle and spacecraft designs widely utilize aluminum alloys, such as AmG6 and others. These alloys are characterized by their high mass (2200 g/m²) and difficulty in disposal, leading to the formation of space debris and contamination of impact sites. Carbon fiber-based composite materials are known, but their use is limited due to their insufficient resistance to thermal-oxidative processes in the upper atmosphere, which can lead to the retention of large fragments.

Анализ патентной и научной литературы выявил актуальность разработки ПКМ, обеспечивающих снижение массы конструкций при требуемой прочности и контролируемом термическом разложении при повторном входе в атмосферу. ПКМ рассматриваются как перспективные конструкционные материалы для ракетно-космической техники благодаря сочетанию низкой плотности, высокой удельной прочности и коррозионной стойкости. Их анизотропность позволяет оптимизировать распределение прочностных характеристик под действующие нагрузки, обеспечивая снижение массы конструкций на 25-35% по сравнению с традиционными сплавами. Важным преимуществом является способность к контролируемому термическому разложению при входе в плотные слои атмосферы (Болодьян И. и др., 2019; Трушляков В. и др., 2018), что снижает экологические риски от падения отделяемых частей ракет-носителей (патент № 2776312 C1, 2021). В патенте № 2700150 C1 предложен способ минимизации зон отчуждения для отделяемых частей ракет-носителей с использованием углепластиков с различными заполнителями. Однако, указанный материал не обеспечивает полного термического разложения, оставляя значительную массу негорючих остатков. An analysis of patent and scientific literature revealed the relevance of developing polymer composite materials (PCMs) that reduce structural weight while maintaining the required strength and controllable thermal decomposition during reentry. PCMs are considered promising structural materials for rocket and space technology due to their combination of low density, high specific strength, and corrosion resistance. Their anisotropy allows for the optimization of the distribution of strength characteristics under applied loads, resulting in a 25-35% weight reduction compared to traditional alloys. A significant advantage is their ability to controllable thermal decomposition during reentry (Bolodyan I. et al., 2019; Trushlyakov V. et al., 2018), which reduces environmental risks from the fall of launch vehicle detachable parts (Patent No. 2776312 C1, 2021). Patent No. 2700150 C1 proposes a method for minimizing exclusion zones for detachable parts of launch vehicles using carbon fiber reinforced plastics with various fillers. However, this material does not ensure complete thermal decomposition, leaving a significant mass of non-combustible residue.

Для достижения требуемых термомеханических свойств и экологичности предложено использовать арамидные волокна в сочетании с эпоксидной матрицей на основе смолы ЭД-20 и отвердителя Этал-45. Арамидные волокна демонстрируют высокую прочность при растяжении, повышенные показатели модуля упругости и устойчивость к деформации, превосходя углеродные и стеклопластиковые аналоги по ударной вязкости и устойчивости к циклическим нагрузкам Эпоксидная смола ЭД-20 выбрана для матрицы благодаря высокой адгезии к армирующим волокнам, термостойкости и стойкости к вакуумным условиям космического пространства (Красинский В. и др., 2021). Технология вакуумной инфузии позволяет достичь пористости менее 1% и равномерного распределения компонентов, что подтверждается испытаниями на изгиб (Красновский А. Н., Юрьев Г. А., 2019; патент № 2405675 C1, 2010). To achieve the required thermomechanical properties and environmental friendliness, it is proposed to use aramid fibers in combination with an epoxy matrix based on ED-20 resin and Etal-45 hardener. Aramid fibers exhibit high tensile strength, increased elastic modulus, and deformation resistance, surpassing carbon and fiberglass counterparts in impact toughness and resistance to cyclic loads. ED-20 epoxy resin was selected for the matrix due to its high adhesion to the reinforcing fibers, heat resistance, and resistance to the vacuum conditions of outer space (Krasinsky V. et al., 2021). Vacuum infusion technology allows for a porosity of less than 1% and a uniform distribution of components, as confirmed by bending tests (Krasnovsky A. N., Yuryev G. A., 2019; Patent No. 2405675 C1, 2010).

Основная задача полезной модели - создание арамидно-эпоксидного композиционного материала, сочетающего высокую удельную прочность, термостойкость и контролируемую термодеструкцию при входе в плотные слои атмосферы. Технический результат достигается за счет сочетания арамидных волокон с плотностью 100 г/м² и эпоксидной матрицы на основе смолы ЭД-20 с отвердителя Этал-45 в массовом соотношении 3:1.The primary objective of this utility model is to create an aramid-epoxy composite material that combines high specific strength, heat resistance, and controlled thermal degradation upon reentry into the atmosphere. This is achieved by combining aramid fibers with a density of 100 g/m² and an epoxy matrix based on ED-20 resin and Etal-45 hardener in a 3:1 weight ratio.

Арамидные волокна обладают удельной прочностью не менее 1500 МПа и термостойкостью до 200°C, что позволяет сохранять механические свойства в условиях экстремальных нагрузок. Схема армирования (6×0°, 6×90°, 3×±45°) обеспечивает равномерное распределение напряжений и минимальную пористость материала. Эпоксидная матрица обеспечивает высокую адгезию к волокнам и термическую стабильность, при этом полностью разлагаясь при температурах выше 300°C. Контролируемое сгорание материала в плотных слоях атмосферы гарантирует остаточную массу не более 15% от исходной, что снижает риск загрязнения поверхности Земли и околоземного космического пространства. Преимущества материала по сравнению с аналогами заключаются в снижении массы на 32% относительно алюминиевых сплавов, уменьшении экологического воздействия за счет сокращения объема падающих фрагментов, снижении стоимости на 30-34% по сравнению с базовыми вариантами и совместимости с условиями аэродинамического нагрева при входе в атмосферу.Aramid fibers have a specific strength of at least 1500 MPa and a thermal resistance of up to 200°C, maintaining their mechanical properties under extreme loads. The reinforcement pattern (6×0°, 6×90°, 3×±45°) ensures uniform stress distribution and minimal porosity. The epoxy matrix provides high adhesion to the fibers and thermal stability, while completely decomposing at temperatures above 300°C. Controlled combustion of the material in dense layers of the atmosphere guarantees a residual mass of no more than 15% of the original, reducing the risk of contamination of the Earth's surface and near-Earth space. Compared to similar materials, the material's advantages include a 32% weight reduction relative to aluminum alloys, a reduced environmental impact due to a reduction in the volume of falling fragments, a 30-34% cost reduction compared to standard options, and compatibility with aerodynamic heating conditions during atmospheric reentry.

Материал изготавливается методом вакуумной инфузии. Процесс включает подготовку арамидной ткани с плотностью 100 г/м², нанесение эпоксидной смолы ЭД-20 и отвердителя Этал-45 в массовом соотношении 3:1, формование заготовки с заданной схемой армирования и отверждение при нормальной температуре.The material is manufactured using a vacuum infusion method. The process involves preparing a 100 g/m² aramid fabric, applying ED-20 epoxy resin and Etal-45 hardener in a 3:1 weight ratio, molding the blank with the specified reinforcement pattern, and curing at normal temperatures.

Опытные образцы арамидно-эпоксидного композиционного материала проходят испытания на прочность и термогравиметрический анализ согласно государственным стандартам (ГОСТ 32656-2017; ГОСТ 29127-91). Экспериментальные данные подтверждают сохранение прочности при температурах до 200°C, постепенную и контролируемую термодеструкцию с остаточной массой ≤15% (в основном в виде саржи), высокие показатели прочности (от 37,5 кН) и относительного удлинения (2-10%).Prototypes of the aramid-epoxy composite material undergo strength testing and thermogravimetric analysis in accordance with state standards (GOST 32656-2017; GOST 29127-91). Experimental data confirm strength retention at temperatures up to 200°C, gradual and controlled thermal degradation with a residual mass of ≤15% (primarily in the form of twill), high strength (from 37.5 kN) and relative elongation (2-10%).

Таким образом, достигается технический результат в виде снижения массы конструкций, повышения экологичности и экономической эффективности при применении ПКМ на основе арамидных волокон и эпоксидной матрицы с заданным соотношением компонентов в процессе производства и эксплуатации конструкций ракет-носителей и иных космических аппаратов. Полезная модель позволит обеспечить баланс прочности и термостойкости со способностью к контролируемому термическому разложению в соответствии с требованиями к конструкциям ракетно-космической техники. Применение отечественных материалов и автоматизированных технологий производства позволяет снизить зависимость от импорта и сократить себестоимость на 20-25%.Thus, the technical result of using aramid fiber-based composites and an epoxy matrix with a specified component ratio during the production and operation of launch vehicle structures and other spacecraft is reduced weight, improving environmental friendliness, and improving cost effectiveness. This utility model will ensure a balance of strength and heat resistance with the ability to undergo controlled thermal decomposition, in accordance with the design requirements of rocket and space technology. The use of domestic materials and automated production technologies reduces dependence on imports and cuts production costs by 20-25%.

Список использованных источниковList of references

1. Bolodyan Ivan, Melikhov Anatoliy, Tanklevskiy Leonid, Istomin, Ivan. (2019). Research of combustion process of construction polymeric materials in zero-gravity. Acta Astronautica. 163. 10.1016/j.actaastro.2019.01.044.1. Bolodyan Ivan, Melikhov Anatoliy, Tanklevskiy Leonid, Istomin, Ivan. (2019). Research of combustion process of construction polymeric materials in zero-gravity. Acta Astronautica. 163. 10.1016/j.actaastro.2019.01.044.

2. Development of proposals for the synthesis of polymer composite materials capable of combustion after the mission / V. I. Trushlyakov, Y. V. Iordan, D. Y. Davydovich [et al.] // Journal of Physics: Conference Series, Suzdal, 01-05 октября 2018 года. Vol. 1134. – Suzdal: Institute of Physics Publishing, 2018. – P. 012061. – DOI 10.1088/1742-6596/1134/1/012061. – EDN WTSIAA.2. Development of proposals for the synthesis of polymer composite materials capable of combustion after the mission / V. I. Trushlyakov, Y. V. Iordan, D. Y. Davydovich [et al.] // Journal of Physics: Conference Series, Suzdal, October 01-05, 2018. Vol. 1134. – Suzdal: Institute of Physics Publishing, 2018. – P. 012061. – DOI 10.1088/1742-6596/1134/1/012061. – EDN WTSIAA.

3. Патент № 2776312 C1 Российская Федерация, МПК C08J 5/04, C08L 23/18. Способ разработки полимерного композиционного материала с учётом его последующей утилизации и устройство для его реализации: № 2021113867: заявл. 17.05.2021: опубл. 18.07.2022 / В. И. Трушляков, Г. С. Русских, Д. Ю. Давыдович [и др.]; заявитель Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования «Омский государственный технический университет». – EDN DQCEPZ.3. Patent No. 2776312 C1 Russian Federation, IPC C08J 5/04, C08L 23/18. A method for developing a polymer composite material taking into account its subsequent disposal and a device for implementing it: No. 2021113867: declared 17.05.2021: published 18.07.2022 / V. I. Trushlyakov, G. S. Russkikh, D. Yu. Davydovich [et al.]; applicant Federal State Autonomous Educational Institution of Higher Education "Omsk State Technical University". - EDN DQCEPZ.

4. Патент № 2700150 C1 Российская Федерация, МПК F42B 15/00, B64G 1/64. Способ минимизации зон отчуждения для отделяемых частей ракет-носителей и устройство для его реализации: № 2018124085: заявл. 02.07.2018: опубл. 12.09.2019 / В. И. Трушляков, Д. Ю. Давыдович, Ю. В. Иордан, Д. Б. Лемперт; заявитель Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования «Омский государственный технический университет». – EDN DUYVLY. 4. Patent No. 2700150 C1 Russian Federation, IPC F42B 15/00, B64G 1/64. Method for minimizing exclusion zones for detachable parts of launch vehicles and device for implementing it: No. 2018124085: declared 02.07.2018: published 12.09.2019 / V. I. Trushlyakov, D. Yu. Davydovich, Yu. V. Iordan, D. B. Lempert; applicant Federal State Budgetary Educational Institution of Higher Education "Omsk State Technical University". – EDN DUYVLY.

5. Krasinskyi, V., Jachowicz, T., Dulebová, Ľ., Gajdoš, I., & Malinowski, R. (2021). The Manufacturing of Composite Materials in the Matrix of Modified Phenol-Formaldehyde Resins. Advances in Science and Technology Research Journal. https://doi.org/10.12913/22998624/142288.5. Krasinskyi, V., Jachowicz, T., Dulebová, Ľ., Gajdoš, I., & Malinowski, R. (2021). The Manufacturing of Composite Materials in the Matrix of Modified Phenol-Formaldehyde Resins. Advances in Science and Technology Research Journal. https://doi.org/10.12913/22998624/142288.

6. Krasnovsky, A.N., Yuryev, G.A. Investigation of the impregnation of composite products during the vacuum infusion process / A.N. Krasnovsky, G.A. Yuryev // Digital Economy: Equipment, Management, Human Capital: Materials of the II All-Russian Scientific and Practical Conference, Vologda, December 20, 2019. – P. 31-34. – EDN FWAQSY.6. Krasnovsky, A.N., Yuryev, G.A. Investigation of the impregnation of composite products during the vacuum infusion process / A.N. Krasnovsky, G.A. Yuryev // Digital Economy: Equipment, Management, Human Capital: Materials of the II All-Russian Scientific and Practical Conference, Vologda, December 20, 2019. – P. 31-34. – EDN FWAQSY.

7. Патент № 2405675 C1 Российская Федерация, МПК B29C 51/10, B32B 27/12, C08J 5/00. способ получения конструкционного композиционного материала: № 2009126970/04: заявл. 15.07.2009: опубл. 10.12.2010 / Г. Ф. Железина, И. В. Зеленина, Н. А. Соловьева [и др.]; заявитель Федеральное государственное унитарное предприятие "Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов" (ФГУП "ВИАМ"). – EDN WNAPFL.7. Patent No. 2405675 C1 Russian Federation, IPC B29C 51/10, B32B 27/12, C08J 5/00. Method for producing a structural composite material: No. 2009126970/04: declared 15.07.2009: published 10.12.2010 / G. F. Zhelezina, I. V. Zelenina, N. A. Solovyova [et al.]; applicant Federal State Unitary Enterprise "All-Russian Research Institute of Aviation Materials" (FSUE "VIAM"). – EDN WNAPFL.

8. ГОСТ 32656-2017. Композиты полимерные. Методы испытаний. Испытания на растяжение.8. GOST 32656-2017. Polymer composites. Test methods. Tensile tests.

9. ГОСТ 29127-91. Пластмассы. Термогравиметрический анализ полимеров. Метод сканирования по температуре.9. GOST 29127-91. Plastics. Thermogravimetric analysis of polymers. Temperature scanning method.

Claims

A polymer composite material for the structures of rocket and space technology, including aramid fabric with a fiber density of 100 g/ ^m2 , epoxy resin ED-20 and hardener Etal-45 in a mass ratio of 3:1, respectively, characterized in that a laying pattern of 6×0°, 6×90°, 3×±45° is used, while the thickness of the material is 3 mm, and the safety factor is 1.8 with a weight of 1500 g/ ^m2 .