Kompozyty polimerowe jako os³ony cieplne rejestratorów lotniczych

Transkrypt

1 Kompozyty polimerowe jako os³ony cieplne rejestratorów lotniczych 365 Wojciech KUCHARCZYK, 1*, Pawe³ PRZYBY EK, 2, Tadeusz A. A. OPARA 1 1 Uniwersytet Technologiczno-Humanistyczny, Instytut Budowy Maszyn * wojciech.kucharczyk@uthrad.pl 2 Wy sza Szko³a Oficerska Si³ Powietrznych, Katedra P³atowca i Silnika Kompozyty polimerowe jako os³ony cieplne rejestratorów lotniczych Streszczenie. W artykule przedstawiono wymagania dotycz¹ce zdolnoœci rejestratorów lotniczych do przetrwania katastrofy lotniczej okreœlone w kolejnych dokumentach normatywnych. Zaprezentowano mo liwoœæ zastosowania kompozytowych materia³ów ablacyjnych na kapsu³y ochronne o wy szych, cieplnych parametrach u ytkowych. Zamieszczono wyniki badañ ablacyjnych w³aœciwoœci termoochronnych kompozytów epoksydowych z hybrydowym wzmocnieniem w³óknistym i glino-krzemianami warstwowymi. Opisano jakoœciowy i iloœciowy wp³yw zmiennych fazowych sk³adów kompozytów na badane w³aœciwoœci ablacyjne: temperaturê tylnej powierzchni œcianki próbki izoluj¹cej t s, œredni¹ szybkoœæ ablacji v a oraz ablacyjny ubytek masy U a. THE POLYMER COMPOSITES AS A HEAT SHIELDS OF FLIGHT DATA RECORDERS Summary. At the paper briefs assumptions and requirements on an experimental research how to create Flight Data Recorders (FDR) protective case covered ablative composite. The paper reports results of studies on ablative and thermal properties of epoxy composites with hybrid fabrics-reinforcement (kevlar and carbon fibers) filed with a mixture of epoxy resin and mineral nanoclays (layered silicates). Quantitative and qualitative influences of phase type-matter on ablative properties were presented. The composites were treated with hot combustion gases to detect the temperature profiles across the studied samples (cubes mm), the average linear rate of ablation v a, and their mass waste U a during ablation processes. 1. WSTÊP Rejestratory parametrów lotu FDR (Rys. 1) przeznaczone s¹ do zapisu podstawowych parametrów lotu i eksploatacyjnych parametrów pracy zespo³ów statku powietrznego, w celu oceny: bezpieczeñstwa lotu, techniki pilotowania, stanu systemów pok³adowych, przyczyny wypadku lub katastrofy lotniczej [1 3]. Ich cechy konstrukcyjne umo liwiaj¹ zachowanie, a tak e odtworzenie informacji, nawet w przypadku zniszczenia konstrukcji statku powietrznego. Uk³ady rejestruj¹ce s¹ urz¹dzeniami obiektywnej kontroli lotu i stanowi¹ obowi¹zkowe wyposa enie wiêkszoœci statków powietrznych. W USA zgodnie z wymaganiami FAA (Federal Aviation Administration) urz¹dzenia pok³adowe powinny rejestrowaæ parametrów, w zale noœci od typu i wielkoœci statku powietrznego (SP). Zgodnie z zaleceniami FAA (z dnia ), w samolotach wytworzonych po 2001 roku, minimalna liczba rejestrowanych parametrów wynosi 88. W³aœciwy dobór parametrów, które podlegaj¹ rejestracji pozwala zwiêkszyæ stan bezpieczeñstwa lotów, zapobiegaæ powstawaniu zdarzeñ lotniczych, oceniæ wykonanie zadania, oceniæ przestrzeganie zasad bezpieczeñstwa przez pilota oraz wykryæ niektóre uszkodzenia sprzêtu lotniczego [1]. Przepisy dotycz¹ce standardów zabezpieczenia rejestratorów lotniczych ustanowione zosta³y po serii katastrof lotniczych w latach piêædziesi¹tych XX wieku (Rys. 2). Najpierw wprowadzono je w lotnictwie wojskowym, a nastêpnie roku zosta³y przyjête przez CAA (Civil Aviation Authority), przekszta³conym póÿniej w FAA. Odwo³ywa³y siê one do dokumentu pod nazw¹ Rys. 1. Magnetofon pok³adowy MARS BM: 1 os³ona termoizolacyjna z ywicy termoutwardzalnej z nape³niaczem celulozowym, 2 os³ona ze spienionego polimeru z w³óknem azbestowym (funkcje termoizolacyjne oraz poch³anianie energii uderzenia), (Przyby³ek P.)

2 366 Wojciech KUCHARCZYK, Pawe³ PRZYBY EK, Tadeusz A. OPARA Q/A 4 3 C124a ED112 2 C123a 1 C51 C84 C51a C123 C Rys. 2. Rejestratory po katastrofach lotniczych (Przyby³ek P.) Rys. 3. Ciep³o przejmowane przez jednostkow¹ powierzchniê obudowy rejestratora dla kolejnych norm TSO (wartoœci wzglêdne odniesione do normy C51, Opara T.A.) Technical Standards Order (TSO C 51), który okreœla³ dok³adnoœæ zapisu danych, czas próbkowania i rodzaj zapisywanych parametrów (pu³ap, prêdkoœæ lotu, kurs, itp.), wymagania dotycz¹ce zdolnoœci rejestratora do przetrwania kolizji z przyspieszeniem 100 jednostek przeci¹ enia oraz oddzia³ywania p³omienia o temperaturze 1100 C przez 30 minut. [1, 3] Rozwój technologiczny zwi¹zany z metodami archiwizacji informacji, spowodowa³ wzrost m.in. wymagañ dotycz¹cych zabezpieczeñ termicznych rejestratorów lotniczych. Obecnie obudowa zabezpieczaj¹ca rejestrator lub jego element zawieraj¹cy pamiêæ, w której zapisane s¹ informacje o parametrach lotu oraz pracy urz¹dzeñ statku powietrznego, jest poddawana oddzia³ywaniu p³omienia o temperaturze 1100 C w czasie 60 minut. P³omieñ ten powinien dostarczaæ strumieñ ciep³a o wartoœci 158 kw/m 2. Od 1990 roku wszystkie rejestratory pok³adowe musz¹ spe³niæ dodatkowy warunek, okreœlaj¹cy odpornoœæ os³on termicznych podczas oddzia³ywania strumienia cieplnego o temperaturze t 260 C i gêstoœci q(t) 134 kw/m 2 przez 10 godzin (Tabl. 1). [1] Z danych zamieszczonych w tabeli 1 wynika, e wymagana odpornoœæ obudowy rejestratorów na oddzia³ywanie wysokotemperaturowego strumienia cieplnego (t = 1100 C) wzros³a czterokrotnie (Rys. 3). Iloœæ ciep³a Q przejmowana przez powierzchniê zewnêtrzn¹ A obudowy rejestratora jest proporcjonalna do gêstoœci strumienia ciep³a q(t) i czasu oddzia³ywania p³omienia. Rejestratory parametrów lotu I i II generacji, które spe³nia³y normy TSO obowi¹zuj¹ce w czasie ich monta u na SP, zazwyczaj nie spe³niaj¹ ju wymogów wspó³czesnych, jednak e s¹ zdatne i nadal eksploatowane, choæ sukcesywnie zastêpowane przez urz¹dzenia nowsze. Wymiana rejestratora parametrów lotu na uk³ad wy - szej generacji jest kosztowna i wymaga znacznego nak³adu pracy, zwi¹zanego z badaniami kwalifikacyjnymi, zmian¹ procedur deszyfracji i analizy danych, przeszkoleniem personelu, itd. W przypadku niektórych starszych SP, których produkcja zosta³a ju wstrzymana, op³acal- Tabela 1. Wymagania dotycz¹ce odpornoœci cieplnej rejestratorów lotniczych wed³ug FAA [1 3] Norma TSO Rok wprowadzenia Typ rejestratora Odpornoœæ termiczna C FDR 1100 C przez 30 min. pokrycie powierzchni 50% C CVR 1100 C przez 30 min. pokrycie powierzchni 50% C 51a FDR 1100 C przez 30 min. pokrycie powierzchni 50% C FDR C FDR C 124a FDR C 123a CVR 260 C przez 10 godzin, q 134 kw/m C przez 10 godzin. q 134 kw/m C przez 60 min. pokrycie powierzchni 100% 260 C przez 10 godzin, q 134 kw/m 2 m C przez 10 godzin, q 134 kw/m 2 ED FDR CVR DVR 1100 C przez 60 min. pokrycie powierzchni 100% 260 C przez 10 godzin, q 134 kw/m 2

3 Kompozyty polimerowe jako os³ony cieplne rejestratorów lotniczych 367 noœæ ekonomiczna modyfikacji systemu kontroli parametrów lotu mo e okazaæ siê w¹tpliwa. Alternatywnym rozwi¹zaniem jest modyfikacja obudowy dotychczas eksploatowanych rejestratorów, poprzez wprowadzenie dodatkowej warstwy ochronnej z materia³ów ablacyjnych. Materia³y te s¹ stosowane od dawna w technice lotniczej, rakietowej i kosmicznej oraz ochronie przeciwpo arowej. Celem prowadzonych badañ, których czêœæ dotycz¹ca ablacyjnych w³aœciwoœci termoochronnych epoksydowych kompozytów warstwowych z nanonape³niaczami zosta³a zaprezentowana w niniejszym opracowaniu jest: 1. Stworzenie uniwersalnej obudowy ochronnej, która w sytuacji awaryjnej: zapobieg³aby zniszczeniu urz¹dzenia poprzez oddzia³ywanie wysokotemperaturowego strumienia cieplnego; uchroni³a przed przedwczesnym wy³¹czeniem urz¹dzenia z u ytkowania; umo liwi zabudowanie urz¹dzeñ elektronicznych na pok³adzie statku powietrznego. 2. Opisanie iloœciowego i jakoœciowego wp³ywu wybranych komponentów zarówno na proces ablacji kompozytów epoksydowych ze wzmocnieniem w³óknistym, jak i na ich w³aœciwoœci wytrzyma³oœciowe. 3. Implementacja procedur kwalifikacyjnych lotniczych rejestratorów pok³adowych do badañ kompozytowych elementów lotniczych. 2. BADANIA W ASNE Programu badañ zosta³ zaplanowany do realizacji zgodnie z procedurami okreœlonymi dla elementów konstrukcji lotniczych, wykonanych z polimerowych kompozytów warstwowych [4]. Procedura badañ eksperymentalnych wynika z wysokich wymagañ, jakie nale y spe³niæ, aby wdro yæ opracowany komponent, detal lub element do praktycznego zastosowania w sprzêcie lotniczym nie powoduj¹c obni enia bezpieczeñstwa lotów. Najbardziej skomplikowany, pracoch³onny i obejmuj¹cy najwiêcej badañ testowych jest etap doboru sk³adników i okreœlenie ich wp³ywu na w³aœciwoœci materia³u kompozytowego. Na podstawie analizy publikacji tematycznych [5 8] dobrano sk³adniki fazowe kompozytów: osnowê z ywicy epoksydowej Epidian 52 sieciowanej w temperaturze pokojowej utwardzaczami: PAC (80 ns) albo TFF (27 ns) produkcji Z.Ch. Organika-Sarzyna S.A. w Nowej Sarzynie. W³aœciwoœci ablacyjne kompozycji ywicy modyfikowano glinokrzemianem warstwowym Bentonit Specjal Extra z 75% zawartoœci¹ montmorylonitu wapniowego MMT (Zak³ady Górniczo-Metalowe Zêbiec w Zêbcu). Wzmocnienie hybrydowe kompozytu stanowi³y tkaniny zrównowa one: aramidowa o gramaturze 230 g/m 2 i wêglowa o gramaturze 160 g/m 2 naprzemiennie i równomiernie roz³o one w warstwie kompozytu. Sk³ad fazowy próbek oraz liczba wykonywanych doœwiadczeñ (N = 8) zosta³y ustalone na podstawie przyjêtego planu badañ doœwiadczalnych, tj.: ortogonalnej macierzy pe³noczynnikowej I rzêdu typu 2 3 z powtórzeniami [14]. Trzema zmiennymi niezale nymi x i (parametrami wejœciowymi) o wartoœciach dwu poziomów kodowych 1 (poziom górny + oraz poziom dolny ) s¹ udzia³y komponentów kompozytu [10]: x 1 udzia³ masowy w³ókna aramidowego w sumie mas wzmocnieñ w³óknistych (kevlar + w³ókno wêglowe), 77% (+) i 38% ( ); x 2 udzia³ masowy nanonape³niacza (montmorylonit MMT) w kompozycie, 15% (+) i 3% ( ); x 3 rodzaj utwardzacza ywicy: PAC, 80 ns (+) lub TFF, 27 ns ( ). Sk³adowymi funkcji odpowiedzi y (parametrami wyjœciowymi) s¹ termoochronne w³aœciwoœci ablacyjne: maksymalna temperatura tylnej powierzchni œcianki próbki izoluj¹cej t s [ C]; wzglêdny ablacyjny (erozyjny) ubytek masy U a [%]; œrednia szybkoœæ ablacji v a [µm/s]. Sk³ady fazowe (wraz z zapisem w zmiennych kodowych) badanych warstwowych kompozytów epoksydowych, o nadanych numerach porz¹dkowych 1 8, jak równie wyniki badañ ablacyjnych, przedstawiono w tabeli 2. Badania zosta³y oparte o statyczne metody planowania doœwiadczeñ, s¹ wiêc wiarygodne, tak od strony liczebnoœci prób, jak i uzyskanych wyników [10]. Termoochronne badania ablacyjne realizowano na stanowisku w³asnej konstrukcji wed³ug za³o eñ i metodyki opisanej w pracach [8, 9]. Próbki ablacyjne (kompozytowe kostki ) umieszczono w os³onie z Tabela 2. Zapis zmiennych kodowych, udzia³y masowe komponentów i wyniki badañ ablacyjnych Nr próby x 1 x 2 x 3 Osnowa [%] U W³ókna MMT Wyniki badañ ablacyjnych K [%] C [%] [%] t s [ C] U a [%] v a [µm/s] PAC TFF TFF PAC PAC TFF TFF PAC gdzie: - poziom dolny zmiennej kodowej; + poziom górny zmiennej kodowej; U rodzaj utwardzacza; K udzia³ w³ókna kevlarowego; C udzia³ w³ókna wêglowego; MMT udzia³ bentonitu

4 368 Wojciech KUCHARCZYK, Pawe³ PRZYBY EK, Tadeusz A. OPARA Rys. 4. Temperatury powierzchni ablacyjnych t pa [ C] ogniotrwa³ej p³yty kartonowo-gipsowej, gdzie by³y poddawane oddzia³ywaniu ustabilizowanego strumienia gazów palnych w czasie = 150 s. ród³em ciep³a by³o spalanie mieszanki gazów p³ynnych propan-butan, daj¹cej temperaturê p³omienia 1900 C. P³omieñ stabilizowano w dyszy palnika typu JT539T firmy Berenzomatic. Oœ palnika umieszczono w osi normalnej najwiêkszej powierzchni próbki, prostopadle do warstw wzmocnienia w³óknistego, a wylot jego dyszy w odleg³oœci 23 mm od powierzchni ablacyjnej. Dziêki takiemu ustawieniu i stabilizacji p³omienia w dyszy palnika na ca³ej powierzchni próbki uzyskano prawie jednakow¹ wartoœæ temperatury powierzchni ablacyjnej t pa, w ca³ym obszarze oddzia³ywania p³omienia wylotowych gazów palnych, o wartoœci œredniej t pa_œr = 1070 C (rys. 4). Najlepsze ablacyjne w³aœciwoœci termoochronne maj¹ te kompozyty, które osi¹gnê³y jednoczeœnie: najni sz¹, koñcow¹ temperaturê tylnej powierzchni œcianki próbki t s (zapewniaj¹ najwiêksz¹ redukcjê temperatury na gruboœci os³ony), najmniejsz¹ szybkoœci¹ ablacji v a (najmniejsz¹ szybkoœæ degradacji struktury materia³u rodzimego) oraz najmniejszy ablacyjny ubytek masy U a (najgrubsz¹ ablacyjn¹ warstwê eksploatacyjn¹ o niskiej dyfuzyjnoœci cieplnej). Graficzn¹ interpretacjê wyników badañ ablacyjnych w³aœciwoœci termoochronnych (sk³adowych funkcji obiektu badañ) przedstawiono na rysunku 5. W badanym zakresie temperatury powierzchni ablacyjnej ( ) C, najmniejsze wartoœci wszystkich sk³adowych funkcji odpowiedzi przyjmuje kompozyt o sk³adzie fazowym nr 1 (rys. 5), zawieraj¹cy 60% osnowy Rys. 5. Wyniki badañ ablacyjnych: maksymalna temperatura t s, ubytek masy U a, szybkoœæ ablacji v a

5 Kompozyty polimerowe jako os³ony cieplne rejestratorów lotniczych 369 (sieciowanej utwardzaczem PAC), 19% kevlaru oraz 6% w³ókna wêglowego, jak równie 15% glinokrzemianu Bentonitu Specjal Extra. 3. WNIOSKI 1. Najwiêkszy wp³yw na w³aœciwoœci termoochronne wywiera zawartoœæ MMT. Zwiêkszenie zawartoœci MMT obni a wszystkie parametry (w stosunku do ich wartoœci œrednich): wzglêdny ablacyjny ubytek masy U a o oko³o 60%; szybkoœæ ablacji v a oraz temperaturê tylnej powierzchni œcianki próbki izoluj¹cej t s o oko³o 40%. 2. Zwiêkszenie udzia³u w³ókien aramidowych dla 15% zawartoœci bentonitu obni a szybkoœæ ablacji v a oraz ablacyjny ubytek masy U a, nie wp³ywa jednak na wartoœæ temperatury t s. 3. Utwardzacz poliaminoamidowy PAC w interakcji ze zwiêkszonym udzia³em w³ókna aramidowego obni a temperaturê tylnej powierzchni œcianki próbki izoluj¹cej t s. 4. Najlepsze w³aœciwoœci termochronne posiada kompozyt o sk³adzie fazowym nr 1 (Epidian 52 sieciowana utwardzaczem PAC, z zawartoœci¹ 19% w³ókien kevlaru, 6% w³ókien wêglowych i 15% glinokrzemianu Bentonitu Specjal Extra). Bibliografia 1. ED-112, Minimum operational performance specification for crash protected airborne recorder systems, March Flight Data Recorder Read-Out, Technical and Regulatory Aspect, May 2005 BAE. 3. TSO-C124b, Flight data recorder systems, Appendix 1. FAA standards for crash protected enclosures. 4. MIL-HBK-17-1, Composite materials handbook, volume 1. Polymer matrix composites guidelines for characterization of structural materials, DoD, Bahramian A.R., Kokabi M., Journal of Hazardous Materials 2009, 166, Reis P.N.B., Ferreira J.A.M., Zhang Z.Y., Benameur T., Richardson M.O.W., Composites Part B 2013, 46, Srikanth I., Daniel A., Kumar S., Padmavathi N., Singh V., Scripta Materialia 2010, 63, Kucharczyk W., Przemys³ Chemiczny 2010, 89(12), Kucharczyk W., Eksploatacja i Niezawodnosc Maintenance and Reliability 2012, 1, Polañski Z., Planowanie doœwiadczeñ w technice. PWN. Warszawa 1984.