Конструкционные материалы в самолетостроении

Конструкционные материалы в самолетостроении

Летно-технические характеристики самолетов можно повысить, совершенствуя их конструкцию, прежде всего, за счет применения современных материалов и улучшения их свойств.

Авиационная металлургия в значительной степени расширила номенклатуру выпускаемых конструкционных сплавов, отвечающих повышенным требованиям к эксплуатационным свойствам. Прежде всего, его касается конструкционных легких сплавов, используемых в конструкции самолетов, плотность которых ниже плотности железа. Это алюминиевые, бериллиевые, магниевые, титановые сплавы и, естественно, композиционные материалы.

Материал для силовых элементов конструкции планера выбирают исходя из его механических, теплофизических характеристик, плотности, коррозионной стойкости, дефицитности и стоимости.

Большое значение при выборе материала имеют технологические процессы производства силовых деталей. Внедрение новых способов механической обработки, сборки и создание специального оборудования приводят к удорожанию конечной продукции.

При выборе материала следует учитывать:

• форму и размеры силового элемента;

• условия, в которых он будет работать под нагрузкой;

• величину, направление и продолжительность действия нагрузки;

• температурный режим;

• характер действующей нагрузки (постоянная, циклическая, динамическая и др.).

Весовая эффективность материала характеризуется удельной прочностью и удельной жесткостью.

Удельная прочность – отношение предела прочности к удельному весу материала γ.

В зависимости от вида деформации (растяжение, сжатие, сдвиг) под пределом прочности понимают предел прочности при растяжении σ_в, при сжатии – σ_сж, или касательные разрушающие напряжения τ_в.

Удельная жесткостьЕ/γ характеризует отношение модуля упругости к удельному весу материала образца.

Конструкция самолета будет тем легче, чем больше будет при прочих равных условиях удельная прочность и удельная жесткость. В случае работы конструкции в условиях повышения температур вводят корректировку σ_в и Е по температуре.

Для конструктивных силовых элементов планера (стрингеров, шпангоутов, нервюр, лонжеронов и обшивки) основным материалом служат алюминиевые сплавы.

Из высокопрочных сталей могут изготавливаться наиболее нагруженные или наиболее ответственные силовые элементы, например, узлы крепления шасси, фермы крепления двигателей, узлы крепления оперения и др.

Алюминиевые сплавы были первыми из металлических конструкционных материалов, широко используемых в авиации. В настоящее время до 80% массы конструкции самолетов гражданской авиации приходится на алюминиевые сплавы.

Среди сплавов, обладающих высокой пластичностью, хорошей свариваемостью и коррозионной стойкостью выделяют сплавы алюминия с марганцем группы АМци магнием АМг. Наиболее прочными являются АМг-5 иAMг-6 (σ_в = 300…420 МПа). Из сплавов АМци АМг изготавливают емкости (гидро- и маслобаки), а также бензо- и маслопроводы, заклепки.

Высокими механическими свойствами обладают алюминиевые сплавы с медью, магнием, кремнием, литием, бериллием.

Так, для группы Al-Си-Мgхарактерны сплавы Д-16, Д-19, для Al-Zn-Mg-Cu-сплавы В-93, В-95, В-96, для группы Аl-Cu-Мg-Мn-Si – сплавы Ак-6, Ак-8.

Из дуралюмина Д-16, Д-19 изготавливают обшивку в клепаных конструкциях планера при незначительном аэродинамическом нагреве. Упрочнение дуралюминов Д-16, Д-19 достигается при термической обработке. В этих сплавах основными легирующими элементами являются медь и магний. Марганец вводят для повышения коррозионной стойкости сплавов. По сравнению с чистым алюминием все дуралюмины отличаются пониженной коррозионной стойкостью, поэтому их подвергают защите либо плакированием (покрытием) дуралюмина техническим алюминием (сплавы А-7 и А-8), либо электрохимическим оксидированием (анодированием).

Из сплавов Д-16 получают листовые полуфабрикаты, прессованные профили различной конфигурации, плиты. Область применения с сплавов Д-16 и Д-19 по температуре - не более 200°С.

Удельная прочность сплава Д-16 σ_в/γ = (15-16)·10⁵см, в то время как у стали 30ХГСА σ_в/γ = 15·10⁵см.

Сплавы В-93, В-95, В-96 отличает высокая прочность (σ_в = 500.700 МПа), но они менее пластичны, чем дуралюмины.

Сплав В-95, широко используют для получения всех видов деформированных полуфабрикатов: листов, плит, профилей, труб, поковок и штамповок.

Сплав В-96 наиболее прочен из всех деформируемых алюминиевых сплавов. Однако он очень чувствителен к концентраторам напряжений, хуже работает в условиях знакопеременных нагрузок.

Сплавы В-93, В-95, В-96 резко снижают прочность при повышении температуры более 120°С, поэтому их не используют в конструкции сверхзвуковых самолетов, если их обшивка испытывает аэродинамический нагрев более 120°С,

Сплавы Ак-6, Ак-8 предназначены для изготовления поковок и штамповок. Их отличает повышенная пластичность в горячем состоянии. Эти сплавы склонны к коррозии под напряжением, поэтому изделия из них подвергают защите анодированием и лакокрасочными покрытиями. Из сплава Ак-6 изготавливают крупногабаритные штамповки, фитинги, стойки, кронштейны, качалки и другие силовые детали. Высоконагруженные детали чаще изготавливают из сплава Ак-8.

Жаропрочные алюминиевые сплавы типа дуралюмин Д-16, Д-17, ВАД-2 достигают высокой жаропрочности за счет увеличения в них содержания магния. Специальные добавки титана, циркония, железа, никеля, также положительно влияют на их жаропрочность.

Сплав Ак-4-I при температуре 250-300°С обладает преимуществами перед сплавами ВАД-I, Д-16, хотя при температуре ниже 200°С не превосходит эти сплавы. Поэтому из Ак-4-I изготавливают детали ТРДД, обшивку и элементы силового каркаса самолетов.

Литейные алюминиевые сплавы отличаются жидкотекучестью, малой усадкой, незначительной склонностью к образованию пористости и трещин наряду с, высокими механическими и антикоррозионными свойствами. К таким сплавам относят Ал-2, Ал-4, ВАЛ-5, Ал-7. Для повышения механических свойств отливки из этих сплавов подвергают термической обработке.

Сплав Ал-2 отличается малой прочностью, поэтому используется в производстве корпусов приборов и для малонагруженных деталей. Сплав средней прочности Ал-4 используется для средненагруженных деталей крупных размеров.

Сплавы ВАЛ-5, Ал-32К относят к высокопрочным.

Широко используются жаропрочные литейные сплавы Ал-1, Ал-19, Ал-21, BAЛ-1 и др. Детали, изготовленные из этих сплавов, могут работать при температурах до 300°С, хотя и отличаются пониженной коррозионной стойкостью и пластичностью.

В последнее время нашли применение спеченные алюминиевые сплавы САП и САС, которые получают холодным, а затем горячим брикетированием из алюминиевого порошка или пудры. Из этих сплавов изготавливают обшивку и другие детали, работающие длительно при температурах 300-500°С и кратковременно при температурах 700-900°С.

Сплавы группы Al-Be и Al-Be-Mgотносят к материалам с высоким удельным модулем упругости.

Наиболее перспективны сплавы группы Al-Be-Мg. В таких сплавах Мg практически не взаимодействуя с нe растворяется в алюминии и упрочняет его, обеспечивая повышение прочности и модуля упругости. По величине модуля упругости эти сплавы могут превосходить лучшие алюминиевые в два-три раза. Поэтому их целесообразно использовать в конструкциях, где определяющим фактором является жесткость. В этом случае можно получить экономию в весе до 40%.

Перспективными сплавами следует считать алюминиево-литиевые сплавы, содержащие до 2-3% лития, который снижает плотность на7-10. Если сравнивать их с КМ, то массу конструкции они снижают в двое меньше, чем эпоксидографитопластики, но конструкция удешевляется в 10 раз. Поэтому алюминиево-литиевые сплавы заменят на самолетах в ближайшее время современные алюминиевые сплавы, так как эта замена не потребует внедрения новых методов механической обработки, сборки и специального оборудования.

Титановые сплавы BT-I.0T-4, ОТ-4-2, BT-I6, и ВТ-22 получили в промышленности наибольшее применение. Наиболее прочен сплав ВТ-22, хотя титановые сплавы эффективно используются в интервале температур 250-550°С, когда легкие алюминиевые сплавы уже не могут работать, а стали и никелевые сплавы уступают им по удельной прочности, их успешно применяют в конструкции шасси, узлах крепления закрылков и силовых элементах.

В авиастроении легированные стали в связи с высокими физико-химическими и механическими характеристиками по сравнению с углеродистыми сталями используют очень широко.

Особенно часто применяются стали 15хФ, I2XH3A, I2XH4BA, 30ХГСА с содержанием углерода от 0,1 до 0,3%. Для конструкций, работающих при температурах выше 700°С, используют специальные жаропрочные сплавы на основе никеля и кобальта.

Композиционные материалы – это объемно-армированные всевозможными наполнителями металлы, сплавы и полимеры. Прочностные, жесткостные и другие эксплуатационные характеристики КМ превосходят традиционные конструкционные материалы, используемые в самолетостроении.

КМ армируются волокнами или тонкой высокопрочной проволокой из стали, вольфрама, молибдена, титана, а также стекловолокном, волокнамиуглерода, бора, или волокнистыми монокристаллами оксида алюминия, карбида кремния и других соединений. Материал (связующее), в котором распределяются армирующие волокна, называют матрицей,

В самолетостроении широкое распространение получили стеклопластики, армирующими волокнами для которых служат стеклянные нити, а матрицей - эпоксидные или другие с молы. Стеклопластики с пределом прочности 400-800 МПа обладают удельной прочностью, в два раза превышающей удельную прочность легированной стали. Однако стеклопластики имеют низкий модуль упругости (Е = 2,2·10⁵ МПа), что почти в 10 раз ниже, чем у стали. Стеклопластики используют для несиловых частей конструкции планера (обтекатели, створки шасси, зализов др.).

Для силовых частей планера применяются КМ, армированные волокнами углерода, бора, бериллия. Уже есть разработки конструкции планера, полностью изготовленного из КМ.

В качестве конструкционных материалов используют углепластики и борпластики. Первые попытки использования КМ в силовых конструкциях планера относятся к 70-м годам. Например, фирма "Мак Доннелл-Дуглас для самолета А-4 изготовила закрылки, обшивка которых выполнена из борэпоксидной ленты, с содержанием волокон бора 35% по объему. Масса такого закрылка уменьшена на 22% по сравнению с обычной цельнометаллической конструкцией.

Еще более эффективно применение КМиз титана или алюминия, ар­мированных волокнами бора. В этом случае можно снизить массу силовых элементов конструкции в два раза, а массу самолета до 23%. Такое снижение массы конструкции планера достигается за счет высокой удельной прочности и жесткости КМ при удельном весе, в три-четыре раза меньшем, чем у стали. Широкое применение КМ в самолетостроении потребует создание новых методов обработки, технологий, сборки и оснастки, которые позволяют в полной мере использовать достоинства КМпри реализации их в силовых конструкциях планера.