2.2 Сравнительные характеристики материалов, применяемых в авиационных конструкциях

В современных авиационных конструкциях наибольшее применение находят высокопрочные алюминиевые, магниевые и титановые сплавы, стали, в том числе высокопрочные легированные и коррозионно-стойкие, и композиционные материалы.

Правильный выбор материала элементов конструкции может существенно улучшить весовые и летно-тактические характеристики летательного аппарата, а также снизить материальные затраты на его производство и эксплуатацию. При выборе материала учитываются его механические свойства, теплофизические и химические свойства, плотность ρ, стоимость и дефицитность сырья, степень освоения в производстве, технологические свойства (пластичность, свариваемость, литейные качества, обрабатываемость резанием), определяющие возможность применения наиболее производительных процессов — штамповки, прессования, литья, сварки и др. При выборе материала для элементов конструкции учитываются также их форма и размеры, величина и характер нагрузки (постоянная, ударная, циклическая), тепловое нагружение, наличие в элементах конструкции отверстий, перепадов сечений и других концентраторов напряжений. Однако наибольшее внимание при выборе материала уделяется удовлетворению требования обеспечения необходимых прочности и жесткости конструкции при наименьшей массе, обеспечению весовой выгодности или весовой эффективности материала.

Весовая эффективность материала, определяемая его удельной прочностью (отношением допустимых напряжений к плотности) и удельной жесткостью (отношением модуля упругости материала к его плотности), для различных видов деформаций различна. Разные и критерии.

Выгодность материала с учетом его стоимости определяется отношением удельной прочности ϭ_доп./ρ к стоимости 1 кг материала а, например ϭ_в./ρа . Какими же характеристиками обладают конструкционные материалы?

Материал	ρ*10-3 г/см3	Ϭв, МПа	Е, ГПа	(Ϭв/ρ)*10-7, (см/с)2	(Е/ρ)*10-7, (см/с)2
Алюминиевые сплавы: Деформируемые Литейные Магниевые сплавы: Деформируемые литейные Титановые сплавы: Деформируемые Литейные Стали: Углеродистые легированные высокопрочные Композиционные материалы	2,7 2,7 1,8 1,8 4,5 4,5 7,8 7,8 7,8 1,4…2,6	400...550 200...500 200...340 200...270 500... 1300 630...860 420...650 800... 1600 1600...2400 500... 1300	72 72 45 45 120 120 210 210 210 35...250	14,8...20,4 7,4...18,5 11,0...18,7 11,0...15,0 11,0...29,0 14,0...19,0 5,4...8,3 5,4...20,6 20,6...30,6 40...60	2,65 2,65 2,50 2,50 2,68 2,68 2,70 2,70 2,70 2,5... 10,0

Алюминиевые сплавы — это сплавы, отличающиеся высокими, сравнимыми с легированными сталями значениями ϭ_доп./ρ и Е/ρ, высоким сопротивлением усталости и хорошими технологическими характеристиками. Последнее позволяет применять к ним при обработке штамповку, прокатку, ковку и резание, а к некоторым из них и сварку. Они подразделяются на деформируемые (для производства листов, профилей, штамповок, поковок путем деформации) и литейные (для фасонных отливок) сплавы. Их основные характеристики приведены в таблице.

Деформируемые алюминиевые сплавы. Сплав Д16 — дюралюмин системы А1—Си— Mg. Используются для изготовления обшивок, стрингеров, лонжеронов, шпангоутов, нервюр, деталей системы управления. Имеет хорошую пластичность, что и позволяет широко применять штамповку для изготовления силовых элементов планера. Свариваемость плохая, хорошо обрабатывается резанием.

Сплав Д19 сохраняет работоспособность до более высоких, чем Д16, температур (250 °С) и имеет несколько более высокие по сравнению с ним характеристики стц/р. Используется для изготовления обшивки и заклепок.

Сплав АК4-11 — жаропрочный ковочный (t до 350 °С), используется для изготовления монолитных панелей сверхзвуковых самолетов.

Сплав АК6 — ковочный алюминиевый, применяется для изготовления горячештампованных и кованых деталей, кронштейнов сложной формы, рычагов качалок, монолитных панелей дозвуковых самолетов.

В95 — высокопрочный сплав системы А1—Zn— Mg—Си, применяемый для обшивок и деталей силового набора планера (поясов лонжеронов). Свариваемость плохая.

Сплавы АМц, АМг2 и АМгб систем А1—Мп и А1—Mg отлично свариваются, идут на изготовление емкостей, топливных баков и трубопроводов.

Сплавы В65, Д18П, Д19П и АМг5 применяются для изготовления заклепок.

Спеченные алюминиевые сплавы, получаемые методами порошковой металлургии, позволяют деталям из этих сплавов работать до t = 500 °С, эти сплавы хорошо свариваются и обрабатываются резанием, у них высокая коррозионная стойкость [1].

Литейные алюминиевые сплавы. АЛ4, AJI9 — конструкционные сплавы для отливки деталей сложной конфигурации, работающих при температуре до 200 °С.

AJ15, AJT19 — жаропрочные сплавы для литых деталей, работающих при температурах до 250 и 300 °С соответственно.

BAJ15, ВАЛЮ — высокопрочные сплавы для литья высоконагруженных деталей, работающих при температурах до 200 и 250 °С соответственно.

Сплавы А1—Li обладают меньшей плотностью, большими значениями σ_в/ρ и Е/р, хорошей свариваемостью, что, как показывает опыт применения этих сплавов в сварных конструкциях, делает их весьма перспективными в авиастроении.

Магниевые сплавы в 1,5 раза легче алюминиевых, отлично обрабатываются резанием, могут свариваться, имеют хорошие литейные качества. Недостатки: малая коррозионная стойкость, недостаточная пластичность при нормальной температуре, низкая температура плавления (пожароопасность).

МА2-1 применяется для изготовления кованых и штампованных деталей сложной формы, работающих при температуре до 150 °С (крышки люков).

МА-8 идет на изготовление листовых обшивок элеронов, рулей, закрылков и др.

ВМ65-1 применяется для нагруженных деталей систем управления, штампованных барабанов колес, кронштейнов, качалок.

МЛ5 — литейный сплав для изготовления барабанов колес, штурвалов, педалей, каркасов кресел.

Титановые сплавы обладают высокой удельной прочностью, жаропрочностью, хорошей коррозионной стойкостью (поверхностная окисная пленка устойчива до t = 550 °С. Они используются для изготовления сварных узлов и штампованных деталей, работающих при г = 300...500°С, обшивок (ОТ4-1, ВТ5, ВТ20), силовых деталей каркаса планера, деталей шасси (ВТ22), тяг, качалок. Сплавы ОТ4, ВТ5, ВТ20 — свариваемые. Они применяются преимущественно в виде листов. Сплавы ВТ5, ВТ6, ВТ16 — повышенной прочности, используются для объемной штамповки. Сплавы ВТ5Л, ВТ6Л, ВТ20Л — литейные.

Значение Е у титановых сплавов в два раза меньше, чем у стали, и там, где важнее требование жесткости, они уступают легированным сталям.

Стали — сплавы железа с углеродом. Для изготовления малонагруженных деталей каркаса и внутреннего оборудования применяется углеродистая сталь марок 20, 45.

Стали 30ХГСА и 30ХГСНА относятся к легированным. Из них изготавливаются ответственные сварные узлы, холодно - и горячештампованные детали, шпангоуты, лонжероны, качалки, рычаги, кронштейны, детали шасси. Сталь 30ХГСА используется также для изготовления болтов и заклепок. Сталь 30ХГСНА очень чувствительна к концентраторам напряжений.

Сталь 12Х18Н10Т — хромоникелевая, для сварных и штампованных деталей из листа, идет на изготовление обшивки. Сваривается всеми видами сварки.

Стали ВНС-2 и СН-2 — высокопрочные коррозионно - стойкие, для сварных узлов и штампованных деталей из листа, работающих при температуре до 400 °С.

Сталь СН-4 — коррозионно - стойкая, для изготовления элементов сотовых панелей из тонких листов, ленты и фольги, хорошо сваривается, штампуется и паяется.

Сталь ВНС-5 — высокопрочная коррозионно-стойкая, для силовых механически обрабатываемых деталей (лонжеронов, шпангоутов, подмоторных рам). Сталь пластична, хорошо сваривается и обладает высокой ударной вязкостью.

Сталь Я1Т обладает высокой жаропрочностью, ведет на изготовление обшивки.

Сталь 35ХГСА — литейная, для изготовления шпангоутов, кронштейнов, вилок.

В табл. 1.2 приведены механические характеристики конструкционных материалов при t=15 °С. Однако с некоторой температуры начинается интенсивное снижение механических характеристик, (рис. 1.11) и Е, требующее для компенсации увеличения массы или перехода на более термостойкие материалы.

Зная, что температура при аэродинамическом нагреве изменяется по формуле Т = = Тн

( 1 + 0,18 М²), где Н— высота полета, можно нанести на тот же график (см. рис. 1.11) зависимость Т—f(М) (кривая 7) и выявить рабочие области I...IV для различных материалов в зависимости от скорости полета (числа М).

На рис. 1.11: 1,2 — алюминиевые сплавы В95 и Д16; 3 — титановый сплав ВТ6; 4 — легированная сталь 30ХГСА; 5 — коррозионно-стойкая сталь ВНС-2; 6 — жаропрочная сталь; области применения: I—алюминиевых сплавов; II — легированных сталей и титановых сплавов; III— коррозионно-стойких сталей; ГУ— жаропрочных сплавов, включая Ni и Со.

На рис. 1.12 показано снижение прочности при повторных нагрузках (сопротивления усталости) для различных материалов (1 — сплав Д16; 2 — сталь 30ХГСА, ϭв = 1200 МПа;

3 — сплав В95; 4—сталь ЗОХГСЛ, ϭ_в = 1800 МПа), а также влияние концентратора напряжений (5 — для стали 30ХГСА с ϭв = 1800 МПа). Для повышения сопротивления усталости в ответственных элементах конструкции приходится уменьшать действующие в них напряжения, хотя это и связано с увеличением их массы. В целях повышения сопротивления усталости широко применяются различные виды поверхностного упрочнения (наклеп, защитные покрытия).

Композиционные материалы (КМ) — это конструкционные материалы, состоящие из матрицы (основы) с распределенным в ней армирующим материалом. В качестве армирующего материала могут применяться волокна стекла, углерода, бора, органические волокна. Металлической основой для КМ, работающих при t до 250...300 °С, служат алюминиевые и магниевые сплавы, при более высоких температурах (450...500 °С) — титановые сплавы, при еще более высоких — никелевые сплавы. В качестве основы в КМ широко применяются смолы, в частности эпоксидная смола.

Композиционные материалы обладают широким диапазоном свойств, превосходя по удельной прочности, жесткости и сопротивлению усталости, рассмотренные выше материалы (см. табл. 1.2). Это позволяет снизить массу конструкции самолета на 20... 30 %. КМ имеют низкую чувствительность к концентраторам напряжений, хорошую коррозионную стойкость, радиопрозрачность и др. Все это привело к тому, что из КМ стали изготавливать обшивку крыла, оперения, рулей и элеронов, предкрылков, радиопрозрачные обтекатели, трехслойные панели. Перегородки в салонах, капоты, створки шасси, обтекатели и др. Зарубежными фирмами предпринимаются попытки разработки самолетов целиком из КМ. Однако КМ обладают и рядом недостатков: нестабильностью значений характеристик и анизотропией свойств, малой прочностью межслоевого сдвига, сложностью заделки.

Свойства КМ можно синтезировать, изменяя типы матрицы и армирующих волокон, их объемное соотношение, число слоев, ориентацию армирования относительно действующих нагрузок, смешивая различные типы волокон, и др.

При анализе материала конструкции необходимо учитывать следующие моменты:

• для элементов, работающих на растяжение, наиболее целесообразны стеклянные или органические волокна (первые еще и дешевле, а вторые имеют меньшую плотность);

• на сжатие более высокой прочностью обладают боропластики, они же и углепластики обладают большей жесткостью;

• наибольшие прочность и жесткость при сдвиге достигаются направлением армирования волокон ±45°;

• наибольшие ударная прочность, вязкость и трещиностойкость — у органопластиков (наиболее хрупки углепластики);

• наиболее термостойкими являются угольные волокна и бороволокна (t - 500...900°С); более легкие конструкции из КМ могут оказаться более выгодными даже при большой стоимости самих КМ, так как, снижая массу планера, они позволяют снизить расход топлива, увеличить целевую нагрузку или дальность полета. Последнее ведет к увеличению эффективности летательного аппарата.