Учебник Житомирский (553622), страница 5
Текст из файла (страница 5)
Они применяются для изготовления сварных узлов 21 и штампованных деталей, работающих при 1=300 500 С, обшивок (ОТ4-1, ВТ5, ВТ20), силовых деталей каркаса планера, деталей шасси (ВТ22), тяг, качалок Сплавы ОТ4, ВТ5, ВТ20 применяются преимущественно в виде листов, относятся к свариваемым сплавам Сплавы ВТ5, ВТ6, ВТ16 — повышенной прочности, используются для объемной штамповки Сплавы ВТ5Д, ВТ6Л ВТ2ОЛ вЂ” литейные Титановые сплавы имеют значение Е в два раза меньшее, чем у стали, и там, где важнее требование жесткости, они уступают легированным сталям !.6.4. Стали — сплавы железа с углеродом Для изготовления малонагруженных деталей каркаса и внутреннего оборудования применяется углеро дистая сталь марок 20, 45 Стали ЗОХГСА и ЗОХГСНА относятся к легированным сталям Из них изготавливаются ответственные сварные узлы, холодно и горячештампованные детали, шпангоуты, лонжероны, качалки, рыча!и, кронштейны, детали шасси Сталь ЗОХГСА использУется также для изготовления болтов и заклепок Сталь ЗОХГСНА очень чувствительна к концентраторам напряжений Сталь 12Х18Н10Т вЂ” хромоникелевая сталь для сварных и штампованных де талей из листа Идет на изготовление обшивки Сваривается всеми видами сварки Стали ВНС-2 и СН 2 — высокопрочные коррозионно стойкие стали для сварных узлов и штампованных деталей из листа„работающих при температуре до 400'С Сталь СН-4 — коррозионно-стойкая сталь для изготовления элементов со товых панелей из тонких листов, ленты и фольги, хорошо сваривается, штампуется и паяется Сталь ВНС 5 — высокопрочная коррозионио-стойкая сталь для силовых механически обрабатываемых деталей (лонжеронов, шпангоутов, подмоторных рам) Сталь пластична, хорошо сваривается и обладает высокой ударной вяз костью Сталь ЯИ вЂ” обладает высокой жаропрочностью Идет на изготовление обшивки Сталь 35ХГСА — литейная для изготовления шпангоутов, кронштейнов, вилок В табл 1 2 приведены механические характеристики конструкционных материалов при 1=15 С Однако с некоторой температуры начинается интен сивное снижение механических характеристик, в том числе а, (рис 1 8) и Е, требующее для компенсации увеличения массы или перехода на более термостойкие материалы Зная, что температура при аэродинамическом нагреве меняется по формуле Т=Т„(1+0,18 М'), где И вЂ” высота полета, можно нанести на тот же график (см рнс 1 8) зависимость Т=~(М) (кривая?) и выявить рабочие области 1 11~ для различных материалов в зависимости от скорости полета (числа М) На рис 18 кривые 1, 2 — алюминиевые сплавы В95 и Д16, кривая 3— титановый сплав ВТ6, кривая 4 — легированная сталь ЗОХГСА, кривая Б— коррозионно-стойкая сталь ВНС-2, кривая 6 — жаропрочная сталь, области применения 1 — алюминиевых сплавов, П вЂ” легированных сталей и титановых сплавов, Ш вЂ” коррозионно-стойких сталей, ! $~ — жаропрочных сплавов, включая Х! и Со На рис 1 9 показано снижение прочности при повторных нагрузках (сопротивления усталости) для различных материалов (! — сплав Д16, 2— сталь ЗОХГСА, а,=1200 МПа, 3 — сплав В95, 4 — сталь ЗОХГСА, а,= =1800 МПа), а также влияние концентратора напряжений (5 — для стали ЗОХГСА с а,=1800 МПа) Для повышения сопротивления усталости в от- 22 т,я р Рис ! 9 Зависимость раз рушакицего напряжения в ур ух! ~~~ ~х! Яю ию деталях нз применяемых Рнс ! 8 Зависимости удельной прочности в самолетостроении кон различных материалов а.ур от температу струкциониых матерна 1 он ры Т К !кривые ! 6) и температуры от от числа циклов нагруже числа М (кривая 7) ння ветственных элементах конструкции приходится уменьшать действующие в них напряжения, хотя это и связано с увеличением их массы В целях повы- шения сопротивления усталости широко применяются различные виды поверх- ностного упрочиения (наклеп, защитные покрытия) 1.6.5.
Композиционные материалы (КМ) — это конструкционные материалы, состоящие из матрицы (основы) с распределенным в ней армир~ ющим материалом В качестве армирующего материала могут применяться волокна стекла, углерода, бора, органические волокна В качестве металлической основы для КМ, работающих при 1 до 250 ЗОО С, применяются алюми- ниевые и магниевые сплавы, для более высоких температур (450 500 С)— титановые сплавы, для еще более высоких — никелевые сплавы Композиционные материалы обладают широким диа!!азоноч свойств, пре восходя по удельной прочности, жесткости и сопротивлению усталости рас- смотренные выше материалы (см табл 1 2) Это позволяет снизить массу конструкции самолета на 20 30% КМ нмеют низкую чувствительность к конце!лтраторам напряжений, обладают хорошей коррозионной стойкостью, радиопрозрачностью и др Все это привело к тому, что из КМ стали изго- тавливать обшивку крыла, оперения, рулей и элеронов, предкрылков, радио прозрачные обтекатели, трехслойные панели, перегородки в салонах, капоть|, створки шасси, обтекатели и др Зарубежными фирмами предпринимаются попытки разработки самолетов целиком из КМ (см подразд 1 132) 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 волОкОИ, их обьемнОе сООтнОшение, числО слОев, Ориентацию армировдиия относительно действующих нагрузок, смешивая различные типы волокон и др При анализе материала конструкции надо учитывать то, что для элементов, работающих на растяжение, наиболее целесообразны стек- лянные или органические волокна (первые еще и дешевле, а вторые имеют мень!сую плотность), на сжатие более высокой прочностью обладают боропластики, они же и углепластики обладают большей жесткостью, наибольшая прочность и жесткость при сдвиге достигается направлением армирования волокон -+45', наибольшая ударная прочность, вязкость и трещиностойкость у органопла стиков (наиболее хрупки — углепластнки), наиболее термостойкими явля ются угольные и бороволокна (1 = 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 самолета.
У 1.7. СИЛЫ, ДЕЙСТВУЮШИЕ НА САМОЛЕТ В ПОЛЕТЕ. ПЕРЕГРУЗКИ В процессе эксплуатации самолет, его агрегаты и отдельные части подвергаются воздействию разнообразных нагрузок. При этом для одних агрегатов и частей самолета наиболеее опасными могут оказаться силы, действующие в полете, для других — при взлете и посадке. Работа агрегатов самолета под нагрузкой, определяющая во многом конструкцию этих агрегатов, является предметом детального рассмотрения последующих глав, здесь же основное внимание уделяется определению нагрузок.
Нагрузки, действующие на самолет, различаются: по характеру воздействия (статические — не изменяющиеся в течение длительнОго периОда времени и динамические — быстрО меняющиеся); по распределению (сосредоточенные, распределенные по длине, поверхности и Объему кОнструкции); по величине и направлению. Удобно все силы, действующие на самолет, разделить на две категории: на силы, связанные с массой самолета и его частей,— массовые силы и на силы, не связанные с массой, получившие название поверхностных сил. Мйссоой~ са~ы — это сила тяжести тД и инерционные силы ту„и ту„определяемые нормальным ~„и тангенциальным ~, ускорениями, Массовые силы пропорциональны массе и распределены по всему объему конструкции.
К поверхностным силам относятся аэродинамические силы Х, У и Я, тяга двигателей Р, силы реакции земли й, силы взаимодействия частей самолета А'Ф. На рис, 1.10 показаны все эти силы в скоростной системе координат ОХ,У,Я„когда ось О)' 1 К, а ОХ, Й ~ (ф — вектор скорости). Заменим поверхностные силы их равнодействующей Й „, а массовые силы— их равнодействующей Й . Так как учтены все силы, действующие на самолет, в том числе и инерционные, то в соответствии с принципом д Аламбера под действием этих сил самолет находится в равновесии, и равнодействующая поверхностных снл равна разнодействующей массовых снл: шоов = Мм- (1.7) Это справедливо и для любого ~-го агрегата самолета: И = — В ° Рис.
1.10. Силы, дейетвующне иа самолет в криволинейном полете 8 ВертикзльиОЙ плОскОети 24 1.7.1. Понятие перегрузки. Оценивая нагрузки, действующие на самолет, его агрегаты и части, удобнее степень их нагруженностн ха рактепизовать безразмерной величиной перегрузки и, понимая под перегрузкой отношение равнодействующей всех поверхностных сил Я„. к весу самолета 6: и =аюпов/6- (1.8) В полете и = ф, + Р)/6, при посадке (взлете) и =ф +Р+ А'„,) /6, где Ф, — равнодействующая аэродинамических сил Х, 1', Х.
Перегрузка и — величина векторная, и ее направ- ление в общем случае не совпадает с осями скоростной системы координат Поэтому обычно пользуются проекциями перегрузки на эти оси — п„п„п, где ПрхР„Пруй„Прей„ ,. "; и„=,." „-и,= "; и= и,',+и.'+и,', и называются они соответственно тангенциальной (продольной), нормальной и боковой перегрузками. Проекции Ф„, на оси ОХ,, ОУ и ОЯ, обозначены здесь как Прхй. „Пруй,, Прей„„; и — полная перегрузка в центре масс самолета. Выражения для определения перегрузок при движении самолета в вертикальной плоскости получим из уравнений движения самолета (см.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
