Энциклопедия авиации. Главный редактор: Г. П. Свищёв. Издательство: Москва, «Большая Российская Энциклопедия»


С. переходного аустенитно-мартенситного класса (07Х16Н6, 13Х15Н4АМЗ и др.) легированы по сравнению с аустенитными С



Скачать 38.76 Mb.
страница130/170
Дата17.10.2016
Размер38.76 Mb.
ТипКнига
1   ...   126   127   128   129   130   131   132   133   ...   170

С. переходного аустенитно-мартенситного класса (07Х16Н6, 13Х15Н4АМЗ и др.) легированы по сравнению с аустенитными С. меньшим количеством никеля (4—7%) и хрома (15—17%). После закалки эти С. имеют преимущественно аустенитную структуру и в таком состоянии характеризуются высокой технологической пластичностью. Упрочнение деталей (до 1200—1700 МПа) достигается после закалки обработкой холодом, при которой происходит переход аустенита низкой прочности в высокопрочный мартенсит. После обработки холодом сохраняется 15—30% остаточного аустенита, что обеспечивает высокую вязкость С. Окончательная термообработка С. этого класса — отпуск при температурах 200—450{{°}}С. Из С. переходного класса изготовляют ответственные силовые детали больших сечений, листовые детали сложной формы и т. д.

Слабостареющие С. мартенситного класса (08Х15Н5Д2Т, 06Х14Н6Д2МБТ) применяются для изготовления сложных сварных конструкций (лонжероны, рамы) и элементов обшивки, работающих во всех климатических условиях. Эти С. после закалки имеют мартенситную структуру с некоторым количеством остаточного аустенита. С. подвергаются старению при температурах 410—525{{°}}С и имеют прочность примерно 1300 МПа, обеспечиваемую легированием углеродом (0,07%) и медью (2%), которая вызывает дисперсионное упрочнение (см. Дисперсноупрочнённые материалы). Низкоуглеродистые С. хорошо свариваются и не требуют после сварки термической обработки.



С. для деталей двигателя работают при повышенных температурах, сохраняя в этих условиях высокую прочность и хорошее сопротивление окислению поверхности. Жаропрочные С. мартенситного класса (типа 1Х12Н2ВМФ) легированы такими элементами, как хром, никель, углерод, азот, вольфрам, молибден, ниобий, ванадий, обеспечивающими окалиностойкость, мартенситное состояние матрицы и её карбонитридное упрочнение. Эти С. после закалки подвергают отпуску при 350—720{{°}}С; работоспособны до температур 550—650{{°}}С. Для работы при 650—800{{°}}С применяют высоколегированные аустенитные С. типа Х12Н20Т3МР, упрочняющиеся при старении.

Все перечисленные С. используются в авиастроении в деформированном виде. Кроме того, для изготовления различных деталей планёра, двигателя и агрегатов разработаны специальные литейные С. — среднелегированные(типа 35ХГСЛ) и нержавеющие (типа 07Х14Н5Д2МБЛ); эти С. термообрабатываются на уровень прочности 1000—1200 МПа. Применение литейных С. в авиастроении позволяет снизить трудоёмкость механической обработки и сократить расход металла.



Лит.: Потак Я. М., Высокопрочные стали. М., 1972.

А. Ф. Петраков, Г. С. Кривоногов.

«Сталь» — название ряда самолётов 30 х гг., в силовой конструкции которых использовалась сталь. Самолёты этой марки создавались под руководством А. И. Путилова («С.-2, -3, -11») и Р. Л. БартиниС.-6, -7, -8 > ). Самолёты «С.-2» (рис. в табл. XII) с четырёхместной пассажирской кабиной и «С.-3» (на 6 пассажирских мест) были приняты в эксплуатацию. Оригинальный экспериментальный самолёт «С.-6» (рис. в табл. XII) с испарительным охлаждением двигателя (при использовании крыла с двойной обшивкой в качестве конденсатора пара) и одноколёсным убирающимся шасси по максимальной скорости (420 км/ч) значительно превосходил другие отечественные самолёты того периода (1933), а самолёт «С.-7» послужил прототипом дальнего бомбардировщика Ер-2.

стандартная атмосфера — см. в статье Международная стандартная атмосфера.

Стантона число, Стэнтона число [по имени английского учёного Т. Стантона (Th. Stanton)], — безразмерный параметр St, равный отношению местного теплового потока q{{}} к произведению характерных плотности {{}}*, скорости V* газа и разности характерных энтальпий ir — i{{}} (ir — адиабатическая энтальпия газа, i{{}} — энтальпия газа на обтекаемой поверхности):

{{формула}}

Характеризует интенсивность теплообмена газа с поверхностью обтекаемого тела. В рамках теории пограничного слоя в качестве характерных величин {{}}*, V* обычно используются их значения {{}}e, Ve на внешней границе слоя. С. ч. зависит от формы тела и других определяющих параметров задачи и находится либо в результате интегрирования уравнений пограничного слоя, либо экспериментально. В частности, для плоской пластины, обтекаемой под нулевым углом атаки потоком с дозвуковой скоростью при ламинарном течении в пограничном слое, С. ч. выражается формулой St = 0,332  Re—1/2Pr—2/3, где Re — Рейнольдса число, Pr — Прандтля число. Вследствие аналогии между процессами переноса теплоты и количества движения существует простая связь между С. ч. и коэффициентом трения cj: St = 1/2cjPr—2/3. В аэродинамических расчётах используется также суммарное С. ч. St{{}}, равное отношению суммарного теплового потока Q{{}} к поверхности к произведению характерных значений плотности {{}}, скорости V{{}}, разности энтальпий {{}}t и площади S (индекс {{}} обозначает параметры набегающего потока):

{{формула}},

где в качестве {{}}t может быть, например, взята разность между энтальпией торможения набегающего потока и средней энтальпией обтекаемой поверхности.

В. Я. Боровой.

стапель — см. в статье Сборочная оснастка.

статическая прочность авиационных конструкций — способность конструкции воспринимать однократно приложенные максимальные внешние силы, не разрушаясь и не получая недопустимых остаточных деформаций. Основные требования к С. п. сформулированы в Нормах прочности летательных аппаратов. Работы по обеспечению С. п. проводятся на всех стадиях создания летательного аппарата и включают проектирование и общий расчёт конструкции планёра; экспериментальную отработку новых конструктивных и технологических решений на моделях и образцах; выбор и обоснование критериев прочности; подетальные расчёты и оценку местной прочности элементов и соединений; анализ и подтверждение С. п. натурной конструкции статическими испытаниями.

С усложнением авиационных конструкций задачи исследований в области С. п. расширились. Появление тонкостенных элементов вызвало необходимость рассмотрения явления потери устойчивости конструкций; рост скоростей полёта выдвинул на передний план изучение вопросов жёсткости авиационных конструкций; полёты на сверхзвуковых скоростях потребовали рассмотрения воздействия высоких температур и влияния неравномерного нагревания на прочность, устойчивость и жёсткость конструкции. Возникла необходимость исследования температурных напряжений, коробления, так называемой длительной прочности и ползучести материала. При проектировании силовой конструкции летательного аппарата наряду со С. п. должны быть обеспечены требования безопасности по условиям аэроупругости, эксплуатационной живучести и сопротивления усталости.

Основное требование к авиационным конструкциям — высокая надёжность при минимальной массе — обусловливает специфику исследований по обеспечению С. п. летательных аппаратов. Для этого проводятся расчёт и экспериментальная проверка С. п. В расчётах используются методы, позволяющие учитывать большое число факторов, влияющих на напряжённо-деформированное состояние (НДС), что обеспечивает высокую точность получаемых результатов.

Расчёт С. п. включает следующие этапы: выбор расчётной модели; определение её геометрических и упругих характеристик; приведение действующих внешних нагрузок к расчётной модели; составление и решение уравнений, описывающих расчётную модель; сравнение полученных расчётных данных с результатами экспериментов; формирование рекомендаций на проектирование летательного аппарата. При расчётах С. п. используются основные положения теории упругости и пластичности, теории пластин и оболочек, строительной механики, механики разрушения.

Расчёты подразделяются на проектировочные и поверочные. На этапе проектирования, исходя из внешних нагрузок, определённых по Нормам прочности, обосновывается выбор рациональной конструктивно-силовой схемы, конструкционного материала, площадей и толщин основных силовых элементов, оценивается масса конструкции. Для проектировочных расчётов используют общие сведения о создаваемой конструкции и параметрические зависимости, полученные на основе статистических данных или из фундаментальных соотношений теории подобия. Проектирование силовой конструкции первоначально производится для ряда определяющих случаев нагружения и ограничений по критическим скоростям. Рационально спроектированная конструкция при минимальной массе удовлетворяет ограничениям по прочности и аэроупругости. Выбор рациональной конструктивно-силовой схемы и распределения силового материала производится на основе математических методов оптимизации.

В поверочном расчёте при известных конструктивно-силовой схеме, а также геометрических и жёсткостных характеристиках выявляется соответствие расчётных напряжений допускаемым. Наибольшие расчётные напряжения должны соответствовать разрушающим нагрузкам, действующим на различные агрегатные зоны конструкции, а также должны быть меньше или равны допускаемым напряжениям. Поверочные расчёты условно разделяются на две группы: определение напряженно-деформированного состояния и нахождение допускаемых напряжений по условиям прочности (с учётом влияния концентраторов напряжений, свойств материала и других факторов), устойчивости, живучести конструкции. Допускаемые напряжения для отдельных агрегатов и элементов могут учитывать требования усталостной прочности.

При определении НДС в качестве расчётных моделей используются тонкостенные стержни, ферменные системы, пластины, оболочки и конечные элементы. Теория тонкостенных стержней базируется на допущении о недеформируемости поперечного контура (гипотезе прямых нормалей). В соответствии с этим нагрузки на элементы летательного аппарата приводятся к оси жёсткости в виде изгибающих и крутящих моментов, а также перерезывающих сил. При этом уравнения относительно линейных и угловых перемещений решаются раздельно. При расчёте конструкции, моделируемой тонкостенным стержнем, рассматривается зона свободных деформаций. Рассмотрение стеснённых деформаций сводится к учёту самоуравновешенных напряжений.

Для определения НДС в скошенных системах (например, в стреловидных крыльях), а также в зонах вырезов и других нерегулярностей используются уравнения теории оболочек (дискретные, полубезмоментные и др.), на основе которых работа обшивки на сдвиг и работа продольных элементов разделяются или форма деформации элемента заранее предписывается. Этот подход используется для расчёта несущих поверхностей, фюзеляжей, корпусов и т. п. Результаты расчёта дают представление о распределении основных сил, однако переменность и деформируемость контура, местное НДС от резкого изменения площадей силовых элементов и действия сосредоточенных сил здесь учитываются приближённо.

Для расчётов крыльев малого удлинения применяется метод пластинной аналогии, на основе которого упругие характеристики крыла представляются эффективными жесткостями эквивалентной пластины. При решении этих задач используется метод Ритца с различными способами задания координатных функций. В ряде проектировочных расчётов, при решении задач оптимизации конструктивно-силовой схемы и аэроупругости летательного аппарата в применяемом усовершенствованном методе пластинной аналогии учитывается влияние деформаций поперечного сдвига в стенках конструкций.

Для расчётов НДС произвольных и нерегулярных конструкций используется метод конечных элементов, когда дискретный эквивалент конструкции набирается из конечных элементов с заранее заданными упругими связями между узловыми нагрузками и перемещениями (записанными в форме матрицы жёсткости и упругости). Элементы соединяются между собой в узлах, к которым прикладывается внешняя нагрузка. Система уравнений равновесия или совместности деформаций может насчитывать несколько тысяч неизвестных. Точность метода зависит от выбранного числа и типов конечных элементов и способов приведения внешних нагрузок. Метод позволяет автоматизировать расчёт (от подготовки исходных данных до визуализации входной информации), делая его комплексным, объединяющим во взаимосвязанную систему расчеты внешних нагрузок, проектировочные и проверочные расчёты, расчёты усталостных характеристик, критических скоростей явлений аэроупругости (флаттер, бафтинг и др.). Расчёты ферменных систем являются частным случаем метода конечных элементов.

При определении несущей способности решаются задачи по нахождению критических напряжений, общей и местной потери устойчивости, разрушающей нагрузки методом редукционных коэффициентов, позволяющим учесть перераспределение усилий после потери устойчивости и пластические деформации некоторых силовых элементов. Определение несущей способности может быть связано с решением задачи об остаточной прочности и живучести конструкции, получившей местные усталостные повреждения в процессе эксплуатации или повреждения, связанные с нарушением технологии, и др. Определение местной прочности сложных узлов (силовых шпангоутов и нервюр, элементов и узлов шасси, различных соединений, нерегулярных зон с концентраторами напряжений) основывается на использовании пространственных конечных элементов для определения НДС. Нагрузки, действующие на узлы, в этом случае определяются из общего расчёта конструкции.

Для конструкций, работающих в условиях повышенных температур, кроме того, проводятся расчёты температурных полей и напряжений. Специальные методики расчётов созданы для конструкций из композиционных материалов.



Для оценки прочности необходимо также знать критерии разрушения конструкции. Экспериментальные и теоретические исследования критериев разрушения являются обязательными в комплексе работ по обеспечению С. п. авиационных конструкций. Сложность силовых схем и конфигураций деталей, большое разнообразие и сложность режимов их нагружения и условий эксплуатации не позволяют получить достоверные результаты при использовании только теоретических методов решения задач. Поэтому исследования по обеспечению С. п. авиационных конструкций требуют большого объёма экспериментальных работ, которые проводятся на стадии проектирования и постройки летательного аппарата, при оценке его эксплуатационных характеристик и лётной годности. Завершающий этап в исследованиях С. п. — анализ достаточности прочности натурных конструкций и подтверждение её статическими испытаниями. Характеристикой, определяющей С. п. авиационные конструкции, служит запас прочности. Сводка запасов прочности для основных агрегатов и силовых элементов конструкций летательного аппарата, содержащая значения большие или равные единице по отношению к расчётным нагрузкам, является подтверждением С. п. Для частей летательного аппарата, подверженных значительным температурным воздействиям, запас прочности определяется с учётом этих воздействий. При анализе С. п. сравниваются данные расчётов, полученных на различных физических моделях и при различных расчётных схемах при методе конечных элементов, и данные статических испытаний. При этом оценивается точность результатов, выявляются закономерности связей между физическими и конструктивными параметрами конструкций, элементов и т. д., прогнозируется несущая способность при повреждениях конструкции и для неисследованных экспериментально случаев нагружения. Специальные расчёты проводятся для обоснования вариантов доработок конструкции, определения допустимых режимов эксплуатации при недостаточной прочности отдельных элементов. Физические модели для расчётов конструкций на прочность в несколько упрощённом виде используются для определения прогибов, эффективных жёсткостей конструкции и решения задач аэроупругостн.

Лит. см. при статье Прочность.

В. Ф. Кутьинов, В. М. Фролов.

статическая устойчивость — характеристика устойчивости летательного аппарата, определяющая его тенденцию к возвращению без вмешательства лётчика в исходное положение равновесия под действием аэродинамического момента (см. Аэродинамические силы и моменты), вызываемого отклонением летательного аппарат под действием какой-либо возмущения от положения равновесия после прекращения действия возмущения. Различают продольную, путевую (флюгерную) и поперечную С. у., которые могут обеспечиваться как средствами аэродинамической компоновки (то есть соответствующим выбором центровки летательного аппарата, площадей оперения, крыла и т. д.; см. Аэродинамическая схема, Аэродинамическое демпфирование), так и средствами автоматики и характеризуются степенью устойчивости.

Продольная С. у. создаётся за счёт приращения продольного аэродинамического момента Mz, которое возникает при изменении угла атаки или скорости (Маха числа полёта M{{}}), если оно содействует возвращению в исходный режим балансировки летательного аппарата. Момент Mz является функцией ряда переменных: угла атаки и угла скольжения, M{{}}, угловой скорости тангажа и т. д. На продольный момент летательного аппарата оказывают влияние также его центровка, режим работы и расположение двигателей, упругие деформации конструкции, изменение конфигурации летательного аппарата. Наиболее существенно продольная С. у. изменяется при переходе летательного аппарата через скорость звука из-за смещения его фокуса аэродинамического назад, а также на больших углах атаки. Во многих задачах в соответствии с представлением продольного движения в виде двух составляющих — быстрой, связанной с изменением перегрузки, и медленной, связанной с изменением скорости, — рассматриваются соответственно два вида С. у.: устойчивость по перегрузке и устойчивость по скорости. В первом случае летательный аппарат без вмешательства лётчика стремится сохранить нормальную перегрузку исходного режима при постоянной скорости, а во втором — сохранить скорость при постоянной нормальной перегрузке. Устойчивость летательного аппарата по перегрузке и скорости определяется в условиях полёта с освобождёнными и фиксированными органами управления. Устойчивость летательного аппарата с освобождённым управлением без принятия специальных мер оказывается, как правило, меньше, чем с фиксированным.

Путевая С. у. обеспечивается изменением путевого аэродинамического момента My, обусловленным появлением угла скольжения и стремящимся устранить это скольжение. Путевая С. у. определяется главным образом формой поперечного сечения, площадью боковой поверхности и длиной фюзеляжа летательного аппарата, расположением гондол двигателей, площадью и плечом вертикального оперения относительно центра масс летательного аппарата.

Поперечная С. у. создаётся приращением поперечного аэродинамического момента Mx, обусловленным появлением скольжения и действующим в сторону, противоположную скольжению. Момент Mx зависит от геометрических форм крыла, его стреловидности, сужения крыла, угла поперечного V крыла и т. д. Поперечная устойчивость возрастает с увеличением угла стреловидности крыла. Одновременное проявление путевой и поперечной устойчивости характеризует устойчивость бокового движения летательного аппарата. Существует тесная зависимость движений крена и рыскания, которые связаны между собой через угол скольжения, и для обеспечения потребных характеристик боковой устойчивости должно выполняться определенное соотношение между путевой и поперечной С. у., зависящее от угла атаки, углов и скоростей крена и скольжения и других величин. Наиболее значительно поперечная и путевая С. у. изменяются на сверхзвуковых скоростях полёта и больших углах атаки. При больших сверхзвуковых скоростях для летательного аппарата обычно характерна путевая неустойчивость.



Лит.: Остославский И. В., Аэродинамика самолета, М., 1957.

Ю. В. Дубов.

статические испытания — экспериментальный метод исследования напряжённо-деформированного состояния и статической прочности конструкции летательного аппарата. С. и. проводятся для оценки фактической прочности летательного аппарата путём испытания конструкции до разрушения. Необходимость С. и. определяется тем обстоятельством, что методы проектирования и расчётов летательных аппаратов на прочность используют, как правило, некоторые идеализированные расчётные схемы, отличающиеся от реальной конструкции. При С. и. воспроизводятся значения и распределение расчётных нагрузок, действующих на летательный аппарат в различных случаях нагружения, — при манёврах, при посадке и т. п. (см. также статью Нормы прочности); прочностные характеристики исследуются методами тензометрии, измерениями перемещения ряда точек конструкции и др.

Разработка основной методики С. и. и создание экспериментальной базы для их обеспечения в СССР были начаты в 20 х гг. Н. И. Мариным, Г. А. Софроновым, И. И. Сидориным. Впервые С. и. целого самолёта в СССР были проведены в 1937. Для С. и. натурных самолётов были созданы испытательные залы, оборудованные так называемым силовыми полом, потолком и колоннами, где проводились нагружения конструкции летательных аппаратов системой сосредоточенных сил. Для воспроизведения распределённых аэродинамических и инерционных нагрузок в 40 х гг. М. П. Наумов предложил нагружать конструкцию с помощью наклеенных на её поверхность парусиновых лямок. В 50 х гг. разработан способ нагружения конструкции с помощью силовых гидравлических цилиндров (см. рис.). На испытываемую конструкцию нагрузка прикладывается ступенчато — по 5—10% от расчётной нагрузки. Наличие большого числа (120—150) независимых каналов нагружения (нагружающих систем) в случае применения автоматизированных систем нагружения позволяет повысите точность нагружения и производить комплексную проверку конструкции при различных комбинациях нагрузок одной и той же системой нагружения. В соответствии с требованиями Норм прочности летательных аппаратов проводится нагружение конструкции нагрузкой до 2/3 расчётной. При этом производятся тензометрия и измерение общих деформаций. После снятия нагрузки производится осмотр конструкции для обнаружения остаточных деформаций и местных разрушений и анализ напряжённо-деформированного состояния конструкции. Если остаточных деформаций и местных разрушений не обнаружено, а напряжение и деформация не превышают расчётные значения, проводятся испытания летательного аппарата нагрузкой, заданной в программе (составляет 80—90% расчётной). После завершения С. и. на все заданные программой расчётные случаи для определения несущей способности и критериев разрушения проводятся испытания на отдельные расчётные случаи до разрушения конструкции.



Лит.: Статические испытания на прочность сверхзвуковых самолётов, М., 1974; Долидзе Д. Е., Испытание конструкций и сооружений, М., 1975.

В. Ф. Махов.

Зал статических испытаний ЦАГИ.



статический потолок летательного аппарата. Для самолёта С. п. — наибольшая высота, на которой при максимальной тяге (мощности) силовой установки и при данной массе самолёта возможен установившийся полёт (горизонтальный полёт с постоянной скоростью). С. п. является точкой максимума границы области установившихся режимов полёта (см. рис.). Для дозвукового самолёта эта граница имеет один максимум (кривая 1). Граница области для сверхзвукового самолёта может иметь один или два максимума (кривые 2, 3), соответствующие до- и сверхзвуковой С. п., между которыми граница опускается в области Маха чисел полёта M{{}} = 1,1—1,3. С увеличением максимальной скорости самолёта сверхзвуковой С. п. становится больше дозвукового (кривая 3) Другое название С. п. — теоретический потолок.

Каталог: library
library -> Практикум по дисциплине «Основы организационного управления в информационной сфере»
library -> Лабораторная работа № Изучение микроконтроллера msp430. Последовательный ввод-вывод и измерение температуры
library -> Программа вступительного экзамена для магистерской подготовки по специальности 1-40 80 01
library -> Лабораторная работа № Изучение микроконтроллера msp430. Аналоговый ввод-вывод и коммуникация
library -> Космодром Байконур. Наша гордость или боль?: Проблема крупным планом/Г. Искакова // Индустриальная Караганда. 2002. 19 янв
library -> Системы мониторинга региональных финансов
library -> Н. А. Иванова поведение домохозяйств на рынке труда в трансформационной экономике


Поделитесь с Вашими друзьями:
1   ...   126   127   128   129   130   131   132   133   ...   170


База данных защищена авторским правом ©grazit.ru 2019
обратиться к администрации

войти | регистрация
    Главная страница


загрузить материал