ВУЗ: Не указан
Категория: Не указан
Дисциплина: Не указана
Добавлен: 05.04.2024
Просмотров: 53
Скачиваний: 0
где ф — угол между нормалью к поверхности спутника
инаправлением на Солнце;
Р— поглощающая способность обшивки спутника; qc — поток солнечной радиации;
qотр — поток, отраженный от |
Земли и ее |
атмосферы. |
В начальный момент полета, |
т. е. когда |
спутник выхо |
дит из тени Земли, образующая его поверхности парал лельна лучам Солнца и нагрева поверхности спутника от Солнца еще не происходит. Максимального значения (200° С) нагрев освещенной поверхности спутника от сол нечного излучения достигнет в тот момент, когда лучи Солнца будут перпендикулярными к поверхности спутника. Обогнув Землю, спутник снова войдет в ее тень и начнет охлаждаться. В момент выхода спутника из тени Земли его максимальная температура упадет до 115°. Средняя темпе ратура поверхности спутника для всей орбиты будет иметь невысокие значения — примерно 25° С.
Г л а в а 2
ВЛИЯНИЕ ПОВЫШЕННЫХ ТЕМПЕРАТУР НА МАТЕРИАЛЫ
Изменение свойств материалов с повышением температуры
Нагрев вызывает ухудшение прочностных характери стик материалов. Первым выходит из строя органическое стекло. В основном большинство органических материалов,
применяемых |
в- авиационных |
конструкциях, не выдержи |
||
|
|
вают температуры выше 100° С. Под дей |
||
Тнани |
|
ствием температур свыше 350° С ослабе |
||
ПластмассеЛ |
|
вают или совсем разрушаются |
пластики |
|
|
с заполнителем, клеи, различные уплот |
|||
Уплотнения |
|
|||
|
нительные |
составы и ткани, |
большин |
|
Клей |
|
ство красок. |
Дальнейшее повышение тем |
|
|
пературы |
приводит к закипанию го |
||
С м а зн а |
I |
рючего. |
|
|
Алюминий |
|
I |
|
|
М а гн и й
С т а л ь
1
!
Титан
Йинелевый с п л а в '
Анодирование
Хромирование |
J |
|
|
|
|
|
|
Нинелировалие |
|
1 |
|
|
|
|
|
de^edot»ение |
|
__ 1 |
|
|
|
|
|
100 |
200 |
300 |
400 |
500 |
600 |
700 |
С |
Диапазон температур
Рис. 9. Возможный температурный диапазон использования раз личных материалов
31
Из диаграммы рис. 9 видно, что еще до достижения 200° С все основные неметаллические материалы, а также все легкие металлы и сплавы становятся непригодными к использованию. До 300° С возможно использование основ ных антикоррозионных покрытий. И, наконец, температуры свыше 500° С выдерживают лишь конструкции из никеле вого сплава.
Вместе с тем температурный диапазон работы сверх звуковых летательных аппаратов все время возрастает. Поэтому для бомбардировщиков и особенно для истреби телей требуются материалы, способные выдерживать бо лее высокие температуры длительное -время. Конечно, вре мя действия максимальной температуры! для каждого типа
летательного |
аппарата различно и зависит от его |
назна |
|||
чения. Так, |
истребители |
будут |
подвергаться повтор |
||
ному -кратковременному |
воздействию |
максимальной |
|||
температуры |
всего на несколько- |
минут |
в течение |
каж |
догополета. Однако общее время действия высоких темпе
ратур за время |
эксплуатации |
сверхзвукового летательно |
го аппарата |
многоразового |
действия составит около |
1000 час. |
|
|
Если при конструировании таких летательных аппара тов перейти на применение теплостойких материалов, име ющих, как правило, большой удельный вес, то это вызовет значительное утяжеление летательного аппарата. Так, уже при температуре -около 300° С замена алюминиевого спла ва одним из таких теплостойких материалов, которыми сейчас располагает промышленность, приведет к утяжеле нию конструкции примерно на 25%.
Увеличение веса конструкции влечет за собой увеличе ние в геометрической прогрессии взлетного веса самолета, если остальные характеристики остаются неизменными. При возросшем весе придется увеличивать мощность дви гателя, а следовательно, и запас топлива. Так, увеличение веса конструкции истребителя на 1 кг приводит к увеличе нию взлетного веса на 10—15 кг. И, следовательно, при применении имеющихся материалов взлетный вес самолета, рассчитанного на эксплуатацию при 300° С, должен увели читься в 1,5 раза.
Во избежание такого увеличения веса сверхзвукового летательного аппарата разрабатываются новые материалы!, способные выдерживать высокие температуры и имеющие незначительный удельный вес.
32 |
.. Зак. 188 |
Свойства материалов в условиях кратковременного нагрева
На ход изменения структурного строения материала в условиях повышенных температур оказывает влияние не только само значение температуры, но и время ее дейст вия. Поэтому при повышенных температурах рассматри вают кратковременный и продолжительный нагрев от дельно.
При кратковременном нагреве основными характери стиками материала являются удельная прочность — отно шение предела прочности при растяжении к удельному
весу |
и удельная жесткость — отношение модуля |
упругости к удельному весу — . Чем большие величины
у
этих параметров имеет материал, тем выгоднее его при менять для конструкций, работающих в условиях кратко временного нагрева.
У всех материалов удельная прочность — падает с
у
увеличением температуры, причем степень падения ее у различных материалов различна (рис. 10).
Рис. 10. Изменение удельной прочности основных конст рукционных материалов с увеличением температуры
Из рис. 10 видно, что при невысоких температурах (меньше 200° С) наиболее выгодными по удельной проч ности оказываются титан и его сплавы и хромансиль (ста ли типа ЗОХГСА). Однако титановые сплавы, лишь незна чительно превосходя по удельной прочности дуралюмины ^типа Д16, значительно дороже последних. Поэтому при "указанных условиях нашли применение дуралюминовые
3 'Л Г. Райков |
33 |
сплавы, а также стали типа ЗОХГСА. Первые материалы идут на изготовление всех основных конструкций каркаса: крыла, фюзеляжа и т. п., а вторые используются только для сильно нагруженных массивных узлов, а также поясов лонжеронов. Для изготовления обшивки, нервюр, стенок лонжеронов эти стали, как правило, не применяются, так как из-за их высокой прочности указанные элементы полу чаются очень тонкими. Критические напряжения потери устойчивости в таких тонких конструктивных элементах весьма низкие, что указывает на неэффективное использо вание материала.
Рис. 11. Зоны использования различных конструкционных мате риалов
С увеличением температур удельная прочность дуралюмина, как видно из рис. 10, резко падает, и при температу рах, больших 250° С, ои уже не может применяться в каче стве основного конструкционного материала.
В диапазоне температур 250—400°С основное распро странение получают титановые сплавы, а при температуре 400—600°С —-главным образом различные -стали.
- При еще больших температурах обычные стали за меняются специальными, типа нержавеющей стали
1Х18Н9Т. •
При температурах выше 700° С могут использоваться лишь сплавы на никелрсой основе.
34
На рис. 11 показаны возможные зоны применения основных конструкционных материалов для различных вы сот и чисел М полета.
Удельная жесткость материала с повышением темпе ратуры падает примерно с той же закономерностью, что и удельная прочность. Однако падение жесткости с увели чением температуры :в большинстве случаев менее резкое, чем падение удельной прочности материала.
Свойства материалов в условиях продолжительного нагрева
В условиях действия |
продолжительного нагрева ука- |
аь |
Е |
занных характеристик — |
, — для оценки материала уже |
Т |
У |
недостаточно. В этом случае важное значение приобретают такие характеристики, как пластичность и ползучесть, свя занные с микроструктурой. Пластичность обычно приво дится в процентах удлинения испытанного образца уста новленной длины*, а иногда, менее часто, но более точно, в процентах уменьшения площади того же образца. Свой ство пластичности является в некоторой степени мерой вязкости материала, которая указывает на его способность поглощать энергию перед разрушением. Поэтому пластич ность является важнейшей мерой работоспособности мате риала. С повышением температуры вязкость материала повышается, а следовательно, изменяется и пластичность.
Микроструктура материала при продолжительном дей ствии высокой температуры сильно изменяется. Так, у алю миниевых сплавов при нагреве до температуры свыше 150°С возобновляется процесс старения. Следовательно, можно предположить, что продолжительный нагрев мате риала конструкции в полете явится продолжением второго этапа термообработки. В таких условиях нагревания воз можны случаи «укороченного» или «удлиненного» процесса старения алюминиевых сплавов. Известно, что в резуль тате старения прочность материала повышается, однако до определенного предела. При все увеличивающемся времени действия повышенных температур прочность материала падает.
Падение прочности материала связано с его структур ными изменениями. Структура материала определяется твердостью. Следовательно, прогрессивное уменьшение - прочности материала конструкции летательного аппарата
*3 Л. Г. Райков |
35 |