Склеивание выгодно также и с технологических позиций, так как уменьшает число сборочных операций и позволяет стандартизировать способы производства большинства блоков (сборочных единиц) планера. В планере самолета В-58 использованы различные конструкционные материалы. Около 15% поверхностей выполнено из нержавеющего листа методом пайки (в основном обшивка хвостовых частей гондол двигателей и пилонов, а также нижних частей крыла, подвергаемых воздействию выхлопных газов двигателей). Остальная часть обшивки изготовлена из дюралевых листов (склеивание) толщиной 0,25-1,00 мм с заполнителем из алюминиевой фольги или из стеклоткани, пропитанной смолой. Благодаря использованию слоистой конструкции взлетная масса планера самолета В-58 снижена почти до 16% в сравнении с 25% для самолетов, изготавливавшихся традиционными методами. Одной из важнейших проблем, решенных при разработке планера этого самолета, была защита находящегося в крыльевых баках топлива от изменений температуры обшивки под воздействием солнечного и аэродинамического нагрева; эти изменения были особенно опасны в связи с неблагоприятным отношением площади поверхности конструкции к объему топлива. Оказалось, что применение слоистой конструкции выгодно и с этой точки зрения.
Однако клееные конструкции затруднительно применять в самолетах, скорость которых превышает М ~ 2, из-за существенного снижения прочности таких конструкций с ростом температуры.
Ввиду этого для создания самолета, например, ХВ-70 с крейсерской скоростью М = 3 оказалось необходимым применение новых материалов и технологии, а также соответствующего оборудования, поскольку в полете с такой скоростью планер подвергается воздействию высоких температур, неприемлемых для освоенных клеевых конструкций. Исследования показали, что воздухозаборник и передняя кромка крыла самолета нагреваются до 315-340°С, а остальные поверхности-до 200-230°С. Так как самолет предназначался для длительных полетов, то потребовалось применение материалов с высокими механическими характеристиками в этом диапазоне температур, а также устройств охлаждения и теплоизоляции отсеков оборудования, топливных баков и т.п.
70% массы планера самолета ХВ-70 составляют детали из нержавеющей стали, 17%-из конструкционной стали и 9,5%-из титана и сплавов никеля. По опубликованным данным, для постройки одного планера требуется 5420 кг титана; это значит, что масса планера самолета ХВ-70 достигала почти 57 т и составляла свыше 23% максимальной взлетной массы. Из нержавеющей стали в самолете ХВ-70 изготавливаются слоистые конструкции, из титана-элементы, подвергающиеся воздействию высоких температур (дестабилиза- тор, обшивка носовой части фюзеляжа и его хвостовой части в области двигательного отсека); титан пошел также на некоторые элементы других узлов планера. Слоистые конструкции (толщиной ~ 25 мм) выполнены из стальной фольги толщиной 0,15 мм (увеличение толщины фольги всего на 0,025 мм приводит к возрастанию массы планера почти на 1000 кг), которая соединяется с сотовым наполнителем путем пайки в атмосфере аргона. В качестве припоя использован сплав серебра с добавкой 7,3% меди и 0,2% лития.
Рис. 1.40. Конструкция и расположение клееных элементов планера самолета «Валькирия» ХВ-70А.
Непрерывное возрастание требований к самолетам привело к тому, что уже в 60-х годах начали применяться, особенно при изготовлении крыла, моноблочные конструкции с монолитными панелями, при этом слоистые конструкции использовались при изготовлении управляющих поверхностей, крышек ниш и отсеков, стенок воздушных каналов двигателей, а иногда и обшивки фюзеляжа. Монолитные панели, часто довольно сложной формы, изготавливаются из одного куска материала. Такой подход позволяет выполнить важнейшую часть планера – обошивку крыла – как одно целое с элементами жесткости, без деталей крепления. При этом нередко оказывается возможным в зависимости от габаритов самолета изготовить крыло только из двух частей (нижней и верхней), дополнив их отдельными конструкциями носка и подвижных элементов. Кроме того, такая конструкция дает возможность выполнить обшивку с переменной толщиной как вдоль размаха, так и вдоль хорды. Возможность выбора формы продольных и поперечных сечений крыла в соответствии с распределением нагрузок позволяет оптимально использовать материал с точки зрения прочности.
Следовательно, крыло такой конструкции имеет ряд достоинств в сравнении, например, с клепаным. К основным из этих достоинств можно отнести: уменьшение массы вследствие уменьшения числа деталей и соединений, повышение прочности, высокое качество наружной поверхности, упрощение технологии сборки и сокращение подготовительных работ, увеличение производственных возможностей самолетостроительного предприятия и т.п.
В зависимости от принятой технологии монолитные панели изготавливаются путем штамповки, фрезерования, ковки либо прессования, причем это может быть конструкция как с постоянным, так и переменным сечением в любом направлении.
В настоящее время широкое распространение в самолетостроении нашел метод фрезерования. Поскольку изготовление жестких крупногабаритных деталей методом фрезерования часто требует применения уникального оборудования, то, кроме механического фрезерования, используется также и метод химического фрезерования (травления). Этот метод изготовления деталей основан на том, что определенная часть металла удаляется с намеченных участков поверхности заготовок погружением их в ванны с растворами, обладающими сильными коррозионными свойствами. Производительность химического фрезерования такая же, а иногда даже и выше, чем механического, а стоимость значительно ниже. Этот метод имеет еще и то дополнительное преимущество, что он позволяет получить такие конфигурации, которые недостижимы при других методах обработки.
В производственной практике используются травильные среды двух типов: кислотные и щелочные. Кислотные ванны вызывают межкристаллитную коррозию. Этот процесс очень производителен и находит применение прежде всего при обработке стальных материалов. Однако таким способом не удается изготовить детали с высокой размерной точностью ввиду трудности контроля скорости процесса травления. Кроме того, компоненты кислотных растворов относительно дороги. Щелочные растворы значительно дешевле, процесс травления в них также производителен (если он проводится при температуре 80-90°С), а скорость травления можно просто и довольно точно контролировать. С учетом меньших затрат на материалы чаще всего применяются растворы едкого натра.
Таким образом, технический прогресс в самолетостроении в 1950-1960-х гг. привел к освоению новых технологических методов изготовления и соединения частей планера, что не только значительно снизило собственную массу самолета, но и позволило повысить прочность планера, особенно усталостную. Предполагается, что уже в ближайшее время будет достигнут дальнейший прогресс в этой области, в частности, благодаря лучшему исследованию воздействий окружающей среды, совершенствованию расчетных методов, широкому применению средств повышения надежности и моноблочных конструкций и т.п., а также в связи с упомянутыми выше работами в области активного управления и увеличения числа управляемых степеней свободы самолета.
Более точное определение воздействий окружающей среды оказывает непосредственное влияние на определение параметров конструкции в том смысле, что уменьшает «степень незнания», которая вынужденно учитывается в расчетах в виде коэффициентов запаса. Это относится не только к новым исследованиям, но и к накоплению статистических данных, касающихся, в частности, знакопеременных нагрузок.
Благодаря прогрессу вычислительной техники стало возможным применение новых методов расчета (например, метод конечных элементов), учитывающих такие специфические характеристики материалов, как пластичность, анизотропия и т.д. Увеличение степени детализации расчетов оказалось важным средством, позволившим существенно продвинуться по пути оптимизации конструкции.
Концепция безопасных повреждений нашла применение в самолетостроении из-за заботы скорее о безопасности, чем об улучшении летных характеристик, однако уже сейчас она оказывает существенное влияние также и на массу самолета, а особенно на прочностную надежность планера. Эта концепция предусматривает расчет каждой силовой детали планера, исходя из предпосылки, что в детали могут существовать дефекты, возникшие во время ее изготовления и имеющие величину, равную пороговым значениям чувствительности обычно применяемых методов контроля. Следовательно, каждая деталь в условиях нормальной эксплуатации должна выдерживать переменные нагрузки без катастрофического роста дефектов и снижения прочности. До недавнего времени реализация этой концепции сводилась к местным усилениям конструкции. Предполагается, что дальнейший прогресс в этой области связан с более точным определением усталостного роста дефектов и учетом его в прочностных расчетах. Таким образом, оптимизация конструкции должна производиться с учетом коэффициента хрупкости материала так же, как это делалось ранее в отношении статической прочности, а теперь усталостной. Таким путем может быть повышена надежность конструкции планера и упрощена технология изготовления самолета.
