CC BY
80
УДК 669.018.292:620.1
В.А. Романенко1, Ю.Ю. Клочкова1, Г.Г. Клочков1, И.П. Бурляева1 ПРЕССОВАННАЯ ПАНЕЛЬ ИЗ АЛЮМИНИЙ-ЛИТИЕВОГО СПЛАВА В-1469 DOI: 10.18577/2307-6046-2016-0-8-1-1
Приведены результаты всесторонних исследований прессованной панели из высокопрочного свариваемого алюминий-литиевого сплава В-1469 пониженной плотности, изготовленной в условиях промышленного производства ОАО «КУМЗ». Определены механические, коррозионные и эксплуатационные свойства панели, оценена свариваемость. Применение сварной прессованной панели из сплава В-1469 в конструкции крыла перспективных изделий авиационной техники позволит снизить их массу благодаря повышенной удельной прочности сплава по сравнению с прочностью серийного сплава-аналога В95о.ч.-Т2, а также за счет применения сварных соединений взамен болтовых и заклепочных.
Работа выполнена в рамках реализации комплексного научного направления 8.1. «Высокопрочные свариваемые алюминиевые и алюминий-литиевые сплавы пониженной плотности с повышенной вязкостью разрушения» («Стратегические направления развития материалов и технологий их переработки на период до 2030 года») [1].
Ключевые слова: сплав В-1469, система Al-Cu-Li, прессованные панели, термическая обработка, структура, механические свойства, эксплуатационные характеристики, коррозионная стойкость, свариваемость.
Results of comprehensive investigations of extruded panel from high-strength weldable aluminum-lithium alloy V-1469 with low density made at JSC KUMZ industrial-scale production are given in the article. Mechanical, corrosion, resource characteristics and weldability of extruded panel are investigated. The welded extruded panel from alloy V-1469 application in wing design of perspective products of aviation engineering will allow to reduce weight thanks to increased strength-to-weight ratio of alloy in comparison with serial alloy V95o.ch.-72 and also due to application of welded joints instead of bolt and rivet.
The work is executed within implementation of the complex scientific direction 8.1. «High-strength welded aluminum and aluminum - lithium alloys of the lowered density with the increased fracture toughness» («The strategic directions of development of materials and technologies of their processing for the period till 2030») [1].
Keywords: alloy V-1469, Al-Cu-Li system, extruded panels, heat treatment, structure, mechanical properties, resource characteristics, corrosion resistance, weldability.
1Федеральное государственное унитарное предприятие «Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов» Государственный научный центр Российской Федерации [Federal state unitary enterprise «All-Russian scientific research institute of aviation materials» State research center of the Russian Federation]; e-mail: [email protected]
Введение
Крыло является важнейшей частью самолета и служит для создания подъемной силы, обеспечивая также его поперечную устойчивость и управляемость. К крылу крепятся стойки шасси, могут крепиться двигатели, мотогондола, пилоны. Его внутренние объемы используют для размещения топлива. Крыло должно быть прочным и жестким при минимальной массе. Передавая подъемную силу на фюзеляж, крыло подвергается деформациям изгиба, кручения и сдвига, которые воспринимаются соответствующими силовыми элементами. В процессе полета верхняя панель крыла испытывает сжимающие нагрузки, нижняя - растягивающие.
Панели, как правило, состоят из толстой обшивки с прикрепленным к ней набором стрингеров для создания жесткости конструкции. До недавнего времени в качестве заготовок для изготовления панелей крыла использовали плиты, к которым с помощью болтов или заклепок прикрепляли стрингеры [2].
В современных самолетах панель крыла составляет -50% от массы крыла. В настоящее время как в России, так и за рубежом в конструкции крыла применяют также монолитные прессованные панели. При прочих равных условиях масса крыла, собранного из монолитных панелей, на 7-10% меньше массы крыла, собранного из клепаных узлов. К тому же повышается прочность, выносливость и долговечность, а следовательно, и эксплуатационный ресурс и надежность самолета. Это достигается также благодаря значительному уменьшению количества концентраторов напряжений в монолитных панелях, которыми являются отверстия под болты или заклепки [1, 3-7].
Впервые длинномерные прессованные панели из сплавов 1161, 1163 и В95 были применены при изготовлении крыльев самолетов КБ O.K. Антонова (Ан-124, Ан-225, Ан-22) [8]. За рубежом применяются как катаные плиты с прикрепленными к ним стрингерами, так и монолитные прессованные панели из высокопрочных сплавов серии 7ххх системы Al-Zn-Mg (7055 - В96Ц3; 7475 - В95о.ч.; 7178 и др.) и алюминий-литиевый сплав 2099 [3].
Академик И.Н. Фридляндер в своих трудах [4] обозначил перспективность применения свариваемых алюминий-литиевых сплавов взамен традиционно применяющихся в конструкции самолета с целью повышения его весовой эффективности, ресурса работы и надежности [1, 9-12]. В последние годы в мировой авиации для достижения требуемой весовой эффективности совершен решительный переход на алюминий-литиевые сплавы [13, 14]. Первые прессованные панели из алюминий-литиевых сплавов второго поколения 1450 и 1420 были изготовлены на промышленном оборудовании ОАО «Корпорация ВСМПО-АВИСМА». Однако панели из сплава 1450 отличались неоднородной макроструктурой, большим разбросом механических свойств и склонностью к расслаивающей коррозии (до 7 балла), сплав 1420 показал низкую технологичность и неоднородность механических свойств [6]. Имеется также опыт изготовления панелей из сплава 1441, но в изделии они применены не были [15].
Основным материалом для верхней панели крыла отечественных самолетов, работающей в условиях сжимающих нагрузок, является высокопрочный сплав В95о.ч.-Т2, имеющий высокие характеристики прочности и вязкости разрушения. Сплав относится к несвариваемым в связи с его высокой склонностью к образованию горячих трещин [16], поэтому при изготовлении конструкции панели крыла из сплава В95о.ч.-Т2 применяют болтовое и заклепочное соединения.
Применение высокопрочных алюминий-литиевых сплавов третьего поколения в сварных конструкциях позволит снизить массу летательного аппарата [14]. Высокопрочный высокотехнологичный свариваемый алюминий-литиевый сплав В-1469-Т1, рекомендованный для замены сплава В95о.ч.-Т2 в элементах, работающих в условиях сжимающих нагрузок, обладает повышенной удельной прочностью, жесткостью и коррозионной стойкостью [ 17-21].
Все большее применение при изготовлении сварных конструкций из алюминиевых сплавов находит сварка трением с перемешиванием (СТП), обеспечивающая получение соединений высокого качества со свойствами, во многом превосходящими свойства соединений, полученных другими видами сварки [22, 23]. Компания Alcoa рекомендует применять СТП для изготовления сварных панелей крыла самолета из сплавов 7055 и 2099 [3].
Предполагается, что применение прессованной панели из алюминий-литиевого сплава В-1469-Т1 в конструкции крыла, изготовленного с использованием СТП, позволит снизить массу изделия благодаря повышенной удельной прочности по сравнению с
прочностью сплава В95о.ч.-Т2, а также за счет применения сварных соединений взамен болтовых и заклепочных.
Материалы и методы
Исследованы структура и свойства прессованных панелей с Т-образным стрингером из сплава В-1469 с толщиной полотна 10 мм, изготовленных в условиях промышленного металлургического производства ОАО «Каменск-Уральский металлургический завод» (ОАО «КУМЗ»).
Микроструктуру панелей исследовали на шлифах размером 15*15 мм, которые травили раствором Келлера (в см3): 1 HF+1,5 HCl+2,5 HNO3+95 вода, с последующим осветлением в 10-20%-ном водном растворе азотной кислоты.
Макроструктуру исследовали на заготовках поперечного сечения панели с предварительно стравленной раствором щелочи (NaOH) и осветленной азотной кислотой (HNO3) поверхностью.
На металлографическом комплексе фирмы Leica при помощи компьютерной программы Image Expert Pro 3х был проведен количественный анализ геометрических характеристик зерен.
Рентгеноструктурные исследования панелей проводили на заготовках размером 15*15 мм с предварительно стравленной раствором щелочи (NaOH) и осветленной азотной кислотой (HNO3) поверхностью. Рентгеновскую съемку осуществляли с применением рентгеновского дифрактометра D/MAX-2500 в Cu Ki-излучении в рефлексе 220 (второй порядок отражения от плоскостей {110}) с автоматическим построением прямых полюсных фигур (ППФ). Рабочий режим съемки образца: U=40 kB, 1=200 мА.
Исследования эксплуатационных характеристик, механических и коррозионных свойств панелей проводили с использованием современного сертифицированного оборудования в соответствии с действующими стандартами и методиками РФ.
При определении СРТУ трещина формировалась при 0™ = 78,5 МПа, R=0,1 и
f=5 Гц.
Малоцикловая усталость (МЦУ) определена на образцах с отверстием (коэффициент концентрации напряжений К=2,6) при напряжениях 157 и 196 МПа.
Результаты
С целью снижения массы и повышения устойчивости конструкции изделия ОАО «Туполев» была разработана конструктивно-силовая схема крупногабаритной сварной панели крыла из сплава В-1469 с учетом эксплуатационной нагруженности верхней панели центроплана самолета-прототипа Ту-204СМ. Рассчитаны геометрические характеристики сечения фрагмента панели крыла.
При выборе температурно-скоростных параметров изготовления прессованных панелей руководствовались тем, что сплав В-1469 является высокопрочным, и прессование при низких температурах и высоких скоростях деформации может привести к нарушению целостности пресс-изделий [7].
В случае прессованных панелей важно гарантированно получать нерекристалли-зованную структуру [6, 8]. Полуфабрикаты с такой структурой обладают более высоким уровнем прочностных и эксплуатационных характеристик по сравнению с аналогичными свойствами полуфабрикатов с рекристаллизованной структурой. Получению нерекристаллизованной структуры в прессованных изделиях помимо химического состава сплава способствует повышение температуры деформации [7].
Панели из сплава В-1469 (рис. 1, а) были изготовлены прямым методом с низкой скоростью деформации при высокой температуре и термообработаны по режиму: закалка, правка растяжением, искусственное старение.
В макроструктуре панелей следов утяжины и крупнокристаллического ободка не выявлено (рис. 1, б).
Рис. 1. Внешний вид (а) и макроструктура (б) прессованной панели из сплава В-1469
Методами оптической микроскопии и рентгеноструктуриого анализа установлено, что структура панелей преимущественно нерекристаллизованная, волокнистая (рис. 2, а), со средним размером зерна ~5,2 мкм (рис. 2, б). На ППФ отсутствуют хаотично распределенные четкие полюсы, что свидетельствует об отсутствии рекристаллизованных объемов (рис. 2, в).
>500
а - в исходном состоянии; б - подготовленная к количественному анализу; в - прямая полюсная фигура (110)
Механические свойства панелей при различных температурах находятся на высоком уровне, что свидетельствует о термической стабильности материала и позволяет рекомендовать его для изделий авиационной техники, работающих в интервале температур от -70 до +150°С.
Так как верхняя часть крыла самолета испытывает преимущественно сжимающие нагрузки, важными характеристиками являются предел текучести и модуль упругости при сжатии (£сж=78 ГПа, с0,2=640-650 МПа).
В конструкции панели крыла присутствует большое количество отверстий, которые создают высокую концентрацию напряжений, а также могут служить местами зарождения трещины. С целью оценки усталостных характеристик были определены скорость роста трещины усталости (СРТУ), вязкость разрушения (KJ) и малоцикловая усталость (МЦУ).
Панели обладают высокой стойкостью к образованию трещин (при AK=31 МПа-\/м; СРТУ: dl/dN=2,6 мм/кциклов). Показатель KJ образца шириной
5=100 мм составляет 50 МПаТм. Среднее значение МЦУ при напряжении 157 МПа составляет 550 кциклов, при 196 МПа: 450 кциклов. Панели не чувствительны к концентратору напряжений, так как статическая чувствительность к отверстию св.0тв/св составила 1.
Прессованные панели обладают хорошей коррозионной стойкостью: глубина межкристаллитной коррозии (МКК) менее 0,12 мм; стойкость к расслаивающей коррозии (РСК) 3-4 балл; при испытании на стойкость к коррозионному растрескиванию образцы простояли при напряжении 450 МПа без разрушения 45 сут.
С использованием сварки трением с перемешиванием (СТП) на НПО «Техно-маш» изготовлен сварной фрагмент панели крыла. Прочность сварного соединения свсв составляет 0,7 от прочности основного материала при высоком уровне пластичности (а=72 град) и ударной вязкости (KCU=300 кДж/м2).
В лаборатории испытательного центра ФГУП «ЦАГИ» определена устойчивость при сжатии фрагмента сварной панели крыла для оценки возможности ее применения в конструкции верхней части крыла. Получены хорошие результаты: потеря несущей способности панели происходит при напряжении с=550 МПа, близком к условному пределу текучести основного материала; панель выдержала большую нагрузку (Ртах=1070 кН), чем двухстрингерная панель-прототип самолета Ту-204СМ, выполненная из сплава В95о.ч.-Т2 (Ртах=686 кН).
Панели из сплава В-1469-Т1 по механическим характеристикам превосходят аналогичные полуфабрикаты из сплавов-аналогов по применению В95о.ч.-Т2 и 2099-Т83 (США) (см. таблицу), по трещиностойкости и коррозионной стойкости -сплав В95о.ч.-Т2.
Характеристики прессованных панелей из сплава В-1469-Т1 _в сравнении со сплавами-аналогами_
Свойства Значения свойств сплавов (не менее)
В-1469-Т1 (РФ) В95о.ч.-Т2 (РФ) 2099-Т83 (США)
св, МПа 630 500 560
Со 2, МПа 600 430 525
5, % 8,4 8 7
Е, ГПа 78 71 78
cB/d, км (усл. ед.) 23,6 17,5 21,3
скр, МПа 450 170 -
Обсуждение и заключения
Совместно с ОАО «Туполев» разработана концепция верхней панели крыла. В результате проведенных во ФГУП «ЦАГИ» испытаний установлено, что применение панелей позволит снизить массу крыла на ~15%, увеличить устойчивость и несущую способность. С учетом преимуществ прессованных панелей из сплава В-1469-Т1 по сравнению с аналогичными полуфабрикатами из сплава В95о.ч.-Т2 их применение в конструкции крыла изделий авиационной техники, работающих в интервале температур от -70 до +150°С, перспективно. Применение в конструкции крыла прессованной панели, изготовленной с использованием СТП, позволит снизить массу изделия благодаря повышенной удельной прочности сплава В-1469, а также за счет применения сварных соединений взамен болтовых и заклепочных.
ЛИТЕРАТУРА
1. Каблов E.H. Инновационные разработки ФГУП «ВИАМ» ГНЦ РФ по реализации «Стратегических направлений развития материалов и технологий их переработки на период до 2030 года» // Авиационные материалы и технологии. 2015. №1 (34). С. 3-33.
2. Шульженко И.И. Конструкция самолетов. М.: Машиностроение. 1971. 415 с.
3. Giummarra С., Yocum L. New Developments in Extruded Integrally Stiffened Panels // Proceedings of 17th AeroMat Conference & Exposition. Seattle. 2006.
4. Фридляндер И.Н. Алюминиевые сплавы в летательных аппаратах в периоды 1970-2000 и 2001-2015 гг. // Технология легких сплавов. 2002. №4. С. 12-15.
5. Жирнов А.Д. Крылатые металлы и сплавы // Наука и жизнь. 2007. №6. С. 36-38.
6. Хохлатова Л.Б., Колобнев Н.И., Оглодков М.С., Михайлов М.Д. Алюминийлитиевые сплавы для самолетостроения // Металлург. 2012. №5. С. 31-35.
7. Белов А.Ф., Добаткин В.И. и др. Алюминиевые сплавы. Производство полуфабрикатов из алюминиевых сплавов. М.: Металлургия, 1971. 493 с.
8. Буран.ру: энциклопедия крылатого космоса [Электронный ресурс]. URL: http://www.buran.ru/htm/memory55.htm (дата обращения: 08.09.2015).
9. Гуреева М.А., Грушко O.E., Овчинников В.В. Свариваемые алюминиевые сплавы в конструкциях транспортных средств // Заготовительные производства в машиностроении. 2009. №3. С. 11-21.
10. Фридляндер И.Н., Грушко O.E., Антипов В.В., Колобнев Н.И., Хохлатова Л.Б. Алюминий-литиевые сплавы // 75 лет. Авиационные материалы. Избранные труды «ВИАМ» 1932-2007: юбилейный научн.-техн. сб. М.: ВИАМ, 2007. С. 163-171.
11. Фридляндер И.Н., Чуистов КВ., Березина А.Л., Колобнев Н.И. Алюминиево-литиевые сплавы. Структура и свойства. Киев: Наукова думка, 1992. 192 с.
12. Фридляндер И.Н. Воспоминания о создании авиакосмической и атомной техники из алюминиевых сплавов. М.: Наук,. 2005. 275 с.
13. Каблов E.H. Материалы и химические технологии для авиационной техники // Вестник Российской академии наук. 2012. Т. 82. №6. С. 520.
14. Каблов E.H. России нужны материалы нового поколения // Редкие земли. 2014. №3. С. 813.
15. Фридляндер И.Н., Садков В.В., Сандлер B.C., Федоренко Т.П. Свойства полуфабрикатов из высокотехнологичного Al-Li-сплава 1441 // Технология легких сплавов. 2002. №4. С. 24-27.
16. Авиационные материалы: справочник в 12 т.; 7-е изд., перераб. и доп. / под общ. ред. E.H. Каблова. М.: ВИАМ, 2009. Т. 4. Ч. 1. Кн. 1. 170 с.
17. Колобнев НИ, Хохлатова Л.Б., Оглодков М.С., Клочкова Ю.Ю. Высокопрочные сплавы системы Al-Cu-Li с повышенной вязкостью разрушения для самолетных конструкций // Цветные металлы. 2013. №9 (849). С. 66-71.
18. Фридляндер И.Н., Грушко O.E., Шамрай В.Ф., Клочков Г.Г. Высокопрочный конструкционный Al-Cu-Li-Mg сплав пониженной плотности, легированный серебром // МиТОМ. 2007. №6 (624). С. 3-7.
19. Клочкова Ю.Ю., Грушко O.E., Ланцова Л.П., Бурляева И.П., Овсянников Б.В. Освоение в промышленном производстве полуфабрикатов из перспективного алюминийлитиевого сплава В-1469 // Авиационные материалы и технологии. 2011. №1. С. 8-12.
20. Колобнев Н.И., Хохлатова Л.Б., Оглодков М.С., Клочкова Ю.Ю. Высокопрочные сплавы системы Al-Cu-Li с повышенной вязкостью разрушения для самолетных конструкций // Цветные металлы. 2013. №9. С. 66-71.
21. Клочков Г.Г., Грушко O.E., Клочкова Ю.Ю., Романенко В.А. Промышленное освоение высокопрочного сплава В-1469 системы Al-Cu-Li-Mg // Труды ВИАМ: электрон. науч.-технич. журн. 2014. №7. Ст. 01. URL: http://www.viam-works.ru (дата обращения: 08.09.2015). DOI: 10.18577/2037-6046-2014-0-7-1-1.
22. Лукин В.И., Иода E.H., Базескин A.B., Жегина И.П., Котельникова Л.В., Овчинников В.В. Сварка трением с перемешиванием высокопрочного алюминиево-литиевого сплава В-1469 // Сварочное производство. 2011. №4. С. 26-30.
23. Лукин В.И., Иода E.H., Пантелеев М.Д., Скупов A.A. Влияние термической обработки на характеристики сварных соединений высокопрочных алюминийлитиевых сплавов // Труды ВИАМ: электрон. науч.-технич. журн. 2015. №4. Ст. 06. URL: http://www.viam-works.ru (дата обращения: 08.09.2015). DOI: 10.18577/2037-6046-2015-0-4-6-6.
