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

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.

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.

{{формула}}

Характеризует интенсивность теплообмена газа с поверхностью обтекаемого тела. В рамках теории пограничного слоя в качестве характерных величин {{}}_*, V_* обычно используются их значения {{}}_e, V_e 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 c_j: St = 1/2c_jPr^—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.

Продольная С. у. создаётся за счёт приращения продольного аэродинамического момента M_z, которое возникает при изменении угла атаки или скорости (Маха числа полёта M{{_}}), если оно содействует возвращению в исходный режим балансировки летательного аппарата. Момент M_z 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 M_y, 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 M_x, обусловленным появлением скольжения и действующим в сторону, противоположную скольжению. Момент M_x 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.

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.

Зал статических испытаний ЦАГИ.