Лекция № 21 Выбор материалов для теплонагруженных элементов планера

Работоспособность элементов планера в условиях кинетического нагрева при гиперзвуковых скоростях полета определяется жаростойкостью, термопрочностью и стойкостью к возгоранию в условиях обдува воздухом применяемых материалов.

Типовая эпюра тепловых нагрузок на элементы планера ракеты приведена на рис.1.

возгоранию в условиях обдува воздухом применяемых материалов.

руль

корпус

крыло

Температура элементов планера ракеты приведена на рисунке 1.

Зависимость температуры и давления от скорости ракеты

Рисунок 1 – Температура элементов планера

Наиболее нагружена передняя кромка носика, на который температура и давление определяются температурой и давлением торможения. На передних кромках руля и крыла эти параметры снижены стреловидной формой.

Жаростойкие металлы и стали, легированные хромом и никелем, возгораются и горят при более высоких температурах и давлениях, чем обычные стали! (табл.1)

Оплавление и потерю прочности элементов конструкции от кинетнагрева можно избежать применением более тугоплавких и жаростойких материалов и термобарьерных покрытий, уменьшающих и экранирующих тепловые потоки от газа к стенке.

Таблица 1

Металл Сплав	Температура плавления	Температура возгорания
Ст 0
Милибден		500-600
Вольфрам
Титан		600-900

Результатами анализа температурных полей, воздействующих на ЗУР, и НИР, проведенным ГНЦ ЦНИИЧермет им. Бардина, показано, что детали планера ЗУР могут быть изготовлены из металлических материалов на основе интерметаллидов Ni, Al, Ni₃Al, сплавов системы Fe-Cr-Al, нержавеющих сталей и никелевых сплавов (таблица 2).

Таблица 2

Сплавы	g, г/см3	Тпл.
Ni3Al	7,3
NiAl	5,9
Fe-Cr-Al	7,2
Ni- сплавы	8,3 – 8,9	1265-1380

При относительно низкой плотности этих сплавов 5,9 – 7,3 г/см³ и высокой температуре плавления 1390 - 1638°С они имеют более высокую прочность и жесткость по сравнению с промышленными сплавами на никелевой основе.

Рекомендовано выполнить:

а) носовой обтекатель – из порошкового сплава – ПХ23Ю5 системы Fe-Cr-Al или интерметаллида Ni₃Al;

б) руль- из сплава Н60Ю40 или интерметаллида Ni₃Al с передней кромкой из NiAl или Fe-Cr-Al сплава;

в) крыло - из сплава Ni₃Al с передней кромкой из Fe-Cr-Al сплава;

г) корпус ракеты- из нержавеющей стали Х18НЮТ, жаростойкого железохромоникелевого сплава типа ХН45Ю или никельхромового сплава типа ХН78Т;

д) сварные соединения – лазерной сваркой.

Для менее теплонагруженных ракет 57Э6 (Vmax =1300 –1400 м/с) допустимо применение сталей типа титана (крыло) и прессованных композиционных материалов типа АГ4-С и АГ-4В.

Для ЗУР, имеющих повышенные гиперзвуковые скорости полета V=2000м/с, необходимо применение для наиболее теплонагруженных элементов – углерод – углеродных композиционных материалов (УУКМ), керамических материалов с принятием мер по защите от термоудара и аблирующих покрытий (унос) на основе фторсодержащих материалов с низкой температурой плавления (носовая часть стартового двигателя).