| |
С. п. становится невозможной при любых значениях {{?}}.
Пределы стабилизации пламени в потоке углеводородно-воздушной смеси
стабилизатором в форме диска:
1. d = 20 мм, р ?100 кПа, T = 473 К, ? = 12%;
2. d = 25,4 мм, р ?100 кПа, T = 305 К, {{?}} = 4%;
3. d = 20 мм, р ?100 кПа, T = 473 К, {{?}} = 45%;
4. d = 25,4 мм, р = 33,7 кПа, T = 305 К, {{?}} = 4%;
5. d = 6,35 мм, р = 100 кПа, T = 305 К, {{?}} = 4%;
сталь в авиастроении. С. присущ комплекс ценных свойств, обусловивших
применение её в качестве конструкционного материала в авиастроении: высокая
удельная прочность, работоспособность при высоких и низких температурах, а
также при действии агрессивных сред, хорошая технологичность.
Идею использования С. для создания летательных аппаратов впервые высказал ещё К.
Э. Циолковский, который в течение многих лет разрабатывал конструкцию
цельнометаллического дирижабля из гофрированных стальных листов. В 1928 в
Военно-воздушной академии РККА имени профессора Н. Е. Жуковского (ныне
Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского) по
инициативе начальника лаборатории сварки П. Н. Львова и начальника кафедры
самолётостроения С. Г. Козлова была сформирована группа по освоению
производства качественной С. и применению их в конструкциях самолётов. Было
налажено производство горячего (листы) и холодного (фольга) проката из
нержавеющих С. Энерж-6, а в дальнейшем — С. марок Я-1, Я-2 и ЭП-100, получивших
широкое распространение в авиастроении. В 30 х гг. под названием «Сталь» было
выпущено несколько опытных и серийных самолётов, в которых основным
конструкционным материалом в силовых элементах служили нержавеющая С. или трубы
из хромомолибденовой С.
В 1939—1940 в ОКБ А. С. Яковлева и А. И. Микояна были созданы самолёты со
сварным каркасом из стальных труб. Для изготовления труб была применена
разработанная И. И. Сидориным, Г. В. Акимовым н П. П. Шишковым С. марки 30ХГСА
(хромансиль), легированная кремнием и не содержащая, в отличие от зарубежных
аналогичных С., молибдена. В годы Великой Отечественной войны на самолётах
штурмовой авиации широко использовалась разработанная под руководством С. Т.
Кишкина и Н. М. Склярова броневая С. (см. Броня авиационная). Высокопрочные С.
с пределом прочности 1600 МПа впервые применены в авиастроении в СССР в начале
50 х гг., когда Кишкнным и И. И. Гузманом была разработана С. марки 30ХГСН2А.
В современном авиастроении С. используется для изготовления деталей планёра,
двигателя, топливно-регулирующей аппаратуры, приборов и т. д. Для изготовления
деталей планера в зависимости от условий работы и эксплуатации применяются С.
различных классов: среднелегированные, высоколегированные мартенситно-стареющие,
коррозионностойкие аустенитного, мартенситного и переходного
аустенитно-мартенситного классов.
Среднелегированные конструкционные С. служат для изготовления деталей шасси,
лонжеронов, крепежа, деталей центроплана и т. д. Прочность этих С. составляет
900—1900 МПа, обеспечивается содержанием углерода в пределах 0,2—0,4% и
термической обработкой, состоящей в закалке и отпуске при температурах
200—300{{°}}С (на прочность более 1400 МПа) или 500—620{{°}}С (на прочность
900—1200 МПа). Помимо углерода такие С. содержат 4—6% (в сумме) таких элементов,
как хром, никель, марганец, кремний, молибден, позволяющих получить при
закалке однородную высокопрочную мартенситную структуру по всему сечению детали.
Из мартенситно-стареющих высокопрочных С. типа 03Н18К9М5Т изготовляют
тяжелонагруженные детали шасси, болты и т. д. Эти С. легированы 18% никеля, 9%
кобальта, 5% молибдена и 0,9% титана. Такое легирование при низком содержании
углерода ( < 0,03%) позволяет получить после закалки мартенсит, отличающийся
высокой пластичностью, но низкой прочностью. В закалённом состоянии С. хорошо
обрабатываются резанием и легко подвергаются пластической деформации. С.
упрочняются до 1700—2100 МПа путём старения при температурах 480—550{{°}}С.
Коррозионностойкие С. применяются для изготовления деталей, на которые по
технологическим причинам невозможно нанесение лакокрасочных и гальванических
покрытий или покрытия не обеспечивают на среднелегированной С. надёжной зашиты
от коррозионного воздействия атмосферы. Высокое сопротивление коррозии
определяется легированием этих С. хромом (10—20%), а также молибденом, ниобием,
титаном. Для получения необходимой структуры и заданного уровня прочности С.
дополнительно легируют никелем, марганцем, углеродом, азотом. Класс С.
определяется структурой, получаемой после закалки, и зависит от соотношения
легирующих элементов.
Высоколегированные С. аустенитного класса типа 12Х18Н10Т содержат значительное
количество хрома (18%) и никеля (10%) и после закалки имеют аустенитную
структуру. Из таких С. изготовляют детали, при производстве которых требуется
высокая технологическая пластичность (стрингеры, патрубки и т. д.). Аустенитные
С. характеризуются небольшой прочностью (500—800 МПа) и невысокой
работоспособностью при жёстких условиях коррозионного воздействия атмосферы и
морской среды.
С. переходного аустенитно-мартенситного класса (07Х16Н6, 13Х15Н4АМЗ и др.)
легированы по сравнению с аустенитными С. меньшим количеством никеля (4—7%) и
хрома (15—17%). После закалки эти С. имеют преимущественно аустенитную
структуру и в таком состоянии характеризуются высокой технологической
пластичностью. Упрочнение деталей (до 1200—1700 МПа) достигается после закалки
обработкой холодом, при которой происходит переход аустенита низкой прочности в
высокопрочный мартенсит. После обработки холодом сохраняется 15—30% остаточного
|
|
