Medio ambiente de servicios de materiales aeroespaciales
Los materiales aeroespaciales no sólo deben poder soportar altas tensiones y fuerzas de inercia, sino también soportar impactos y cargas alternas causadas por factores como el despegue y el aterrizaje, la vibración del motor, la rápida rotación de piezas, el viento repentino y las maniobras de vuelo.
La exposición de las aeronaves a los gases de los motores y a la radiación solar crea un ambiente de alta temperatura, y el aumento de la velocidad de vuelo provoca un calentamiento aerodinámico significativo.
Estos materiales también están sujetos a temperaturas variables, incluidas caídas de alrededor de -50 °C cuando vuelan a velocidad subsónica en la estratosfera, e incluso temperaturas más bajas en las regiones polares durante el invierno.
Los componentes metálicos y los neumáticos de caucho son susceptibles a la fragilización, mientras que los combustibles y lubricantes pueden tener efectos corrosivos en materiales metálicos y efectos de hinchazón en materiales no metálicos.
Además, la exposición a la radiación solar, la erosión del viento y la lluvia y el almacenamiento prolongado en ambientes húmedos pueden acelerar el proceso de envejecimiento de los materiales poliméricos.
Selección y aplicación de materiales aeroespaciales.
Los vehículos aeroespaciales llevan mucho tiempo operando en la atmósfera o en el espacio exterior. Para garantizar su alta confiabilidad, seguridad y rendimiento de vuelo óptimo, deben diseñarse para operar de manera efectiva en entornos desafiantes.
Para lograr estos objetivos, es fundamental optimizar la estructura para cumplir con los requisitos aerodinámicos, tecnológicos y de mantenimiento. Sin embargo, también requiere el uso de materiales que tengan excelentes características y funciones.
1. Principio de selección de materiales
En servicio, los componentes estructurales deben ser capaces de soportar varios tipos de fuerzas externas sin exceder el nivel aceptable de deformación o ruptura dentro de un período de tiempo específico.
Uno de los objetivos del diseño en estructuras aeroespaciales es minimizar su tamaño y peso. En el pasado, la atención se centraba principalmente en la resistencia estática de los componentes, y a menudo se descuidaba o se prestaba una atención limitada a su resistencia plástica. Esto resultó en accidentes catastróficos.
Principales componentes estructurales de los aviones principales.
Para garantizar la seguridad de los componentes estructurales y aprovechar al máximo el rendimiento del material, el diseño de piezas estructurales aeroespaciales ha pasado de un "principio de diseño de resistencia" a un "principio de diseño de tolerancia al daño" y ha evolucionado hasta convertirse en un "proyecto de ciclo de vida completo". .
En la fase de diseño, se tienen en cuenta todos los aspectos del ciclo de vida de un producto y todos los factores relevantes se consideran y optimizan de manera integral en la fase de diseño del producto.
Los materiales no solo deben tener una alta resistencia y rigidez específicas, sino también cierta resistencia a la fractura y al impacto, resistencia a la fatiga, resistencia a altas y bajas temperaturas, resistencia a la corrosión, resistencia al envejecimiento y resistencia al moho, así como indicadores de rendimiento mejorado.
Se aplican diferentes criterios de selección de materiales a diferentes áreas de carga, y los materiales se eligen en función de los requisitos específicos de cada componente. Para zonas de alta carga se utilizan criterios de resistencia y se seleccionan materiales de alta resistencia. Para zonas de carga media se utilizan criterios de rigidez y se eligen materiales con módulos elásticos elevados. En áreas de carga baja, la estabilidad dimensional es la consideración principal para garantizar que los componentes sean más grandes que el tamaño crítico mínimo.
Al seleccionar y evaluar materiales estructurales, se deben seleccionar métodos de prueba apropiados para las propiedades mecánicas (tracción, compresión, impacto, fatiga, impacto a baja temperatura) en función de las condiciones de servicio y los estados de tensión. Se debe realizar una consideración integral de la resistencia, plasticidad y tenacidad del material para diferentes modos de fractura, incluida la fractura dúctil, la fractura frágil, la fatiga por tensión, la fatiga por fluencia, el agrietamiento por corrosión bajo tensión, la fragilización por hidrógeno, la fragilización por irradiación de neutrones, etc.
Para miembros en tensión, la distribución de esfuerzos debe ser uniforme tanto en la superficie como en el núcleo, y el material seleccionado debe tener estructura y desempeño uniformes, con buena templabilidad para miembros grandes.
Para elementos sujetos a cargas de flexión y torsión, existe una gran diferencia de tensión entre la superficie y el núcleo, y se pueden utilizar materiales con baja templabilidad.
El límite de fatiga y la sensibilidad a las muescas son criterios de evaluación importantes para la selección de materiales para componentes bajo cargas alternas.
Para componentes expuestos a ambientes corrosivos, factores como la resistencia a la corrosión, la sensibilidad a la fragilización por hidrógeno, la tendencia a la corrosión por tensión y la resistencia a la fatiga por corrosión son indicadores de evaluación importantes para la selección de materiales.
Se debe considerar la estabilidad de la estructura para los materiales utilizados en servicio a alta temperatura, y se debe tener en cuenta el rendimiento a baja temperatura para servicio a baja temperatura.
La reducción de peso tiene importancia práctica para mejorar la seguridad de las aeronaves, aumentar la carga útil y la resistencia, mejorar la maniobrabilidad y el alcance, y reducir el consumo de combustible o propulsor y los costos de vuelo. Cuanto mayor sea la velocidad del avión, más significativa será la reducción de peso. Por ejemplo, reducir el peso de un caza en un 15% podría dar como resultado una reducción del 15% en la distancia de rodaje, un aumento del 20% en el alcance y un aumento del 30% en la carga útil.
Para aeronaves prescindibles de corta duración como misiles o vehículos lanzadores, es necesario conseguir funciones equivalentes con el mínimo volumen y masa, buscando maximizar el rendimiento del material y seleccionando el menor margen de seguridad posible para garantizar una fiabilidad absoluta durante toda su vida útil.
2. Principales materiales aeroespaciales
La reducción de la masa estructural se puede lograr reduciendo la densidad en un 30%, que es más que la resistencia en un 50%.
Las aleaciones de aluminio, las aleaciones de titanio y los materiales compuestos son los principales materiales utilizados en las estructuras aeroespaciales debido a su alta resistencia y rigidez específicas, que pueden mejorar la carga útil, la maniobrabilidad y la resistencia de las aeronaves al tiempo que reducen los costos de vuelo.
El uso de acero de ultra alta resistencia (con un límite elástico superior a 1380 MPa) en ingeniería aeroespacial está limitado a menos del 10%.
Para aviones modernos, como los aviones de combate supersónicos, la cantidad de acero de ultra alta resistencia es estable entre 5% y 10%, la resistencia a la tracción es de 600 a 1850MPa, a veces tan alta como 1950mpa, y la resistencia a la fractura K EU c = 78 ~ 91MPa·m 1/2 .
El acero resistente a la corrosión de alta resistencia se utiliza normalmente para la estructura de carga del fuselaje en entornos con corrosión activa, mientras que el acero resistente a la corrosión libre de carbono se utiliza para componentes de aviones equipados con motores de combustible de hidrógeno que utilizan hidrógeno líquido y mitad de hidrógeno.
Los principales materiales estructurales utilizados en los fuselajes de los aviones en el siglo XXI son las aleaciones de aluminio, incluidas las series 2XXX, 7XXXX y aleaciones de aluminio y litio. Agregar litio a las aleaciones de aluminio puede mejorar su resistencia y reducir su densidad, aumentando así su resistencia y rigidez específicas.
Las aleaciones de aluminio y litio se han utilizado en grandes aviones de transporte, aviones de combate, misiles estratégicos, transbordadores espaciales y vehículos de lanzamiento, y se utilizan en componentes como proyectiles, componentes de carga, tanques de almacenamiento de hidrógeno y oxígeno líquidos, tuberías y dispositivos. Adaptadores de carga útil. Se consideran un material prometedor para el desarrollo aeroespacial.
Las aleaciones de aluminio y litio de tercera y cuarta generación ya no priorizan la baja densidad y tienen mejores propiedades generales. En comparación con las aleaciones de aluminio y litio de tercera generación, las aleaciones de cuarta generación tienen mayor resistencia estática (especialmente límite elástico) y tenacidad a la fractura, al tiempo que mantienen la tasa de crecimiento de grietas, el rendimiento ante la fatiga, el rendimiento contra la corrosión y el módulo de elasticidad equivalente.
Las aleaciones de titanio tienen una resistencia específica mayor que las aleaciones de aluminio y se utilizan en componentes de aeronaves como la estructura del avión, el riel guía y el soporte de los flaps, la base del motor, las piezas de la estructura de aterrizaje y las piezas de calefacción, como la campana de escape y el escudo contra incendios. Para aviones supersónicos con números de Mach superiores a 2,5, la temperatura de la superficie puede alcanzar entre 200 y 350 °C y se pueden utilizar aleaciones de titanio como revestimiento.
Las aleaciones de titanio de alta pureza y alta densidad preparadas mediante métodos de solidificación rápida/metalurgia de polvos tienen buena estabilidad térmica y mantienen su resistencia a 700 °C, similar a su resistencia a temperatura ambiente. La NASA seleccionó las aleaciones de titanio tipo β de alta resistencia y tenacidad desarrolladas como material de matriz para los materiales compuestos de SiC/Ti utilizados en el fuselaje de los aviones y los paneles de las alas.
La proporción de aleaciones de titanio utilizadas en los aviones está aumentando gradualmente: el 20% se utiliza en los fuselajes de la aviación civil y el 50% en los fuselajes de los aviones militares.
Los compuestos de matriz metálica, los compuestos de matriz de resina de alta temperatura, los compuestos de matriz cerámica y los compuestos de carbono/carbono están desempeñando un papel cada vez más importante en la industria aeroespacial.
Los materiales compuestos carbono/carbono combinan las propiedades refractarias del carbono con la alta resistencia y rigidez de las fibras de carbono. Tienen una excelente estabilidad térmica y conductividad, así como alta resistencia y tenacidad a 2500 °C con una densidad que es solo una cuarta parte de la de las aleaciones de alta temperatura.
Los compuestos híbridos han ganado mucha atención, como la adición de fibra de vidrio a los compuestos de fibra de carbono para mejorar el rendimiento ante impactos o la adición de fibra de carbono a plásticos reforzados con fibra de vidrio para aumentar la rigidez.
Los materiales compuestos en capas también se están utilizando cada vez más en la ingeniería aeroespacial, como el uso de 3% GLARE, un nuevo laminado, en el A380. El laminado es un material compuesto que se obtiene apilando dos materiales diferentes bajo presión.
Un laminado normalmente consta de un panel superior, una capa de unión superior, un material central, una capa de unión inferior y un panel inferior. Su resistencia y rigidez son mayores que las del panel individual o el material del núcleo. Se ha utilizado en aviones de transporte y de combate.
El laminado GLARE se forma prensando en caliente múltiples láminas delgadas de aluminio y fibra de vidrio unidireccional preimpregnadas con adhesivo epoxi bajo presión o en un tanque de prensado en caliente, como se muestra en la Figura 1. Las láminas de aluminio deben estar adecuadamente pretratadas para facilitar la adhesión al capa de fibra preimpregnada.
La Tabla 1 muestra los tipos de laminados GLARE producidos comercialmente, que se pueden formar en láminas de diferentes espesores según sea necesario. Las fibras pueden tener 2, 3, 4 capas o más, y su contenido y dirección pueden cumplir con los requisitos de la tabla. Cada tipo de laminado GLARE puede tener diferentes formatos y adaptarse a necesidades específicas.
Fig. 1 Diagrama esquemático del laminado brillante.
Tabla 1 tipos de laminados ciegos disponibles comercialmente
|
Laminado |
capa de aluminio |
capa fibrosa |
Densidad típica / (g/ cm3 ） |
||
|
producto de aluminio |
Grosor de una sola capa/mm |
guía |
Grosor de una sola capa/mm |
||
|
BRILLO1 deslumbramiento2 BRILLANCIA3 deslumbramiento4 BRILLANTE5 BRILLANTE6 |
7475-T76 2024-T3 2024-T3 2024-T3 2024-T3 2024-T3 |
0,3~0,4 0,2 ~ 0,5 0,2 ~ 0,5 0,2 ~ 0,5 0,2 ~ 0,5 0,2 ~ 0,5 |
Unidireccional Unidireccional 0°/ 90° ortogonal 0°/ 90°/0° ortogonal 0°/ 90°/90°/0° ortogonal +45° / – 45° ortogonal |
0,25 0,25 0,25 0.375 0,5 0,25 |
2.52 2.52 2.52 2.45 2.38 2.52 |
La tecnología de empalme de los laminados GLARE resuelve el problema del ancho limitado de los tableros. Como se muestra en la Figura 2, existe una costura estrecha entre la misma capa de placas de aluminio, con juntas entre diferentes capas ubicadas en diferentes posiciones. Estas uniones pueden conectarse a otras capas de placas de aluminio a través de capas de fibra, permitiendo fabricar placas de pared o todo el revestimiento del fuselaje con excelente resistencia a la fatiga, la corrosión y el fuego, eliminando la necesidad de agujeros para remaches y las consiguientes concentraciones de tensiones. .
Para garantizar una transferencia de carga segura, se puede agregar una capa de refuerzo al empalme, como una capa de placa de metal o una capa de fibra de vidrio preimpregnada con resina.
Fig.2 Diagrama de empalme del laminado brillante
Los materiales compuestos tipo sándwich alveolar se componen de un núcleo tipo sándwich y una piel (panel). La piel puede estar hecha de materiales compuestos de aluminio o carbono/epóxido, mientras que el núcleo tipo sándwich se asemeja a un panal y está compuesto por una serie de celdas hexagonales, cuadriláteras u otras formas hechas de metal, fibra de vidrio u otros materiales compuestos. Las superficies superior e inferior del sándwich están pegadas o soldadas a los paneles más delgados.
El material central de los compuestos sándwich de aluminio alveolar se fabrica pegando láminas de aluminio de diferentes maneras y formando panales de diversas especificaciones mediante estiramiento. El rendimiento del material del núcleo está determinado principalmente por el espesor de la lámina de aluminio y el tamaño de las celdas.
Estos materiales tienen alta resistencia y rigidez específicas, buena resistencia al impacto, reducción de vibraciones, transmisión de microondas y una gran capacidad de diseño. En comparación con las estructuras remachadas, la eficiencia estructural se puede aumentar entre un 15% y un 30%.
Las estructuras tipo sándwich alveolar se pueden utilizar para diversos paneles de pared, como superficies de alas, superficies de cabina, cubiertas de cabina, pisos, cubiertas de motores, placas de silenciador, placas de aislamiento térmico, carcasas de estrellas de satélite, paraboloides de antenas, fondos de tanques de almacenamiento de propulsor de cohetes y más. . Sin embargo, las estructuras tipo sándwich alveolar son susceptibles a la corrosión en ciertos ambientes.
Cuando se somete a un impacto, el sándwich de panal sufrirá una deformación permanente y se separará de la piel.
3. Análisis de materiales aeroespaciales.
La Tabla 2 muestra el porcentaje de materiales estructurales utilizados en aviones militares en los Estados Unidos. La tendencia es que el uso de materiales compuestos y aleaciones de titanio irá aumentando paulatinamente, mientras que el uso de aleaciones de aluminio disminuirá.
Tabla 2 Porcentaje de materiales estructurales para aviones militares estadounidenses
| Tipo | Acero | encender | aleación de titanio | Material combinado |
| F 16 | 5 | 8 | dos | 3 |
| F-18A/B | 15 | 50 | 12 | 9.5 |
| F-18C/D | dieciséis | 50 | 13 | 10 |
| F-18E/F | 14 | 31 | 21 | 23 |
| F-22 | 5 | dieciséis | 41 | 24 |
| F-35 | – | – | 27 | 36 |
| F117 | 5 | 20 | 25 | 10 |
| B-1 | 9 | 41 | 21 | 29 |
| B2 | 6 | 19 | 26 | 38 |
| Capítulo 17 | 12.3 | 69.3 | 10.3 | 8.1 |
La Tabla 3 muestra el desglose de los materiales utilizados en los aviones principales típicos. El B787 tiene un 50% de materiales compuestos y el A350 tiene un 52% de materiales compuestos. El uso de materiales compuestos se está convirtiendo en una tendencia en la industria aeroespacial debido a su capacidad para reducir el peso, aumentar la resistencia a los daños, proporcionar protección contra la corrosión y aumentar la durabilidad.
Sin embargo, los materiales compuestos también presentan desventajas, como alto coste, limitada resistencia al impacto, falta de plasticidad, mayor dificultad técnica, bajo mantenimiento y dificultad de reciclaje. Como resultado, el uso de materiales compuestos no ha aumentado en el A320neo y el B737MAX en comparación con el A320 y el B737.
Tabla 3 Proporción de materiales típicos de aeronaves principales (%)
| Tipo | aleación de aluminio | Acero | aleación de titanio | Material combinado | Otro |
| B373 | 79 | 12 | 5 | 3 | 1 |
| B747 | 79 | 13 | 4 | 3 | 1 |
| B757 | 78 | 12 | 6 | 3 | 1 |
| B767 | 80 | 14 | dos | 3 | 1 |
| B777 | 70 | 11 | 7 | 11 | 1 |
| B787 | 20 | 10 | 15 | 50 | 5 |
| A300 | 76 | 13 | 4 | 5 | dos |
| A310 | 74 | 8 | 5 | 6 | 7 |
| A320 | 66 | 6 | 5 | 15 | 8 |
| A330/A340 | 66 | 5 | 5 | dieciséis | 8 |
| A380 | 61 | 5 | 5 | 22 | 7 |
| A350 | 20 | 7 | 14 | 52 | 7 |
| MD-82 | 74,5 | 12 | 6 | 7.5 | – |
| MS-21 | 33 | 5 | 19 | 38 | 5 |
| Capítulo 919 | 63 | 8 | 8 | 21 | – |
La mayoría de las secciones de la cabina de las naves espaciales tripuladas están hechas de aleaciones de aluminio, aleaciones de titanio y materiales compuestos. Por ejemplo, los orbitadores del transbordador espacial están construidos principalmente con aleaciones de aluminio, mientras que la estructura de empuje que soporta el motor principal está hecha de aleación Qin. La estructura principal del fuselaje central está compuesta por un material compuesto de matriz metálica reforzado con una aleación de aluminio reforzada con fibra de boro, y la puerta del compartimento de carga está hecha de una estructura tipo sándwich de papel especial en forma de panal con un material compuesto de resina epoxi reforzada con fibra de grafito como panel.
Se utilizan materiales ablativos en la superficie exterior de la cabeza del misil, la cápsula de reentrada de la nave espacial y la superficie interior del motor del cohete. Bajo el flujo de calor, estos materiales pueden sufrir cambios físicos y químicos, incluida la descomposición, fusión, evaporación, sublimación y erosión. Esto da como resultado un consumo de masa de la superficie del material, lo que elimina una gran cantidad de calor, evitando que el flujo de calor durante el reingreso a la atmósfera ingrese a la aeronave y enfríe la cámara de combustión y la boquilla del motor del cohete.
Para mantener la temperatura adecuada en la cabina, se toman medidas de protección contra la radiación térmica en la sección de reentrada. La carcasa exterior está hecha de una aleación a base de níquel o una placa de berilio resistente a altas temperaturas, y la estructura interna está compuesta de una aleación resistente al calor. La capa exterior y la estructura interior están rellenas de materiales con buenas propiedades de aislamiento térmico, como cerámicas compuestas de fibra de cuarzo y fibra de vidrio.
Conclusión
Con la implementación y el avance continuo de proyectos espaciales como los vuelos espaciales tripulados, la exploración lunar, la exploración del espacio profundo, los satélites de alta resolución, los vehículos de alta velocidad, los vehículos reutilizables y los vehículos espaciales móviles, se imponen requisitos nuevos y más exigentes a los materiales, ofreciendo nuevas oportunidades e impulsando el desarrollo de nuevos materiales aeroespaciales.
Se han logrado avances significativos en el aseguramiento independiente de materias primas clave y aplicaciones de ingeniería en el área de materiales.
