Full resolution (JPEG) - On this page / på denna sida - 1957, H. 33 - Material för flygplans- och robotprov, av Arne Sundstrand och Ansgar Kleivan
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
Below is the raw OCR text
from the above scanned image.
Do you see an error? Proofread the page now!
Här nedan syns maskintolkade texten från faksimilbilden ovan.
Ser du något fel? Korrekturläs sidan nu!
This page has never been proofread. / Denna sida har aldrig korrekturlästs.
storlek, men denna kan dock bli kritisk.
Deformationen till följd av olikformig
uppvärmning av en vinges över- och undersida leder
exempelvis till att vingen vrides så att dess
anfallsvinkel ändras.
Tidsberoende deformationer, krypning,
inträffar hos de flesta material när temperaturer
och laster överstiger vissa, för varje material
kritiska värden. Inom de temperaturområden
som i dag är aktuella, således vid temperaturer
över 150° C, erhålles tämligen snabb krypning
även vid låga laster för såväl aluminium som
magnesiumlegeringar. I de flesta fall blir det ej
krypbrottet utan krypdeformationen som sätter
gränsen för de spänningar som kan tillåtas.
Det går ej att ånge någon bestämd gräns för
vilka krypdeformationer som kan tillåtas hos
ett strukturelement, då detta beror på
elementets läge i strukturen. Individuell bedömning
av tillåten krypning måste därför göras.
Vid tryckta konstruktionsenheter orsakar
krypningen tidsberoende knäckning eller
buck-ling. Stabilitetsproblemen i närvaro av
krypning är synnerligen svårbehandlade och
mycket forskningsarbete kommer att krävas innan
dessa problem blir lösta.
Nija utmattningsproblem
Utmattningslaster vid hög temperatur ger
upphov till stora permanenta deformationer,
krypning, hos strukturens delar och förband. Detta
medför bland annat komplikationen att
provkropparnas deformation måste registreras vid
utmattningsprov.
Vidare orsakar det kraftiga buller som de
moderna flygmotorerna utsänder akustisk
utmattning hos strukturdelar i motorernas
omgivning. En ljudnivå av ca 160 dB leder
exempelvis snabbt till utmattningsskador hos en
konventionellt nitad skalstruktur. En limmad
struktur visar större förmåga att motstå
utmattningslaster. Den höga inre dämpningen
hos glasfiberlaminat gör detta mindre känsligt
för akustisk utmattning.
Aktuella strukturmaterial
Aluminium är den mest använda metallen i
dagens flygplansstrukturer. Trots att
aluminiumlegeringar med relativt goda
varmliållfast-hetsegenskaper har blivit tillgängliga synes
aluminiumlegeringarna få träda tillbaka för
mera värmebeständiga titanlegeringar samt för
nyligen utvecklade korrosionsbeständiga
stålsorter. För vissa speciella tillämpningar kan
några nyligen utvecklade magnesiumlegeringar
bli aktuella.
För varje legering kan en approximativ högsta
temperatur fastställas för dess användning i
flygplansstruktur, fig. 3.
Aluminiumlegeringar
24S-T (4,5 % Cu, 0,4 % Si, 1,5 % Mg, 0,6 %
Mn, 0,45 % Fe, 0,2 % Zn, 0,4 % Zr, 0,03 % Ti),
Dural, har, i förhållande till sin vikt, god
hållfasthet upp emot 200° C. Vid temperaturer över
150°C är 24S-T dock starkt krypbenäget, vilket
får beaktas.
RR58 (2,5 % Cu, 1,5 % Mg, 1,2 % Ni, 1 %
Fe, 1 % Ti) är en legering som tidigare
huvudsakligen använts till smidesdetaljer i motorer.
Då tillverkaren nu utvecklat metoder för
framställning av såväl plåt som profiler i RR58,
kan denna legering även användas i
flygplanens skalstruktur. Vid rumstemperatur är
brottgränsen något lägre än för 24S-T, men
vid temperaturer över 100° C är RR58 klart
överläget. RB58 bör ej användas över 250°C.
Undersökning av krypegenskaperna hos RR58
pågår.
RR57 (6 % Cu, 0,25 % Mn, 0,1 % Ti) är även
Fig. 2. Ett
förenklat men
typiskt
operationsdiagram
(upptill), samt
skaltemperatur
till följd av
aerodynamisk
uppvärmning.
Fig. 3.
Jämvikt stern peratur
i skal vid olika
flyghöjd och
machtal samt
övre
temperaturgräns för
några material; [-emissionskoefficient-]
{+emissionskoeffi-
cient+} 0,8,
återvinningsfaktor
0,9.
TEKNISK TIDSKRIFT 1957 7 09
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
