Mašinski fakultet Sarajevo

Izbor materijala i analiza havarija

Seminarski rad

Odabrani radovi iz oblasti izbora materijala

Esmer Fatić od max 20(pisanje 12,kolokvij 8

Ime i Prezime Rev. Datum Ime i Prezime / Datum

Ukupno bodova

Kolokvij i/ili Prezentacija Pregledao Asistent

Datum izdavanja Naziv seminarskog rada

Materijali za izradu aviona09-03-2011

Mašinski fakultet Sarajevo | Katedra za mašinski proizvodni inženjering | Izbor materijala i analiza havarija

Sadržaj seminarskog rada

1 Materijali za trup aviona.......................................................................................................................3

2 Osnovne karakteristike građe aviona..................................................................................................5

3 Zahtjevi građe aviona..........................................................................................................................6

4 Najčešće korišteni materijali pri gradnji aviona..................................................................................10

5 Literatura...........................................................................................................................................14

str. 2 / 14

1 Materijali za trup aviona

Osnovna namjena aviona jeste da osigura prevoz ljudi, a pored toga pruža i usluge transporta velike količine tereta uz što manje troškove što im je zajedničko sa drugim oblicima prevoza. Prevoz tereta avionom je jako skup proces, tako da dizajn aviona mora biti što učinkovitiji kao i težina aviona što manja. Odabir materijala za izradu aviona je jako važan, zbog činjenice da nesreće koje se javljaju u zraku izazivaju mnogo teže posljedice, uključujući i gubitak života ljudi, nego nesreće koje se javljaju na zemlji. Zbog toga, avioindustrija stavlja velike zahtjeve pred materijale za izradu aviona. Iako su ti zahtjevi jako strogi, oni variraju u zavisnosti od namjene aviona, npr. vojne ili civilne svrhe.Veličine civilnih aviona variraju, od aviona jednosjeda namijenjenog za razonodu pa do velikih Jumbo aviona koji mogu da prevoze 300 i više ljudi. Vojni avioni se dijele na znatno više grupa stoga postoje i različiti projektni zahtjevi vezani za njihovu izradu. U svakom slučaju važni faktori koji se stavljaju pred projektanta aviona su raspon brzina i visina na kojima avion leti, upravljivost aviona u zraku te nosivost aviona. Životni ciklus aviona sastoji se od nekoliko operacija koje se stalno ponavljaju: (1) vrijeme koje avion provodi na tlu, (2) polijetanje aviona(3) krstarenje ili let aviona i (4) slijetanje aviona. Za civilne avione faza uzlijetanja je najzahtjevnija zato što tad motor radi punom snagom i opterećenjem. Vojni avioni nemaju ove probleme jer su oni tako dizajnirani da omogućuju brzo uzlijetanje i slijetanje kao i lako manevrisanje u zraku.

Do 70- tih godina dvadesetog stoljeća životni vijek aviona bio je relativno kratak zbog teških uslova rada, prije svega zamora materijala koji se javlja usljed stalnih turbulencija zraka kao i korozije zbog izloženosti vlagi i hladnom zraku. Međutim posljednjih godina se dosta radilo na razvoju materijala za avione koji imaju dobru otpornost na zamor što je rezultiralo znatnim produženjem životnog vijeka aviona tako da on sada u prosjeku iznosi od 50000-100000 radnih sati. Ovome je također doprinijela i kvalitetna zaštita od korozije.

Kao i kod svih transportnih sistema cilj avioindustrije je da se poveća korisna nosivost aviona a da se ušteda pravi na račun što kvalitetnijih i izdržljivijih aviona. Dakle, bilo koji transportni sistem se sastoji od 3 komponente. To su (1) nosivost koja podrazumjeva težinu tereta ili putnika, (2) težinu konstrukcije aviona, sistema kontrole aviona i težinu posade, te (3) težina pogona koju čine agregati i gorivo. Pošto je težina aviona veličina koju izbjegavamo povećavati, da bi povećali težinu tereta ili putnika mora doći do smanjenja ove druge dvije stavke. Najbolje rezultate do sada je pokazalo smanjenje težine sistema za pogon aviona. Dok je masa motora nekada bila gotovo jednaka masi tereta koji se prevozi sada sistem za pogon aviona ima 2 puta manju masu nego teret. Inženjeri iz oblasti materijala mogu doprinijeti poboljšanju učinkovitosti goriva na dva načina. Prvi način je značajno povećanje sile potiska gasne turbine u odnosu na masu aviona. To se javilo kao rezultat nastojanja da se poboljšaju osobine materijala gasne turbine na povišenim temperaturama (kao u seriji Nimonic legura), kao i korištenje visokočvrstih toplootpornih čelika za lopatice turbine za čiju proizvodnju su potrebne nove proizvodne tehnologije. U budućnosti predstoji razvoj novih materijala za motore aviona kao što su kompoziti na bazi metala, visoke otpornosti na koroziju i korištenje keramike, te će se u njima ogledati uticaj inženjera iz oblasti materijala na povećanje efikasnosti goriva. Drugi način je da inženjeri iz ove oblasti svoju pažnju usmjere ka samoj strukturi aviona. Tu se prije svega misli na nosivost aviona. Pošto avioni imaju malu relativno malu nosivost gledajući u odnosu na troškove uzrade jednog aviona, onda se povrat ulaganja traži u njihovom dugotrajnom korištenju. Ovo se rad prije svega zato što pri smanjenju ukupne težine aviona dolazi i do značajnog smanjenja nosivosti (teret koji nosi avion) a samim tim i gubitaka u čistoj zaradi koja se dobiva zbog prevoza tereta, te se nastoji ovaj odnos nosivost/ukupna težina aviona povećati. Inženjeri zato moraju koristiti materijale koji će smanjiti ukupnu težinu ali koji imaju dovoljnu čvrstoću da mogu izdržati teret, ali ovi materijali su jako skupi. Odnos trošakovi za nove materijale/povećanje nosivosti korištenjem novih materijala je koristan parametar konstruktorima, te oni na osnovu njega mogu odlučiti da li se isplati koristiti nove materijale. Kao primjer važnost težine možemo posmatrati svemirsku letjelicu. Podizanje jednog kilograma tereta u orbitu košta oko 20000 $. Ti troškovi za slučaj aviona su dosta manji, ali su ipak značajni i iznose oko 1000$ po kilogramu tereta.

str. 3 / 14

Poboljšanjem osobine materijala koji se koriste za izradu trupa aviona mogu se postići značajne uštede na težini aviona. F.W. Page1 je dao kriterij za izbor materijala koji se ugrađuju u različitim dijelovima aviona, tako da se može pratiti poboljšanje čitave strukture aviona ugradnjom jednog dijela novog dijela. Povećanje statičke žilavosti je korisno u dijelovima aviona koja trpe velika dinamička opterećenja, a to su prije svega krila aviona. Za dijelovi aviona koji ne trpe tako velika opterećenja krutost i čvrstoća su glavni kriteriji prilikom projektovanja aviona. Dijelovi aviona koji trpe mala opterećenja se izrađuju što manjih dimenzija i težine, ali kod njih postoji opasnost od habanja i smanjenja debljine usljed površinske korozije. Međutim jasno je da specifična težina materijala ima najveći uticaj na težinu aviona. F.W. Page2

je dao procjenu koja pokazuje da smanjenjem gustoće materijala koji se koriste pri izradi aviona za jednu trećinu ima veći učinak na smanjenje težine aviona nego, poboljšanje od 50% žilavosti i čvrstoće materijala. Uporedo sa smanjenjem težine aviona projektanti aviona su nastojali i da smanje koeficijent otpora zraka koji ima dramatičan uticaj na potrošnju goriva. Na primjer, izračunato je kod Boeinga 777 da loše obojeni donji dio trupa aviona veličine jedne stope, može rezultirati dodatnom potrošnjom goriva od 21 litar godišnje. Povećanjem tog područja na površinu od dvojih vrata rezultirat će povećanjem potrošnje goriva od čak 750 litara.

Slika 1-1 Boeing 777

str. 4 / 14

2 Osnovne karakteristike građe aviona

Značajni dijelovi aviona su krila, trup, stajni trap aviona i pokretljivi dijelovi aviona koji služe za upravljanje avionom kao što su krilca, kormilo i kontrolni uređaji. Krila aviona su izložena najvećima i najsloženijim naprezanjima. Kada se avion nalazi na zemlji krila su savijena prema zemlji zbog sopstvene težine, te težine motora i goriva koji su smješteni u njima. U ovom slučaju gornje povšine krila su opterećene na istezanje a donje površine na sabijanje. Ova opterećenja su itekako značajna i ona doprinose slabljenju konstrukcije aviona. Međutim, najveća opterećenja krila trpe kad se avion nalazi u zraku. Tada krila moraju podržavati cijelu težinu aviona pri čemu je sada opterećenje krila suprotno. Sada je gornja površina krila opterećena na sabijanje a donja površina na istezanje. Pri ovakvom opterećenju krila se ponašaju kao konzole pri čemu se maksimalni momenti savijanja javljaju u korijenu krila. Ako su motori montirani na krila, onda oni svojom težinom zajedno sa gorivom i ostatkom aviona nastoje smanjiti taj moment i na taj način smanjiti učinak opterećenja kojeg trpe krila zbog održavanja aviona u zraku. Također može doći i do nepoželjne pojave a to je kad se superponiraju unutrašnji naponi u krilima i dinamičko opterećenje krila usljed turbulencija zraka ili olujnog vremena.Ovo složeno stanje naprezanje materijala rezultira zamorom materijala usljed stalnih dinamičkih opterećenja i pojavom pukotina. Pukotine se u većem broju slučajeva javljaju zbog istezanja a manje zbog sabijanja krila, pa se zbog toga gornja i donja strana krila ne pravi od istog materijala. Glavni uslov za gornju stranu krila je materijal sa velikom čvrstoćom pri sabijanju, ddok materijal za donju stranu krila mora imati visoku zateznu čvrtoću i otpornost na zamor. Dodatne osobine koje materijal mora posjedovati su zajedničke za obje strane krila ali se razlikuju po načinu izrade. Raniji način izrade krila je bio je povezivanje krila za trup aviona preko nosača krila (uzdužnica). Oni mogu da se protežu od vrha do kraja krila, dok kod većih aviona oni mogu biti ugrađeni u krila pri čemu moraju biti dodatno ojačani posebnim pregradama. Cilj savremenih metoda gradnje krila aviona jeste ravnomjerno opterećenje po čitavoj površini krila što se postiže izradom krila od oplata (čvrstih ploča). U ovom slučaju postoji dodatni uslov a to je dobra otpornost materijala na naponsku koroziju, jer ploča od koje se krila prave je velike debljine, pa čak ni pravilna termička obrada naponskim žarenjem ne daje sigurnost od zaostalih napona. Zbog istezanja i sabijanja materijal mora imati i dovoljnu žilavost. Postoji također i potreba za povišenom krutosti kako bi spriječila savijanje i izvijanje konstrukcije.

Tijelo aviona, odnosno njegov trup ima izgled duge, cilindrične ljuske zatvorene na oba kraja i on prenosi cijeli teret. Zbog težine tereta, koji djeluje vertikalno nadole i povezanosti sa krilima otprilike na polovini svoje dužine trup aviona je opterećen na savijanje. Donji dio tijela aviona naročito ispod krila je opterećen na sabijanje, dok je gornji dio na odgovarajući način opterećen na istezanje. Pored svega ovoga trup aviona je opetrećen i na torziju što je naročito primjetno prilikom turbulencija. Također kod aviona koji se nalaze u zraku kabina aviona mora biti pod pritiskom što izaziva dodatna opterećenja na uzdužno i obodno naprezanje po čitavom presjeku trupa. U ovom slučaju trup aviona postaje svojevrstna posuda pod pritiskom, te materijal od kojega je pravljen trup aviona mora imati visoku statičnu i zateznu čvrstoću kao i dobru žilavost. Osim toga, usljed kompresije i dekompresije aviona u toku leta pruža bolju otpornost na zamor materijalu. Kod aviona dizajniranih za letove velikim brzinama vanjske površine se zagrijavaju usljed interakcije sa vazduhom.

Međutim, avion najveća opterećenje trpi prilikom slijetanja i to u momentu kad avion čitavom svojom težinom udari u zemlju. Tokom leta stajni trap aviona mora biti uvučen u trup aviona kako se nebi smanjila aerodinamičnost aviona, i po pravilu ovi dijelovi moraju zauzimati što manji prostor. Zbog smanjenja zapremine ovih dijelova materijali od kojih se izrađuje stajni trap moraju imati izuzetna mehanička svojstva. Zbog toga se stajni trap aviona izrađuje od materijala najveće statičke čvrstoće, veoma visoke žilaosti i dobre otpornosti na zamor. Budući da su ove komponenete najčešće termički obrađeni otkivci postoji i potreba za dobru otpornost na naponsku koroziju.Kontrolne površine sastoje se od kormila, podizača i krilca. Ovi dijelovi općenito ne trpe velika oterećenja, tako da visoka čvrstoća i nije potrebna. Kontrolni uređaji su veoma tanki dijelovi najčesće povezani sa trupom aviona, a imajući u vidu funkciju koju obavljaju mora im se obezbijediti dovoljna krutost. Svi kontrolni uređaji koji se nalaze u blizini motora i izduvnog sistema moraju imati visoku otpornost na toplotu.

str. 5 / 14

3 Zahtjevi građe aviona

Kriteriji za odabir odgovarajućih materijala prilikom izrade pojedinih dijelova aviona variraju u zavisnosti od opterećenja pojedinih dijelova (njihovog naponskog stanja), odnosno u zavisnosti da li se radi o jednostavno napregnutoj gredi, konzoli ili ploči. Primjenjujući ovu ideju pri izradi aviona i vodeći računa o težini konstrukcije osobine materijala se mogu izabrati na osnovu sljedećeg razmatranja.

3.1 Dijelovi aviona opterećeni na sabijanje

Posmatrajmo ploču koja se nalazi sa gornje strane krila. Kao što je ranije pomenuto i dijelovi trpe visoka opterećenja na sabijanje u toku leta i stoga je kod ovih dijelova veoma moguće izvijanje i lom dijelova. Opasnost od izvijanja ovih ploča usljed sabijanja data je sa:

gdje je: E- Youngov modul elastičnosti Ʋ - Poissonov koeficijent t- širina ploče b- debljina ploče

Pa tako, sada možemo posmatrati učinkovitost ove konstrukcije i to preko odnosa težine same konstrukcije i opterećenja koje može podnijeti. Ako posmatramo jednačinu (1) i ako uvedemo da je Ʋ= 0,3, te da je t3= Pb/3,62E gdje je P ukupno opterećenje koje djeluje na konstrukciju, a W=tbρ težina konstrukcije pri čemu je ρ-specifična težina materijala, pa jednačina (1) poprima sljedeći oblik: gdje je: E1/3/ρ- kriterij za izbor materijala P/b2– pokazatelj nosivosti konstrukcije

Tabela 1 daje relevantne podatke za tri materijala koji se najčešće koriste pri izradi krila aviona i svaki od ovih materijala ima neke prednosti i nedostatke. Iz tabele se može vidjeti da je veličina E1/3/ρ najveća kod alminijuma a najmanja kod nehrđajućeg čelika dok titan ima srednju vrijednost. Tabela 1

Zatezna čvrstoća (Mpa)

Youngov modul E(Gpa)

Gustina(tona/m3)

E1/3/ρ

Nehrđajući čelik, FV520 1081 215 7,83 0,765

Legura titana, Ti-6Al-4V 830 110 4,43 1,08

Legura aluminija, 7075-T76 470 72 2,80 1,48

Međutim ovaj kriterij ne daje nikakvu ograničavajuću okolnost koliko opterećenje može podnijeti jedan od ovih materijla za određenu debljinu ploče. Velika opterećenja izazivaju velika naprezanja unutar ploča lima, te ako ova naprezanja pređu granicu razvlačnja nastat će plastično tečenje materijala i trajne deformacije. Iako sama kontrukcija aviona ne smije dozvoliti da dođe do plastičnog tečenja i trajnih deformacija pojedinih dijelova, u određenim područjima se to ipak može tolerisati u manjim granicama s obzirom na veličinu konstrukcije i njenu čvrstoću. Na ulasku u elstično-plastično područje, otpornost na izvijanje ploča je smanjena jer jednom kada se prekorači napon na granici razvlačenja materijala, ni Young-ov modul elastičnosti više nije konstantan nego se smanjuje kako se opterećenje povećava. Zbog ovoga, ako naprezanja budu tolika da materijal prelazi u područje plastičnosti, mora se povećavati debljina ploča da bi izdržala naprezanja. Pri ovakvim uslovima ploče aluminija moraju imati znatno veću debljinu nego ploče od titana i za određenu granicu debljine one postaju teže nego ploče od aluminija iako je poznato da aluminij ima manju specifičnu težinu od titana (slika 3-1). Ako se širina ploče poveća, da bi smanjili mogućnost izvijanja ploče moramo joj povećati debljinu a samim tim i njena težina raste.

str. 6 / 14

Slika 3-1 Težina ploča od čelika, aluminijuma i titana

Harpur2 je izvršio poređenje nekoliko materijala za građu krila aviona na osnovu pokazetelja nosivosti materijala (strukturni indeks) i njihove otpornosti na izvijanje. Na osnovu njegovog proračuna može se vidjeti da presjek krivih aluminijske legure 7075-T6 i titanove legure Ti-6A1-4V daje strukturni indeks od50 MN/m2 što se može vidjeti i na sljedećem dijagramu. Ovaj odnos može biti i veći ako su titanove legure podudarne sa aluminijskim legurama po svojim mehaničkim osobinama. Postoje dva načina za postizanje ovog:

1. Širina titanijumskih ploča (b) mora biti smanjena u odnosu na širinu aluminijskih ploča, ili2. Titanijumske ploče moraju biti izložene većim opterećenjima nego aluminijske ploče.

Smanjivanjem širine ploča od titana smanjuje se i njihova težina te se tada titanove legure koriste u obliku traka. Postoji naravno i granica do koje se ide sa smanjivanjem širine tih traka. Granično opterećenje P' koje može podnijeti ploča od aluminijeve legure iznosi oko 3,5 MN/m, odnosno P'=P/b=3,5 MN/m.

Slika 3-2 Karakteristike ploča od nehrđajućeg čelika, aluminijuma i titanaSa slike 3-2 je vidljivo da ploče od titanove legure Ti-6A1-4V da bi se mogle kombinovati sa aluminijskim pločama moraju imati širinu manju od 70 mm, jer to zahtijeva strukturalni indeks, 7075-T6 P/b 2 > 50, 3.5/b > 50 odavde slijedi da da b<70 mm. Međutim, ovdje dolazi do velikih gubitaka jer ne dolazi do potpunog iskorištavanja ploča od titana a to nije nimalo praktično za ovako skup materijal. Iz ovih razloga tražilo se novo rješenje za gradnju aviona. Izvršena je zamjena materijala te se počelo graditi sa nehrđajučim čelikom, ali iz istih razloga to nije davalo zadovoljavajuće rezultate. Tada se pristupilo drugom načinu gradnje. „Sendvič konstrukcije“ su bili glavni kandidati jer na ovaj način dobivene ploče imaju mnogo veću čvrstoću i mnogo bolje podnose opterećenje nego jednoslojne ploče od nehrđajućeg čelika i titana. Jedan važan zaključak do kojeg se može doći na osnovu navedenih argumenta je da se pokušaj dirktne zamjene jednog materijala za drugi rijetko uspješan. Zbog toga se češće pribjegaje redizajnu samog dijela odnosno pokušava se dio što više pojednostaviti ili usavršiti tehnologiju izrade datog dijela i usavršiti materijal. Uprkos svemu navedenom malo je vjerovatno da će titan ikada zamijeniti aluminij pri izradi vanjske konstrukcije aviona, izuzev ako to nije zbog titanove velike otpornosti na toplotu. Slika 3-3 pokazuje da

str. 7 / 14

titan zadržava svoje dobre mehaničke osobine i na povišenim temperaturama za razliku od aluminija, pružajući pri tome dobru toplotnu otpornost avionima pri visokobrzinskim letovima (više od 3 maha). Ovo također vrijedi i za neke nehrđajuće čelike, ali kao što je pomenuto ovi čelici su teži za oblikovanje i specifična težina im je veća što povećava težinu konstrukcije a to nije poželjno. Danas je poznato da pokušaj izrade vanjske konstrukcije od nehrđajućeg čelika nije uspješan, i ovi materijali se samo koriste lokalno, npr. u komorama za motore gdje postoji potreba za toplotnom otpornosti ovih dijelova. Slično vrijedi i za titan, s tim da se titan koristi u nešto većim količinama pri izradi nadzvučnih vojnih aviona. Aluminij je i dalje dominantan materijal pri izradi aviona, no velika konkurencija su mu kompoziti. Kompozitni materijali čine veliki dio strukture vojnih dijelova, a također se koristi za izradu upravljačkih površina kod nekih civilnih aviona.

Slika 3-3 Čvrstoća pojedinih legura na sobnoj i na povišenim temperaturama

3.2 Dijelovi aviona opterećeni na sabijanje

str. 8 / 14

Dijelovi aviona opterećeni na pritisak koje smo ranije spominjali su gornja površina krila i niži dijelovi trupa, posebno ispod krila. Nasuprot tome, donja površina krila i velike površine trupa podložni se promjenljivim opterećenjima a samim tim i zamoru materijala. Naprezanja koja se javljaju na trupu nastaju dijelom zbog savijanja, ali i ponovnom kompresijom i dekompresijom kojoj je izložen avion.

3.2.1 Materijali za stajni trap aviona

Sklopovi koji čine stajni trap aviona, hidraulične dizalice i drugi dijelovi ove strukture moraju imati dobra mehanička svojstva i visoki stepen sigurnosti u kombinaciji s mogućnošću spremanja u malom prostoru.Tabela 2 od Imrana3 daje podatke o mogućim otkivcima koji se koriste za izradu stajnog trapa aviona. Čelici ultravisoke čvrstoće se najčešće koriste, a također se u velikoj mjeri koristi i titan i titanove legure. Obzirom da stajni trap aviona trpi izuzetno velika opterećenja pri slijetanju aviona materijal od kojeg se izrađuje mora imati izuzetna mehanička svojstva, čvrstoću veću od 1000 MPa. Izbor jednog ovakvog materijala je izuzetno težak jer taj materijal mora imati dobra svojstva kombinaciju statičke čvrtoće, žilavosti, otpornosti na naponsku koroziju, visoku otpornost na krtost i zamor, te otpornost na nastanak zamornih pukotina i njihovog širenja. Najčešća oštećenja ovih dijelova javljaju se na mjestima koncentracije napona.

Tabela 2Čelik C Si Ni Cr Mo V Čvrstoća (Mpa)S99 0,40 - 2,5 0,65 0,55 - 10804340 0,40 - 1,8 0,80 0,25 - 1500300M 0,42 1,6 1,8 0,80 0,4 0,1 1560

3.2.2 Dijelovi aviona za upravljanje

Upravljački dijelovi kao što su krilca, predkrilca i zakrilca nisu opterećeni velikim silama, te se za njihovu izradu još uvijek koriste konvencionalni načini. Veliki zazori i pomjeranja se ne mogu tolerisati kod ovakvih dijelova tako da materijali koji se koriste za njihovu izradu moraju imati visoku krutost. Korištenje ojačanih plastičnih masa (armirana plastika) i karbonskim vlaknima ojačane plastične mase (CFRP) donosi značajno smanjenje težine ovih dijelova.

str. 9 / 14

4 Najčešće korišteni materijali pri gradnji aviona

2.1 Legure magnezija

Legure magnezija su dosta atraktivne kao materijal zbog svoje male specifične težine, ali njihovo korištenje je uveliko ograničeno zbog visokih cijena i loše korozione postojanosti. Međutim razvoj novih visokočistih legura i novih zaštitnih prevlaka protiv korozije su uveliko produžili vijek trajanja dijelova pravljenih od ovih materijala. Većina odlivaka su Mg-Al legure koje sadrže manje količine cinka (A8 [US:AZ81], AZ91 [AZ91]) dok legure koje imaju veću čvrstoću sadrže veći udio cinka (do 15%) i cirkonija, što ujedno i doprinosi povećanju otpornosti na puzanje (Zn-Zr-RE (RZ5 [ZE41]) i Mg-Zn-Zr-Th (ZT1[HZ32]). Temička obrada ovih legura je naravno potrebna kako bi se postigle željene osobine. Kao što je rečeno zbog loše korozione postojanosti korištenje magnezijevih legura je bilo u velikoj mjeri ograničeno. Tek nedavno je otkriveno da dodavanje itrija legurama magnezija povećava njihovu korozionu otpornost. Legura WE54 sadrži kombinaciju itrija i cirkonija i pokazuje dobre mehaničke osobine ne samo na sobnoj temperaturi nego i na povišenim temperaturama, ima izuzetno odbru livljivost i mogućnost zavarivanja. Najnovije otkriće su zavarljive Mg-Zn-Cu legure (ZCM711) čija svojstva su data u narednoj tabeli. Sve ovo daje nadu u veću primjenu magnezija u narednom periodu.

2.2 Čelici

Iako zbog visoke specifične težine njihovo korištenje se nastoji što više smanjiti oni se još uvijek koriste u velikoj mjeri. U periodu između dva svjetska rata čelik se najviše koristio pri izgradnji kostura aviona i vanjskog plašta. Zbog velike težine pojedinih dijelova njihova debljina se nastojala smanjiti, ali postoji velika opasnost od izvijanja i loma konstrukcije. Za gradnju vanjskog plašta aviona koriste se nehrđajući čelici sa visokom korozionom otpornosti i što boljom sposobnosti oblikovanja kao što je čelik 18Cr-8Ni. Nažalost ovi čelici sami po sebi imaju nisku čvrstoću i jedini način ojačavanja je hladno valjanje što uveliko smanjuje sposobnost oblikovanja. U današnje vrijeme sve više se izbjegava korištenje čelika pri gradnji konstrukcije aviona, osim u lokalnim područjima, najčešće u blizini motora zbog toplote koju oslobađa motor jer su ti uslovi rada previše teški za aluminij. Nelegirani čelik se koristi i za izradu izduvnog sistema. Do smanjenja upotrebe nehrđajućih čelika došlo je zbog povećanja čvrstoće titanovih legura naročito Ti-6Al-4V legura izrađena superplastičnim formiranjem i difuzionim lijepljenjem. Čelični otkivci se i dalje koriste za gradnju stajnog trapa aviona, posebice visokočvrsti niskolegirani čelici. Hemijski sastav čelika za gradnju stajnog trapa aviona:C Ni Cr Mo 0.1% PS (MPa) TS (MPa) %El0.35 3.8 1.7 0.3 1670 I850 11

Ovaj čelik je termički obrađen i hlađen na zraku sa 875 na 70˚C. To je rađeno zbog toga što mora zadovoljiti uslove visoke čvrstoće i dobre žilavosti. Ovi otkivci posjeduju mnoge prednost a neke od njih su otpornost na vodikom inducirane pukotine, dobru lomnu žilavost i dobru otpornost na naponsku koroziju. Ojačanje matenzitnih čelika se dobija žarenjem žilave martenzitne strukture sa niskim sadržajem ugljika na temperaturi od 450-500˚C. Ovi čelici srednje klase čvrstoće bili su korišteni za izradu stajnog trapa kod većine aviona tipa Hawker-Siddeley VTOL Harrier. Ožareni martenzitni čelici su velikim dijelom korišteni za izradu dijelova stajnog trapa kod civilnih aviona BAC Super VC10.

Nažalost zamorne osobine ožarenih martenzitnih čelika su ponekad slabije nego kod niskolegiranih čelika. Kako bi se popravila zamorna postojanost ovih dijelova vrši se sačmaranje ovih površina. Iako je otpornost na naponsku koroziju višestruko veća nego kod niskolegiranih čelika, njihova otpornost na koroziju je relativno slaba te se oni moraju zaštiti oblogom od kadmija nakon čega se zagrijavaju na temperaturu od 200 ˚C i na istoj drže 24-28 sati. Ožareni martenzitni čelici su često veoma skupi, zbog svoje visoke čvrstoće. Čelici ovoga tipa se zavaruju u vakumu ili elektrootpornim zavarivanjem kako bi se smanjio broj metalnih i nemetalnih uključaka i poboljšale osobine dijelova. Otpornost na zamor dijelova koji imaju zareze, ili općenito koncenratore napona može se produljiti sačmarenjem.

str. 10 / 14

2.3 Aluminijske legure

Aluminijske legure su još uvijek glavni materijali za gradnju aviona, naročito civilnih, a čini se da će tako ostat i u narednom periodu, iako se one postepeno smanjuju prvenstveno zbog sve veće upotrebe kompozita. Odnos čvrstoća/gustoća kod aluminijskih legura može biti povoljniji nego kod čelika, ali je ipak lošiji nego što ima titan. U pogledu kriterija krutosti ove legure su bolje i od čelika i od titana. Ipak konkurencija između materijala je jaka, te konstruktori aviona svakim danom podižu na viši nivo otpornost na zamor, žilavost i otpornost na naponsku koroziju.Postoje dvije glavne grupe aluminijevih legura koje se koriste za gradnju aviona. Jednu od tih grupa čine precipitaciono ojačane legure koje su otkrivene 1911. godine koje su legirane sa 3,5% bakra, 0,5% magnezija te silicijumom u malim količinama. Legure ove skupine se često nazivaju duraluminiji. Ove legure su svrstane u legure aluminija grupe 2xxx prema „Udruženju proizvođača aluminija“ a najpoznatiji predstavnik ove grupe je legura poznata pod oznakom 2024. Drugu grupu ovih legura čine novije Al-Zn-Mg-Cu legure sa izuzetno visokom čvrstoćom. U američkom sistemu oznaka ove legure čine legure serije 7xxx i najvažniji predstavnik ove serije je legura 7075. Razvoj aluminijevih legura u nekoliko posljednjih decenija bio je itekako uspješan, naročito sa aspekta statičke čvrstoće jer je to veoma bitna osobina svih materijala. Ipak, sva istraživanja koja su rađena posljednjih godina bila su usmjerena na poboljšanje žilavosti, otpornosti na zamor i razne vrste korozije. Iz ovih razloga došlo je i do razvoja visokočvrstih legura Al-Zn-Mg-Cu. Ove legure su prvi put istraživane 1920-tih godina ali zbog složenih metalurških osobina tek u drugom svjetskom ratu doživljavaju značajniju primjenu. Nakon što su primjećeni nedostaci ovih legura u pogledu čvrstoće na zamor i naponske korozije dizajneri su davali prednost legurama serije 2xxx. Međutim nakon intenzivnih istraživanja dizajneri su se ponovo vratili legurama serije 7xxx tako da su trenutačno obje vrste legura u upotrebi

2.3.1 Serija legura 2xxx

Kada je Wilm otkrio sporo kaljenje malim brzinama hlađenja promjene u mehaničkim osobinama su nastale kao rezultat prirodnog starenja materijala na sobnoj temperaturi. Tek kasnije je otkrio da do povećanja čvrstoće može doći vještačkim starenjem materijala na povišenim temperaturama.Usporedimo sada legure 2024-T4 i 2026-T6 (290 i 414 Mpa). Razlike u čvrstoći su itekako primjetne, dok su ostale osobine približno iste. Obje legure imaju dobru žilavost i otpornost na zamor i na povišenim temperaturama, za razliku od većine aluminijevih legura. Međutim imaju nisku otpornost na naponsku koroziju. Legure serije 2xxx se najčešće koriste kao termički obrađene legure. Međutim ne mora značiti da sa porastom čvrstoće dolazi i do porasta otpornosti na zamor, čak naprotiv nekad dolazi i do pada zamornih osobina. Slična situacija je i sa lomnom žilavosti, jer ova osobina kod nekih legura može biti smanjena zbog drugih elemenata koji nenamjerno ulaze u sastav legure prilikom njene termičke obrade. Pa tako neke legure koje nisu temički tretirane mogu imati bolju žilavost od ožarenih legura. Obzirom na zamor i žilavost materijala legure serije 2xxx imaju bolje osobine prije žarenja, ali im je koroziona otpornost slabija te se nastoji taj odnos između korozione postojanosti i mehaničkih osobina optimizirati. Razvoj legura je također usmjeren ka smanjenju sadržaja nečistoća u legurama kako bi se povečala žilavost, naročito u pogledu anizotropnosti pojedinih dijelova. Također smanjenjem sadržaja željeza i silicija u legurama doprinosi povećanju žilavosti legura i otpornosti ka nastanku zamornih pukotina.

2.3.2 Legure serije 7xxx

1940-tih i 50-tih godina dolazi do razvoja Al-Zn-Mg-Cu koje odlikuje visoka čvrstoća i mogućnost značajnije smanjenje težine aviona. Njihova upotreba se ubrzo raširila, a naročito su korišteni za pravljenje dijelova koji su otkazivali zbog naponske korozije, a također i zbog izuzetnih zamornih svojstava. Naponska korozija je bila dosta manji problem za ove legure nego što je to bio slučaj sa debelim čeličnim pločama i otkivcima, dok pad zamornih osobina može predstavljati problem svakom materijalu. Tako da su istovremeno korištene legure 7xxx za gornju površinu krila a legure 2xxx za donju površinu krila. Prvi korak ka rješavanju problema naponske korozije kod obje legure je bio termička obrada na temperaturama većim od 150 ˚C.

str. 11 / 14

Rezultat ovoga je povećanje otpornosti na koroziju ali dolazi do smanjenja čvrstoće za 10-15%. U novije vrijeme ovaj problem se pokušavao riješiti izmjenama u hemijskom sastavu pojedinih legura pa su se legure u manjim ku manjim količinama kao legirajući elementi korišteni bakar i mangan i cirkonij. Kod ovih legura kao i kod serije 2xxx, žilavost je poboljšana smanjenjem nivoa nečistoća u leguri. Otpornost na zamor ostaje i dalje veliki problem, naročito ako dijelovi imaju „zareze“ ili općenito koncentratore napona. To je također vidljivo i ako posmatramo brznu rasta pukotine usljed zamora (FCP). Ova veličina je znatno veća kod legura 7xxx nego kod serije 2xxx.

Slika 4-1 Brzina rasta pukotine (FCP) za legure 2024-T3 i 7075-T6

Najbolje osobine do sada je pokazala legura 7055-T77 (8.0Zn-2.3Cu-2.05Mg-0.1Zr). Ima izuzetno visoku čvrstoću na pritisak, otpornost na zamor, dobru žilavost, te općenito dobra koroziona svojstva (bilo da je riječ o naponskoj koroziji ili ljuštenju-smanjenju debljine dijelova). Firma Boeing je kod aviona 777 koristila ovu leguru za izradu najopterećenijih dijelova koji se nalaze na gornjoj strani avionskih krila.

2.4 Titanove legure

Na samom početku legure titana su korištene za izradu pogona aviona, dok se naknadno počeo koristiti i za izradu ostale strukture aviona, tako da sada čini 5-7% čitave strukture aviona. Osnovne prednosti titanovih legura su visok omjer čvrstoće/težine i dobra postojanost mehaničkih osobina na povišenim temperaturama. Zbog ove svoje osobine ove alfa-legure i približne alfa legure se koriste za izradu turbine motora zbog visoke otpornosti na puzanje na povišenim temperaturama. Međutim, alfa-legure nisu pogodne za termičku obradu te se očvršćavanje ovih legura vrši pomoću čvrstih rastvora Al i Si na sobnoj temperaturi i to je jedini način povećanja zatezne čvrstoće. Pored ovog tipa legura posoje još alfa-beta i beta legure i one se mogu termički obrađivati. Beta legure imaju najveću čvrstoću na povišenim temperaturama, žilavost i dobre prokaljivosti. Jedna od ovih legura je Ti-13V-11Cr-3Al koja ima izuzetno visoku čvrstoću (1500 Mpa) i čini 93% ukupne strukture vojnog aviona YF12. Alfa-beta legure se još nazivaju legure opće namjene. Najpoznatija od njih je Ti-6Al-4V koja se koristi već 40-ak godina. Najčešće se koristi za izradu dijelova motora i lopatica turbine. Važno svojstvo ovih legura je pogodnost zavarivanja snopom elektrona, što omogućuje izradu komplikovanih struktura sa kvalitetnim zavarenim spojevima. Kod kompozicija koje moraju imati visoku čvrstoću moraju se koristiti legure koje imaju uravnotežen odnos alfa i beta stabilizatora. Alfa stabilizirajući elementi se koriste da osiguraju stvaranje čvrstih alfa rastvora. Ovaj način očvršćavanja nije pogodan za beta elemente u većim količinama.Legure titana u avioindustriji se koriste u dva oblika, ko otkivci i u obliku limova.

str. 12 / 14

2.5 Aluminijski laminati

Nastali su kao pokušaj da se kombiniraju pogodna svojstva aluminijskih legura i kompozita pa su tako naučnici iz Holandije razvili dva laminata ARALL i GLARE. Avioni su građeni od legura koje su lijepljene međusobno a također sadrže staklena vlakna (GLARE) ili aramirana (sintetička) vlakna (ARALL). Laminati imaju izuzetnu postojanost na zamorne pukotine, mnogo bolju nego aluminijske legure. Osnovni nedostatci su im nedovoljna krutost i visoka cijena.

4.6 KompozitiImaju sve vecu primjenu u avioindustriji. Kompoziti se obično sastoje od osnovnog materijala (matrice) i vlakana(ojačivača) koji su međusobno povezani polimernim smolama. Postoje tri vrste kompozita: kompoziti sa melatnom matricom (MMC), kompoziti s polimernom matricom (PMC) i kompoziti sa keramičkom matricom (CMC). Kompoziti sa metalnom matricom imaju visoku čvrstoću, krutost, otpornost na puzanje te se koriste za rad na visokim temperaturama. Osnovni nedostatak ovih kompozita je visoka cijena i gustina (specifična težina materijala).Kompoziti sa keramičkom matricom koriste se za izradu plinskih turbina zbog svoje dobre postojanosti na visokim temperaturama.

str. 13 / 14

3 Literatura

1. F. W. Page: J. Inst. Metals, 1967.2. N. F. Harpur: Chester Beatty Lecture, Royal Society of Arts, 19783. J. A. Charles: Selection and use of engineering materials, third edition

str. 14 / 14