Диссертация (Разработка методики проектирования теплонагруженных элементов конструкций крыльев суборбитальных многоразовых космических аппаратов)

2СОДЕРЖАНИЕСтр.СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ И УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ………..5ВВЕДЕНИЕ……………………………………………………………………10ГЛАВА 1. СОВРЕМЕННОЕОПТИМАЛЬНОГОСОСТОЯНИЕПРОБЛЕМЫПРОЕКТИРОВАНИЯМНОГОРАЗОВЫХКОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ ТУРИСТИЧЕСКОГО КЛАССА…...171.1. Особенности техники космического туризма……………………..171.2. Проекты многоразовых космических аппаратов и анализ ихконструктивно-технологического совершенства……………………....1.3. Классификацияипреимуществагибридных19полимерныхкомпозиционных материалов……………………………………………251.4. Современное математико-алгоритмическое и программноеобеспечениедлярешениязадачпроектированиясиловыхкомпозитных конструкций………………………………………………1.5.

Методырасчетатемпературногоинапряженно-деформированного состояния композитных конструкций……………ГЛАВА 2. РАЗРАБОТКАОПТИМАЛЬНОГОСУБОРБИТАЛЬНОГОКОМПЛЕКСНОЙПРОЕКТИРОВАНИЯМНОГОРАЗОВОГО3236МЕТОДИКИКРЫЛАКОСМИЧЕСКОГОАППАРАТА……………………………………………………………………442.1. Проектный облик и основные параметры суборбитальногоМКА ТК…………………………………………………………………...442.2. Конструктивно-компоновочные особенности крыла МКА ТК......472.3. Траектория полета суборбитального МКА ТК…………………….502.4 Определение условий аэродинамического обтекания и нагревакрыла на траектории спуска в атмосфере……………………………….562.5 Составные части методики оптимального проектирования крыласуборбитального МКА ТК и стратегия ее реализации………………...623Стр.Вводы к главе 2…………………………………………………………...ГЛАВА 3.ОПРЕДЕЛЕНИЕ63ХАРАКТЕРИСТИККОНСТРУКЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ КРЫЛА……………………...643.1.

Теоретическое определение теплофизических характеристикматериалов крыла………………………………………………………...643.2. Экспериментальное определение оптических и теплофизическиххарактеристик материалов крыла……………………………………….683.3. Теоретическое определение упруго-прочностных характеристикматериалов крыла………………………………………………………...78Вводы к главе 3…………………………………………………………...82ГЛАВА 4.ОПТИМИЗАЦИЯОБШИВКИКРЫЛАМНОГОРАЗОВОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА…………………834.1. Постановка задачи оптимизации обшивки крыла МКА ТК……...834.2. Методика оптимизации обшивки крыла и определение весовыхкоэффициентов целевой функции приспособленности ……………….4.3.Программнаяреализациягенетическогоалгоритма86дляоптимизации обшивки крыла МКА ТК…………………………………994.4.

Результаты проектных исследований силовой конструкции крылаМКА ТК…………………………………………………………...............100Выводы к главе 4…………………………………………………………103ГЛАВА 5. МОДЕЛИРОВАНИЕ ТЕПЛОВОГО РЕЖИМА КРЫЛАМКА ТК………………………………………………………………………...1045.1. Методика численного моделирования теплового режимасуборбитального МКА ТК……………………………………………….1045.2. Оценка температурного состояния конструкции перед входом вплотные слои атмосферы………………………………………………...5.3.

Численноемоделированиетепловогорежима106крыласуборбитального МКА ТК и анализ полученных результатов………..1124Стр.5.4. Разработка предложений по тепловой защите кромки крыла……120Выводы к главе 5…………………………………………………………124ОБЩИЕ ВЫВОДЫ И ЗАКЛЮЧЕНИЕ ПО ДИССЕРТАЦИИ…...…….126СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ ..………………………………………………....128ПРИЛОЖЕНИЕ…………………………………………………....................1535СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ И УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙЛА – летательный аппарат;МКА ТК – многоразовый космический аппарат туристического класса;ПКМ – полимерный композиционный материал;УВ – углеродное волокно;СВ – стеклянное волокно;ГПКМ – гибридный полимерный композиционный материал;КМ – композиционный материал;СН – самолет-носитель;РН – ракета-носитель;ВРД – воздушно-реактивный двигатель;ЖРД – жидкостной ракетный двигатель;РДТТ – ракетный двигатель твердого топлива;ДУ – двигательная установка;УП – углепластик;ОВ – органическое волокно;УВ – углеродные волокна;ОП – органопластик;ГА – генетический алгоритм;КЭ – конечные элементы;МКЭ – метод конечных элементов;ИС – индекс согласованности;СИ – случайный индекс согласованности; – поглощательная способность материала в спектре солнечного излучения;аmat – ударная вязкость материала, Дж/м3;1 , 2 – ширина вертикальной полки лонжерона в корневой и концевой хордахкрыла соответственно, мм; , – ширина грани сотовой ячейки, мм;61 , 2 – ширина горизонтальной полки лонжерона в корневой и концевой хордахкрыла соответственно, мм; – удельная теплоемкость, Дж/(кг·К); – стоимость обшивки, руб.;̅ () – удельная стоимость n-ого слоя, руб/м2;С̅ () , ̅ () – удельные стоимости материалов матрицы и волокон К-го семействав n-ом слое, руб/м2;Аij, Вij, Dij – коэффициенты матриц жесткостей; , 1 , 2 – модули упругости матрицы и армирующих волокон 1 и 2соответственно, ГПа; – модуль упругости материала СЗ, ГПа;рГПКМ – модуль упругости при растяжении ГПКМ, ГПа; – модуль упругости СЗ в направлении, перпендикулярном несущимслоям, ГПа; – модуль сдвига материала СЗ, ГПа; , – модуль сдвига связующего и волокон соответственно, ГПа; () – матрица упругости для монослоя, ориентированного под углом α;0 – матрица жесткости однонаправленного слоя; – компоненты матрицы жесткости,G – целевая функция;ℎ1 , ℎ2 – высота лонжерона в корневой и концевой хордах крыла соответственно,мм;Н – высота полета МКА, км; () – число семейств волокон в n-ом слое;1 , 2 , 3 – весовые коэффициенты критерия прогиба, массы и стоимости крыласоответственно; – размах крыла, мм;m – масса МКА, т;7̅ – масса многослойной гибридной обшивки, кг; – конечная масса, т;0 – стартовая масса, т;ПГ – масса полезного груза, т;М – число Маха;ДУ – масса ДУ (залитой), т;nx, ny – поперечная и продольная перегрузка, действующие во время полета МКА;р – давление, действующее на поверхность МКА, Па;ДУ – тяга ДУ, тс; – плотность конвективного теплового потока от аэродинамического нагрева,Вт/м2; – плотность радиационного теплового потока, поглощаемого поверхностьюкрыла, Вт/м2; – плотность теплового потока, излучаемого поверхностью, Вт/м2;ℎ – плотность теплового потока, аккумулируемого в конструкции, Вт/м2; – плотность теплового потока, отводимого теплопроводностью за границырассматриваемой конструкции, Вт/м2;̅ – плотность теплового потока прямого солнечного излучения, Вт/м2; – солнечная постоянная (1368 Вт/м2); , – плотности тепловых потоков, воздействующих на наветренную иподветренную стороны крыла соответственно, Вт/м2;RE – радиус Земли, км; – максимальное собственное значение матрицы;S(Λ) – спектральная интенсивность излучения заатмосферного солнца;S0 – матрица податливости однонаправленного слоя;s – размерность матрицы; , –подветреннойсоответственно,поверхностейрадиационного теплообмена, °С;равновесныекрыла,температурынаветреннойустанавливающаясяивследствие8Т – температура МКА;() – матрица поворота;1 , 2 – высота горизонтальной полки лонжерона в корневой и концевой хордахкрыла соответственно, мм;V – скорость полета МКА, м/с; – координата лонжерона по размаху крыла, мм; – угол атаки;α – альбедо Земли, %;α – среднее альбедо Земли в летнее время года, %;α– среднее альбедо Земли в зимнее время года, %;ξ – угол армирования монослоя;β – угол между нормалью к поверхности МКА и направлением падениясолнечного излучения, град;γ – индекс согласованности;γДУ – относительная масса ДУ;γ – угловые деформации.δ – толщина стенки, мм;ε – излучательная способность поверхности крыла;ε1 , ε2 – предельное удлинение волокон 1 и 2 в ГПКМ соответственно, %;ε –линейные деформации; – траекторный угол, град;λ – коэффициент теплопроводности, Вт/(м·К);λ – эффективная теплопроводность сотовой панели, Вт/(м·К); – коэффициент теплопроводности материала сот, Вт/(м·К);λ – теплопроводность воздуха внутри сотовых ячеек, Вт/(м·К);λ – вклад излучения в эффективную теплопроводность, Вт/(м·К);А – площадь сотовой ячейки, м2;ΔА – площадь проводящего материала сотовой ячейки, м2;λ‖‖ – коэффициент теплопроводности ГПКМ в плоскости армирования, Вт/(м·К);9λ┴ – коэффициент теплопроводности ГПКМ в направлении перпендикулярномплоскости рмирования, Вт/(м·К);Λ – длина волны падающего излучения, мкм;μ – относительная конечная масса;μПГ – относительная масса полезного груза;μ1 , μ2 – относительное содержание армирующего наполнителя 1 и 2 в ГПКМ, %;12 , 12 – коэффициент Пуассона;ρℎ – плотность СЗ, кг/м3;ρ – плотность материала СЗ, кг/м3;ρ̅() – объемная плотность n-ого слоя, кг/м3;()()ρ̅ , ρ̅ – объемные плотности материалов матрицы и волокон К-го семействав n-ом слое, кг/м3;ρ – плотность, кг/м3;τ —касательные напряжение, МПа;χ – отношение согласованности;ψ – зенитный угол, град;ω , ω1 , ω2–объемные доли матрицы и волокон 1 и 2 в ГПКМсоответственно, %;()()ω ; ω – доля матрицы и волокна в n-ом слое;ω – случайный индекс согласованности;σ1 , σ2 – прочность при растяжении армирующего наполнителя 1 и 2соответственно, МПа;σКМр – прочность при растяжении ГПКМ, МПа;σ – нормальные напряжения, МПа;10ВВЕДЕНИЕАктуальность темы исследования.

Космический туризм – одно из новыхнаправлений космической деятельности. Из-за высокой стоимости орбитальныхкосмических туров, а также строгих требований к здоровью космическихтуристов, более перспективным с точки зрения массовости и доступности покаявляется суборбитальный туризм. Для суборбитальных туров необходимосоздание нового вида техники – многоразовых космических аппаратовтуристическогокласса(МКА ТК).Онидолжныудовлетворятьрядупротиворечивых требований: иметь высокую надежность и безопасность,повышенную весовую и экономическую эффективность, повышенную степенькомфорта для экипажа и пассажиров.Последнее требование – повышенная степень комфорта – напрямую связанос перегрузками, действующими на пассажиров и экипаж во время полета.«Крылатая» схема МКА характеризуется невысоким, относительно бескрылойсхемы, уровнем перегрузок и более выгодна с точки зрения маневренностиаппарата на этапе выведения и посадки.

Суборбитальный полет предполагаетподъем МКА на высоту от 105 до 120 км, пребывание в невесомости в течение3-5 минут с последующим спуском в атмосфере. Уровень температур,возникающих на поверхности суборбитального МКА во время спуска, в силуотносительно невысоких скоростей существенно ниже, чем у орбитальныхаппаратов. Тем не менее необходимо исследовать температурное состояниеконструкции крыла суборбитального МКА для определения собственныхтеплозащитных свойств его материалов, а также определения необходимостииспользования специальной теплозащиты.С точки зрения весовой эффективности для изготовления таких несущихконструкций аппарата как крылья могут быть использованы полимерныекомпозиционные материалы (ПКМ), обладающие высокими значениямиудельной прочности и модуля упругости.