Диссертация (Разработка методики проектирования теплонагруженных элементов конструкций крыльев суборбитальных многоразовых космических аппаратов), страница 14

параграф 3.2).а116бРис. 5.8. Изменения температуры во время полета: а – на секцияхподветренной стороны крыла; б – на секциях наветренной стороны крыла(С1-С8 – условные обозначения секций крыла)На Рис. 5.9-5.16 представлены результаты моделирования прогреваконструкций крыла МКА ТК.Рис. 5.9. Распределение температуры во внутреннем слое обшивки117350Т,ºС300250200150100500-5010542062795341000τ, секРис.

5.10. Зависимость от времени полета максимальной и минимальнойтемператур во внутреннем слое обшивкиРис. 5.11. Распределение температуры в слое заполнителя118300Т,ºС25020015010050010206τ, сек534Рис. 5.12. Зависимость от времени полета максимальной и минимальнойтемператур в слое заполнителяРис. 5.13. Распределение температуры во внешнем слое обшивки119Т,400ºС350300250200150100500-501054206τ, сек2795341000Рис. 5.14. Зависимость от времени полета максимальной и минимальнойтемператур во внешнем слое обшивкиРис.

5.15. Распределение температуры в лонжероне120Т,40ºС3530252010542062795341000τ, секРис. 5.16. Зависимость от времени полета максимальной и минимальнойтемператур в лонжероне5.4. Разработка предложений по тепловой защите кромки крылаВ настоящее время для тепловой защиты конструкций космическихаппаратов применяются покрытия, принцип действия которых основан натаких физических явлениях как:- термическое сопротивление внешнего слоя;- поглощение тепла посредством уноса массы (абляция);- отвод тепла излучением и др.Абляционныетеплозащитныепокрытия(ТЗП),какправило,используются для космических конструкций одноразового использования, дляМКА, в свою очередь, перспективны многоразовые ТЗП [239], к которымотносятся покрытия с низкой теплопроводностью и высоким коэффициентомизлучения.121Как показано в параграфе 2.4 отдельные участки кромки крыласуборбитального МКА ТК нагреваются во время атмосферного полета дотемпературы 464°С, поэтому для ее защиты от разрушения необходимоприменять ТЗП.

В работе были рассмотрены покрытия двух типов: из углеродкерамического КМ (УККМ) с регулируемой пористостью [239-241] инапыляемое покрытие ВТЗ-1 [242, 243].Теплофизические характеристики пористых УККМ исследованы вработе [244]. Выявлено, что для температурного диапазона от 0 до 800°Снаилучшим образом подходит материал, обладающий пористостью 50%.Плотность такого УККМ составит 1800 кг/м3, теплопроводность в указанномдиапазоне температур – 0,62 Вт/(м·К), а удельная теплоемкость –1020 Дж/(кг·К).Покрытие ВТЗ-1 рекомендовано производителем [242, 243] дляиспользования в качестве тепловой защиты внешних поверхностей ЛА придлительном воздействии температур до 500 °С, а также при одноразовомвоздействии теплового потока с температурой 1300-1400°С (в течение 60секунд).

Покрытие ВТЗ-1 обладает плотностью 500 кг/м3, теплопроводностью0,2 Вт/(м·К) и удельной теплоемкостью 980 Дж/(кг·К). Покрытие напыляетсяна изделие либо наносится кистью или шпателем.Моделирование прогрева конструкции крыла из ГПКМ c накладками накромку из УККМ и ВТЗ-1 проводилось при следующих допущениях:- воздействующая тепловая нагрузка носила нестационарный характер;- между стенками СЗ, а также между слоистыми обшивками из ГПКМпроисходил радиационный теплообмен;- значения теплофизических и оптических характеристик материалов СЗи слоев ГПКМ зависели от температуры;- значения теплофизических и оптических характеристик ТЗП независели от температуры.Условия моделирования:122- в качестве геометрической модели использовалась половина крылатрапециевидной формы полуразмахом 4 м, со стреловидностью 45º,относительной толщиной профиля 12%;- трехслойная обшивка крыла состояла из двух слоев ГПКМ толщинойпо 3 мм каждый с соотношением СП/УП=20/80 и одного слоя СЗ изорганопластика толщиной 25 мм.- накладки ТЗП на кромку крыла имели толщину 4 мм и ширину 200 мм(Рис.

5.17).В результате проведенного моделирования было выявлено, чтомаксимальные температуры в случае накладок из УККМ возникают на254 секунде полета, а при использовании накладок из ВТЗ-1 – на 180 секунде(Рис. 5.18 и 5.19). При этом уровень максимальных температур для различныхконструктивных элементов крыла для ТЗП из УККМ не превышает 262°С, адля ВТЗ-1 – 252°С (Таблица 5.3).Рис.

5.17 – Геометрическая модель крыла МКА ТК с накладкой ТЗП на кромкукрыла123Таблица 5.3.Максимальные температуры в различных конструктивных элементах крыла.КонструктивныйМаксимальные температуры Tmax,°Cэлемент крылаУККМВТЗ-1Накладка ТЗП262252Обшивки из ГПКМ261253Сотовый заполнитель260244Лонжерон3333Массы накладок ТЗП составят: в случае использования УККМ – 16,3 кг,для ВТЗ-1 – 4,5 кг.

К преимуществам ТЗП из УККМ относится высокаястепень многоразовости, однако с точки зрения массовой эффективностиболее перспективно покрытие ВТЗ-1, которое также является многоразовым,но обладает меньшим ресурсом нежели УККМ.Рис. 5.18. Температуры конструктивных элементов крыла с кромкой,защищенной накладкой из УККМ: 1 – средняя температура поверхностикромки крыла; 2 – максимальная температуры в ТЗП из УККМ; 3, 5 –максимальные температуры обшивок из ГПКМ; 4 – максимальнаятемпература сотового заполнителя; 6 – максимальная температура влонжероне124Рис.

5.19. Температуры конструктивных элементов крыла с кромкой,защищенной накладкой из ВТЗ-1: 1 – средняя температура поверхностикромки крыла; 2 – максимальная температуры в ТЗП из УККМ; 3, 5 –максимальные температуры обшивок из ГПКМ; 4 – максимальнаятемпература сотового заполнителя; 6 – максимальная температура влонжеронеВыводы к Главе 51. В работе предложена методика численного моделирования тепловогорежима крыла суборбитального МКА ТК, учитывающая радиационный иконвективный теплообмен на участке спуска в атмосфере.2.

В соответствии с предложенной методикой впервые определеныравновесные температуры поверхности крыла, возникающие вследствиерадиационного нагрева на внеатмосферном участке спуска при условии стартаи посадки МКА в районе полигона «Капустин Яр» в зимнее и летнее временя125года. Установлено, что максимальные температуры крыла не являютсякритическими и составляют: на наветренной стороне – 80ºС, на подветреннойстороне – 44ºС.3. В результате решения задачи теплового проектирования крыла МКАТК выявлены температурно-временные зависимости, а также температурныеполя, возникающие по толщине конструктивных элементов крыла. Наосновании полученных данных подобраны материалы для изготовлениятрехслойной конструкции, позволяющие сохранить работоспособность крылапри спуске МКА ТК в атмосфере.

По результатам расчетов установлено,перепады температур по толщине обшивки не превышают 5°С, по высотелонжерона – 15°С. На основании полученных данных подобраны материалыдля изготовления трехслойной обшивки крыла, позволяющие сохранитьработоспособность конструкции при спуске МКА ТК в атмосфере.4. В качестве покрытия для защиты кромки крыла от разрушениярекомендовано напыляемое покрытие – ВТЗ-1..126ОБЩИЕ ВЫВОДЫ И ЗАКЛЮЧЕНИЕ ПО ДИССЕРТАЦИИ1. Предложена комплексная методика оптимального проектированияконструкции крыла из ГПКМ для суборбитального МКА ТК. Её особенностьзаключается в объединении процедур определения траекторных параметровМКА, определения силовых и тепловых нагрузок на крыло, теплопрочностных расчетов и оптимального проектирования обшивки крыла изГПКМ.Приэтомоптимизацияобшивкииз ГПКМпроводитсясиспользованием стандартного ГА, программно реализованного на языке С#.Методика является универсальной и может быть использована припроектировании крыльев из ПКМ для МКА различных классов и назначений.2.

Впервые проведено моделирование теплового режима крыла изГПКМ для суборбитального МКА ТК. Разработанные модели позволяютоценить температурное состояние конструкции крыла во время полетааппарата по суборбитальной траектории и подобрать материалы, пригодныедля изготовления конструктивных элементов крыла.3. Для суборбитального МКА ТК со стартовой массой 3,5 т определеныоптимальные с позиций жесткости, стоимости и массы параметры обшивкикрыла,ккоторымотносятся:сочетаниеразнородныхармирующихнаполнителей в ГПКМ, толщины монослоев, углы ориентации, а такжетолщина слоя СЗ. Выявлено, что для различных наборов весовыхкоэффициентов локальных критериев (жесткости, массы и стоимости),входящих в функцию приспособленности, оптимальные структуры обшивкитакже различны.