Диссертация (1025947)

Просмтор этого файла доступен только зарегистрированным пользователям. Но у нас супер быстрая регистрация: достаточно только электронной почты!

Текст из файла

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.

Характеристики

Тип файла PDF

PDF-формат наиболее широко используется для просмотра любого типа файлов на любом устройстве. В него можно сохранить документ, таблицы, презентацию, текст, чертежи, вычисления, графики и всё остальное, что можно показать на экране любого устройства. Именно его лучше всего использовать для печати.

Например, если Вам нужно распечатать чертёж из автокада, Вы сохраните чертёж на флешку, но будет ли автокад в пункте печати? А если будет, то нужная версия с нужными библиотеками? Именно для этого и нужен формат PDF - в нём точно будет показано верно вне зависимости от того, в какой программе создали PDF-файл и есть ли нужная программа для его просмотра.

Список файлов диссертации