Диссертация (1025947), страница 13
Текст из файла (страница 13)
При этом наветренная сторона крыла можетнагреваться потоком собственного излучения Земли и потоком солнечногоизлучения, отраженного облачностью и земной поверхностью, плотность105которого зависит от альбедо земной поверхности [233, 234]. Детальный анализвоздействия радиационных тепловых потоков необходим для определенияначальной температуры перед интенсивным аэродинамическим нагревом.Температурное состояние конструкции крыла в одномерной постановкеможно определить с помощью решения уравнения теплопроводности:ρ()ττ = 0: = 0:− λ() ∙ =δ:=(λ() ∙), = 0 ,= + − ,λ() ∙= 0,где – удельная теплоемкость; ρ – плотность; δ – толщина стенки; λ –теплопроводность.Для определения прогрева конструкции крыла необходимо проведениевычислений на всем атмосферном участке спуска с заданным шагом [235, 236].В настоящей работе при решении данной задачи использовался численныйметод.
Моделирование теплового режима конструкции крыла МКА ТКпроводилось в программной системе Ansys Workbench 16.0 в средах CFX иTransient Thermal. Задача разделялась на три этапа: на первом этапеаналитически был определен радиационный нагрев конструкции крылаМКА ТК на внеатмосферном участке траектории, на втором этапе в среде CFXдля известных параметров траектории (скорость полета, угол атаки и высотаполета)проводилосьмоделированиеаэродинамическогообтеканияизолированного крыла МКА ТК на атмосферном участке полета, в результатечего выявлены распределения давления и температуры по поверхности крыла.На основании полученных данных были построены зависимости давления итемпературы от времени движения МКА ТК на атмосферном участкесуборбитальной траектории.
На третьем этапе в среде Transient Thermalмоделировался прогрев трехслойной обшивки крыла. Схема решения задачимоделирования теплового режима крыла МКА ТК приведена на Рис. 5.1.106В результате численного моделирования были получены зависимостимаксимальной и минимальной температур обшивки конструкции крыла итемпературные поля по толщине конструкции.Рис. 5.1.
Методика численного моделирования теплового режима крыласуборбитального МКА ТК5.2. Оценка температурного состояния конструкции перед входом вплотные слои атмосферыПлотностьвнешнегорадиационноготепловогопотока,воздействующего на МКА во время его полета на внеатмосферном участкеполета (от 50 до 165 с после отделения ракетного блока) складывается изплотности теплового потока прямого солнечного излучения (̅ ); плотноститеплового потока солнечного излучения, отраженного от планеты ( ),плотности теплового потока собственного излучения планеты ( ).Плотностьтепловогопотокапрямогосолнечногоизлучения,действующего на конструкцию крыла МКА, определяется по формуле [237]:107̅ = ∙ ∙ cos β,где ̅ – плотность теплового потока прямого солнечного излучения; –поглощательная способность солнечной радиации поверхностью крыла; –солнечная постоянная (1368 Вт/м2); β – угол между нормалью к поверхностиМКА и направлением падения солнечного излучения.Угол между нормалью к поверхности МКА и направлением падениясолнечного излучения из геометрических соображений (Рис.
5.2) определяетсяпо формуле:β = θ + ψ,где θ – угол тангажа; ψ – зенитный угол.Как видно, плотность потока солнечного излучения, воздействующегона крыло МКА, зависит от зенитного угла, т.е. от времени года и временисуток, в которое происходит спуск МКА, и от изменяющегося во время полетаугла тангажа.Плотность отраженного от Земли потока солнечного излучения,воздействующего на поверхность крыла, зависит от величины альбедо ивысоты полета МКА [233]: =2α ∙ ∙2( +)2∙ ∙ sin(ψ − θ),где α – альбедо Земли; RE – радиус Земли; – высота полета МКА.Альбедо в общем случае зависит от частоты излучения и типаотражающейповерхности.Напрактике,какправило,используетсяусредненная величина альбедо по всем длинам волн с учетом распределенияэнергии в солнечном спектре по частотам. Согласно [235] до 86% энергиисолнечного излучения переносится волнами инфракрасной части спектра (от200 до 1000 нм), поэтому справочные значения альбедо приводятся в этомдиапазоне длин волн.Плотностьпотокаопределяется по формулам:собственноготепловогоизлученияЗемли108 =Предполагалось,что2(1−α )∙ ∙4( +)2∙ cos θ,рассматриваемыйвнастоящейработетуристический МКА будет запускаться с полигона «Капустин Яр»,служившего местом запуска на суборбитальные траектории и низкуюоколоземную орбиту экспериментальных космических аппаратов «Бор-1» –«Бор-5», 1969-1988 г.г.
[6]. Координаты космодрома «Капустин Яр» 48,4 град.с.ш., 56,5 град в.д. соответствуют климатической зоне полупустынь исеверных пустынь [236]. Значения альбедо в инфракрасной области спектрасолнечного излучения для летнего и зимнего времени года и различныхзенитных углов Солнца в дневное время суток, при безоблачных условиях сотсутствующими серебристыми облаками приведены в Таблице 5.1.Рис. 5.2. Схема к расчету прямого солнечного излучения и отраженного отЗемли излучения Солнца, воздействующего на конструкцию МКАЗаложенные в расчет исходные характеристики, имеющие постоянныезначения, приведены в Таблице 5.2. К переменным исходным данным длярасчета относятся угол тангажа и высота полета, зависимости которых отвремени полета приведены в главе 2 настоящей работы.109Таблица 5.1.Средние значения спектрального альбедо зоны полупустынь исеверных пустынь [236].Наименова- Зенитние иный 400 500координаты уголзоныСолнца,градЗонаполупустын8012 17%ьи%северных6010,1 15,3пустынь:%%46-51 с.ш.458,9 13,148-52 в.д.%%806079%76%Длина волны, нм5506007008001000СреднеезначениеальбедоЛето24,1 26,6%%21,4 23,8%%19,1 21,8%%Зима80% 80% 80%34,3%31,1%29,1%38%34,6%33%39,6%37,4%36%27,4%75%63%75,1%78% 78%74%69%72%69%75,0%78%24,8%23,0%Таблица 5.2.Исходные данные для расчета радиационного теплового потока,воздействующего на крыло МКА ТК.ОбозначениеREψααASЕд.измер.Вт/м2кмград.%%-НаименованиеЗначение1 3686 3718027,475,10,6Солнечная постояннаяРадиус ЗемлиЗенитный угол СолнцаСреднее альбедо Земли в летнее время годаСреднее альбедо Земли в зимнее время годаПоглощательная способность поверхностикрыла в спектре солнечного излученияИзлучательная способность поверхности0,9εкрылаВ результате были получены значения радиационных тепловых потоков,воздействующих на крыло МКА ТК, в летнее (Рис.
5.3, а) и зимнее (Рис. 5.3, б)время года на внеатмосферном участке полета.110В силу особенности спуска МКА ТК на подветренную и наветреннуючасти крыла действуют различные радиационные тепловые потоки. Так, нанаветреннуюсторонувоздействуетрадиационныйтепловойпотокплотностью: = + .На подветренную сторону крыла воздействует радиационный тепловойпоток плотностью: = ,где , – плотности тепловых потоков, воздействующих на наветреннуюи подветренную стороны крыла соответственно.qwinter, 1200Вт/м2100080060040020005075100Наветренная сторонаа125150Подветренная сторонаτ, с111qsummer, Вт/м900 280070060050040030020010005075Наветренная сторона100125150 τ, сПодветренная сторонабРис.
5.3. Плотности радиационных тепловых потоков, действующих накрыло МКА: а – в летнее время года; б – в зимнее время годаДляоценкизначенийтемпературыповерхностикрылаприрадиационном теплообмене на внеатмосферном участке полета можновоспользоваться законом Стефана-Больцмана:44 = √ ,σ∙ε = √ ,σ∙εгде , – соответственно, равновесные температуры наветренной иподветреннойповерхностейкрыла,устанавливающаясявследствиерадиационного теплообмена.Внеатмосферный участок полета МКА ТК оканчивается на 165 с послеотделения ракетного блока и в этот момент времени наветренная иподветренная стороны крыла оказываются нагреты до температур 23 и 44°С112соответственно (Рис.
5.4). Данные температуры были приняты начальнымипри моделировании аэродинамического нагрева.Тeq90,°С807060504030201005075100Подветренная сторона крыла125150τ, сНаветренная сторона крылаРис. 5.4. Изменение равновесных температур наветренной и подветреннойсторон крыла во время полета по внеатмосферному участку5.3. Численное моделирование теплового режима крыласуборбитального МКА ТК и анализ полученных результатовПри моделировании прогрева конструкции крыла по толщине былисделаны следующие допущения:- общее время воздействия тепловой нагрузки составляет 1660 сек;- на поверхности крыла были выделены 8 секций, для каждой из которойхарактерна определенная зависимость изменения температуры от времениполета. Данные температурные зависимости были получены как результатКЭ-моделирования аэродинамического обтекания крыла для атмосферногоучастка полета, и как результат аналитического расчета радиационногонагрева на внеатмосферном участке;113На Рис.
5.5 приведена схема, отражающая реализацию передачитемпературы из модуля Ansys WB, ответственного за моделированиеаэродинамического обтекания, в модуль для моделирования прогреваконструкции.Рис. 5.5. Схема реализации КЭ-моделирования прогрева конструкциикрыла по толщинеГеометрическая модель крыла состоит из лонжерона и трехслойнойобшивки. Трехслойная обшивка крыла содержит два слоя ГПКМ толщиной по3 мм каждый со структурой [0УП/0СП/0УП/90УП/0УП/Core25/sym.] и один слойорганопластикового заполнителя толщиной 25 мм. Подробно геометрическаямодель крыла описана в параграфе 2.2.Из-за чрезвычайно малых толщин обшивки крыла и ТЗП на кромкеотносительно его габаритных размеров (толщина ГПКМ – 3 мм, толщина ТЗП–4мм), построение 3D-модели сопряженос рядом сложностей:Геометрический контур модели был аппроксимирован прямолинейнымиотрезками таким образом, что обшивка крыла содержит из 8 плоских секций(Рис.
5.6).114Рис. 5.6. Геометрическая модель крыла с разделенной на секции обшивкойКонечно-элементная сетка модели была сгенерирована автоматически,при этом типы КЭ-элементов сетки обшивки крыла – треугольные, лонжерона– прямоугольные (Рис. 5.7). Общее количество элементов – 81 763 шт., аколичество узлов – 33 058 шт.Рис. 5.7.
КЭ-сетка модели крылаТемпература на поверхности крыла складывалась: на атмосферномучасткеполета–изтемпературы,возникающейвследствиеаэродинамического обтекания, на внеатмосферном участке – из равновесной115температуры, возникающей вследствие нагрева излучением. Зависимоститемпературы от времени полета для секций подветренной и наветреннойсторон крыла приведены на Рис. 5.8, а и б соответственно.В модели было учтено, что между внутренними стенками обшивки илонжерономпроисходитрадиационныйтеплообмен.Излучательныеспособности материалов были определены экспериментально и приведены впараграфе 3.2 настоящей работы.Значения теплопроводности и теплоемкости закладываемых в модельматериалов были определены экспериментально для ГПКМ и теоретическидля СЗ (см.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
