Диссертация (1025947), страница 8
Текст из файла (страница 8)
2.13. Типичные распределения температуры (а) и давления (б) поповерхности крыла60500Tmax, °С450400350300250200150100500050100150200250390590τ, с850а0,9pmax, МПа0,80,70,60,50,40,30,20,10,0050100150200250390590τ, с850бРис. 2.14. Зависимость максимальных температур (а) и давлений (б) наповерхности крыла от времени полета61Максимальные температуры и давления локализуются на кромке крыла, вто же самое время средняя температура основной поверхности крыла нижемаксимальной на 200-250ºС (Рис. 2.13, а). Можно выделить наиболее опасные, сточки зрения тепловой и силовой нагрузок моменты полета.
Они находятся вдиапазоне от 180 до 270 с пассивного участка полета, при этом отдельные частиобшивки крыла нагреваются от 250 до 464ºС, а температура большей частиповерхности крыла составляет от 0 до 204ºС. Работоспособность конструкций изГПКМ при воздействии высоких температур определяется теплостойкостьюполимерного связующего, а именно максимальной температурой, при которойданный материал может эксплуатироваться в течение длительного времени.Согласно [206-208] максимальная температура длительной эксплуатации ПКМсоставляет: для материалов на основе эпоксидных связующих – 180ºC,бисмалеимидных – 230ºС, полиимидных – до 370ºC, фенолормальдегидных –400ºС.
Полученные в результате моделирования температурно-временныезависимости (Рис. 2.14, а) показывают, что большая часть поверхности крыла(более 90%) может быть изготовлена из КМ на основе полимерной матрицы, акромка крыла нуждается в тепловой защите.Припроведениипоследующихэтаповмоделированияпрогреваконструктивных элементов крыла по толщине необходимы данные отеплофизических и оптических характеристиках ГПКМ. В литературныхисточниках,какправило,приведеныусредненныезначенияданныххарактеристик для моноармированных ПКМ [208, 209], а аналогичные сведениядля ГПКМ отсутствуют. Кроме того, существуют специальные расчетныеметодики определения теплофизических и оптических характеристик КМ [210],однако все они подразумевают знание аналогичных характеристик отдельныхкомпонентов КМ. Таким образом, возникает необходимость проведения сериирасчетно-экспериментальных исследования теплофизических и оптическиххарактеристик ГПКМ.622.5.
Составные части методики оптимального проектирования крыласуборбитального МКА ТК и стратегия ее реализацииВ работе предложена комплексная методика оптимального проектированиякрыла МКА из ГПКМ, включающая следующие взаимосвязанные этапы(Рис. 2.15):1. выбор общей компоновки МКА ТК крылатой схемы, исходя из егоназначения;2. определение траекторных параметров, с учетом ограничений поперегрузке и высоте полета;3. определениетемпературногосостояниякрылаМКАТКнавнеатмосферном участке полета;4. моделирование аэродинамического обтекания крыла суборбитальногоМКА ТК на атмосферном участке траектории полета;5.
определение температурного состояния конструкции крыла;6. оптимизация структуры обшивки крыла из ГПКМ при помощи ГА.Рис. 2.15. Схема методики оптимального проектирования крыла из ГПКМсуборбитального МКА ТК63Выводы к главе 21. В результате проведения баллистических расчетов впервые определеныпараметры траектории суборбитального МКА ТК.2. В результате численного моделирования аэродинамического нагревакрыласуборбитальногоМКАТК впервые определеныраспределениятемператур и давлений по поверхности крыла, возникающие на атмосферномучастке спуска аппарата. Выявлено что:- на большей части атмосферного участка спуска аппарата характерентурбулентный режим обтекания;- максимальные температуры локализуются на кромке крыла и составляютот 250 до 464ºС;- температура большей части поверхности крыла (более 90%) на различныхучастках атмосферного полета составляет от 0 до 204ºС;Таким образом, уровень температур большей части поверхности крыла неявляетсякритическим,дополнительнойвследствиетепловойзащитычеговиспользованиеобшивкахкрылаГПКМбезпредставляетсяцелесообразным.
Опасность разрушения материала вследствие воздействиявысоких температур возникает для кромки крыла, поэтому она нуждается вдополнительной тепловой защите.3. Вглавепредложенакомплекснаяметодикаоптимальногопроектирования крыла из ГПКМ для суборбитального МКА ТК, учитывающаятепловые и силовые нагрузки, возникающие во время полета аппарата посуборбитальной траектории.64ГЛАВА 3. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК КОНСТРУКЦИОННЫХМАТЕРИАЛОВ КРЫЛА3.1. Теоретическое определение теплофизических характеристикматериалов крылаК одной из основных теплофизических характеристик, необходимых прирешениизадачитепловогопроектированияМКАТК,относитсятеплопроводность.
Конструкция трехслойной обшивки крыла МКА ТК состоитиз сотового заполнителя (СЗ) и слоев ГПКМ (Рис. 3.1), поэтому нужноопределить теплопроводность как самой сотовой панели, так и многослойныхобшивок из ГПКМ.Методикаопределениятеплопроводностисотовыхпанелейбылапредложена в [211] и на данный момент является стандартной в ракетнокосмической и авиационной отраслях.
Данная методика учитывает то, чтотеплопередача в сотовой конструкции происходит вследствие теплопроводностиматериала сот, конвекции воздуха, находящегося внутри ячеек, а такжетеплового излучения от стенок ячеек.Рис. 3.1. Вид трехслойной конструкции: 1 – многослойные обшивки изГПКМ; 2 – сотовая панель65В соответствии с [211], эффективная теплопроводность сотовой панелиопределялся по формуле:λ = λ ∙гдеλ–эффективнаяΔ+ λ ∙ (1 −теплопроводностьΔ) + λ ,сотовойпанели;–теплопроводность материала сот; λ – теплопроводность воздуха внутрисотовых ячеек; λ – вклад излучения в эффективную теплопроводность, А –площадь сотовой ячейки, ΔА – площадь проводящего материала в сотовойячейки.Вклад излучения в теплопроводность сотовой панели определялся поформуле:λ = 2,656 ∙ (ℎℎ−0,69+ 0,3)1,63∙( ℎ −1)−0,89∙εℎ3∙ σ ∙ ∙ ℎ ,где ℎ – высота сот; ℎ – диаметр сотовой ячейки; σ – постоянная СтефанаБольцмана; – средняя температура воздуха внутри сот.На Рис.
3.2 приведены характерные размеры сотовой ячейкиРис. 3.2. Характерные размеры сотовой ячейки: ah – размер грани ячейки;dh – диаметр ячейкиТрадиционно, в высоконагруженных аэрокосмических конструкцияхприменяются СЗ из следующих материалов [212]:- алюминиевых сплавов марок АМг-2Н, АД1Н, А1Т, САП (Рис. 3.3, а);- сталей марок ЭП35, 12Х18Н10Т, СН-4, ВНС-17;66- СП на основе электроизоляционной ткани ЭЗ-100 и фенолформальдегидного,эпоксидного или эпоксифенольного связующего (Рис. 3.3, б);- УП (Рис. 3.3, в);- ОП на основе фенолформальдегидного связующего (Рис. 3.3, г).Основныетеплофизическиехарактеристикииспользуемыхдляизготовления СЗ материалов зависят от температуры эксплуатации иопределяются опытным путем. В Таблице П.3 (Приложение) приведенызависимостилинейноготеплопроводности,термическогоудельнойрасширенияитеплоемкости,излучательнойкоэффициентаспособностиалюминиевого сплава АМГ-2Н [213-216] и стали 12Х18Н10Т [213, 214], СП [216,217], УП [216-222] и ОП [219].К преимуществам СЗ с гексагональной ячейкой относится его хорошаядеформируемость при изгибе, что обуславливает широкое применение сот сшестигранной ячейкой для изготовления изделий со сложными криволинейнымиповерхностями [219].В работе были рассмотрены варианты использования СЗ из алюминиевогосплава, стали, а также стекло-, угле- и органопластика.
Некоторыегеометрические и физико-механические характеристики рассматриваемыхсотовых панелей приведены в Таблице П.4.В результате расчета, проведенного в соответствии с изложеннойметодикой, были получены температурные зависимости теплопроводностисотовых панелей, изготовленных из всех перечисленных материалов (Рис. 3.4).аб67вгРис. 3.3. Примеры сотовых панелей, изготовленных из различных материалов:а – из алюминиевого сплава; б – из стеклопластика;в – из углепластика; г – из органопластикаРис. 3.4.
Температурные зависимости теплопроводности сотовых панелей изразличных материалов: 1 – Амг2-Н; 2 – УП;3 – 12Х18Н10Т; 4 – СП; 5 – ОП683.2. Экспериментальное определение оптических и теплофизическиххарактеристик материалов крылаЭкспериментальные образцы ГПКМ имели форму пластин со сторонами40 х 40 мм, толщиной 3 мм (Таблица 3.1).Таблица 3.1.Описание экспериментальных образцов.№ образцаОбразец № 1Образец № 2Образец № 3Образец № 4Образец № 5Материалы- Стеклоткань Т10, плотность 230 г/м2, толщинамонослоя – 0,23 мм;- Эпоксидное связующее Этал-Инжект SL;- Количество монослоев – 10 шт- Соотношение СП/УП* = 100/0- Стеклоткань Т10, плотность 230 г/м2, толщинамонослоя – 0,23 мм- Однонаправленная углеродная лента FibArmTape 230c углеродным волокном AKSA/CarbonfiberA-49 24K- Эпоксидное связующее Этал-ИнжектSLКоличество монослоев – 10 шт- Соотношение СП/УП = 25/75- Стеклоткань Т10, плотность 230 г/м2, толщинамонослоя – 0,23 мм- Однонаправленная углеродная лента FibArmTape 230c углеродным волокном AKSA/CarbonfiberA-49 24K- Эпоксидное связующее Этал-ИнжектSLКоличество монослоев – 10 шт- Соотношение СП/УП = 50/50- Стеклоткань Т10, плотность 230 г/м2, толщинамонослоя – 0,23 мм- Однонаправленная углеродная лента FibArmTape 230c углеродным волокном AKSA/CarbonfiberA-49 24K- Эпоксидное связующее Этал-ИнжектSLКоличество монослоев – 10 шт- Соотношение СП/УП = 75/25- Однонаправленная углеродная лента FibArmTape 230c углеродным волокном AKSA/CarbonfiberA-49 24K- Эпоксидное связующее Этал-ИнжектSLКоличество монослоев – 10 шт- Соотношение СП/УП = 0/100Размерыобразца40 х 40мм40 х 40мм40 х 40мм40 х 40мм40 х 40мм69Отражательную способность поверхности образцов в спектральномдиапазоне солнечного излучения (от 0,25 до 2,5 мкм) измеряли в соответствии сметодикой РД 134-0133-2005, разработанной в ОАО «Композит», г.
Королев припомощи автоматизированного спектрофотометра «Cary 500» с интегрирующейсферой внутренним диаметром 150 мм. Фотометрическая погрешностьизмерений коэффициента отражения не превышала 1%.Измерения проводились с использованием образцов сравнения сизвестнымизначениямиспектральногонаправленно-полусферическойотражательной способности. Принцип измерений заключался в регистрации наспектрофотометре величины отношения двух световых потоков в выделенномспектральном диапазоне (Рис. 3.5). Спектрофотометр регистрировал величинуотношения отражательной способности исследуемого образца к отражательнойспособностиобразцасравненияскалиброваннымиспектральнымихарактеристиками.
Образцом сравнения служил образец SRS-99-020 издиффузно-отражающегоматериала«Spectralon»,спаспортизованнымизначениями отражательной способности в диапазоне от 0,25 до 2,5 мкм.Поглощательная способность в спектре солнечного излучения ГПКМопределялась численным методом согласно общим принципам, приведенным встандарте ASTM E 903-92, в соответствии с соотношением [229, 230]:2,5 мкм = 1 −∫0,25 мкм (Λ)∙1 (Λ)∙(Λ)Λ2,5 мкм∫0,25 мкм (Λ)Λ,где – поглощательная способность материала в спектре солнечногоизлучения; Λ – длина волны падающего излучения; S(Λ) – спектральнаяинтенсивность излучения заатмосферного солнца; Rk(Λ) – спектральныехарактеристики образца сравнения, приведенные в калибровочном сертификатена образец SRS-99-020.Излучательная способность ГПКМ в ИК-диапазоне измерялась всоответствии со стандартом [223].
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
