Автореферат (Разработка методики проектирования теплонагруженных элементов конструкций крыльев суборбитальных многоразовых космических аппаратов), страница 2

1). В стартовомположении ракетно-космическая система имеет массу 10 т (масса МКА ТК – 3,5т, ракетного блока – 6,5 т). Расчетная максимальная высота полета должнасоставлять не менее 100 км. Вертикальный запуск МКА ТК предполагается сназемных мобильных установок, горизонтальная посадка – по-самолетному.Исследуемое в работе крыло МКА ТК представлялось изолированным,конечного размаха в виде тонкой слоистой трапециевидной пластины,состоящей из одного лонжерона и тонких обшивок. Стреловидность крыласоставляла 45º; относительная толщина профиля – 12%; вогнутость профиля –менее 1,5%. Предполагалось, что лонжерон выполнен из углепластика (УП), аобшивки представляли собой панели типа «сэндвич» с сотовым заполнителем.Для достижения экономической эффективности конструкции МКА ТК, присохранении необходимого уровня надежности, поверхностные слои «сэндвич»панели перспективно изготавливать из ГПКМ, сочетающих в своем составеразличные наполнители.Траектории полета суборбитального МКА ТК была сформирована изусловия максимального значения поперечной перегрузки 4,0.

Угол атаки вовремя спуска на высотах от 105 до 30 км составлял 35 град (Рис. 2, а), чтопозволяло снизить скорость МКА ТК на участке входа в плотные слоиатмосферы. Программа изменения скорости полета МКА приведена на Рис. 2, б.Численное моделирование аэродинамического обтекания крыла МКА ТКна этапе входа в атмосферу осуществлялось в модуле CFX пакета программAnsys WB. Такие параметры атмосферы как плотность, кинематическая вязкостьитеплопроводностьпринималисьстандартными.Моделированиеаэродинамического обтекания было проведено с переменным временным шагом.Как следует из результатов моделирования большей части полетасуборбитального МКА ТК присущ турбулентный режим обтекания. Ожидаемоеизменение максимальных температур и давлений на кромке крыла показано наРис.

3. Наиболее опасен, с точки зрения тепловых и силовых нагрузок участокспуска, охватывающий временной интервал от 180 до 270 с, на которомотдельные части обшивки крыла могут нагреваться до 464ºС, в то же самое времятемпература некоторых участков обшивки будет близка к 0ºС.Работоспособность конструкций из ГПКМ при воздействии высокихтемператур ограничивается теплостойкостью полимерного связующего.Максимальная температура длительной эксплуатации ПКМ на основефенолформальдегидных связующих составляет 400ºС. Из полученныхрезультатов следует, что большая часть поверхности крыла (более 90%) можетбыть изготовлена из ПКМ, но кромка нуждается в тепловой защите5Рис.

1.Внешний облик суборбитального МКА ТК.(а)(б)Рис. 2. Изменение траекторных параметров по времени полета: (а) 1 – высотаполета Н; 2 – угол атаки ; (б) изменение скорости набегающегопотока во времени6В главе предложена комплексная методика оптимального проектирования крылаиз ГПКМ для суборбитального МКА ТК, учитывающая тепловые и силовыенагрузки, возникающие во время полета аппарата по суборбитальной траектории(Рис.

4).Рис. 3. Зависимость максимальных давлений (1) и температур (2) наповерхности крыла от времени полета.Рис. 4.Схема методики оптимального проектирования крыла из ГПКМсуборбитального МКА ТК.7Третья глава посвящена расчетно-теоретическим исследованиямтеплофизических характеристик сотового заполнителя (СЗ), расчетноэкспериментальнымисследованиямтеплофизическихиоптическиххарактеристик ГПКМ, сочетающих в своем составе СВ и УВ, а такжетеоретическому определению упруго-прочностных характеристик ГПКМ и СЗ.Теплопроводность ГПКМ в направлении, перпендикулярном плоскостиармирования, с различным соотношением СВ и УВ определялась в диапазонетемператур от минус 50 до плюс 150ºС с помощью метода лазерной вспышки наустановке Laser Flash Apparatus LFA 457 MicroFlash (NETZSCH, Германия).Теплопроводность ГПКМ в плоскости армирования определялась припомощи уникальной установки контактного нагрева.

Методика подразумеваланеравномерный нагрев образцов ГПКМ в форме прямоугольной пластины подлине и равномерный – по толщине и ширине. При этом на краях образцарасполагались электрические нагреватели с медными пластинами длявыравнивания температурного поля по ширине образца.Было выявлено линейное снижение теплопроводности ГПКМ сповышением температуры. Установлено, что теплопроводность в направлении,перпендикулярном плоскости армирования ГПКМ с различным соотношениемСП/УП лежит в диапазоне от 0,44 до 1,05 Вт/(м·К) при температуре минус 50ºС,и в диапазоне от 0,23 до 0,56 при температуре 150ºС (Рис. 5). Значениетеплопроводности в плоскости армирования ГПКМ с равным 50% содержаниемСП и УП, составило 3,00+0,25 Вт/(м·К). Полученные значениятеплопроводности в плоскости армирования невелики, поэтому было выдвинутопредположение, что в конструкции крыла, площадь которого составляет 16 м2,«растекание» тепла по поверхности будет происходить очень медленно.Отражательная способность поверхности образцов в спектральномдиапазоне солнечного излучения (от 0,25 до 2,5 мкм) измерялась при помощиавтоматизированного спектрофотометра «Cary 500».

Фотометрическаяпогрешность измерений коэффициента отражения не превышала 1%.Излучательная способность ГПКМ в ИК-диапазоне измерялась в соответствиисо стандартом ISO 16378:2013. В результате выявлено, что отражательнаяспособность ГПКМ в спектральном диапазоне солнечного излучения лежит впределах от 0,078 до 0,348, поглощательная способность – от 0,652 до 0,922, аизлучательная – от 0,868 до 0,936. Для математического моделирования прогреваобшивки крыла были приняты средние значения отражательной,поглощательной и излучательной способностей в спектре Солнца.8Рис.

5.Теплопроводность ГПКМ в направлении, перпендикулярномплоскости армирования (соотношение СП/УП: 1 – 0/100; 2 – 25/75;3 – 50/50; 4 – 75/25; 5 – 100/0).В работе были теоретически определены теплопроводности СЗ изразличных материалов: алюминиевого сплава АМГ-2Н, стали 12Х18Н10Т, СП,УП и ОП. Полученные температурные зависимости эффективнойтеплопроводности различных СЗ свидетельствуют о том, что наилучшимобразом, с точки зрения прогрева для крыла МКА ТК подходит СЗ из ОП и СП.В четвертой главе сформулирована задача оптимизации обшивки крылаМКА ТК из ГПКМ и предложена методика ее решения с использованием ГА.Программная реализация ГА оптимизации обшивки крыла МКА ТК выполненана языке С# в среде Visual Studio 2012.Многокритериальная задача оптимизации для обшивки крыла из ГПКМформулировалась следующим образом: при заданном общем количествемонослоев обшивки и заданных углах укладки необходимо определить такуюпоследовательность укладки монослоев СП и УП и такую толщину слоя СЗ,которым будет соответствовать оптимальное с точки зрения массы, стоимости ипрогиба крыло суборбитального МКА ТК.

Изменение числа монослоев в составепакета, а также углов армирования не допускалось.Были заданы следующие значения варьируемых параметровмногослойного ГПКМ: количество слоев СП – от 0 до 10; количество слоев УПот 0 до 10; порядок расположения слоев в пакете; толщина слоя СЗ – от 5 до40 мм (изменяющаяся с шагом 5мм); углы ориентации каждого слоя αi –[0/+45/90]. К оптимизируемым параметрам относились масса, стоимость ипрогиб крыла. Масса и стоимость крыла складывались из массы и стоимостиобшивок из ГПКМ, СЗ и лонжерона. Таким образом, целевая функция (функция9приспособленности) включала в себя три локальных критерия – массу,стоимость и прогиб конструкции, которые не только «конфликтовали» между,но и имели различные единицы измерений и, соответственно, различныепорядки величин.

Кроме того, каждый локальный критерий, входящий вфункцию приспособленности, обладал разным «весом», зависящим от цели иназначения конструкции. Для удобства вычислений локальные критерии,входящие в функцию приспособленности, были нормализованы. С учетомвышеизложенного, целевая функция была сформулирована в виде: 2 2 2 = 1 ∙ (1 −) + 2 ∙ (1 −) + 3 ∙ (1 −) → ,где 1 , 2 , 3 – весовые коэффициенты критерия прогиба, массы и стоимостикрыла соответственно; , , – текущие прогиб, масса и стоимостьконструкции соответственно; , , – максимальные прогиб, масса истоимость конструкции соответственно.Расчеты автора показали, что для толщины монослоя СП или УП равной0,3 мм, плотности СП – 2200 кг/м3, УП – 1500 кг/м3, СЗ из ОП – 48 кг/м3 дляполностью стеклопластиковой обшивки и СЗ толщиной 40 мм максимальнаямасса крыла составила 602 кг.