Автореферат (Разработка методики проектирования теплонагруженных элементов конструкций крыльев суборбитальных многоразовых космических аппаратов), страница 3

При стоимости этих материалов соответственно325, 3 380 и 14 300 руб/кг, для полностью углепластиковой обшивки и СЗтолщиной 40 мм максимальная стоимость материалов крыла составила2 187 120 руб. Известно, что максимальный прогиб крыла самолета можетдостигать 10% от размаха крыла. Исходя из этого допустимый максимальныйпрогиб крыла МКА ТК был принят равным 600 мм.Весовые коэффициенты определялись методом экспертных оценок спривлечением метода анализа иерархий. Наборы весовых коэффициентов, прикоторых целевая функция достигает своего минимума, свидетельствовали о том,что вес параметра стоимости не должен превышать 10%, а оставшиеся 90% могутбыть распределены между прогибом и массой конструкции в следующихсоотношениях: 20%/70%; 30%/60%; 40%/50% и 50%/40%.В диссертации разработана программа, увязывающая ГА с КЭ-модельюкрыла в Femap, доставляющую в целевую функцию значение прогиба (Рис.

6).Шаги реализации ГА описаны ниже:а. На первом этапе формировалась начальная популяции с числом особей10. Каждая особь представляла собой набор генов (закодированных в двоичномкоде). Вводилась точка отсчета поколений t=0.б. Вычислялось значение функции приспособленности для каждой особипопуляции, а затем находилось среднее арифметическое значение функцииприспособленности всей популяции.Вычисление значения функции приспособленности осуществлялосьследующим образом:10- Случайно сгенерированный для каждой особи генотип передавался вконечно-элементную модель Femap для определения прогиба.̅ () и стоимости крыла ̅ () вычислялись при помощи- Значения массы файла MathCAD и затем также передавались в функцию приспособленности.в. Производился расчет значения функции приспособленности каждойособи в процентах от суммы значений функции приспособленности всех особейв популяции.г.

Была установлена точка отсчета популяций t=t+1. Случайным образом,пропорционально значению функции приспособленности каждой особи,производился выбор двух родителей для реализации оператора кроссинговера.Выбор производился 10 раз.д. Оператор кроссинговера применялся к генотипам выбранных на шаге 3хромосом. Меняя элементы после точки оператора кроссинговера между двумяродителями, создавались 2 новых потомка (Pi(t)):P1: 1 1 / 1 1 1P2: 0 0 / 0 0 0P’1: 1 1 / 0 0 0P’2: 0 0 / 1 1 1е.

С вероятностью 0,5 производился выбор одного из потомков Pi(t) и онсохранялся как член новой популяции.ж. К Pi(t) применялся оператор мутации с вероятностью 0,5. Полученныйгенотип потомка сохранялся как Pk(t).з. Определялось количество хромосом для исключения их из популяциитак, чтобы ее размер оставался постоянным (равным 10). Текущая популяцияобновлялась заменой отобранных хромосом на потомков Pk(t).и. Производилась оценка приспособленности (целевой функции) ипересчет средней приспособленности всей полученной популяции Pk(t).к. При осуществлении условия t=tзаданному поиск заканчивался, если нет, топроисходил переход к п. в.л.

Конец поиска.Программная реализация ГА позволила определить оптимальныеструктуры обшивки в зависимости от различных наборов весовыхкоэффициентов, т.е. предпочтений проектировщиков (Таблица 1).В результате проведения ряда расчетов были выявлены оптимальныеструктуры обшивки крыла для различных наборов весовых коэффициентов(Рис. 7), или, иными словами, предпочтений проектировщиков. Полученныеданные свидетельствовали о том, что ГПКМ в конструкции крыла МКА ТКперспективны, когда «вес» фактора стоимости составляет от 10 до 30%включительно, «вес» фактора массы – от 30 до 60% включительно, а «вес»фактор прогиба – от 20 до 50%, при этом толщина слоя заполнителя составляетот 20 до 30 мм. При «весе» фактора стоимости свыше 30% оптимальнойсчитается обшивка крыла на 100% состоящая из СП, при этом толщина слоязаполнителя увеличивается до 40 мм.11Рис.

6.Схема реализации оптимизации крыла из ГПКМ для МКА ТК.Таблица 1.Оптимальные обшивки крыла при различных наборах весовых коэффициентовВес.коэфф.k1k2k3(W)(M) (C)0,50,40,10,50,20,4120,30,60,20,20,20,4Опт. структураобшивки крылаСП/УП,%ПрогибW, мм0/100Толщина СЗ,мм25[0УП/+45 УП/0УП/+45УП УП/0 /Core25/sym.]УП СП УП[0 /0 /0 /90УП/0УП/Core25/sym.][0УП/90УП/СП СП УП45 /0 /0 /Core20/sym.][0УП/90УП/45СП/0СП/0УП/Core25/sym.][0СП/0СП/45СП/0СП/0СП/Core40/sym.]20/802542340/602049840/60100/02540320МассаМ, ммСтоим.С, млн.руб.3761,74031,54231,24311,35371,10,0290,101475515Цел.функц. G0,0830,0780,098Рис. 7.Оптимальные структуры обшивки крыла для различных набороввесовых коэффициентов.В пятой главе предложена методика и выполнено численноемоделирование теплового режима крыла суборбитального МКА ТК.

Врезультате впервые определены равновесные температуры поверхности крыла,возникающие при радиационном нагреве на внеатмосферном участке спуска приусловии старта и посадки аппарата в районе полигона «Капустин Яр» в зимнее илетнее временя года. Установлено, что максимальные температуры крыла неявляются критическими и составляют: на наветренной стороне 80ºС, наподветренной стороне 44ºС.По результатам расчетов установлено, перепады температур по толщинеобшивки не превышают 5°С, по высоте лонжерона – 15°С.

Для тепловой защитыкромки крыла предложено использовать напыляемое покрытие марки ВТЗ-1.В заключении сформулированы основные результаты работы.ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ РАБОТЫ1. 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, тепло-прочностныхрасчетов и оптимального проектирования обшивки крыла из ГПКМ. При этом13оптимизация обшивки из ГПКМ проводится с использованием стандартного ГА,программно реализованного на языке С#.

Методика является универсальной иможет быть использована при проектировании крыльев из ПКМ для МКАразличных классов и назначений.2. Впервые проведено моделирование теплового режима крыла из ГПКМдля суборбитального МКА ТК. Разработанные модели позволяют оценитьтемпературное состояние конструкции крыла во время полета аппарата посуборбитальной траектории и подобрать материалы, пригодные дляизготовления конструктивных элементов крыла.3. Для суборбитального МКА ТК со стартовой массой 3,5 т определеныоптимальные с позиций жесткости, стоимости и массы параметры обшивкикрыла, к которым относятся: сочетание разнородных армирующих наполнителейв ГПКМ, толщины монослоев, углы ориентации, а также толщина слоя СЗ.Выявлено, что для различных наборов весовых коэффициентов локальныхкритериев (жесткости, массы и стоимости), входящих в функциюприспособленности, оптимальные структуры обшивки также различны.

Так,ГПКМ, состоящие из СП и УП, в обшивке крыла суборбитального МКА ТКперспективны, когда «вес» фактора стоимости составляет от 10 до 30%включительно, «вес» фактора массы – от 30 до 60%, а «вес» фактор прогиба – от20 до 50%, при этом толщина слоя заполнителя составит от 20 до 30 мм. При«весе» фактора стоимости свыше 30% ГПКМ перестают быть перспективнымии оптимальной считается обшивка крыла на 100% состоящая из СП, при этомтолщина слоя заполнителя увеличивается до 40 мм.4. Впервые экспериментально определены оптические и теплофизическиехарактеристики ГПКМ вида СП/УП. Так, отражательная способность ГПКМ вспектральном диапазоне солнечного излучения лежит в пределах от 0,078 до0,348, поглощательная способность – от 0,652 до 0,922, а излучательная – от0,868 до 0,936. Теплопроводность ГПКМ состава СП/УП=50/50 в продольномнаправлении армирования составила 3,00+0,25 Вт/(м·К).

ТеплопроводностьГПКМ в направлении перпендикулярном плоскости армирования для различныхсоотношений СП/УП лежит в диапазоне от 0,44 до 1,05 Вт/(м·К) при температуреминус 50ºС, и в диапазоне от 0,23 до 0,56 при температуре 150ºС. Отмеченолинейное снижение теплопроводности ГПКМ в обоих направлениях сповышением температуры.5. Проведено сравнение двух вариантов ТЗП кромки крыласуборбитального МКА ТК: напыляемого марки ВТЗ-1 и пористого из УККМ.Выявлено, что оба эти покрытия снижают тепловую нагрузку на кромку крыладо приемлемого уровня (253 и 262°С соответственно). Однако, с точки зрениявесовой эффективности более перспективно покрытие из ВТЗ-1, так как егомасса составит 4,5 кг, в то время как масса покрытия из УККМ будет 16,3 кг.14Труды по теме диссертации:1.

Агеева Т.Г., Михайловский К.В. Обоснование выбора материалов длякрыла суборбитального многоразового космического аппарата туристическогокласса // Инженерный журнал: наука и инновации. Электронное научнотехническое издание. 2016. № 10(58). С. 1-13. (0,8 п.л./0,4 п.л.)2. Резник С.В., Просунцов П.В., Агеева Т.Г. Оптимальное проектированиекрыла суборбитального многоразового космического аппарата из гибридногополимерного композиционного материала // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина.2013. № 17. С. 38-42.

(0,3 п.л./0,1 п.л.)3. Пилюгина А.В., Агеева Т.Г. Технико-экономическая эффективностьпроектов космических аппаратов туристического класса // Инженерный журнал:наука и инновации. Электронное научно-техническое издание. 2012. № 9(9).С. 107-119. (0,7 п.л./0,3 п.л.)4. Пилюгина А.В., Агеева Т.Г. Применение метода анализа иерархий приопределении весовых коэффициентов целевой функции оптимизации крыла изгибридного композиционного материала для многоразового космическогоаппарата // Известия высших учебных заведений. Машиностроение.

2015.№ 11(668). С. 114-122. (0,5 п.л./0,3 п.л.)5. Резник С.В., Агеева Т.Г. Анализ проектов и конструктивнотехнологическое совершенство многоразовых космических аппаратовтуристического класса // Труды 34-х Академических чтений по космонавтике.Москва. 2010. С. 38-39. (0,13 п.л./0,07 п.л.)6. Reznik S.V., Ageyeva T.G. An Optimization Procedure of Reusable LaunchVehicle Wing Structure // Proceeding of 1-st International Conference on AdvancedPolymer Matrix Composites. Harbin.

China. 2010. P. 110-111. (0,15 п.л./0,1 п.л.)7. Резник С.В., Агеева Т.Г. Сравнительный анализ конструктивнотехнологического совершенства многоразовых космических аппаратов// Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. «Машиностроение». 2010. Спецвыпускк 180-летию МГТУ им. Н.Э. Баумана. С. 19-34. (1,0 п.л./0,5 п.л.)8. Агеева Т.Г., Дудар Э.Н., Резник С.В. Комплексная методикапроектирования конструкции крыла многоразового космического аппарата// Авиакосмическая техника и технология. 2010. № 2.