Методика разработки конструктивно-силовой схемы и теплозащитного покрытия крыла суборбитального многоразового космического аппарата туристического класса

Во введении обоснована актуальность темы, сформулированы цель и необходимые для ее достижения задачи, научная новизна, практическая значимость работы, основные положения, выносимые на защиту, описана структура диссертации.
В первой главе рассмотрены конструктивные схемы современных МКА ТК, их траектории полета, способы вывода на орбиту и посадки, а также материалы, применяемые в силовой конструкции и тепловой защите. Анализ литературных данных показал, что суборбитальный МКАТК занимает промежуточное положение между орбитальными самолетами, такими как Буран и Space Shuttle, и сверхзвуковыми летательными аппаратами. Однако накопленный ранее опыт создания таких аппаратов не применим к МКА ТК в силу значительных различий в скорости полета, уровне нагружения, классах применяемых материалов. Ситуация осложняется тем, что в открытых источниках отсутствуют надежные сведения о методах и подходах к формированию облика МКА ТК в целом и его наиболее нагруженных в силовом и тепловом отношении элементов. В настоящее время создание МКА ТК,
обладающего высоким конструктивно-технологическим совершенством, возможно только при использовании методики, которая учитывает совокупность процессов его эксплуатации (силовое и тепловое нагружения, аэродинамическое обтекание, динамика спуска в атмосфере), использовании современных методов математического моделирования и оптимизации и учете особенностей функционирования композитной конструкции.
Технически сложным элементом конструкции МКА ТК, в значительной мере определяющим его массовую эффективность, является его крыло, которое было выбрано в качестве объекта исследования диссертационной работы. Для синтеза его рациональной конструкции необходим комплексный подход, позволяющий удовлетворить всей совокупности требований по прочности силовых элементов и обшивки, обеспечить их допустимый тепловой режим при минимальной массе и стоимости. Для решения поставленной задачи предложена новая междисциплинарная методика выбора рациональных параметров композитного крыла, которая учитывает основные взаимосвязи процессов, протекающих в полете, и включает в себя девять этапов. Общая схема предлагаемой методики представлена на Рисунке 1.
Рисунок 1 – Методика разработки конструктивно-силовой схемы и теплозащитного покрытия крыла МКА ТК
Методика включает в себя девять этапов, которые делятся на две группы – этапы (I-V) направлены на определение исходных данных по силовым и тепловым нагрузкам, действующим на МКА ТК, и характеристик композиционных материалов, а в рамках этапов (VI-IX) проводится собственно разработка конструктивно-силовой схемы и теплозащитного покрытия крыла.
Первый этап методики состоит в моделировании внешнего обтекания крыла МКА ТК и определении нагрузок, которые позже используются при анализе напряженно-деформированного и температурного состояния крыла (I).
Для обеспечения высокого аэродинамического качества крыла, увеличения его несущих свойств производится оптимизация размеров крыла для до- и сверхзвукового режима полета (II). При этом решается задача максимизации аэродинамического качества и минимизации площади (а, следовательно, и массы крыла). Для обоих режимов устанавливается ограничение на минимальный угол стреловидности крыла, а для дозвуковой скорости полета – на величину подъемной силы, необходимой для совершения посадки. Варьируемыми проектными параметрами на данном этапе методики выступают геометрические размеры крыла.
В рамках III этапа решается задача выбора рациональной программы спуска МКА ТК. Для определения аэродинамических коэффициентов аппарата для выбранной на основе параметрического анализа формы крыла (II) используются результаты моделирования внешнего обтекания МКА при различных числах Маха, углах атаки и высотах полета.
Поскольку для КМ практически полностью отсутствуют справочные данные об их физико-механических и теплофизических характеристиках при различных схемах армирования, то для анализа напряженно-деформированного и температурного состояния крыла предусматривается их расчетно- теоретическое определение на основе метода многомасштабного моделирования (IV). Достоверность полученных расчетно-теоретических значений характеристик материалов подтверждается их валидацией на основе экспериментальных исследований, что и предусмотрено этапом методики (V).
Синтез силового набора крыла, проводимый на этапе (VI), основан на последовательном использовании метода топологической оптимизации для определения сначала оптимального количества и мест размещения силовых элементов крыла, а в дальнейшем для уточнения их формы. Целью этапа является снижение массы силового набора при соблюдении условий прочности.
Этап (VII) методики включает в себя параметрическую оптимизацию многослойной обшивки крыла МКА ТК (толщин слоев ГПКМ и СЗ и углов укладки слоев ГПКМ). В качестве целевой функции в этом случае выступает масса обшивки, а в качестве ограничений – уровни напряжений в отдельных слоях.
Заключительными этапом методики является тепловое проектирование крыла, в рамках которого проводится моделирование температурного состояния крыла (VIII) и определяются значения толщины теплозащитного покрытия (IX). Целью данных этапов является обеспечение необходимого температурного состояния обшивки крыла. Ограничениями в этом случае становятся уровни температуры силовых элементах и обшивки, варьируемыми параметрами – толщины ТЗП на отдельных секциях крыла, а в качестве целевой функции выступает суммарная массы покрытия на всех секциях.
Вторая глава диссертации посвящена решению взаимосвязанной задачи выбора размеров крыла и программы изменения угла атаки МКА ТК.
В качестве расчетных при определении проектного облика крыла МКА ТК выбраны два режима его полета:
1. Дозвуковой режим полета непосредственно перед посадкой МКА ТК на аэродром, что связано с необходимостью сохранения необходимого уровня подъёмной силы и посадочной скорости.
2.Сверхзвуковой режим полета на участке входа в плотные слои атмосферы под большим углом атаки с максимальным аэродинамическим качеством.
Задача оптимизации для обоих случаев формулировалась следующим образом: минимизировать площадь поверхности крыла (что обеспечивало снижение его массы), безотрывно обтекаемого потоком сжимаемой среды, и одновременно максимизировать его аэродинамическое качество. При этом накладывалось ограничение на минимальный угол стреловидности. Для дозвукового режима дополнительно вводилось ограничение на отношение подъемной силы в поточной системе координат к весу аппарата, что гарантировало достаточность подъемной силы для совершения посадки.
Для решения задачи оптимизации создана параметризованная геометрическая модель, в которой в качестве проектных параметров были выбраны следующие: длина крыла, корневая и концевая хорда крыла, максимальная высота профиля корневой и концевой хорды, относительное расположение крыла относительно фюзеляжа.
Рисунок 2 – Изменение формы крыла: 1 – проект; 2 – начальное приближение; 3 – новая форма
В результате проведенной оптимизации показано, что наиболее существенно, по сравнению с предшествующим проектным решением, изменились параметры, характеризующие корневую и концевую хорду крыла (Рисунок 2). При этом площадь крыла (консоли) была снижена с 16,5 м2 до 8,7 м2 (47,3%).
Данная конфигурация крыла использовалась для анализа аэродинамического обтекания и выбора рациональных траекторных параметров МКА ТК. Рассматривался наиболее сложный отрезок суборбитальной траектории – спуск МКА ТК в атмосфере. Перемещение МКА ТК в пространстве описывалось кинематическими уравнениями движения центра масс. Ограничениями при выборе параметров траектории выступали максимальные поперечные перегрузки, скоростной напор и тепловой поток. На этапе постановки задачи предполагалось двухканальное управление движением МКА ТК: по каналам угла атаки и скоростного угла крена. При этом маневр аппарата по крену должен был проводиться только при превышении заданного уровня перегрузки.
В результате анализа выбрана программа изменения угла атаки (Рисунок 4 а), позволяющая удовлетворить всем поставленным ограничениям,
обеспечить пологое планирование МКА ТК (Рисунок 4 б) и использовать лишь одноканальное управление по углу атаки.
аб
Рисунок 4 – Изменения траекторных параметров и ограничений во времени: а) угол атаки α; б) высота полета r и скорость V
В третьей главе представлен комплекс теоретических и экспериментальных исследований характеристик КМ обшивки крыла. Для их расчетно-теоретического определения использовался метод многомасштабного математического моделирования. В рамках данного метода были созданы модели представительных элементов объемов стекло-, углепластика, а также арамидного СЗ (Рисунок 5), к которым прикладывались силовые и тепловые нагрузки, а затем расчетным путем определялись искомые характеристики.
абв Рисунок 5 – Представительные элементы объема углепластика (а),
стеклопластика (б) и СЗ (в)
С целью подтверждения достоверности теоретических оценок характеристик проведен комплекс расчетно-экспериментальных работ. Для этого изготовлены комплекты образцов стекло- и углепластика, а также натурный образец обшивки крыла методом вакуумной инфузии.
Физико-механические характеристики образцов стекло- и углепластика в направлениях армирования 0° и 90° определялись путем испытания на растяжение в соответствии с ГОСТ 56785-2015, а их коэффициенты теплопроводности в поперечном направлении (λ⊥) исследовались с помощью стандартной экспериментальной установки Laser Flash Apparatus (NETZSCH, Германия).
Для определения коэффициента теплопроводности стекло-, углепластика, а также арамидного СЗ предложен расчетно-экспериментальный подход, основанный на решении коэффициентных обратных задач теплопроводности (КОЗТ). Подход предусматривает использование специализированных
установок разработки МГТУ им. Н.Э. Баумана для контактного нагрева образцов с регистрацией изменения температуры их поверхности с помощью тепловизора. Экспериментально зарегистрированные зависимости температуры от времени в нескольких точках образца являлись исходными данными для решения КОЗТ, формулировка которой предусматривала определение коэффициента теплопроводности материала, который обеспечивает минимум функционала невязки S экспериментальных и расчетных значений температур в точках измерений. Для определения коэффициентов теплопроводности стекло-, углепластика использовались плоские образцы размерами 25х150 мм и решалась трехмерная КОЗТ идентификации температурной зависимости коэффициента теплопроводности в плоскости армирования. При исследовании коэффициента теплопроводности арамидного СЗ использовался натурный образец обшивки крыла размером 150х150 мм и толщиной 12 мм и решалась двумерная КОЗТ, которая формулировалась следующим образом:
где S – функционал невязки; u
– вектор оцениваемых параметров; r сз , z сз –
1 2
SuTTe ;u;; (1)
cc

r сз z сз

коэффициенты теплопроводности СЗ в направлениях r , z соответственно, Вт/(м∙К); Tc и Tce – расчетные и экспериментальные значения температуры, К.
Математическая модель процесса теплообмена в элементе обшивки записывалась в виде:
Рисунок 6 – Расчетная схема процесса теплообмена
C

TTr,z,1  r TTr,z,
обш
обш  r r  r обш r    TTr,z,,   ;
 
zzобш z 1 3 
(2)
(3)
(4) 9
C  Tr,z,1  r Tr,z,
сз сз
 rr rсз r
 
   Tr,z,;  zzсз z 2

Начальные условия:
Tr,z,T ,    ; 0 123

Граничные условия:
Tr,z,    4   T r, Tr,z,T   Tr,z, T4 ,
zобшz fобш (5)
r,zГ1 Г5 ;
rобш TTr,z,0, r,zГ2  Г4 ; (6)
r
rсз TTr,z,0, r,zГ3; (7)
f
r
Tr,z,T , r,zГ ,
(8) где T – температура, К; τ – время процесса, с; C – теплоемкость, Дж/(кг∙К);  – плотность, кг/м3;  – коэффициент теплопроводности, Вт/(м∙К);  – область образца; Г – поверхность образца; δ – толщина; z и r – координаты, м. Индексы «обш» и «сз» относятся к обшивке и СЗ соответственно. Индексы r и z указывают
на направление оси анизотропии образца.
Сравнительный анализ результатов расчетно-теоретического и расчетно-
экспериментального исследования показал их хорошее согласие (Таблица 1), что говорит о надежности разработанных математических моделей и возможности их применения для дальнейшего анализа напряженно-деформированного и температурного состояния крыла МКА ТК.
Таблица 1 – Сравнение результатов теоретического и экспериментального исследования характеристик стекло-, углепластика и арамидного СЗ
н6
Наименование материала
Характеристика при T=20°C
Результаты теоретического исследования
Результаты экспериментального исследования
Различие, %
Стеклопластик
Углепластик
Арамидный сотовый заполнитель
Е0 30,0 Е90 24,5 λII 0,55 λ⊥ 0,49
Е0 120,0 Е90 9,4 λII 4,9
λ⊥ 0,63
λ⊥ 0,068 – λII в направлении x 0,047 – λII в направлении y 0,046
25,4 15,4 20,2 9,4 0,51 6,7 0,46 6,1
114,0 5,0 7,8 17,5 4,5 8,1
0,59 6,3 0,071 3,12 0,053 11,90 0,053 13,78
Примечание: Е0 и Е90 – модуль упругости в продольном и поперечном направлениях соответственно, МПа; λII и λ⊥– коэффициент теплопроводности в продольном и поперечном направлениях соответственно, Вт/(м∙К); T – температура, °С.
В четвертой главе диссертации приведены результаты синтеза силового набора крыла и структуры его многослойной обшивки для до- и сверхзвукового режимов полета на основе методов топологической и параметрической оптимизации.
Для построения силового набора крыла, обладающего высоким конструктивно-технологическим совершенством, проводилась двухэтапная топологическая оптимизация. На первом этапе определялось оптимальное количество и места размещения силовых элементов крыла. Для этого построена трехмерная область проектирования, заполняющая весь внутренний объем крыла. Задача оптимизации данного этапа формулировалась следующим образом: минимизировать податливость крыла при ограничении на максимальную объемную долю материала. Такое ограничение устанавливало, какой процент материала проектной области должен быть оставлен, и определяло пути распределения усилий в крыле. Для исключения возникновения эффекта «шахматной доски» в зонах с преобладающим сдвиговым характером деформаций, задавался радиус фильтрации (минимальный размер силового элемента). Коэффициент пенализации при этом выбирался равным 3 для снижения количества элементов с промежуточной плотностью. В качестве проектных переменных использовались значения плотностей конечных элементов. Как видно, в результате решения задачи получена древовидная конструкция, на основе которой была предложена схема силового набора, состоящего из двух лонжеронов и трех нервюр (Рисунок 7).
Второй этап заключался в нахождении оптимального распределения материала в элементах силового набора. Для этого решалась задача, целью которой являлась минимизация податливости крыла при ограничении на максимальные напряжения в слоях обшивки. Исходя из эксплуатационных требований для нервюр дополнительно накладывалось ограничение pattern repetition, которое позволяет получать геометрически подобные топологические схемы.
1
Рисунок 7 – Результат решения задачи топологической оптимизации силового набора крыла (1) и выбранные места размещения его элементов (2)
Картина распределения плотности материала, полученная в результате решения задачи топологической оптимизации приведена на Рисунке 8. При этом нервюры образуют фермено-балочную конструкцию и включают в себя две Х- образных и три I-образных стойки. У лонжеронов, в свою очередь, наибольшее количество материала сконцентрировано вблизи корневой хорды, где и локализованы максимальные напряжения. При этом задний лонжерон имеет более плотное распределение материала, чем передний.
Для проверки выполнения ограничений, примененных при топологической оптимизации силового набора крыла, проводилась процедура верификации. С целью обеспечения целостности обшивка в местах ее крепления
к продольному и поперечному силовому набору дополнительно в конструкцию были введены полки лонжеронов и нервюр. В результате анализа показано, что максимальные напряжения в монослоях обшивки и силового набора не превышают допустимые.
аб
Рисунок 8 – Распределение относительной плотности в нервюрах (а) и лонжеронах (б) (обшивка условно не показана)
Для дальнейшего повышения массовой эффективности крыла проведена оптимизация слоистой структуры его обшивки и предложено ее деление на секции. Целевой функцией при оптимизации структуры обшивки крыла являлась масса крыла, а ограничение накладывалось на коэффициент запаса прочности конструкции, принятого равным двум. Варьируемыми параметрами при этом выступали толщины и углы укладки монослоев стекло- и углепластика и толщина слоя СЗ.
В результате была предложена оптимальная структура для каждой секции крыла. Установлено, что рациональным конструктивным решением является поперечное деление обшивки крыла на секции. Так, масса консоли крыла с обшивкой постоянной толщины в результате решения задачи оптимизации составила 247,5 кг, с поперечным делением на секции – 186,6 кг, с продольным – 240,3 кг.
Пятая глава диссертации посвящена тепловому проектированию крыла, и заключалось в выборе минимальной толщины теплозащитного покрытия, которая обеспечивает требуемый температурный режим конструкции.
Исходными данными для анализа температурного состояния крыла выступало пространственно-временное распределение тепловой нагрузки, полученное на этапе моделирования аэродинамического обтекания для десяти точек траектории спуска в диапазоне высот от 70 до 20 км. В этом случае крыло МКА ТК представлялось в виде набора секций с различными эффективными теплофизическими характеристиками. Моделировался нестационарный процесс прогрева крыла при спуске аппарата в атмосфере общей длительностью 208 c. При этом учитывался как конвективный аэродинамический нагрев крыла, так и радиационный теплообмен внешней поверхности крыла с окружающей средой. Поверхность крыла считалась серой с интегральной степенью черноты ε=0,8.
В результате анализа температурного состояния крыла показано, что максимальная температура его поверхности достигает 158°С (Рисунок 9), что заметно превышает теплостойкость эпоксидной матрицы, используемой в обшивке, которая составляет 120 °С. Данный факт говорит о необходимости применения специального ТЗП.
В качестве материала ТЗП предложено использовать сферопластик (синтактный пенопласт), который представляет собой двухкомпонентную композицию, содержащую полимерную матрицу, в которую внедрены стеклокристаллические микросферы размером от 10 до 100 мкм, имеющие замкнуто-ячеистую структуру и наполненные азотом и углекислым газом. Максимальная рабочая температура выбранного сферопластика составляет 160°С. Предполагается, что ТЗП наносится на наружную поверхность крыла методом напыления.
Для определения рационального размещения ТЗП по поверхности крыла решалась задача параметрической оптимизации, цель которой
состояла в
распределения
толщины
обладающего
массой,
температура обшивки не будет
превышать Tmax=120°С. На основе анализа 100 расчетных случаев была построена поверхность отклика выходных величин (температуры поверхности крыла под ТЗП и массы ТЗП) на изменение входных (толщины ТЗП). На ее основе с помощью генетического алгоритма были определены оптимальные значения толщины ТЗП на различных участках обшивки. Стоит отметить, что в силу технологических причин участки с толщиной ТЗП, находящейся в диапазоне от 0 до 0,25 мм, исключались из рассмотрения, и для данных участков крыла нанесение ТЗП не предусматривалось. На основе проведенного поверочного расчета было показано, что использование слоя сферопластика с переменной толщиной от 0,25 до 1 мм обеспечивает защиту конструкции крыла от перегрева. Общая масса полученного теплозащитного покрытия при этом составила около 36,1 кг, что соответствует 19% массы силовой конструкции крыла.
Можно сделать вывод, что новая междисциплинарная методика за счет проведения топологической оптимизации силового набора, параметрической оптимизации структуры обшивки и толщин теплозащитного покрытия позволяет снизить массу, повысить несущую способность крыла и обеспечить требуемый температурный режим. В результате использования методики была предложена конструктивно-компоновочная схема крыла суборбитального легкого МКА ТК «Одуванчик» (Рисунок 10), масса консоли которого на 255 кг меньше чем у предшествующего проектного решения.
В общих выводах и заключении сформулированы основные результаты диссертационной работы.
В приложении представлен перечень современных суборбитальных МКА ТК. Рассмотрены типы аппаратов, их аэродинамические схемы, способы старта и посадки, а также используемые компоненты топлива.
при
нахождении по крылу покрытия, минимальной котором
Рисунок 9 – Температурное состояние поверхности крыла МКА ТК в момент времени 103 с траектории спуска, °С
Теплозащитное покрытие
Силовой набор
6 7
4
Обшивка крыла
Рисунок 10 – Конструктивно-компоновочная схема МКА ТК (цифрами обозначены номера секций обшивки)
ОСНОВНЫЕ ВЫВОДЫ И ЗАКЛЮЧЕНИЕ
1. Предложена новая междисциплинарная методика конструктивно-силовой схемы композитного крыла МКА ТК, основанная на моделировании взаимосвязанных процессов механики композитов, теплообмена, динамики полета и аэродинамики. Вычислительная стратегия методики состоит в итерационном решении ряда отдельных задач оптимизации, связанных с выбором геометрических размеров крыла, рациональной программы изменения угла атаки, формирования облика силового набора крыла и его теплозащитного покрытия.
2. Определены оптимальные геометрические размеры крыла из условия максимального аэродинамического качества на до- и сверхзвуковом режимах полета и минимальной площади с аэродинамическим качеством K = 3,5 при посадке и K = 1,1 на сверхзвуковом режиме полета, а также выбрана рациональная программа изменения угла атаки, которая реализует пологий спуск МКА ТК в атмосфере и обеспечивает допустимый уровень перегрузок, скоростного напора и теплового потока.
3. Впервые разработана и опробована методика определения коэффициентов теплопроводности материалов обшивки крыла, основанная на решении совокупности двумерных и трехмерных коэффициентных обратных задач. По итогам экспериментальных исследований подтверждены расчетно- теоретические оценки теплофизических характеристик угле- и стеклопластика, и впервые исследована теплопроводность арамидного СЗ в двух направлениях.
4. На основе решения комплекса задач топологической и параметрической оптимизации предложена схема силового набора и структуры многослойной обшивки крыла МКА ТК, отвечающая условиям прочности и обладающая высоким конструктивно-технологическим совершенством (μk=0,267; η ≥ 2).
3 1
синтеза

5. Установлено, что нанесение теплозащитного покрытия толщиной от 0,25 мм до 1 мм и массой около 36,1 кг обеспечивает необходимый температурный режим обшивки и силового набора крыла.
6. Применение новой методики для разработки крыла легкого МКА ТК «Одуванчик» показало возможность снижения массы консоли на 255 кг по сравнению с предшествующим проектным решением.