Анализ напряженно-деформированного состояния конструкции цельноповоротного вертикального оперения малогабаритного аэрокосмического летательного аппарата

Полный текст

Введение Известны разработки аэрокосмических летательных аппаратов, главной отличительной особенностью которых является способность многократно отправляться на орбиту и возвращаться обратно с полезным грузом на борту [1]. В качестве метода возврата такие аппараты используют аэродинамическое планирование [2]. Наиболее известными являются американский «Space Shuttle» и советский «Буран» [34]. Изначальная идея, предшествующая созданию этих аппаратов, предполагала снижение стоимости вывода килограмма полезного груза за счет существенной экономии, обеспечиваемой использованием единожды созданного аппарата многократно для различных миссий. При этом экономия могла быть возможна только при условии удовлетворительного спроса на реализацию пусков. Однако нехватка спроса на подобные услуги и, в случае со «Space Shuttle», катастрофы челноков «Challenger» и «Columbia», а также многочисленные технические проблемы свели изначальную идею на нет [5]. По некоторым причинам разработка аппаратов такого типа актуальна и сейчас. Одна из наиболее важных причин - вероятное возникновение в будущем высокого спроса на доставку полезных ископаемых и научных образцов с других планет [6]. Другая существенная причина - уже сейчас бурно развивающийся суборбитальный, орбитальный и лунный туризм. В настоящее время разработки космических аппаратов туристического класса ведут несколько компаний, конкурирующих в каждом из типов туризма. Virgin Galactic (аэрокосмический аппарат Space Ship Two) и Blue Origin (капсула New Shepard) - представители суборбитального туризма. Boeing (капсула CST-100 Starliner), Bigelow Aerospace (орбитальный модуль B330), Orion Span (орбитальная станция Aurora) и Axiom Space (орбитальная станция Axiom) занимаются развитием орбитального туризма [9-12]. SpaceX (аэрокосмический аппарат Starship) предлагает туризм за пределами околоземного пространства - к Луне и Марсу [13]. Кроме того, в течение нескольких лет в МГТУ им. Н.Э. Баумана ведется разработка суборбитального космического аппарата «Одуванчик» (рис. 1), выполненного по самолетной схеме [14]. В качестве органов управления в аппаратах самолетного типа, использующих для возврата метод аэродинамического планирования, применяются элементы вертикального оперения (кили). Наибольшая эффективность киля достигается путем проектирования его конструкции по цельноповоротной схеме. Преимущество цельноповоротной схемы перед классической схемой, включающей статичный профиль с подвижным рулем направления в его задней части, заключается в возможности поворота всей конструкции аэродинамического профиля вокруг центральной оси, что позволяет генерировать боковую аэродинамическую силу одинаково эффективно в большом диапазоне скоростей [15]. Важной задачей при проектировании киля является выбор конструкционных материалов, учитывающих разнородные условия функционирования изделия, а также определение облика силовой схемы и внешней обшивки. Силовой набор и обшивка должны обеспечивать жесткость конструкции, поскольку аэродинамический профиль в процессе обтекания должен строго сохранять форму, что позволит избежать возникновения нерасчетных возмущенных потоков, завихрений и вредоносных вибраций. Цель данной работы заключается в определении наиболее эффективной схемы конструирования обшивки профиля киля и анализе подходящих материалов. 1. Определение конструктивно-компоновочной схемы Рис. 1. Суборбитальный аэрокосмический аппарат «Одуванчик», МГТУ им. Н.Э. Баумана Figure 1. Suborbital aero-spacecraft «Oduvanchik», Bauman Moscow State Technical University Условия работы киля предполагают высокие тепловые нагрузки при планировании на больших высотах [16]. На низких высотах на киль действует динамический скоростной напор, обусловленный высокой скоростью полета V и плотностью воздуха ρ [17]. Возможность создания теплозащитных покрытий из керамоматричных композиционных материалов рассматривается в работах [18-21]. Однако, поскольку аппарат многоразового типа максимально эффективен при минимальном количестве межполетных операций, было принято решение упростить конструкцию киля путем отказа от использования теплозащиты. Причиной этого стал факт необходимости межполетного тестирования существующих сегодня теплозащитных покрытий или даже полной их замены [22]. На участке плазмообразования тепловые нагрузки на киль гораздо меньше, нежели на днище или крылья, поскольку киль находится в теневой зоне летательного аппарата, планирующего под углом атаки α = 40° [23]. В качестве критерия выбора материалов, подходящих для изготовления изделия без применения теплозащиты, использовалось известноe распределение температур по профилю (рис. 2). В соответствии с информацией о величинах нагрева были выбраны композиционные керамические материалы, армированные углеродными волокнами и титановые сплавы [24]. Рис. 2. Распределение температур, °C, по поверхности киля [4] Figure 2. Temperature values, °C, on the airfoil surface [4] Температура на линии растекания достигает 850 °C. Следовательно, единственный материал, рациональный для изготовления носка, - углерод-керамический композит. В остальных зонах температура значительно ниже, что дает возможность использовать титан для всех элементов силового каркаса. Предметом наибольшего интереса являются обшивки изделия, так как существует несколько схем их конструирования, в отличие от силового каркаса киля, конструкция которого стандартна и включает в себя набор лонжеронов и нервюр [25]. Силовой каркас цельноповоротного киля представлен на рис. 3. Рис. 3. Силовой каркас киля: 1 - ось; 2 - лонжерон; 3 - носок; 4 - нервюра; 5 - стержень Figure 3. The stabilator carcass: 1- axis; 2 - spar; 3 - leading edge; 4 - rib; 5 - back edge Обшивки могут быть представлены как в виде листа из титанового сплава или углерод-керамических композиционных материалов, так и в виде более сложной трехслойной конструкции с сотовым заполнителем. 2. Определение действующих механических нагрузок Для определения силовых нагрузок, возникающих при движении профиля киля в воздушной среде, использовался модуль для решения задач гидрогазодинамики Fluent, включенный в программный пакет для численного моделирования ANSYS. На основании данных о параметрах типичной траектории спуска аэрокосмического летательного аппарата, были выбраны 5 расчетных точек (табл. 1) [26]. Для этих точек решалась задача внешнего обтекания профиля киля набегающим потоком под углом 15 градусов к плоскости симметрии. Такое направление потока создает наиболее опасные асимметричные нагрузки. Для анализа использовалась модель объема воздушной среды с размерами, обеспечивающими получение достоверных результатов в пристеночном слое обтекаемого тела. Размеры определялись так, чтобы расчетная область позволяла полноценно моделировать все огибающие потоки. Геометрическая модель расчетной области изображена на рис. 4. Таблица 1 Точки траектории, выбранные для анализа внешнего обтекания киля Table 1 Trajectory points, chosen for aerodynamic flow-around analysis № Высота полета, м Flight altitude, m Скорость полета, м/с Flight velocity, m/s 1 11560 274 2 8970 237 3 6790 209 4 4850 189 5 380 156 Рис. 4. Геометрическая модель расчетной области Figure 4. Geometric model of the calculation domain 3. Анализ напряженно-деформированного состояния обшивок киля Для расчета напряженно-деформированного состояния использовался модуль Static Structural пакета ANSYS. Геометрическая модель, использовавшаяся в расчете, представлена на рис. 5. За основу была взята трехслойная конструкция из титанового сплава с сотовым заполнителем толщиной 10 мм. Толщины двух других обшивок определялись таким образом, чтобы их масса соответствовала массе трехслойной конструкции. Так, толщина листа из титанового сплава - 0,54 мм, толщина листа из углерод-керамического композита - 1,16 мм. Внешние нагрузки задавались в соответствии с максимальным действующим на киль динамическим давлением, определенным в анализе внешнего обтекания. Оценка эффективности обшивок проводилась путем сравнения прогиба обшивки на линии А (см. рис. 4), расположенной между продольными силовыми элементами (см. рис. 3). Прогиб рассматривался в направлении по нормали к поверхности. Рис. 5. Геометрическая модель киля Figure 5. Stabilator geometric model 4. Результаты и обсуждение В результате анализа внешнего обтекания было получено действующее на киль динамическое давление в каждой из расчетных точек. Зависимость динамического давления от высоты полета представлена на графике рис. 6, на котором отчетливо видно, что максимальная нагрузка, действующая на киль, формируется на высоте 380 м, достигая значения 14 520 Па. Рис. 6. Действующее на киль динамическое давление набегающего потока по высоте полета Figure 6. Dynamic pressure, acting on stabilator, by flight altitude Распределение динамического давления, действующего на наветренной и подветренной сторонах киля в наиболее нагруженной точке траектории полета 5 показано на рис. 7. а б Рис. 7. Распределение динамического давления на поверхности киля: а - наветренная сторона; б - подветренная сторона Figure 7. Dynamic pressure distribution on stabilator surface: а - windward side, б - lee side Рис. 8. Прогибы обшивок по высоте киля (ось абсцисс - линия, соединяющая точки касания нервюр с обшивками) Figure 8. Skin displacements by stabilator height (abscess axis - the line, connecting places, where skin touches the ribs) По результатам анализа напряженно-деформированного состояния обшивок, представленным на рис. 8, можно судить о том, что трехслойная конструкция является оптимальной, поскольку имеет наименьший прогиб при заданных нагрузках. Помимо этого расчет показал, что листы из титанового сплава и углерод-керамического композита, эквивалентные по массе трехслойной конструкции, не выдерживают действующих нагрузок, испытывая напряжения, превышающие предел прочности материалов. Несмотря на доказанную расчетом эффективность трехслойной конструкции в качестве обшивки, не стоит забывать об экономических аспектах, а именно о степени сложности технологии ее изготовления и сборки с остальными узлами конструкции киля. Монолитный лист титана легко изготавливается прокаткой, принимает любую форму штамповкой и может быть закреплен на несущем каркасе при помощи клепки. Трехслойная конструкция намного сложнее в изготовлении, поскольку подразумевает операции пайки в вакууме, а также при сборке, так как требует дополнительных переходных элементов для крепления к каркасу. Таким образом, выбор между той или иной схемой конструирования обшивки может во многом зависеть не столько от конкретных показателей эффективности «в числах», сколько от стоимости изготовления.

Об авторах

Андрей Андреевич Чистяков

Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана (национальный исследовательский университет)

Автор, ответственный за переписку.
Email: chistyakov_andrew@outlook.com

магистрант кафедры СМ13 «Ракетно-космические композитные конструкции» МГТУ им. Н.Э. Баумана

Российская Федерация, 105005, Москва, 2-я Бауманская ул., д. 5, стр. 1

Валерий Павлович Тимошенко

Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана (национальный исследовательский университет)

Email: moltim@yandex.ru

профессор кафедры СМ13 «Ракетно-космические композитные конструкции» МГТУ им. Н.Э. Баумана; д-р техн. наук

Российская Федерация, 105005, Москва, 2-я Бауманская ул., д. 5, стр. 1

Список литературы