Введение
Космический туризм является следующим ключевым этапом в успешном освоении космоса. Необходимо сделать космические полеты доступными и безопасными для малоподготовленных пассажиров. В России в московском государственном техническом университете имени Н.Э. Баумана ведутся разработки проекта многоразового космического аппарата «Одуванчик», предназначенного для космических туристических полетов.
Туристический полет в космос является суборбитальным и происходит при скоростях порядка 3 М (порядка 1000 м/с) по баллистической траектории [1]. Такие полеты относятся к классу сверхзвуковых. Современные сверхзвуковые летательные аппараты должны обладать достаточной осевой жесткостью для преодоления звукового барьера (на скорости 0,85-1,2 М) и в то же время быть маневренными и устойчивыми как во время сверхзвукового движения, так и на дозвуковых этапах. Кроме того, необходимо применение теплостойких материалов ввиду сильного аэродинамического нагрева. Исходя из данных требований необходимо разработать оптимальную по массе и физико-техническим характеристикам конструкцию фюзеляжа многоразового космического аппарата туристического класса.
Многоразовый космический аппарат туристического класса «Одуванчик» (Рисунок 1) – это аппарат, выполненный по крылатой схеме, предназначенный для суборбитальных туристических полетов. В конструкции «Одуванчика» использованы в основном полимерные композитные материалы на основе углепластика и стеклопластика, а также некоторые другие материалы.
Рисунок 1 – Многоразовый космический аппарат туристического класса «Одуванчик» [2].
Крыло многоразового космического аппарата «Одуванчик» представляет собой изолированную трапециевидную слоистую пластину конечного размаха, состоящую из одного лонжерона, продольных ребер и тонких обшивок (Рисунок 3) [3]. Применение слоистой обшивки дает целый ряд преимуществ в сравнении с однослойной: слоистая обшивка имеет большую поперечную жесткость, и, следовательно, высокие критические напряжения.
Крыло обладает следующими конструктивными параметрами:
- трапециевидная форма со стреловидностью 45º;
- относительная толщина профиля – 12%;
- вогнутость профиля – менее 1,5 % (малая вогнутость).
Рисунок 3 – Схема геометрической модели крыла многоразового космического аппарата «Одуванчик»
Угол стреловидности 45º по передней кромке позволяет снизить максимальную температуру аэродинамического нагрева. Площадь крыла составляет 32 м2 и обеспечивает заданную посадочную скорость от 200 до 240 км/ч при расчетной массе многоразового космического аппарата туристического класса «Одуванчик» - 3,5 тонны [4].
Полет летательного аппарата зависит от характеристик его фюзеляжа и оперения, поэтому необходимо разработать оптимальную по массе и аэродинамическим характеристикам конструктивно-силовую схему крыла и фюзеляжа. Достичь удовлетворительных значений данных показателей возможно с применением перспективных композитных материалов, в частности гибридных полимеров.
Целью настоящей работы является анализ конструктивно-силовой схемы крыла с заданными материалами в момент его наибольшего нагружения и заключение по результатам анализа целесообразности применения исследуемого гибридного материала для конструирования элементов и деталей многоразового космического аппарата.
Для проведения математического моделирования нагружения конструктивно-силовой схемы крыла многоразового космического аппарата «Одуванчик» необходимо обладать данными о действующих на него нагрузках и характеристиках, применяемых в конструкции гибридного полимерного композитного материала и стекло- и углепластика (соотношение долей стекло- и углепластика 75% и 25% соответственно) и сотового заполнителя Кевлар N636, а также о применяемом в деталях силового набора углепластике. Расчетные физико-механические характеристики данных материалов редставлены в таблицах 1 – 3 [5 – 7].
Распределение действующих на крыло нагрузкок в момент наибольшего нагружения (планирующий спуск в атмосфере) изображено на рисунке 4.
Исследуемое крыло имеет сендвичную обшивку, которая состоит из 3х слоев: внешние слои из гибридного композиционного материала из стекло-углепластика с соотношением стеклопластика и углепластика 75 к 27 соответственно толщиной 1,5 мм, внутренний слой состоит из сотового заполнителя пара-арамида KEVLAR N636. Силовой набор состоит из одного лонжерона и 8 подкрепляющих ребер.
Таблица 1. Физико-механические характеристики гибридного полимерного композитного материала и стекло- и углепластика
|
Наименование |
Единица изм. |
Значение |
|
Плотность |
кг/м3 |
2120 |
|
Модуль Юнга по оси X |
Па |
2,74·1011 |
|
Модуль Юнга по оси Y |
Па |
3,13·1011 |
|
Модуль Юнга по оси Z |
Па |
4·106 |
|
Коэф. Пуассона по оси X |
Па |
0,24 |
|
Коэф. Пуассона по оси Y |
Па |
0,27 |
|
Коэф. Пуассона по оси Z |
Па |
7,3833 |
|
Модуль сдвига по оси X |
Па |
5,17·109 |
|
Модуль сдвига по оси Y |
Па |
5,17·109 |
|
Модуль сдвига по оси Z |
Па |
4,67·109 |
|
Прочность при растяжении по оси X |
Па |
7,84·109 |
|
Прочность при растяжении по оси Y |
Па |
7,84·109 |
|
Прочность при растяжении по оси Z |
Па |
9,3·109 |
|
Прочность при сжатии по оси X |
Па |
-1,92·109 |
|
Прочность при сжатии по оси Y |
Па |
-1,92·109 |
|
Прочность при сжатии по оси Z |
Па |
-1,45·109 |
|
Прочность при сдвиге по оси X |
Па |
1,08·106 |
|
Прочность при сдвиге по оси Y |
Па |
1,08·106 |
|
Прочность при сдвиге по оси Z |
Па |
9,76·105 |
Таблица 2. Физико-механические характеристики сотового наполнителя из пара-арамида KEVLAR N636 [5]
|
Наименование |
Единица изм. |
Значение |
|
Плотность |
кг/м3 |
48,1 |
|
Модуль Юнга |
Па |
7,83·109 |
|
Коэф. Пуассона |
Па |
0,35 |
|
Модуль сдвига |
Па |
2,9·109 |
|
Прочность при сдвиге |
Па |
2,21·106 |
|
Прочность при растяжении по оси X |
Па |
1,54·109 |
|
Прочность при растяжении по оси Y |
Па |
4,2·109 |
|
Прочность при растяжении по оси Z |
Па |
0 |
|
Прочность при сжатии по оси X |
Па |
1,83·106 |
|
Прочность при сжатии по оси Y |
Па |
1,83·109 |
|
Прочность при сжатии по оси Z |
Па |
1,1·106 |
Таблица 3. Физико-механические характеристики углепластика [6]
|
Наименование |
Единица изм. |
Значение |
|
Плотность |
кг/м3 |
1600 |
|
Модуль Юнга |
Па |
125·109 |
|
Коэф. Пуассона |
Па |
0,27 |
|
Модуль сдвига |
Па |
6·109 |
|
Прочность при сдвиге |
Па |
2,21·106 |
|
Прочность при растяжении по оси X |
Па |
200·106 |
|
Прочность при растяжении по оси Y |
Па |
160·106 |
|
Прочность при растяжении по оси Z |
Па |
10·106 |
|
Прочность при сжатии по оси X |
Па |
200·106 |
|
Прочность при сжатии по оси Y |
Па |
180·106 |
|
Прочность при сжатии по оси Z |
Па |
300·106 |
Расчет проводится в модуле Static Structural программы ANSYS [7]. Распределение перенесенных нагрузок изображено на рисунке 2.
Рисунок 4 – Распределение аэродинамической нагрузки (давления) по поверхности крыла в момент наибольшего нагружения
Габариты деталей модели представлены на рисунке 5, 6.
Построение конечно-элементной сетки геометрической модели проводится в автоматическом режиме, при этом тип конечно-элементной сетки – треугольный. Сетка состоит из 218720 элементов и 440485 узлов.
Рисунок 5 – Виды геометрической модели крыла многоразового космического аппарата «Одуванчик»
Рисунок 6 – Габариты деталей геометрической модели крыла многоразового космического аппарата «Одуванчик»
Результаты конечно-элементного моделирования аэродинамического нагружения модели крыла многоразового космического аппарата туристического класса «Одуванчик» представлены на рисунке 7. Наибольшие деформации проявляются на крайней точке передней кромки крыла и составляют 0,28 м.
Рисунок 7. Показатели максимальной деформации крыла многоразового космического аппарата «Одуванчик»
Выводы. В работе представлены результаты математического моделирования аэродинамического нагружения крыла многоразового космического аппарата туристического класса «Одуванчик» в момент действия наибольших аэродинамических нагрузок на этапе планирующего спуска в атмосфере. Данные значения прогиба конструкции крыла доказывают целесообразность применения гибридных композиционных материалов в конструкции летательных аппаратов, испытывающих действие высоких значений аэродинамических сил.