ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ АСПЕКТЫ УПРАВЛЕНИЯ ПРОЧНОСТЬЮ И ТЕПЛОВЫМИ РЕЖИМАМИ ГИПЕРЗВУКОВЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

ФИЗИКО-МАТЕМАТИЧЕСКИЕ НАУКИ

«ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ АСПЕКТЫ УПРАВЛЕНИЯ ПРОЧНОСТЬЮ И ТЕПЛОВЫМИ РЕЖИМАМИ ГИПЕРЗВУКОВЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ»

Коптев Александр Олегович DOI: 10.31618/nas.2413-5291.2021.1.66.403

АННОТАЦИЯ

В данной статье проанализированы теоретические аспекты управления прочностью и тепловыми режимами гиперзвуковых летательных аппаратов. Также исследованы условия функционирования гиперзвуковых летательных аппаратов, выявлены проблемные ситуации по их проектированию.

Проведена оценка параметров аэродинамического нагрева поверхностей и прогрева теплозащиты гиперзвуковых летательных аппаратов с оценкой параметров тепловой защиты гиперзвуковых летательных аппаратов и величины теплового потока, подводимого к поверхности, с определением параметров их тепловой защиты с учетом теплофизических характеристик материалов от термических параметров.

ANNOTATION

This article analyzes the theoretical aspects of controlling the strength and thermal modes of hypersonic aircraft. The conditions for the functioning of hypersonic aircraft were also investigated, and problematic situations for their design were identified.

The parameters of aerodynamic heating of surfaces and heating of thermal protection of hypersonic aircraft were estimated with an assessment of the parameters of thermal protection of hypersonic aircraft and the magnitude of the heat flux supplied to the surface, with the determination of the parameters of their thermal protection, taking into account the thermophysical characteristics of materials from thermal parameters.

Ключевые слова: гиперзвуковые летательные аппараты, аэродинамический нагрев, тепловые потоки, теплозащита, термические параметры, тепловая труба, термонапряжение.

Key words: hypersonic aircraft, aerodynamic heating, heat fluxes, heat protection, thermal parameters, heat pipe, thermal stress.

Введение

Несколько последних десятков лет в аэрокосмической сфере уделяется немало внимания вопросам, касающихся исследований и разработки гиперзвуковых летальных аппаратов, способных к совершению длительного атмосферного полета. Основным достоинством таких гиперзвуковых летательных аппаратов является возможность управления ими на протяжении всего полета в атмосфере, позволяя повысить точность полета и приземления.

Немаловажная роль здесь отводится способности тепловых труб к трансформации тепловых потоков от высокого удельного значения к низкому значению с последующей транспортировкой тепла на большие расстояния, что делает тепловые трубы оптимальными элементами тепловой защиты при конструировании гиперзвуковых летательных аппаратов.

Основной проблемой управления прочностью и тепловыми потоками является вопрос, касающийся экспериментального и теоретического исследования механизмов переноса тепла в период старта, переходного и стационарного режимов тепловых труб.

Что требует решения возникающих проблем решения обратной задачи нестационарной теплопроводности, в результате чего в исследовании применялось экспериментальное измерение нестационарных температурных полей с установлением последовательной смены режимов

течения пара, от свободно-молекулярного до переходного режимов.

Все это обуславливает актуальность темы данного исследования, целью которого является рассмотрение теоретических аспектов управления прочностью и тепловыми режимами гиперзвуковых летательных аппаратов.

Приведенные проблемы в сфере управления прочностью и тепловыми режимами гиперзвуковых летательных аппаратов ведут к решению следующих задач аэродинамического, теплового, прочностного проектирования у гиперзвуковых летательных аппаратов, имеющих ассиметричный корпус.

Следует также отметить еще одну главную проблему - проблему тепловой защиты и, как следствие, прочности для всех гиперзвуковых летательных аппаратов - длительное воздействие аэродинамического нагрева корпуса аппарата.

В связи с этим, в ходе исследования были решены следующие задачи:

— определены тепловые нагрузки, воздействующие на гиперзвуковые летательные аппараты;

— исследованы показатели термонапряжения технических характеристик гиперзвуковых летательных аппаратов;

— определена рациональная толщина и масса каждого слоя термозащиты гиперзвуковых летательных аппаратов;

— выдвинуты предложения по повышению эффективности управления прочностью и

тепловыми режимами гиперзвукового

летательного аппарата.

При исследовании использовались методы синтеза и анализа, индукции и дедукции, прогнозирования в области баллистических, аэродинамических законов физики.

Практическая значимость. Результаты исследования оценки параметров управления прочностью и тепловыми режимами гиперзвуковых летательных аппаратов можно применить при разработке перспективных космических аппаратов и аэрокосмических систем с учетом их защиты от экстремальных тепловых перегрузок. Исследование также будет актуально при проведении технических семинаров и конференций и студентов технических вузов.

Основная часть

Проведем в данном разделе исследование проблемной ситуации в обеспечении управления прочностью и тепловыми режимами гиперзвуковых летательных аппаратов.

Общеизвестно, что условия летательного аппарата при длительном атмосферном полете значительно отличаются от условий функционирования летательных аппаратов баллистического типа, в первую очередь, большей длительностью, полета от 30 минут и больше, высокой гиперзвуковой скоростью - М>10, относительно плотными слоями атмосферы И=30..50 километров [1].

Отталкиваясь от проблемной ситуации управления прочностью и тепловыми режимами гиперзвуковых летательных аппаратов исследуем их тепловую защиту.

Так как тепловая защита корпуса гиперзвуковых летательных аппаратов не способна полностью гарантировать неповреждение поверхности аппарата в процессе полета, то наиболее оптимальным будет использование многослойной тепловой защиты [10].

С другой стороны в результате высоких затрат и ряда технических трудностей в основном, упор делается на расчетную часть выяснения степени эффективности управления прочностью и тепловыми режимами гиперзвуковых летательных аппаратов.

Рассмотрим основные характеристики тепловых режимов гиперзвуковых летательных аппаратов.

В результате аэродинамического нагрева -происходит переход кинетической энергии относительно движения частит воздуха вокруг корпуса летательного аппарата в тепловую энергию.

Так как в основном, полет рассматриваемых аппаратов совершается со скоростью звука с последующим торможением в ударной волне возникающей в воздухозаборнике летательного аппарата, то дальнейшее торможение молекул воздуха происходит в пограничном слое с повышением температуры поверхности. Рисунок 1.

Рисунок 1 - Принципиальная схема воздухозаборника воздушно-реактивного двигателя гиперзвукового

летательного аппарата [2]: 1 - корпус гиперзвукового летательного аппарата; 2 - камера сгорания; 3,4,5 - тепловоспринимающие поверхности, охлаждаемые тепловыми трубами; 6 - направление ударной волны.

Максимальная температура пограничного слоя в данном случае близка к температуре торможения:

То = Тн + у2/(2Ср):

(1),

где

Тн - температура набегающего воздуха; у - скорость полета;

Ср - удельная теплоемкость воздуха при постоянном давлении.

Следует отметить, что выделяют следующие формы аэродинамического нагрева:

— конвективный нагрев;

— радиационный нагрев [2].

Наиболее распространенной является проблема конвективного нагрева.

Сущностью конвективного нагрева является передача тепла из пограничного слоя к корпусу летательного аппарата.

Данный конвективный тепловой поток определяют по формуле:

qk = ак (Те - Т™),

(2) —

где

Те - равновесная температура;

Т™ - температура поверхности;

ак - коэффициент теплоотдачи конвективного теплообмена.

Каждый из показателей имеет свои характерные особенности:

1. Коэффициент теплоотдачи зависит от:

— скорости и высоты полета летательного аппарата;

— формы и размеров гиперзвукового летательного аппарата.

2. Температура торможения практически равна температуре торможения.

3. Зависимость коэффициента ак определяется режимом течения в пограничном слое, которое может быть турбулентным или ламинарным [9].

В результате торможения нагрев становится более интенсивным. Это связано турбулентными пульсациями скорости в пограничном слое.

Наблюдается рост температуры воздуха вслед за ударной волной в пограничном слое, ведущее к диссоциации и ионизации молекул. При этом образовавшиеся атомы, ионы и электроны диффундируют в более холодную область - к корпусу, что ведет к выделению тепла.

Для снижения данного негативного воздействия проведем анализ по выбору наиболее рациональной формы гиперзвуковых летательных аппаратов с точки зрения выбора оптимальных аэродинамических качеств гиперзвукового летательного аппарата, позволяющих повысить

качество управления прочностью и тепловыми режимами при полете.

При проведении анализа будут учитываться следующие показатели:

— значения баллистического коэффициента В и массы полезного груза т;

траектория движения с последующим выбором рациональных траекторий с поправками на максимальный тепловой поток;

— определение тепловых потоков у корпуса гиперзвукового летательного аппарата в атмосфере;

— температурные параметры тепловых труб;

— оценка параметров термостатики, а также внутреннего объема гиперзвуковых летательных аппаратов [3];

— оценка параметров требуемой массы тепловых труб.

Анализ исследования методов управления прочностью и тепловыми режимами основан на методике Рунге-Кутта, метода конечных разностей.

Произведем оценку параметров

аэродинамического нагрева поверхности и характеристик прогрева теплозащиты

гиперзвуковых летательных аппаратов

Рассмотрим модель движения гиперзвукового летательного аппарата в виде материальной точки, совпадающей с центром массы гиперзвукового летательного аппарата с известными аэродинамическими характеристиками.

Задача состоит в определении параметров движения центром массы летательного аппарата:

— скорости V,

— угла наклона траектории к плоскости местного горизонта о;

— высоты h и дальности полета L в функции от времени.

Рассмотрим модель корпуса гиперзвукового летательного аппарата, представленного на рисунке 2 в виде асимметричной конической формы.

Рисунок 2 - Ассиметричный гиперзвуковой летательный аппарат [8].

Если рассматривать аэродинамические и летательных аппаратов, то можно говорить о таких летно-технические характеристики гиперзвуковых характеристиках, как:

— хорошие несущие свойства;

— хорошая статическая устойчивость, позволяющая снизить до минимума энергетические потери при сохранении высоких маневренных возможностей.

Основные конструктивно-технические

характеристики гиперзвуковых летательных аппаратов представлены в таблице 1:

№ Л/А Форма корпуса гиперзвукового летательного аппарата Параметры

Иоф, М ЬпаМ ¥k, град 5в,5н

1 Осесимметричный круговой конус 0,0315 2,52; 3,96; 4,96 8045 1/1

2 Ассиметричный круговой конус 0,0315 2,52; 3,96; 4,96 8045 0,5/1

3 С эллиптичной ВП 0,0315 2,52; 3,96; 4,96 8045 0,3/1

В результате моделирования получаем ряд траекторий, которые бы удовлетворяли указанным ограничениям.

Траектории выбирались по критериям: — максимального значения плотности транспортного потока в первой нижней точке -траектория 25;

— минимального значения плотности транспортного потока в первой нижней точке -траектория 00;

— максимального значения высоты первой равновесной точки - траектория 25;

— траектория 19 с наличием усредненных параметров.

Таблица 2

Параметры бросания исследуемых траекторий

№ тр. Скорость бросания , Ук м/с Угол бросания Ок, град. Баллистич. коэфф. ВЧ10"4 Максимальное значение АДК К Дальность атмосферного полета Laтм, км

00 5150 0,0 5,0 3,0 5694,24

19 6000 10,0 10,0 2,5 5724,98

25 6250 10,0 10,0 2,5 6956,57

Для каждой из моделей гиперзвукового определим параметры аэродинамического нагрева летательного аппарата по заданным траекториям, поверхности летательного аппарата.

Таблица 3

Нижняя, верхняя поверхности

Номер точки 1 2(7) 3 (8) 4 (9) 5 (10) 6 (11)

Расстояние от носка, м 0 0,05 0,1 0,75 1,5 2,52 (3,96;4,96)

У / ■ У

п

О 500 IOOO 13 00 2000 2500 ЗООО 3300 JOOG 4300 3000 3300 6000 6300 7000

Дышагть атмосферного уч >>'i >.1 n^irn I. mir, км

Рисунок 3 - Характерные траектории движения гиперзвукового летательного аппарата

Определим с помощью программного комплекса PLANER тепловые нагрузки на поверхности гиперзвукового летательного аппарата для того, чтобы подтвердить возможности

использования приближенных подходов при теплотехническом проектировании гиперзвуковых летательных аппаратов, на сравнении данных

аэродинамического нагрева, рассчитанных сделать вывод о возможности использования

программным способом [4] . возможных подходов для теплотехнического

На основании полученных с помощью проектирования поверхности перспективных

программного обеспечения PLANER , можно гиперзвуковых летательных аппаратов. Рисунок 4.

Рисунок 4 - Распределение плотности тепловых потоков вдоль образующих гиперзвукового

летательного аппарата

Расчет заключался в следующем:

определяются параметры температурных

полей, возникающих при воздействии тепловых потоков температурных полей, возникающих в конструкции при воздействии тепловых потоков обтекающего газа [7];

произведен расчет плотности тепловых потоков;

— определены поля температур в корпусе гиперзвукового летательного аппарата;

— при постановке задачи, касающейся теплопроводности конструкции гиперзвукового летательного аппарата, предполагалось, что параметры контрольно-технических характеристик гиперзвукового летательного аппарата заданы, траекторные параметры также определены, и для расчетных точек на поверхности p и s вычислены значения функции.

— тепловой эффект от воздействия внешних средств на корпус гиперзвукового летательного аппарата вычислялся посредством функций плотности мощности излучения и объемного теплового источника;

— в качестве граничного условия на поверхности корпуса гиперзвукового летательного аппарата выступает условие теплообмена с воздухом внутри отсека [5];

— плотность тепловых потоков между внутренней поверхностью корпуса летательного аппарата и воздухом внутри отсека пропорциональна разности температур;

— применение уравнения баланса как основы для вычисления температуры внутри отсека гиперзвукового летательного аппарата.

При решении задачи управления прочностью и тепловыми режимами гиперзвукового

летательного аппарата предполагается, что система термостатики «идеальна» с сохранением постоянной температуры внутри корпуса на всей протяженности полета, равное величине Тотс.

Условием отсутствия разрушающего воздействия температурного напряжения выступает соотношение:

от (х,Т, t)<[ бв (х,Т, t)]

(3)

- предел точке с

прочности материала координатой х при

где

[ бв (х,Т)] теплозащиты в температуре Т

Для того, чтобы найти температурные поля и градиенты температур, используем следующую систему уравнений:

Ср (х,Т,t)p (х,ТЛ)% = ± q (х,Т,t), (4)

¿(х,ТД)^= X (х,Т,t) £ ,

(5)

Начальным условием задачи было принято одинаковое для всех внутренних параметров конструкции значение температуры Т0 в начальный момент времени t=0: Т(х2,0)= Хэ

При условии нестационарного теплообмена поверхности корпуса гиперзвукового летательного аппарата с воздушными массами относительно системы термостатирования берем следующую формулу:

д отс (Х)=а[Т (1е,1;)-Тотс],

где а - коэффициент теплообмена

На основании приведенных данных выбрана был математическая модель процесса нестационарной теплопроводности корпуса гиперзвукового летательного аппарата,

представленная в виде системы нелинейных уравнений с граничными условиями третьего рода на внутренней и внешней поверхностях, а также заданными условиями.

На основе приведенных методик в результате определения толщины покрытия теплового

защитного корпуса, была проведена оценка внутреннего объема гиперзвукового летательного аппарата с последующим выводом о возможности размещения внутри герметичного объема гиперзвукового летательного аппарата, всех его систем, которые необходимы для выполнения полета.

Также была проведена оценка оптимальной массы теплозащитного корпуса гиперзвукового летательного аппарата. значения которой приведены в таблице 4.

Таблица 4

Значения требуемой массы теплозащитного покрытия корпуса поверхности гиперзвукового

Модель летательного аппарата Масса теплозащитного покр рытия корпуса

1ла=2,52 м 1ЛА=3,96 м 1ла=4,96 м

Летательный аппарат 1 47,15 110,44 171,41

Летательный аппарат 2 38,45 92,74 130,63

Летательный аппарат 3 33,60 81,56 114,91

На основании проведенного исследования, можно сделать следующие выводы:

Приведенная методика оценки параметров управления прочностью и тепловыми режимами гиперзвукового летательного аппарата позволяет на основе траекторно-баллистических параметров и величины тепловых потоков, подводимых к поверхности определить возможность обеспечения оптимального теплового режима гиперзвуковых летательных аппаратов применительно к движению по заданной траектории. В процессе исследования получены новые данные характеристики распределения тепловых потоков по поверхности летательного аппарата и оптимального температурного режима

поверхности летательных аппаратов.

Проведена оценка параметров тепловой защиты боковой поверхности гиперзвукового летательного аппарата с учетом воздействия нестационарных тепловых потоков к поверхности летательного аппарата с учетом зависимости теплофизических характеристик теплозащитных материалов от термобарических параметров с выполнением обязательных условий по соблюдению термонапряжения каждого слоя пакета термозащитного слоя корпуса.

При этом результаты проведенного исследования можно применять на практике в случаях:

— обоснования тактико-технических требований к перспективным гиперзвуковым летательным аппаратам при их автоматизированном проектирования;

— технической разработке гиперзвуковых летательных аппаратов, осуществляющих перелет по заданной траектории;

— оценки определения тепловых потоков, подводимых к поверхности гиперзвуковых летательных аппаратов при полете по заданной траектории.

Заключение

В ходе исследования теоретических аспектов управления прочностью и тепловыми режимами гиперзвуковых летательных аппаратов, было установлено, что наиболее оптимальным будет использование именно жидкометаллических тепловых труб в гиперзвуковых летательных аппаратах, которые имеют удовлетворительную пусковую динамику при их старте с целью управления тепловыми режимами.

В качестве основного условия успешного управления прочностью и стабилизации температурных режимов гиперзвуковых летательных аппаратов предпочтение отдается применению жидкометаллическим тепловым трубам как сверхпроводника тепла. Основной механизм их действия - утилизация тепловых потоков путем транспортировки их в теплообменник для испарения жидкого топлива и нагрева его для увеличения скорости горения топлива в сверхзвуковом потоке, увеличивая тем самым КПД двигателя гиперзвукового летательного аппарата.

Библиографический список

1. Авдуевский В.С. Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике / В.С. Авдуевский - М.: Машиностроение, 2016 - 528 с.

2. Белов С.В. Гиперзвуковая аэродинамика: учебное пособие/ С.В. Белов, Я.В. Кондров, Е.В. Осипов; Министерство науки и образования Российской Федерации, Оренбургский государственный университет - Оренбург: ОГУ, 2018 - 133 с.

3. Бернс В.А., Долгополов А.В. , Маринин Д.А. Модальный анализ конструкций по результатам испытаний их составных частей // Доклады Академии наук высшей школы Российской Федерации. - 2018. № 1(22). С. 33 - 41.

4. Кириловский С.В. Управление возмущениями гиперзвукового вязкого ударного

слоя с учетом реальных свойств газа : автореф. дис. ... канд. физ.-мат. наук : 01.02.05 / С. В. Кириловский. - Новосибирск, 2015. - 19 с.

5. Куранов А.Л. Принципы управления и моделирования тепловой защиты гиперзвукового летательного аппарата : учеб. пособие / А. Л. Куранов, А. В. Корабельников, А. М. Михайлов. -СПб. : Изд-во Политехн. ун-та, 2014. - 226 с.

6. Молчанов А.М. Математическое моделирование гиперзвуковых гомогенных и гетерогенных неравновесных течений при наличии сложного радиационно-конвективного теплообмена : [монография] / А. М. Молчанов. -Москва : Изд-во МАИ, 2017. - 159 с.

7. Пашков О.А. Тепло-массообмен на поверхности элементов конструкции гиперзвуковых летательных аппаратов самолетных схем при полете в атмосфере : автореф. дис. ... канд. техн. наук : 01.04.14 / О. А. Пашков. - М., 2016. - 26 с.

8. Проблемы и перспективы развития двигателестроения : международная научно-техническая конференция, 12-14 сентября 2018 г. : материалы докладов/ Самарский университет, ОДК "Кузнецов" - Самара : Самар. ун-т, 2018. - 333 с.

9. Рыжов А.А. Влияние температурной неоднородности на восприимчивость и устойчивость высокоскоростного пограничного слоя : автореф. дис. ... канд. физ.-мат. наук : 01.02.05 / А. А. Рыжов. - Жуковский, 2015. - 22 с.

10. Селезнев Р.К. Расчетно-теоретические исследования газодинамики и горения в камерах прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД) и гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ГПВРД) : автореф. дис. ... канд. физ.-мат. наук : 01.02.05 / Р. К. Селезнев. - М., 2017. - 24 с.

11. Научно-технический журнал «Авиационная промышленность», официальный сайт//Режим доступа: http://apniat.ru/