ВУЗ: Не указан
Категория: Не указан
Дисциплина: Не указана
Добавлен: 05.04.2024
Просмотров: 55
Скачиваний: 0
Г л а в а 4
ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИЙ СВЕРХЗВУКОВЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
Возможные способы защиты конструкций от влияния нагрева
В предыдущих главах отмечалось, что аэродинамиче ский нагрев сверхзвуковых летательных аппаратов оказы вает вредное влияние на свойства материала и прочность конструкции. Во избежание такого явления или для его уменьшения конструкторы применяют различные средства
борьбы с нагревом.
Таким средством в первую очередь является правиль ный выбор внешней формы, геометрии летательного аппа рата. Так, применение стреловидного крыла вместо прямо го значительно уменьшает его нагрев. Особенно это важно для передних кромок, которые у стреловидного крыла скошены и тем самым не создают ударного торможения. На рис. 17 показано изменение отношения коэффициентов теплоотдачи стреловидного и прямого крыльев в зависимо сти от угла стреловидности.
Однако использование эффекта стреловидности для снижения нагрева не всегда возможно. Известно, что стре ловидность крыла выбирается так, чтобы передняя кромка находилась внутри конуса возмущения. На больших ско ростях лолета, когда конус возмущения имеет малый угол при вершине, нужна очень большая стреловидность крыла, чтобы его передняя кромка находилась внутри конуса воз мущения.. Но большая стреловидность ухудшает устойчи вость летательного аппарата, поэтому на больших скоро стях полета применяют прямое крыло с острой сверхзвуковой кромкой. На рис. 18 показано крыло с незначительной
62
стреловидностью и с острыми кромками, которые на зем ле предохраняются специальными чехлами.
Но острые кромки имеют малую массу и подвергаются интенсивному воздействию теплового потока. Для разре-
Рис. 17. |
Влияние |
стреловидности |
Рис. 18. Специальные защитные |
передней |
кромки |
на коэффициент |
(наземные) чехлы на острых кром |
|
теплоотдачи |
ках крыла |
шения этой трудности используют затупление носка кры ла. Тепловой поток, как было показано выше, зависит от коэффициента теплоотдачи и разности температур. Коэф фициент теплоотдачи обратно пропорционален радиусу
передней кромки, поэтому увели |
'п |
|
|
|
|||||
чение |
его |
приводит |
к умечыпе- |
|
|
|
|||
нию теплового потока. Кроме то |
|
/ у = ^ M O t1м |
|||||||
го, |
уменьшению |
температуры |
W00 |
|
|
|
|||
способствует увеличение |
массы |
то |
L |
|
|
||||
носка |
путем |
его |
затупления. |
|
|
||||
V |
|
|
|||||||
На рис. 19 приводится |
график |
woo |
|
|
|||||
падения температуры носка кры |
|
\ |
|
|
|||||
ла при увеличении радиуса его |
|
\ |
|
|
|||||
закругления г. Повышение лобо |
|
|
|
||||||
вого сопротивления закругленной |
О |
2J5 5,0 |
7,5 |
10г см |
|||||
передней кромки при этом умень |
Рис. 19. |
Влияние |
радиуса |
||||||
шают за |
счет |
придания |
крылу |
||||||
стреловидности, |
которая |
в свою |
закругления носка на вели |
||||||
очередь также |
снижает |
коэффи |
чину |
его температуры |
|||||
|
|
|
|
||||||
циент |
теплоотдачи. |
|
кромок |
летательного |
аппарата |
||||
Затупление |
передних |
целесообразно и для носовых частей снарядов и различ ных ракет.
Наиболее простым методом защиты самолетов и ракет
63
от нагревания является использование теплостойких ма териалов: стали, титановых сплавов, бериллия и др.
Для летательных аппаратов очень больших скоростей основными материалами будут керамики. На керамической основе, в частности, будут использовать лакокрасочные покрытия. Для фонарей кабин и лобовых стекол, которые в целях теплоизоляции будут двухслойными, найдут при менение температуростойкие стекла.
Кроме подбора теплостойких материалов для защиты конструкции от нагрева, широко используются теплоизоля ционные покрытия, позволяющие значительно понизить -ра бочую температуру металлической конструкции. Нано ситься покрытия могут различными методами, например приклеиванием, распиливанием и др.
Использование наружной изоляции, препятствующей проникновению в конструкцию теплового потока от погра ничного слоя, значительно уменьшает температурные гра диенты в самой конструкции.
Чтобы уменьшить до минимума теплопередачу внутрь конструкции и сохранить в то же время достаточно глад кую обшивку, теплоизоляцию можно устанавливать между наружной и внутренней обшивками. Кроме того, для уменьшения теплового потока к конструкции устраивают тепловые экраны, отделенные от конструкции теплоизоля ционными прокладками.
В качестве теплоизолирующих прокладок в настоящее время с успехом применяют кремнезем, асбест и различ ные пенопласты.
Для теплозащиты применяется также армирование ке рамики сталью или молибденом. Металлическая сетка, вы полняющая здесь роль арматуры, обеспечивает прочное сцепление между покрытием и металлом. Сетку обычно припаивают или приваривают к основному металлу кон струкции до нанесения покрытия.
Хотя теплоизоляция уменьшает максимальную темпе ратуру конструкции сверхзвуковых летательных аппара тов в течение некоторого времени, ее применение не всег да экономически выгодно. Например, применение теплоизо
ляции в планирующем аппарате |
гиперзвуковой |
скорости, |
у которого общее количество, |
поступающего |
в кон |
струкцию тепла велико, приведет к значительному возра станию веса. В этом случае целесообразнее с большей ча сти поверхности летательного аппарата тепло рассеять пу тем радиации, для чего на внешней поверхности обшивки
64
применяют покрытие с коэффициентом излучения, близ ким к единице. Таким образом можно получить на поверх ности летательного аппарата относительно низкую равно весную температуру, которую выдержат существующие материалы.
С целью снижения теплового потока внутрь конструк ции на внутренней поверхности обшивки используют по крытие с коэффициентом теплоизлучения, близким к нулю.
Максимальная интенсивность теплового потока у воз вращающихся в атмосферу головок баллистических сна рядов достигает 11 500—32 000 квт/м2. Здесь процесс на грева неустановившийся и кратковременный (примерно 10 сек). В этом случае с успехом могут быть применены и другие способы теплозащиты, в частности теплопоглощаю щие (бериллий, медь) и обгорающие материалы!. При рас плавлении, сублимации или испарении части материала конструкции образуется защитный слой, который умень шает передачу тепла к оставшейся поверхности.
До некоторой степени температуру конструкции можно снизить, если во внутреннюю часть конструкции, где име ются полые отсеки, перед полетом заливать воду. (Для предотвращения «плескания» воды в отсек вставляют гид роскопические материалы.) По мере повышения темпера туры конструкции вода будет испаряться и поглощать тепло.
Во многих случаях наличие больших количеств топли ва, соприкасающихся с обшивкой, дает такой же эффект, как и охлаждение водой. Однако по мере расходования топлива (особенно когда объем его становится незначи тельным) температура его повышается, что снижает эф фект охлаждения и затрудняет использование самого топ лива.
Можно снизить температуру конструкции летательного аппарата путем впрыскивания в пограничный слой жид кого охладителя. Ведутся также интенсивные исследования в области газового и жидкостного пленочного охлаждения или охлаждения путем выпотевания (подача охладителя через порьп обшивки к ее внешней поверхности), тем более что легкие пористые'материалы, пригодные для такого ме тода охлаждения, имеются. Количество охлаждающей жидкости, а также ее род определяются рядом факторов. Например, для уменьшения температуры до 200°С при охлаждении поверхности летательного аппарата выпотеванием на высоте около 45 км при числе М = 10 потребуется
65
примерно 3,5 л жидкости в час на 1 м2 охлаждаемой пло
щади.
Однако применять одно охлаждение нецелесообразно, поскольку в обшивке быстро устанавливаются высокие температурные напряжения, а кроме того, система охлаж дения получается тяжелой. Во избежание этих недостатков необходимо применять одновременно изоляцию и охлаж
дение.
Для уменьшения температурных расширений отдельных элементов относительно друг друга для более холодной конструкции применяют материал с большим коэффициен том теплового расширения, используют разрезную обшив ку и т. д. На рис. 20 показан пример выполнения стенки
Рис. 20. Отсек лонжерона со стенкой, имеющей зиги — тепловые компенсаторы
лонжерона с тепловым компенсатором в виде чередующихся через определенный шаг зигов. Вместо зига иногда исполь зуют разрез, который закрывается соединением, допускаю щим тепловое расширение.
Известно, что плоская стенка лонжерона обеспечивает достаточную жесткость балки на изгиб при весьма малой жесткости на кручение. В то же время гофрированные стенки создают лонжерону большую жесткость на круче ние. Они также хорошо работают на срез, а при интенсив ном нагреве и охлаждении температурные напряжения в них практически отсутствуют. Отсек лонжерона с гофриро ванной стенкой показан на рис. 21.
В конструкциях летательных аппаратов найдут широ кое применение слоистые конструкции, как. паяные сото
66
вые, так и с заполнителем из гофра. Слоистые конструкции обладают рядом преимуществ: создают устойчивость при использовании тонких листов, обеспечивают ровную по верхность, обладают теплоизолирующими свойствами.
Рис. 21. Отсек лонжерона с гофрированной стенкой
Особенности конструкций каркаса сверхзвуковых самолетов
Конструкция современньих самолетов выполняется из элементов, представляющих, по существу, тонкую стенку: тонкая обшивка, тонкая стенка лонжерона, незначительной толщины стрингеры и обычные шпангоуты. Естественно, что эти элементы быстро прогреваются. Однако прогрев элемента конструкции зависит не только от толщины ма териала, но и от времени нагрева. Расчетьи показывают, что условия нагрева при полете на Н = 11 -f-20 км можно считать неустановившимнся, если нагрев продолжается в течение 1—2 мин, и установившимися, если он длится более 5 мин. Диапазон от 2 до 5 мин рассматривается как про межуточный. Поэтому при проектировании сверхзвукового самолета подходят к выбору материала и указанной вышё защиты: от нагревания в зависимости от предполагаемой длительности нагрева.
При неустановившемся аэродинамическом нагреве в ка честве конструкционного материала используют алюминие
5 * |
67 |
вые сплавы. Так, температурная проблема на самолетебомбардировщике В-58, рассчитанном на М = 2, решена пу тем широкого применения слоистых панелей, как клееных (95% элементов поверхности), так и паяных. Такая кон струкция при малом весе обеспечивает необходимую жест кость благодаря высокой удельной прочности. Кроме того, слоистые материалы создают для конструкции хорошие характеристики теплоизоляции. Они также стойки против окисления и обладают хорошей выносливостью по отноше нию к повторным нагрузкам.
На самолете В-58- элероны, пилоньи гондол двигателей и отдельные участки крыла выполнены из паяных слоистых панелей из нержавеющей стали, которые при максималь ной скорости полета могут выдерживать температуры, пре вышающие 150° С.
Типовая панель конструкции выполнена из формован ных деталей, замыкающих кромки, из различных видов плоских и уголковых накладок, сварных стальных сот, внутренней и наружной обшивки. Сотьи и обе обшивки скрепленьи между собой серебряным припоем.
Паяные стальные слоистые панели имеют три основные формы: плоские, клиновидные и с криволинейной поверх ностью. По расчетам, такие панели из нержавеющей стали могут работать до температуры! 480° С, сохраняя при этом аэродинамические формы без появления волнистости или хлопунов. Панель обладает очень высокой вибростой костью. При испытании на усталость разрушилась не па нель, а деталь ее крепления.
Приведем некоторые примеры выполнения конструк ций сверхзвуковых самолетов.
Самолет «Хоукер» РЛ 121 рассчитан на скорость полета, соответствующую числу М = 2,5 на большой высоте.
Конструкция выполнена в основном из легкого сплава; высокопрочная сталь и титан применены! лишь в местах наибольших нагрузок. Применение алюминиевых сплавов в конструкции обосновано тем, что самолет предназначен для действий на малых высотах с дозвуковой скоростью и для кратковременных полетов с большими сверхзвуко выми скоростями в стратосфере.
Элероны, закрылки, рули имеют слоистую конструкцию с обшивкой из легкого сплава. Сотовый заполнитель кон струкции и обшивка склеены между собой.
Сверхзвуковой самолет «Бреге» 1001 рассчитан на ско рость полета, соответствующую М = 2,5, Конструкция сред
68
ней части фюзеляжа выполнена из слоистых панелей с со товым заполнителем. Сотовый заполнитель применен для обшивки и для шпангоутов-перегородок.
Острые передние кромки крыша, а также передние и задние кромки рулей — монолитные, выполнены фрезеро ванием. Материалом для крыла и фюзеляжа служит вы сокопрочный алюминиевый сплав. Воздушные канальи изго товлены из монолитных панелей того же алюминиевого сплава.
На сверхзвуковом самолете F-101 стенки лонжерона крыла изготовлены из гофрированного материала, что зна чительно улучшает условия работы конструкции при нали чии температурного градиента. Вследствие большой гиб кости гофрированных листов температурные напряжения в стенках лонжерона, практически отсутствуют. Кроме того, в других местах конструкции для уменьшения темпера турных деформаций сделаны прорези. Во избежание сни жения эффективной жесткости на кручение на самолете применено шарнирное крепление носка крыша.
На самолете-истребителе «Тридан», скорость полета ко торого превышает число М = 2, крыло обычной конструк ции, двухлонжеронное, выполнено неразъемным (проходит сквозь фюзеляж). Участок между лонжеронами заполнен металлическим сотовым заполнителем. Каркас фонаря гер метической кабины самолета кованый, выполнен из стали.
В местах с температурой более 100° С применена слои стая конструкция из титана незначительной толщины.
Сверхзвуковой самолет F-104 летает на скоростях, пре вышающих число М = 2. По сообщениям иностранной пе чати, при полетах этого самолета на предельных режимах температура основных частей конструкции за счет аэроди намического нагрева не превышала 95° С.
Передние кромки крыша и оперения имеют незначитель ный радиус кривизны (0,4 мм). На стоянке эти кромки за крываются войлочными чехлами.
Для эффективного использования стали в конструкции F-104 применяются гофрированные листы. На рис. 22 при ведены! примеры конструктивного выполнения панелей с заполнителем из гофра, с сотовым заполнителем, а также лонжерон с гофрированными элементами. Стенка, воспри нимающая перерезывающую силу, присоединяется к гоф рированному листу и крепится к поясу лонжерона с по мощью угольников, повышающих ее устойчивость. В сред ней части крыла в связи с увеличением перерезывающей
О Л. Г. Райков |
69 |