Космические аппараты и техника. Авиационно-космические конструкции Космических конструкций
Введение
Требования к радиационным экранам
Конструкции радиационных экранов
1 Радиационный экран инфракрасной обсерватории JWST
2 Радиационный экран оптической обсерватории Gaia
3 Радиационный экран обсерватории TPF-C
Некоторые виды конструкций поддерживающих структур радиационных экранов
Введение
Рефлекторы современных космических обсерваторий охлаждаются до криогенных температур для снижения уровня внутренних шумов и повышения чувствительности приемной аппаратуры. Охлаждение может быть как активным, с помощью различных холодильных машин, так и пассивным, с помощью создания препятствий освещению приемной аппаратуры прямым или отраженным солнечным излучением. Возможно также комбинированное охлаждение.
Задачу создания тени, в которой работают приемные устройства обсерваторий, решают радиационные экраны - комплекс устройств и механизмов для снижения или значительного ослабления интенсивности прямой и отраженной солнечной радиации в защищаемой области пространства.
Радиационные экраны, в зависимости от способа охлаждения, виду экранируемой зоны, количества термоизолирующего слоев материала, раскрываемости подразделяются на различные виды.
По способу охлаждения:
·с неохлаждаемым экраном,
·с активно-охлаждаемым экраном,
·с частично-охлаждаемым экраном.
По виду экранируемой области:
·со сферической охлаждаемой зоной (космический аппарат полностью окружен экраном),
·с внутренней охлаждаемой зоной (защищается область внутри незамкнутой системы экранов),
·с охлаждением одной стороны (защищается одна сторона космического аппарата).
По раскрываемости:
·экран неподвижно закреплен на корпусе,
·экран выполнен раскрывающимся из транспортного в рабочее положение.
В настоящей работе рассматриваются конструкции современных или перспективных обсерваторий оптического, инфракрасного и радиодиапазона электромагнитных волн с неохлаждаемыми, одно- и многослойными раскрывающимися радиационными экранами с внутренней охлаждаемой зоной. Так как габаритные размеры рассматриваемых радиационных экранов достигают десятков метров, то это позволяет отнести их к большим космическим конструкциям.
1. Требования к радиационным экранам
К радиационным экранам, как к любым устройствам и механизмам космических аппаратов, предъявляются требования по снижению стоимости разработки, изготовления, испытания, выведения, эксплуатации и утилизации, и, соответственно, предъявляются требования по снижению массы, габаритных размеров в транспортном положении и повышению надежности работы. Кроме того, к радиационным экранам, как к большим космическим конструкциям, могут предъявляться требования по обеспечению достаточно высоких первых частот собственных колебаний. И, наконец, к радиационным экранам как к средствам пассивной термоизоляции предъявляются требования по обеспечению температурного режима, формы и размеров охлаждаемой области.
Удовлетворение этих противоречивых требований производится с помощью оптимального конструирования радиационных экранов.
2. Конструкции радиационных экранов
Рассматриваемые в настоящей работе радиационные экраны состоят из следующих основных элементов:
·экранно-вакуумной теплоизоляции,
·раскрывающейся поддерживающей структуры,
·соединяющих устройств.
Теоретически возможны самые разнообразные виды исполнения всех трех элементов, поэтому сначала рассмотрим конструкции радиационных экранов современных и перспективных космических обсерваторий, а затем некоторые варианты конструктивных исполнений раскрывающейся поддерживающей структуры, как основного элемента, обеспечивающего форму и размеры защищаемой зоны, а также требуемые частоты собственных колебаний.
2.1 Радиационный экран инфракрасной обсерватории JWST
Проект создания космической инфракрасной обсерватории имени Джейма Вебба (JWST), проводимый NASA - один из наиболее проработанных в настоящее время. Обсерватория готовится к запуску в 2013 году. В настоящее время системы космического аппарата спроектированы, производится их изготовление и испытания. Среди прочих изготовлен и испытывается технологический образец радиационного экрана.
Радиационный экран JWST представляет собой в плане неправильный шестиугольник, состоящий из пяти слоев теплоизолирующего материала (капрон, с напыленными слоями алюминия и кремния). Роль несущего каркаса исполняют шесть раскладывающихся штанг и поддерживающие тросы. Внешний вид обсерватории показан на рисунке 1.
Рисунок 1. Внешний вид космического телескопа им. Дж. Вебба.
·габаритные размеры 32.8 м х 14.2 м,
·пять слоев термоизолирующего материала на основе капрона,
·первые пять собственных частот колебаний: 0.23 Гц, 0.32 Гц, 0.44 Гц и 0.54Гц,
·температура аппаратуры в защищаемой области: меньше 50К.
·примерная масса: 200 кг.
Схема устройства радиационного экрана и его основные параметры показаны на рисунке 2.
Рисунок 2. Конструкция и основные параметры радиационного экрана космического телескопа им. Дж. Вебба.
1. Передние поддерживающие штанги (2 шт.), 2. Боковые поддерживающие штанги (2 шт.), 3. Задние поддерживающие штанги (2 шт.), 4. Пять слоев термоизолирующего материала на поддерживающих тросах, 5. Концевые поддерживающие штанги (6 шт.), 6. Первичная экранно-вакуумная теплоизоляция
Радиационный экран развертывается в следующей последовательности:
Транспортное положение,
Раскрытие первичной экранно-вакуумной теплоизоляции,
4. Раскрытие задних поддерживающих штанг,
6. Раскрытие передних поддерживающих штанг,
Раскрытие концевых поддерживающих штанг и натяжение поддерживающих штанг. Рабочее положение радиационного экрана.
Последовательность развертывания радиационного экрана показана на рисунке 3.
Рисунок 3. Последовательность развертывания радиационного экрана
2.2 Радиационный экран оптической обсерватории Gaia
Космическая обсерватория Gaia, воздаваемая Европейским космическим агентством, в настоящее время находится на этапе проектирования и отработки необходимых технологий. Так, в 2005 году было проведено успешное испытание развертывания макета радиационного экрана.
Радиационный экран Gaia представляет собой правильный двенадцатиугольник диаметром 11 м. Шесть секций двенадцатиугольника выполнены несущими, состоящими из двух частей. Теплоизолирующим материалом экрана является капрон с алюминиевым покрытием. Экран состоит из двух слоев материала, разделенных промежутком в 130 мм. Несущий каркас одной секции - квадратная в плане пластина у места крепления к корпусу космического аппарата и Х-образная в плане поддерживающая конструкция.
Внешний вид обсерватории показан на рисунке 4.
Рисунок 4. Внешний вид обсерватории Gaia
Основные параметры радиационного экрана:
·диаметр 11м,
·два слоя термоизолирующего материала на основе капрона,
·первая частота собственных колебаний: не ниже 35 Гц,
·температура аппаратуры в защищаемой области: меньше 150 К.
·примерная масса: 70 кг.
Конструкция радиационного экрана показана на рисунке 5.
Рисунок 5. Радиационный экран обсерватории Gaia. Транспортное и рабочее положения. Показаны три секции из двенадцати.
Квадратные секции, 2. Х-образные поддерживающие конструкции,
Несущие панели, 4. Неподкрепленные слои теплоизоляции.
Панели теплоизоляции начинают развертывать одновременно. В рабочем положении панели фиксируются упорами. Последовательность развертывания показана на рисунке 6.
Рисунок 6. Последовательность развертывания радиационного экрана обсерватории Gaia.
2.3 Радиационный экран обсерватории TPF-C
Проект Terrestrial Planet Finder NASA предусматривает создание обсерваторий для поиска землеподобных планет. В ходе проекта предполагается создать два вида обсерваторий: TPF-C (коронограф) и TPF-I (интерферометр). В настоящее время в стадии активной проработки находится обсерватория TPF-C. Среди прочих систем разрабатывается система поддержания постоянной температуры зеркал телескопа, включающая в свой состав радиационный экран.
Внешний вид обсерватории показан на рисунке 7.
Рисунок 7. Внешний вид обсерватории TPF-C
Конструкция обсерватории показана на рисунке 8.
Рисунок 8. Конструкция обсерватории TPF-C
Радиационный экран TPF-C состоит из шести слоев термоизолирующего материала, образующих правильную усеченную восьмигранную пирамиду, внутри которой помещен телескоп. Поддерживающей конструкцией являются восемь раздвигающихся штанг, образующих грани пирамиды.
В техническом описании проекта TPF-C сказано, что научная аппаратура обсерватории будет работать при комнатной температуре, и поэтому радиационный экран предназначен в данном случае не сколько для обеспечения охлаждения зеркал и детекторов телескопа, сколько для выравнивания температурного поля в защищаемой области и обеспечения его стационарности. К сожалению, в литературе нет подробной информации об используемом термоизолирующем материале, размерах и массе радиационного экрана.
4 Радиационный экраны обсерваторий "Миллиметрон" и WMAP
Российский проект "Миллиметрон" предусматривает создание обсерватории миллиметрового, субмиллиметрового и инфракрасного диапазонов длин волн с активно-охлаждаемым телескопом диаметром 12 м. Кроме активного охлаждения телескопа предусматривается пассивное охлаждение с помощью двух радиационных экранов.
Конструкция обсерватории показана на рисунке 9.
Рисунок 9. Конструкция обсерватории проекта "Миллиметрон"
Какая-либо информация о конструкции радиационного экрана обсерватории проекта "Миллиметрон" в доступной литературе отсутствует.
Космический аппарат WMAP (Wilkinson Microwave Anisotropy Probe) был запущен в 2003 году с целью изучении анизотропии реликтового излучения. Основной научной аппаратурой WMAP является двухканальный радиометр. Для снижения уровня помех приемные устройства радиометра защищаются радиационным экраном. Внешний вид аппарата показан на рисунке 10.
Рисунок 10 . Внешний вид обсерватории WMAP
Конструкция аппарата показана на рисунке 11.
Рисунок 11. Конструкция обсерватории WMAP
Информация о конструкции радиационного экрана обсерватории WMAP в доступной литературе отсутствует.
3. Некоторые виды конструкций поддерживающих структур радиационных экранов
Основным элементом радиационного экрана, обеспечивающим форму и размеры защищаемой зоны, а также раскрываемость и требуемые частоты собственных колебаний, является поддерживающая структура.
В разделе 2 настоящего реферата описаны конструкции поддерживающих структур, использованные при проектировании современных и перспективных космических обсерваторий. Однако в литературе описаны раскрывающиеся космические конструкции, которые так же возможно использовать в качестве поддерживающих структур.
В качестве примера рассмотрим два вида поддерживающих структур, обеспечивающих сочетание высокого коэффициента укладки (отношения максимального размера в рабочем положении к максимальному размеру в транспортном положении) и низкой массы одной единицы площади: ферменные и "сворачиваемые" (англ. furlable) конструкции.
3.1 Ферменные конструкции
Одним из примеров выпускаемых в России раскладывающихся ферменных конструкций являются рефлекторы ОКБ МЭИ серий ТКСА и КТВРМ.
Для их лучших образцов обеспечивается коэффициент укладки порядка 10 и массы 1 кв. м поверхности на уровне 1 кг.
Внешний вид рефлектора ТКСА-6 во время наземных испытаний показан на рисунке 12.
Рисунок 12. Внешний вид рефлектора ТКСА-6
Принципиальная схема устройства ферменной конструкции показана на рисунке 13.
Рисунок 13. Принципиальная схема устройства ферменной конструкции
3.2 Сворачиваемые конструкции
Сворачиваемые конструкции получили свое название, так как их несущие элементы в транспортном положении плотно сворачиваются, тесно прилегая друг к другу. Принципиальное устройство одного из видов сворачивающейся конструкции, рефлектора космического аппарата ATS-6 показано на рисунке 14.
Рисунок 14. Принципиальное устройство рефлектора ATS-6
радиационный экран обсерватория оптический
Рефлектор ATS-6 имеет диаметр 9.1 м, массу 60 кг, коэффициент укладки 4.6 и 1 кв. м поверхности имеет массу 0.92 кг. Внешний вид рефлектора ATS-6 в развернутом положении показан на рисунке 15.
Рисунок 15. Внешний вид рефлектора ATS-6 в развернутом положении
Кроме рефлектора ATS-6 разработаны другие виды сворачивающихся конструкций, ссылки на которые даны в списке использованных источников. К сожалению, по этим конструкциям нет данных о массе, максимально возможных размерах и других параметрах.
Список использованных источников
James Webb Space Telescope Site. http://jwst.gsfc.nasa.gov/about.html
James Webb Space Telescope Project. Mission Operations Concept Document2, 2004. http://docdb.fnal.gov/CMS/DocDB/0004/000498/001/Mission_Ops_Concept.pdf
JWST Project Status for the CAA, May 2006. http://www7.nationalacademies.org/bpa/CAA_May2006_Presentations_Sabelhaus.pdf
Gaia site. http://sci.esa.int/science-e/www/area/index.cfm?fareaid=26
Mechanisms for Gaia Deployable sunshield, E. Urgoiti, G. Migliorero, 11the ESMATS Symposium
GAIA: THE SATELLITE AND PAYLOAD, Oscar Pace, European Space Agency, ESA-ESTEC.C
TPF-C site. http://planetquest.jpl.nasa.gov/TPF/tpf_index.cfm
Technology Plan for the Terrestrial Planet Finder Coronagraph, JPL Publication 05-8, http://planetquest.jpl.nasa.gov/TPF/TPF-CTechPlan.pdf
Terrestrial Planet Finder Coronagraph Science and Technology Definition Team (STDT) Report, JPL Document D-34923, http://planetquest.jpl.nasa.gov/TPF/STDT_Report_Final_Ex2FF86A.pdf
За прошедшие почти семь десятилетий с момента первого космического старта (не считая двадцати предыдущих лет исследований и экспериментов) конструкции космических аппаратов (КА) непрерывно совершенствовались. Значительный вклад в эволюцию конструкций КА внесли так называемые «испытательные» космические аппараты, которые проектировались специально для проверки и отработки в реальных условиях космического полета элементов конструкции, систем, узлов, агрегатов и блоков, способов их оптимального применения, возможных путей их унификации.
Если в СССР в качестве автоматических испытательных КА широко использовались различные модификации КА практически только одной серии «Космос», то в США – целый ряд КА: «ATS», «GGTS», «0V», «Додж», «TTS», «SERT», «RW» и др.
Несмотря на большое многообразие конструкций КА, общим для всех устройств является наличие корпуса с набором различных конструктивных элементов (так называемое «обеспечивающее» оборудование) и специальная (целевая) радиоэлектронная аппаратура.
Корпус КА является конструктивно-компоновочной основой для установки и размещения всех его элементов и соответствующей аппаратуры. Например, для автоматического КА обеспечивающее оборудование предусматривает наличие как минимум следующих бортовых систем: ориентации и стабилизации, терморегулирования, энергопитания, телеметрии, траекторных измерений, управления и навигации, командно-программной, различных исполнительных органов и т.п. На пилотируемых КА и космических станциях, кроме того, имеются системы жизнеобеспечения, аварийного спасения и т.п.
В свою очередь, целевая аппаратура КА может быть оптической (оптико-электронной), фотографической, телевизионной, инфракрасной, радиолокационной, радиотехнической, спектрометрической, рентгеновской, радиосвязи и ретрансляции, радиотехнической, радиометрической, калориметрической и т.п.
Все эти системы (их структура, функции, конфигурация и т.п.), используют самую современную ЭКБ.
Естественно, конфигурации КА зависят от их назначения и уже поэтому значительно различаются – это , осуществляющие выведение КА на требуемые и траектории, разгонно-тормозные блоки КА, включающие маршевые и корректирующие двигатели, топливные отсеки, агрегаты и системы обслуживания (обеспечивают переход КА с низкой орбиты на более высокую или межпланетную, осуществляют обратные переходы – с высокой орбиты на низкую, коррекцию траекторных параметров и т.д.).
С конструкцией КА неразрывно связано понятие «компоновка» КА – наиболее рациональное и максимально плотное пространственное размещение составляющих элементов. При этом различают внутреннюю и внешнюю (аэродинамическую) компоновку КА.
Задача разработки конструкции конкретного КА является достаточно сложной, поскольку необходимо учитывать очень много факторов, зачастую противоречащих друг другу. Например, необходимо обеспечивать минимальное количество связей КА с наземным комплексом (особенно это касается РН), безопасность и комфортность экипажа (для пилотируемых КА), безопасную эксплуатацию и обслуживание на стартовой позиции и в полете, обеспечение заданных параметров устойчивости, управляемости, тепловых режимов и аэродинамических характеристик работы КА и многое другое.
Задача конструкторов КА усложняется тем, что критерием оптимальности их решения является не только минимизация массы КА, но и его стоимости и сроков создания при гарантированном обеспечении параметров надежности, многофункциональности и др.
Первый космический аппарат Земли «Восток 1», поднявший первого человека на околоземную орбиту.
Как известно, стартовавший с корабль выполнил всего лишь один(на зато первый в истории человечества) оборот вокруг планеты Земля, причем полет проходил полностью в автоматическом режиме, при котором первый космонавт был как бы «пассажиром», готовым в любой момент переключить управление на себя. Хотя реально по нашей классификации это был не «пилотируемый» полет, а полет полностью в автоматическом режиме, но это как раз тот случай, когда классификация не всегда правильно отражает суть происходящего процесса (явления, события).
Один из первых (1977 г.)КА дальнего проникновения (так называемый «космический зонд») серии Voyager(наиболее известные КА – Voyager-1 и Voyager-2). По некоторым литературным источникам, этот 723 килограммовый автоматический зонд, запущенный 5 сентября 1977 г. и предназначенный для исследований и ее ближайших окрестностей, к удивлению его создателей до сих пор находится в нормальном рабочем состоянии и в связи с этим обстоятельством выполняет даже новую (дополнительную) миссию – по определению местонахождения границ Солнечной системы, включая « » (), хотя по замыслу разработчиков его первоначальная основная миссия заключалась лишь в исследовании двух – и (он был первым зондом, сделавшим детальные снимки всех спутников этих планет)
Такое длительное активное существование КА обусловлено прежде всего оп
тимальными принятыми инженерными решениями при создании электронной
бортовой аппаратуры, грамотным выбором соответствующей ЭКБ для комплек
тации его бортовых систем.
Решение всей совокупности сложных конструкционных, схемотехнических и технологических задач при разработке, создании и эксплуатации космических средств невозможно без широкого развития и внедрения результатов космического материаловедения. При разработке космических средств требуются новые материалы, которые должны выдерживать нагрузки космических полетов (высокие температура и давление, вибрационные нагрузки на этапе выведения, низкие температуры космического пространства, глубокий вакуум, радиационное воздействие, микрочастицы и т.д.) и иметь достаточно низкую удельную массу. Весь спектр сильных, зачастую с резкими переходами воздействий на металлические и неметаллические конструкции и элементы оказывает существенное влияние на их глубинные структурные свойства и, как следствие, на надежность и долговечность космических средств различного назначения.
Металлы – основные конструкционные материалы для изделий ракетно-космической техники, их масса в массе сухих изделий составляет более 90 %. Поэтому совершенствование тактико-технических характеристик изделий во многом определяется свойствами применяемых сплавов. За последние годы разработано и в дальнейшем получит новое развитие поколение алюминиевых сплавов, легированных литием и скандием. Замена традиционных сплавов новыми позволит снизить массу узлов изделий РКТ на 10-30 % в зависимости от типа конструкции. Технология получения деталей из новых гранулированных сплавов наряду с возможностью повышения рабочих температур до 850°С обеспечит снижение массы узлов на 10-30 %.
Революционные решения в создании перспективных изделий РКТ XXI в. может обеспечить новый класс конструкционных материалов – интерметаллиды (химические соединения титан – алюминий, никель – алюминий и др.). Эти материалы имеют низкую плотность (3,7-6,0 г/см 3) и обладают высокой жаропрочностью (до 1200°С), высокими характеристиками коррозионной стойкости, жаростойкости и износостойкости.
Разрабатываемый в настоящее время титановый сплав по технологичности в машиностроительном производстве будет равноценен традиционной нержавеющей стали (не требуется оборудования для сварки и термообработки с контролируемой атмосферой). Сплав благодаря легированию главным образом гафнием и ниобием не будет окисляться при нагревах до 850-900°С. Не потребуется термообработки сварных соединений для снятия остаточных напряжений, что исключает необходимость использования печей для термообработки и камер для сварки с контролируемой атмосферой. При необходимости термообработка сварных узлов для предотвращения поводок от остаточных напряжений (например, крупногабаритных конструкций типа рам, ферм, экранов донной защиты и т.д.) может проводиться в воздушной атмосфере без последующей пескоструйной очистки и травления. Сварку деталей можно осуществлять всего лишь при струйной защите аргоном, не боясь окисления шва. Сплав будет работоспособен в широком интервале температур: от -253 до +450 °С. Он открывает широкие перспективы для применения титана в ракетостроении взамен нержавеющих сталей, позволит практически втрое улучшить массовые характеристики изделий.
Повышение прочности металлических материалов традиционными методами (увеличением содержания легирующих элементов, улучшением технологий термомеханического упрочнения и т.д.) к настоящему времени исчерпало свои возможности. Современные сплавы содержат большое количество дорогостоящих и редких металлов: кобальта, вольфрама, ниобия, молибдена, никеля и др., что резко повышает их стоимость. Кроме того,значительное увеличение количества легирующих элементов в сплавах приводит к зональной и объемной ликвации в слитках и, как следствие, к анизотропии свойств полуфабрикатов и деталей из них. Большой резерв в повышении свойств конструкций РКТ лежит в использовании интерметаллидных соединений. Для разработки жаропрочных конструкционных материалов на основе интерметаллидных соединений наибольший интерес представляют системы титан -алюминий и никель – алюминий, железо – хром – алюминий.
Интерметаллиды (химические соединения металлов) по своей структуре занимают промежуточное положение между металлами и керамикой. Они имеют сложную кристаллическую структуру с наличием в межатомных связях до 30 % ковалентной составляющей, что и определяет их уникальные физико-механические свойства – высокие жаропрочность и жаростойкость, высокую коррозионную стойкость в сравнении с нержавеющими сталями (особенно в кислороде) и высокую износостойкость. Кроме того, интерметаллиды имеют низкую плотность. Интерметаллидные сплавы на основе титана могут работать до температуры +850 °С без защитных покрытий, сплавы на основе никеля – до температуры +1500 °С.
Весь комплекс свойств интерметаллидов может оказать революционное влияние на многие области техники и в первую очередь на создание перспективных образцов авиакосмической техники, в том числе летательных аппаратов с гиперзвуковыми скоростями (до М = 25). Использование интерметаллидов в двигательных установках (ротор, статор, крыльчатки, клапанная группа, неохлаждаемые сопла и т.п.) позволит повысить удельную тягу двигателей на 25-30 %,обеспечит снижение массы конструкций до 40 %.
Перспективные неметаллические материалы. Терморегулирующие покрытия. Одним из основных факторов, определяющих 
надежность и долговечность работы КА, является стабильность его теплового режима, так как современная оптико-радиоэлектронная аппаратура КА работает в определенном температурном режиме. В систему терморегулирования аппаратов входят различные терморегул ирующие покрытия (ТРП), которые устанавливают баланс между выделением тепла внутри КА, энергией, поглощаемой из космоса, и энергией, переизлучаемой в космическое пространство.
ТРП характеризуются терморадиационными характеристиками, которые под действием различных факторов космического пространства (особенно ионизирующего излучения) изменяются, что приводит к увеличению температуры внутри КА и снижению сроков его активного существования (САС). Как показал опыт прошедших лет, ряд КА не смогли выполнить намеченные программы в результате перегрева из-за повышения коэффициентов поглощения солнечного излучения ТРП в системе пассивного терморегулирования. Анализ существующих ТРП свидетельствует, что они не могут обеспечить увеличение САС до 15 лет, особенно для КА, эксплуатирующихся на высоких эллиптических и геостационарных орбитах. Поэтому создание ТРП классов “солнечные отражатели” и “истинные поглотители”, обладающих стабильными терморадиационными характеристиками и одновременно антистатическими свойствами при длительной эксплуатации в космосе, с низким газовыделением является одной из важных задач космонавтики XXI в. Разработка таких покрытий позволит снизить до минимума отклонения от заданного теплового режима, уменьшить сбои в работе и отказы высокочувствительной оптической и радиоэлектронной аппаратуры, что даст возможность увеличить САС КА до 15 лет.
Перспективными направлениями для решения этой задачи являются:
разработка комбинированных или модифицированных термостойких и радиационно стойких связующих с низким газовыделением (акриловых, кремнийорганических, уретановых смол);
подбор или разработка эффективных стабилизаторов деградации в условиях космического воздействия;
разработка белых или черных пигментов, в том числе с повышенной электропроводностью, устойчивых к длительному воздействию;
разработка съемных покрытий с целью защиты на период изготовления и хранения узлов и изделий до 5 лет.
Перспективные полимерные конструкционные композиционные материалы. Зеркала антенных конструкций из углепластика найдут широкое применение для решения задач связи через спутники. Их применение при массе до 15 кг обеспечит разрушающую нагрузку 900 кгс при сроке службы не менее 20 лет.
Сотовые материалы (трехслойные) из углепластика в несущих элементах конструкций в сравнении с однослойными (монолитными) при заданных условиях эксплуатации и увеличении нагрузок при заданной массе элемента обеспечат:
снижение массы элемента конструкции на 40-50 % и повышение его жесткости на 60-80 %;
повышение надежности на 20-25 % и увеличение гарантийного срока на 60-70 % .
Кроме того, этот вид материалов позволит обеспечить специальные электрофизические свойства (например, для антенн радиолокаторов), а также требования по теплостойкости и теплопроводности.
Баллоны давления. Легкие сосуды и емкости, изготовленные из полимерных композиционных материалов и работающие под давлением,успешно применяются в ракетно-космической технике. Созданы и эксплуатируются топливные баки, шары-баллоны, корпусы ракетных двигателей, аккумуляторы давления, дыхательные баллоны для летчиков и космонавтов. Применение органе- и стекловолокон позволит создавать долговечные баллоны давления с высоким коэффициентом весового совершенства.
Телескопы. Создание элементов прецизионной аппаратуры связано с обеспечением неизменяемости их геометрических размеров (размеростабильности) при изменении в широком диапазоне (±150 °С) температурного поля. Будут разработаны технологии, которые позволят создавать полимерные композиционные материалы из углепластика, обеспечивающие высокую размеростабильность элементов аппаратуры для заданного температурного поля.
“Интеллектуальные” материалы. Прогресс техники и технологии неразрывно связан с разработкой и внедрением новых материалов. В последнее десятилетие наряду с постоянным совершенствованием существующих материалов, обусловливающих существенный технический и экономический эффект благодаря уникальному сочетанию свойств, наметились тенденции создания новых материалов, способных к активному взаимодействию с внешними факторами. Такие материалы получили названия “интеллектуальных”, “умных”, “мудрых” и т.п. Они способны “ощущать” свое физическое состояние, внешние воздействия и особым образом реагировать на эти “ощущения”, т.е. способны осуществлять самодиагностику по возникновению и развитию дефекта, его устранение и стабилизировать свое состояние в критических зонах.
Вследствие многообразия свойств “интеллектуальных” материалов они могут применяться в различных элементах конструкций ракетно-космической техники (корпусы, обтекатели, отсеки, узлы трения и др.). Применение таких материалов позволит контролировать и прогнозировать состояние различных конструкций и сооружений в требуемый момент времени и даже на труднодоступных участках, значительно повысить ресурс систем и их надежность. Из анализа экспертных оценок специалистов следует, что в ближайшие 20 лет 90 % современных материалов, применяемых в промышленности, будут заменены новыми, в частности “интеллектуальными”, что позволит создать элементы конструкций, которые будут определять технический прогресс XXI в.
Уплотнительные и герметизирующие материалы. Несмотря на существующее разнообразие уплотнительных и герметизирующих материалов есть большая потребность в разработке новых, перспективных материалов, ориентированных на потребности космонавтики XXI в. Она возникла в связи с ужесточающимися требованиями по сокращению числа технологических процессов при производстве изделий, расширению температурного интервала, работоспособности и сроков активного существования КА и средств выведения. Ставятся задачи по созданию новых классов резин, герметиков и компаундов (в том числе токопроводных резин и герметиков; термо-, морозо-, агрессивостойких резин; термо-, агрессивостойких анаэробных герметиков; теплопроводных, поглощающих СВЧ-энергию компаундов). Токопроводные резины и герметики с повышенными в 1,5-2 раза техническими характеристиками благодаря совершенствованию технологических процессов обеспечат снятие статического электричества с КА и позволят увеличить САС с 5 до 10-15 лет.
Радиационно-стойкие смазочные материалы необходимы для обеспечения надежной работы узлов трения в различных газовых и жидких средах в широком интервале температур в наземных условиях и открытом космосе в течение 10-15 лет. Пластичные смазки являются универсальным эксплуатацонно-консервационным средством защиты деталей и машин от климатического воздействия при их хранении. Разрабатываемые смазки должны быть эффективны в любой климатической зоне и пригодны при длительном хранении даже на открытых площадках.
Конструкционный клей с повышенной эластичностью и низким газовыделением. В настоящее время для крепления элементов солнечных батарей, кронштейнов и других деталей, проведения ремонтных работ на нагруженных поверхностях космической техники широко применяются вибро-, ударопрочные, стойкие к термоциклированию эпоксикремнийорганические клеи. Их существенным недостатком является значительное газовыделение (до 8 %) при воздействии вакуума и повышенных температур. Выделяющиеся газообразные продукты загрязняют рабочие поверхности оптико-электронных приборов, установленных на КА и часто определяющих их работоспособность. В целях обеспечения чистоты приборов (продления сроков их надежной работы) для наружных поверхностей изделий РКТ следует разработать и применять материалы (в том числе и клеи) с общей потерей массы не более 1,0 % и выделением легко конденсируемых веществ не более 0,1 %.
Для склеивания разнородных материалов в условиях термоциклирования и высоких вибрационных и ударных нагрузок необходимо применять клеи с повышенной эластичностью в сочетании с высокой прочностью (до 20 МПа). Токопроводные клеи предназначаются для создания электрических контактов в тех случаях, когда горячая пайка является неприемлемой или невозможной – в труднодоступных местах стыков экранных перегородок и корпуса.
В изделиях РКТ токопроводные конструкционные клеи с достаточной прочностью склеивания применяются в приборах систем управления для:
крепления токопроводящих элементов, монтажа электрических схем радиоэлектронной аппаратуры;
экранирования отдельных узлов в конструкциях сложной формы, электрогерметизации сборочных единиц.
В настоящее время появились научно-технологические предпосылки для создания токопроводящих клеев холодного отверждения, не содержащих драгоценных металлов, предназначенных для создания высоконадежных электропроводящих соединений в приборах СУ изделий РКТ, экранирования отдельных мест (труднодоступных для пайки) в конструкциях сложной формы. Создание токопроводных клеев с хорошими конфекционными свойствами позволит снимать статические электрические заряды с поверхности КА и, следовательно, повысить надежность и продолжительность работы элементов радиоэлектронной аппаратуры, существенно снизить пожароопасность изделий.
Материалы на основе углерода. В области разработок новых материалов на основе углерода дальнейшее развитие получит создание углерод-углеродных, углерод-карбидных композиционных материалов, которые найдут широкое применение в РКТ (элементы двигательных установок, теплозащиты, осколочно- и радиационно-защитных экранов, радиопрозрачных конструкций и т.д.) и при более высоких эксплуатационных характеристиках, но и при увеличении стоимости, позволят получить снижение массы изделий на 30-50%.
Технологии управления. В области перспективных технологий управления необходимо выделить в качестве первоочередного решение следующих задач: управление многоспутниковыми распределенными космическими системами (в том числе и на базе микро- и наноспутников); разработка самообучающихся автономных систем управления на основе нейросетевых технологий, искусственного интеллекта; уменьшение наземной инфраструктуры средств управления; обеспечение безопасности использования космического пространства в условиях его засоренности и увеличения числа разворачиваемых КА.
Анализ тенденций развития орбитальных средств (ОС) в конце XX в. позволяет предположить, что для первой половины XXI в. будут характерны следующие основные особенности их развития. Первая особенность будет связана со значительной концентрацией усилий в области космической связи в интересах создания многоспутниковых систем низкоорбитальной связи. В качестве примера на рис. приведено ожидаемое изменение относительного числа орбитальных средств различного целевого назначения, развернутых в области ближнего космоса. При этом до середины XXI в. сохранится ведущая роль орбитальных средств связи и передачи данных, развернутых в области геостационарной орбиты, и средств навигации в области средних орбит.
Второй ведущей тенденцией развития космоса в первой половине XXI в. будет значительное увеличение числа орбитальных средств и систем (в первую очередь на основе малых КА, а также микро- и наноспутников), функционирующих в области ближнего космоса.
При этом ожидается существенное увеличение относительного числа малых КА, в том числе и наноспутников, при снижении доли больших КА при решении различных задач.
Необходимо отметить, что первоочередное развитие рассмотрен-ных технологий будет основой развития космонавтики XXI в.
Носителями тяжелого класса из числа зарубежных стран располагают США, страны Европейского космического агентства (ЕКА) и Япония. Первые тяжелые носители были созданы американцами в 1964-1967 гг. для обеспечения лунной программы Apollo. Самый мощный из них Saturn-5 позволял выводить на околоземную орбиту высотой 500 км полезный груз массой около 120 т. С завершением программ Apollo и Skylab…
Китай эксплуатирует КА военного и двойного применения для связи, метеообеспечения, ДЗЗ, а также запускает экспериментальные КА, в том числе военные. Для управления этими КА предназначен многопунктный, организационно единый НКУ, эксплуатируемый Китайским объединением по запускам, слежению, телеметрии и управлению КА. Это объединение подчинено Комитету по оборонной науке, технике и оборонной промышленности (КОНТОП) Госсовета. В состав НКУ…
В конце 1970-х гг. в нашей стране и в США было начато решение задачи по разработке и развертыванию глобальных навигационных систем ГЛОНАСС и Navstar. B составе которых должны были функционировать 24 полноразмерных КА (21 основной + 3 резервных). Существенное увеличение числа КА в системе значительно усложнило решение задачи развертывания в установленные сроки. В 1990-е гг….
Ракета-носитель “Старт-1” создана Научно-техническим центром (НТЦ) “Комплекс” Московского института теплотехники (МИТ), который хорошо известен как создатель межконтинентальных баллистических ракет, в том числе МБР “Тополь” (SS-25), ставшей прообразом нового носителя. РН “Старт-1” предназначена для вывода малых космических аппаратов на низкие околоземные орбиты. Уже было проведено два успешных пуска этой ракеты-носителя с космодрома Свободный с экспериментальным КА…
Существующая система средств выведения имеет в своем составе КРК легкого, среднего и тяжелого классов, базирующиеся на отечественном космодроме Плесецк и космодроме Байконур, расположенном на территории Республики Казахстан. Переход под юрисдикцию бывших республик СССР объектов космической инфраструктуры поставил перед Россией ряд проблем: обеспечение независимости в осуществлении космической деятельности, и в первую очередь в военной области; рациональное…
Сложность объектов ракетно-космической техники обусловлена многообразием решаемых ими задач научного, социально-экономического и оборонного характера. В перспективе многофункциональные объекты РКТ по своим возможностям будут приближаться к автоматическим летающим роботам, а их группировки и комплексы управления – к большим пространственно распределенным интеллектуальным системам. Такие системы топологически могут быть представлены в виде наземно-космической интеллектуальной информационной сети. Интеллектуальность сети,…
При создании европейских носителей использовался принцип постепенного совершенствования существующих систем, считающийся традиционным в самолетостроении. Это показывают различные модификации РН, в том числе РН Ariane-4. В отличие от них тяжелая Ariane-5 – новый шаг вперед во всех отношениях, поэтому эта РН, как предполагают западноевропейские специалисты, должна стать первой моделью новой серии. С помощью РН Ariane-5 предусматривается…
Национальное управление Японии по космосу NASDA (НАСДА) разрабатывает и эксплуатирует КА связи, ДЗЗ, метеообеспечения и другие, имеющие двойное назначение. Научные КА ведет Институт авиационно-космических исследований ISAS (ИСАС). Обе организации имеют собственные ЦУ КА и КИПы. Однако на некоторых КИПах, расположенных вне территории Японии, по-видимому, установлены средства обеих организаций, которые при необходимости используются совместно. Здесь НКУ…
Существенное возрастание сложности РКТ, разработка КА длительного функционирования и высокие требования к безотказности внесли принципиальные изменения в методологию обеспечения и контроля их надежности. Основное внимание при обеспечении и контроле надежности РКТ было направлено на анализ причин потенциальных и имевших место при испытаниях отказов, разработку эффективных мероприятий по их предупреждению. Основные принципы современной методологии обеспечения и…
Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева в рамках программы “Ангара” ведет разработку целого ряда ракет-носителей, ключевым звеном которой является создание ракеты-носителя тяжелого класса – носителя XXI в. как транспортной основы космической программы России. ОКР по созданию семейства РН “Ангара” проводится на основании Указа Президента РФ № 14 от 6 января 1995 г. “О создании…
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ КОНСТРУКЦИИ
Здесь рассматриваются основные (силовые) элементы конструкций самолетов и воздушно-космических летательных аппаратов, современные материалы и важные конструктивные особенности авиационно-космической техники.
ОСНОВНЫЕ ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКТИВНЫХ СХЕМ САМОЛЕТОВ
Аэродинамические характеристики.
Элементы конструкции самолета должны обладать высокой прочностью, так как они подвержены воздействию больших нагрузок при полете, посадке и движении самолета по земле. В то время как форма стационарных наземных сооружений, например зданий или мостов, может быть определена конструктором из соображений прочности и экономичности, конструкция самолета должна, кроме того, удовлетворять ряду жестких дополнительных требований, в частности аэродинамических. Например, крыло должно выдерживать изгибающие и крутящие силы и моменты, возникающие в результате нестационарного силового воздействия воздушного потока на поверхность крыла. Наиболее эффективно такие нагрузки выдерживает жестко заделанная балка, однако такая конструкция непригодна с точки зрения аэродинамики, согласно которой поперечные сечения крыла должны быть тонкими, хорошо обтекаемыми профилями. Этот пример иллюстрирует важную особенность авиационных конструкций, при проектировании которых наряду с выполнением требований прочности необходимо обеспечивать высокие аэродинамические характеристики.
Весовые характеристики.
Второй характерной особенностью авиационно-космических конструкций является стремление снизить их вес до минимально возможного. В противном случае самолет или ракета не сможет взлететь или взять на борт необходимый полезный груз. По этой причине проектирование и расчет авиационно-космических конструкций проводят с такой точностью, что допускается только тот вес, который совершенно необходим для прочности. Столь малый вес конструкции может быть достигнут только в результате использования тонких и удлиненных конструктивных элементов из высокопрочных материалов.
Конструктивные соображения.
Таким образом, две основные особенности, которые отличают авиационные конструкции от наземных инженерных сооружений, - это влияние аэродинамических нагрузок на форму конструкции и использование исключительно легких удлиненных и тонкостенных элементов из высокопрочных материалов.
На различных этапах развития авиации предлагались различные конструктивные решения для самолетов. Существует очевидная связь между оптимальной конструкцией самолета и его скоростью. Интересно отметить, что некоторые конструктивные решения, принятые на ранней стадии развития авиации, оказались приемлемыми и для современных самолетов, летающих в том же диапазоне скоростей. Так, сварной фюзеляж из стальных трубок во время Первой мировой войны был новинкой, позволившей улучшить характеристики истребителей и увеличить скорости их полета до 160 км/ч. Подобные конструкции стали совершенно непригодными для истребителей времен Второй мировой войны, которые летали со скоростями около 640 км/ч. С другой стороны, спортивные самолеты и самолеты для личного пользования, появившиеся намного позднее, редко развивают скорость больше 160 км/ч, и в конструкциях их фюзеляжей успешно применяются свариваемые металлические трубки.
АВИАЦИЯ ДО ПЕРВОЙ МИРОВОЙ ВОЙНЫ
На протяжении первых десятилетий развития авиации конструкторы пытались оптимизировать конструкцию самолета путем экспериментирования с различными вариантами и схемами. Оказалось, что многие конструктивные схемы, которые предлагались в заявках на изобретения в 1930-х годах, имели свои прототипы, которые уже предлагались в начале этого столетия, но были отвергнуты и с течением времени забыты. Одна существенная особенность, общая для всех самолетов, построенных до Первой мировой войны, заключалась в том, что на них применялись исключительно тонкие крылья. Тогда считалось, что требуемая подъемная сила может быть достигнута только на очень тонких, плоских или слегка изогнутых аэродинамических поверхностях. Такое тонкое крыло, подобное тонкой пластине, изгибается даже под действием небольшой нагрузки. Для того чтобы обеспечить требуемые жесткость и прочность, крыло подкреплялось наружными расчалками.
Расчалочный моноплан.
На раннем этапе развития авиации успешно использовались две компоновочные схемы самолетов - расчалочный моноплан (рис. 1,а) и биплан (рис. 2). Примерами монопланов являются самолеты конструкции Альберто Сантоса-Дюмона и Луи Блерио. Бипланы конструировали братья Райт. Простой анализ равновесия сил и моментов показывает, каким образом внешние расчалки и распорки усиливают прочность конструкции. На рис. 1,б видно, что вес G самолета уравновешен подъемной силой Y, возникающей при обтекании крыла воздушным потоком. Подъемная сила приложена на расстоянии d от центра тяжести и создает момент Yd. Этот момент должен быть уравновешен моментом сил реакции, поскольку система крыло - расчалка находится в равновесии, как показано на рис. 1,б. Под действием подъемной силы нижняя расчалка натягивается, а верхняя - ослабляется. Следовательно, в полете верхняя расчалка не передает никаких усилий на фюзеляж, и силы реакции будут возникать только в месте соединения крыла с нижней расчалкой. Это силы H на рис. 1,б. Их величина может быть вычислена из условия равновесия для моментов:
Из этого простого алгебраического уравнения находим величину горизонтальной силы реакции H:
Формула (2) показывает, что горизонтальная сила реакции тем меньше, чем больше расстояние h между крылом и местом крепления нижней расчалки к фюзеляжу. Когда самолет приземляется или движется по полосе, подъемная сила на крыле небольшая, так как она пропорциональна квадрату скорости. В таких условиях часть веса крыла должна удерживаться верхней расчалкой, а нижняя расчалка при этом разгружается. По этой причине верхняя расчалка называется "посадочной", или обратной, а нижняя - "полетной", или несущей. Тонкое крыло не способно выдерживать большие нагрузки. Поэтому необходимо увеличивать расстояние h, т.е. крепить несущую расчалку вблизи шасси, а верхнюю - к пилону, который в этих целях размещают над фюзеляжем.
Расчалочный биплан. Для увеличения вертикальных расстояний при креплении расчалок была предложена конструкция биплана (рис. 2). Расстояние между верхним и нижним крыльями биплана соответствует расстоянию h, рассмотренному выше в связи с конструкцией моноплана, тогда как в качестве d принимается расстояние между распоркой и фюзеляжем. Уравнения (1) и (2) применимы к биплану, который позволяет увеличить высоту h по сравнению с монопланом.
Авиационные материалы. В конструкциях первых самолетов применялись в основном прочные породы дерева, такие, как ель и бамбук. Существовало мнение, что тяжелые материалы, вроде металлов, непригодны для изготовления авиационных конструкций. Сталь использовалась для расчалок. Древесина, несомненно, превосходный конструкционный материал, успешно воспринимающий изгибающие нагрузки при небольшом собственном весе. При этом внешние обводы крыла и фюзеляжа получали путем натягивания полотна на деревянный каркас.
Проблема лобового сопротивления. Главным недостатком расчалочных конструкций является большое лобовое сопротивление (сила сопротивления поступательному движению аппарата в воздухе) вследствие наличия множества вспомогательных элементов конструкции, таких, как расчалки, распорки, колеса шасси, валы и амортизаторы посадочного устройства, которые подвергаются воздействию воздушного потока. Такой самолет мог развить относительно небольшую максимальную скорость (мировой рекорд скорости полета в 1910 составлял лишь 106 км/ч).
КАРКАСНЫЕ КОНСТРУКЦИИ
Для увеличения скорости самолета пришлось кардинальным образом изменить его конструкцию - перейти к каркасным конструкциям. Основой каркасного самолета является его фюзеляж, в который заключены кабина экипажа, пассажирский салон и грузовые отсеки. На фюзеляж передаются также большие нагрузки, которые действуют на хвостовое оперение самолета при совершении быстрого маневра. Силовой набор каркасной конструкции, показанной на рис. 3,а, обладает малым весом и в то же время способен выдержать значительные нагрузки.
Сварные фюзеляжи из стальных трубок. Некоторые первые самолеты имели каркасные фюзеляжи, собранные из еловых или бамбуковых брусков, скрепленных стальной проволокой. Однако такие конструкции были недостаточно прочны; существенным продвижением вперед явилась сварная конструкция фюзеляжа из стальных трубок, предложенная в годы Первой мировой войны А.Фоккером. Фоккер использовал для самолетных конструкций мягкую сталь с содержанием углерода менее 0,12%, так как изготовленные из нее элементы легко свариваются друг с другом. Вначале такой тип фюзеляжа считали ненадежным, но постепенно он нашел широкое применение, а с появлением высокопрочных хромомолибденовых трубок удалось существенно снизить вес фюзеляжа.
Фюзеляжи с разъемными соединениями элементов. Совершенно другие авиационные конструкции разрабатывались в Англии, где считали сварку ненадежным способом соединения и отдельные элементы каркаса соединяли с помощью механических, часто весьма искусных разъемов. Отказ от сварки открыл англичанам широкие возможности применения алюминиевых сплавов и высоколегированных сталей, которые не поддавались сварке. Эти высокопрочные материалы позволили снизить вес конструкции самолета, несмотря на дополнительный вес соединений. Главным недостатком фюзеляжа с разъемными соединениями элементов была высокая стоимость изготовления, даже если самолеты выпускались большими сериями. Производство сварных фюзеляжей из стальных трубок обходилось намного дешевле.
Обшивка. Чтобы создать комфортные условия для пассажиров, каркас необходимо покрыть обшивкой. Более того, еще в начале века было установлено, что для повышения скорости и уменьшения сопротивления необходимо, чтобы наружная поверхность самолета была гладкой. Самой простой обшивкой было полотно, которое натягивалось на балочный каркас и затем покрывалось краской или лаком. Однако получаемая таким образом форма не имела плавных обводов: внешние элементы каркаса выпирали из-под обшивки. Очевидно, что при таких неуклюжих формах невозможно было добиться плавного обтекания с минимальным сопротивлением. Чтобы устранить этот недостаток, конструкторы скоростных самолетов начали применять каркасный фюзеляж из шпангоутов овальной формы, скрепленных с балками (лонжеронами) и продольными стрингерами, как показано на рис. 3,б. Эти шпангоуты и стрингеры придавали прямоугольному каркасу хорошо обтекаемую форму. Однако выступы по-прежнему выпирали из-под полотняной обшивки, и для их устранения конструкторы стали применять обшивку из тонкой фанеры.
Крылья биплана. Типичной схемой каркасных самолетов был биплан, который использовался почти повсеместно в годы Первой мировой войны. Ему отдавали предпочтение до середины 1930-х годов. Летчики-истребители отрицательно относились к монопланам, и их основной аргумент состоял в том, что биплан более маневрен. Действительно, биплан обладает хорошей маневренностью из-за небольшого размаха своих крыльев, вследствие чего вес самолета сосредоточен вблизи фюзеляжа. Авиационные инженеры формулируют это свойство иначе, говоря, что биплан обладает небольшим моментом инерции. Традиционная конструкция деревянного крыла биплана показана на рис. 4. Она содержит два главных несущих элемента - лонжероны крыла. Внешний обвод крыла формируется с помощью элементов, называемых нервюрами, и натянутой на них полотняной обшивки. Эта авиационная конструкция оставалась неизменной до 1920-х годов, когда авиационная промышленность Англии перешла на цельнометаллические конструкции. Теперь лонжероны начали изготавливать из полос высоколегированной стали, а нервюры - из стальных или алюминиевых пластин посредством штамповки нужных профилей. Лонжероны и нервюры собирались в ажурную конструкцию каркасного типа.
Моноплан с высокорасположенным крылом. Монопланы с высокорасположенным крылом появились в 1930-х годах и быстро стали популярными в качестве двухместных самолетов для личного пользования и учебно-тренировочных самолетов взамен бипланной схемы. Даже после Второй мировой войны многие самолеты этого типа имели расчалки. Такой моноплан значительно отличался от своего предшественника. Его намного более толстое крыло расположено над фюзеляжем, и вместо расчалок применены стойки. Стойки могут воспринимать большие усилия как сжатия, так и растяжения, и одна стойка заменяет пару расчалок. Такой самолет не содержит ряда элементов конструкции расчалочного моноплана и имеет значительно меньшее лобовое сопротивление (рис. 5).
Свободнонесущий моноплан. Важным шагом вперед по сравнению с бипланом стала схема свободнонесущего моноплана, нашедшая широкое применение в 1920-х годах в самолетах Фоккера. На рис. 6 показана принципиальная схема фоккеровского высокоплана, на котором были установлены многие рекорды на дальность полета. Применительно к этой схеме обратимся еще раз к уравнению (1), выражающему равенство моментов. Теперь силы H - это силы растяжения или сжатия, действующие на фланцы лонжерона, и h - расстояние между фланцами. Нагрузку на фланец можно уменьшить, увеличив расстояние между фланцами, для чего необходимо увеличить толщину сечения крыла. Конструкция крыла Фоккера с относительной толщиной (отношение максимальной толщины профиля к хорде крыла) 20% обладает хорошими аэродинамическими характеристиками.
Свободнонесущее крыло конструкции Фоккера имело деревянные лонжероны и нервюры и обшивку из фанеры. Очень прочное и жесткое, оно все же было несколько тяжелее других аналогичных конструкций. В ряде стран, например в Англии, Италии и Советским Союзе, были созданы металлические свободнонесущие крылья со стальными и алюминиевыми лонжеронами и нервюрами и полотняной обшивкой. В дальнейшем применение металлической обшивки позволило существенно повысить прочность крыла. Такое крыло обычно называют крылом с работающей обшивкой. Методы изготовления и сборки, а также расчет таких конструкций существенно отличаются от методов, используемых для крыла каркасной конструкции.
МОНОКОКОВАЯ КОНСТРУКЦИЯ
Принцип монокока. С увеличением скоростей полета самолета все более важной становилась проблема уменьшения лобового сопротивления. Вполне естественным шагом при этом стала замена полотняной обшивки крыла металлической обшивкой, изготавливаемой из тонких листов алюминиевых сплавов. Металлическая обшивка позволила устранить прогибы между нервюрами и, следовательно, более точно воспроизвести формы, рекомендованные аэродинамиками на основе теоретических расчетов и экспериментальных исследований в аэродинамических трубах. Одновременно изменилась конструкция фюзеляжа. Прямоугольный силовой каркас был помещен внутрь оболочечной конструкции, составленной из легких шпангоутов и стрингеров; такая конструкция лучше удовлетворяла требованиям аэродинамики к форме фюзеляжа. На одномоторных самолетах переднюю часть фюзеляжа тоже стали обшивать листовым металлом, чтобы уменьшить вероятность возникновения пожара. Когда потребовалось улучшить гладкость поверхности, полотняную обшивку заменили фанерной или металлической по всей длине фюзеляжа, но такая обшивка стала чрезмерно дорогой и тяжелой. Было слишком расточительно так увеличивать вес конструкции и не использовать ее возросшие прочностные свойства для восприятия аэродинамических нагрузок. Следующий шаг был очевиден. Так как внешняя оболочка фюзеляжа стала достаточно прочной, появилась возможность убрать внутренний каркас. В этом состоит принцип монококовой конструкции. Монокок - это цельная оболочка, форма которой удовлетворяет требованиям аэродинамики и в то же время является достаточно прочной для того, чтобы воспринимать и передавать нагрузки, возникающие при полете, посадке и движении самолета по земле. Термин "монокок" - гибрид, составленный из греческого и французского слов и дословно переводимый как "цельная раковина". Этот термин применяют к крыльям и фюзеляжам, у которых обшивка является главным несущим элементом. Второе важное достоинство монококовой конструкции иллюстрирует рис. 7. Сечение каркасной конструкции, предназначенной для размещения внутри нее двух человек, имеет прямоугольную форму, изображенную сплошной линией. Внешняя оболочка фюзеляжа с полотняной обшивкой показана штриховой линией. Внешний обвод монококового фюзеляжа, в котором помещаются два человека, представлен штрих-пунктирной линией. С помощью планиметра легко установить, что площадь поперечного сечения монококовой конструкции на 33% меньше, чем для хорошо обтекаемого каркасного фюзеляжа. При прочих равных условиях сопротивление фюзеляжа пропорционально площади его поперечного сечения. Следовательно, монококовая конструкция, в первом приближении, позволяет уменьшить сопротивление на 33% только за счет меньшей площади поперечного сечения по сравнению с каркасной конструкцией. К тому же появляется выигрыш в подъемной силе вследствие лучшего обтекания и гладкости поверхности. Однако каркасные конструкции из-за меньшей стоимости их производства и относительно меньшего веса продолжали использовать для тихоходных самолетов даже после Второй мировой войны. Монококовые конструкции применяли на самолетах, летающих со скоростями более 320 км/ч.
Тонкостенные монококи. Типичный тонкостенный монокок для транспортного самолета изготавливают обычно из тонких пластин алюминиевого сплава, которым придают форму, согласующуюся с требованиями аэродинамики. Эту оболочку подкрепляют поперечными силовыми элементами - шпангоутами, и продольными силовыми элементами - лонжеронами или стрингерами. (Эти термины относятся к конструкции фюзеляжа. В конструкции крыла продольные силовые элементы - стрингеры, а поперечные - нервюры.) На рис. 8 показано, как устроен типичный монококовый фюзеляж. (Эту конструкцию сейчас принято называть "полумонокок" или "усиленный монокок", тогда как термин "чистый монокок" или просто "монокок" используют для внешних оболочек, имеющих минимум подкрепляющих элементов или не имеющих их вовсе.)
Вследствие больших размеров фюзеляжа и сравнительно небольших аэродинамических нагрузок оболочку монокока делают очень тонкой (обычно от 0,5 до 1,5 мм). Такая тонкая оболочка сохраняет свою форму, если на нее действуют силы растяжения, но она коробится под действием сил сжатия или срезывающих усилий. На рис. 9 показано действие сил сжатия на металлическую пластину прямоугольной формы. Такие силы сжатия испытывают, например, металлические панели, ограниченные по краям стрингерами, на верхней части фюзеляжа, когда аэродинамические силы, действующие на хвостовое оперение самолета, направлены вверх.
Согласно законам механики твердого тела, критическое напряжение (т.е. нагрузка на единицу площади), при котором плоская пластина начинает коробиться, можно вычислить по формуле
Где fкр - критическое напряжение, вызывающее коробление пластины, Е - модуль упругости материала, t - толщина и b - ширина пластины между опорами (в реальной конструкции это расстояние между стрингерами). Например, если панель толщиной 0,5 мм и шириной 150 мм изготовлена из алюминиевого сплава, то ее модуль упругости равен приблизительно 70 000 МПа. Подставляя эти значения в формулу (3), получим, что величина критического напряжения, при котором наступает коробление обшивки, составляет 2,8 МПа. Это значительно меньше предела текучести (280 МПа) и предела прочности (440 МПа) материала. Материал монокока будет использоваться неэффективно, если коробление означает утрату способности пластины выдерживать нагрузку. К счастью, это не так. Испытания, проведенные Национальным институтом стандартов и технологии США, показали, что нагрузки, действующие на край панели, могут значительно превышать величину критической нагрузки, соответствующей началу коробления, поскольку нагрузка, приложенная к панели, почти полностью воспринимается полосками материала у ее краев. Общая ширина этих полосок была названа Т. фон Карманом "эффективной шириной" пластины. Согласно его теории, предельная нагрузка, испытываемая панелью в момент ее разрушения вследствие возникновения текучести материала вблизи зажатых кромок, может быть вычислена по формуле
Здесь P - суммарная нагрузка, действующая на панель в момент разрушения, t - толщина панели, E - модуль упругости и fтек - предел текучести материала (напряжение, при котором деформация начинает увеличиваться без дальнейшего увеличения нагрузки). Расчеты по формулам (3) и (4) показывают, что критическая нагрузка, вызывающая коробление, примерно на порядок меньше предельной нагрузки, вызывающей разрушение. Этот вывод необходимо учитывать при проектировании самолета. Использование тонких пластин в закритическом для коробления состоянии является одной из главных отличительных черт тонкостенных монококовых конструкций. Успехи в создании транспортных самолетов, бомбардировщиков и истребителей во время Второй мировой войны были бы невозможны без понимания того факта, что коробление тонкой пластины не вызывает ее разрушения. В более консервативных областях технической механики, таких, как проектирование мостов и зданий, коробление панелей не допускается. С другой стороны, тысячи самолетов летают, и при этом часть металлических пластин в их конструкциях работает в условиях коробления большую часть полетного времени. Правильно сконструированные панели, испытывающие коробление в полете, становятся абсолютно гладкими, как только самолет совершит посадку и исчезнут аэродинамические нагрузки, действующие на конструкцию в полете.
Тонкостенная балка.
Другой вид коробления относится к тонкостенной балке - важному элементу авиационных конструкций. Концепция тонкостенной балки разъясняется на рис. 10. При действии силы W на свободный конец тонкостенной балки ее верхний фланец будет подвергаться воздействию растягивающих усилий, а нижний - воздействию сжимающих усилий. Величину сил, действующих на фланцы, можно вычислить из условия статического равновесия. Срезывающее усилие, создаваемое силой W, передается по тонкой стенке балки. Такая тонкая пластина теряет устойчивость и начинает коробиться при довольно небольшой нагрузке. На ней образуются диагональные складки, т.е. конфигурация ее коробления существенно отличается от полусферических выпуклостей, появляющихся при короблении поверхности пластины вследствие ее сжатия.
Г.Вагнер разработал практический метод расчета напряжений в тонкостенной балке в условиях образования складок на стенках и доказал экспериментально, что можно спроектировать тонкостенную балку, которая не разрушается при действии полетных нагрузок, в 100 раз превышающих нагрузки, при которых начинается коробление тонкой стенки. Деформации остаются упругими, и складки исчезают полностью при снятии нагрузки. Вследствие изгиба всей конструкции под действием нагрузки, показанной на рис. 10, верхний фланец балки растягивается, а нижний - сжимается. При появлении складок тонкая стенка работает как совокупность большого числа диагональных расчалок, которые принимают на себя срезывающие усилия подобно внешним расчалкам крыла расчалочного моноплана (рис. 1). Назначение вертикальных стоек - сохранить расстояние между фланцами балки. В 1930-х годах концепция тонкостенной балки стала повсеместно использоваться в авиастроении при конструировании тонкостенных монококов, в частности, для лонжеронов крыла со стенками, воспринимающими срезывающие усилия. Компоновка конструктивных элементов в тонкостенных монококах. Идеальный тонкостенный монококовый фюзеляж состоит из тонких пластин, подкрепленных большим числом более или менее равномерно распределенных стрингеров и шпангоутов, как показано на рис. 8. Однако в самом фюзеляже приходится делать вырезы, в которых размещаются иллюминаторы и двери на пассажирских самолетах или пушечные турели и люки для бомбометания на военных самолетах. В случае больших отверстий, как, например, на тяжелых самолетах, предназначенных для перевозки полностью снаряженной гусеничной техники, или на торпедоносцах, которые несут внутри фюзеляжа большие торпеды, концентрация напряжений около вырезов становится серьезной проблемой. Часто края таких вырезов усиливают с помощью прочных лонжеронов. На некоторых самолетах в фюзеляжах приходится предусматривать столь большое число вырезов, что конструктор предпочитает использовать несущие свойства четырех главных лонжеронов и применяет короткие стрингеры только как вспомогательные силовые элементы, так как разрезанный силовой элемент не способен передавать нагрузку. Вследствие того что нагрузки воздействуют в основном на четыре главных элемента конструкции, такой тип фюзеляжа является фактически промежуточным между каркасной конструкцией и усиленным монококом. Его можно рассматривать как частично усиленный монокок. Такие монококи чаще применяют для крыльев, чем для фюзеляжей, поскольку в крыльях самолета приходится размещать убирающиеся элементы шасси, баки с топливом, двигатели, убирающиеся закрылки, элероны, пулеметы, пушки и многочисленные второстепенные детали. Наиболее серьезные проблемы, обусловленные нарушением целостности усиленной монококовой конструкции, связаны с размещением шасси и топливных баков, потому что эти агрегаты находятся вблизи корневой части крыла, где конструкция должна быть наиболее прочной. Кроме того, на многих компоновках не допускается прохождение крыла сквозь фюзеляж, поскольку это пространство необходимо для размещения экипажа, пассажиров или двигателей. Поэтому в конструкции крыла применяют два прочных лонжерона, как это делается на моноплане с высокорасположенным крылом. Пространство между двумя лонжеронами можно использовать для размещения вышеупомянутых агрегатов и узлов. На участках крыла, не имеющих прорезей, обшивка подкрепляется стрингерами, которые способствуют дополнительному увеличению прочности крыла. Тем не менее, основную часть нагрузки берут на себя два главных лонжерона. Чисто монококовую конструкцию имеют внешние консоли крыла (рис. 11). Нагрузки воспринимаются обшивкой и продольными силовыми элементами консоли. Различие между вертикальной стенкой и лонжероном заключается в том, что у стенки стыковочный элемент имеет ту же форму, что и остальные стрингеры, тогда как лонжерон крепится с помощью более массивных фланцев.
Концепция толстостенной монококовой конструкции. В годы Второй мировой войны скорость опытных самолетов стала приближаться к скорости звука, и тонкостенные монококовые конструкции перестали удовлетворять возросшим требованиям. Одним из факторов, способствовавших повышению скоростей полета, явилось создание т.н. ламинарных профилей крыла, которые имели очень низкое сопротивление. Однако преимущества ламинарных крыльев могли быть реализованы только при условии точного соблюдения требуемой формы поверхности крыла, и малейшие нарушения гладкости поверхности (выступающие заклепки или углубления для потайных заклепок) сводили к нулю все преимущества ламинарного профиля. По этой причине тонкостенные усиленные монококи оказались непригодными для создания крыла с ламинарным обтеканием для высокоскоростных самолетов. Другим фактором, требующим точного соблюдения формы крыла и фюзеляжа высокоскоростных самолетов, является неустойчивость трансзвукового потока. В трансзвуковых течениях очень небольшие изменения формы обтекаемой поверхности могут вызвать полное изменение картины обтекания и появление скачков уплотнения, которые приводят к резкому возрастанию силы сопротивления. Поскольку выдержать точно нужную форму поверхности, изготавливаемой из тонких пластин, очень трудно, пришлось пойти на увеличение толщины обшивки авиационных конструкций. Еще одним основанием для увеличения толщины обшивки являлась недостаточная величина строительной высоты (расстояния h на рис. 6) конструкции крыла самолета. Рассчитанные на высокие скорости полета профили крыла должны быть очень тонкими (максимальная относительная толщина крыльев для сверхзвуковых самолетов и ракет обычно составляет менее 10% хорды). Нагрузки, действующие на нижнюю и верхнюю поверхности такого крыла, очень велики, и их может выдержать только толстая обшивка.
Концепция сэндвича. Первой толстостенной конструкцией, использовавшей концепцию сэндвича (многослойной конструкции), была обшивка на истребителе "Хэвилленд Москито". В этой конструкции пространство между двумя тонкими прочными обшивками (несущими слоями) заполнено значительно более легким материалом; такая составная панель способна выдерживать более значительные изгибающие нагрузки, чем две несущие обшивки без заполнителя, соединенные вместе. Кроме того, эта многослойная конструкция остается легкой, так как заполнитель имеет небольшую плотность. В качестве примера легкой многослойной конструкции, обладающей повышенной прочностью, можно привести упаковочный картон, в котором между двумя внешними листами картона находится гофрированная бумажная прослойка. Многослойный картон обладает большей жесткостью на изгиб и прочностью, чем лист картона, соответствующий ему по весу. Важным фактором, препятствующим короблению поверхности, является способность панели выдерживать изгибающие нагрузки. Толстостенные многослойные обшивки, обладающие повышенной жесткостью на изгиб, не допускают коробления поверхности при обычных летных ситуациях и способствуют сохранению гладкой формы поверхности крыла и фюзеляжа. Несущие слои соединяются со слоем из заполнителя с помощью клея. Клепка не используется, и это обеспечивает гладкость поверхности. Методы производства многослойных конструкций. Для производства элементов многослойных конструкций сложной формы используют несколько методов. Один из них разъясняется на рис. 12. Изготавливают пресс-форму, точно воспроизводящую нужную форму многослойного элемента. Слои многослойной конструкции смазывают синтетическим клеем и помещают в пресс-форму. Обшивка многослойной конструкции накрывается оболочкой из герметического материала, например из прочной резины, и пресс-форма плотно закрывается крышкой. Внутрь оболочки под давлением нагнетают горячий пар, и под действием высокой температуры и равномерного давления пара клей отвердевает и надежно соединяет несущие слои с наполнителем. Такая формовочная технология может использоваться для изготовления конструктивных элементов сложной формы с искривленными стенками переменной толщины.
Во время Второй мировой войны синтетические клеи и технология склеивания слоевых конструкций нашли широкое применение в авиационной промышленности. Эта технология обеспечивала прочное соединение таких разнородных материалов, как древесина и металлы, и позволила наладить дешевое производство обшивок с гладкими поверхностями.
Разрушение многослойной конструкции. Как и в случаях каркасных конструкций и тонкостенных монококов, разрушение многослойной конструкции начинается на той стороне, которая подвергается сжатию. Из-за большой толщины многослойной панели сжимающее усилие, вызывающее потерю устойчивости и коробление, существенно превышает то значение, при котором на поверхности тонкостенных усиленных монококов впервые появляются признаки коробления. Отношение этих величин может достигать 20 или даже 50. Следует, однако, помнить, что тонкостенные монококи могут работать при нагрузках, намного превышающих критическую нагрузку начала коробления, тогда как коробление поверхности многослойной обшивки всегда вызывает разрушение последней. Критическую нагрузку, вызывающую потерю устойчивости многослойной обшивки, можно оценить, используя методы расчета однородных пластин и однослойных оболочек. Однако сравнительно небольшое сопротивление срезу материала легкого заполнителя заметно уменьшает величину критического напряжения, и этим эффектом нельзя пренебрегать. Потеря устойчивости многослойной конструкции обычно приводит к короблению или образованию складок на поверхности тонких несущих оболочек. На рис. 13 показаны два вида неустойчивости: симметричное вспучивание и перекос. Симметричное вспучивание возникает в случае большой толщины слоя с заполнителем, а перекос - в случае небольшой толщины такого слоя.
Критическое напряжение, вызывающее потерю устойчивости многослойной конструкции, сопровождаемую появлением обеих форм коробления поверхности, можно определить по формуле
Где fкр - критическое значение напряжения для несущих слоев, Ef - модуль упругости материала несущего слоя, Ec - модуль упругости материала заполнителя, Gc - модуль сдвига материала заполнителя. В качестве примера рассмотрим многослойную конструкцию с несущими слоями из алюминиевого сплава и пористым заполнителем из ацетилцеллюлозного волокна. Модуль упругости алюминиевого сплава составляет приблизительно 70 000 МПа, а для материала заполнителя он равен 28 МПа. Модуль сдвига для материала заполнителя равен 14 МПа. Подставляя эти значения в формулу (5), найдем, что критическое значение напряжения для коробления равно 150 МПа. Отметим, что в соотношение (5) не входят геометрические характеристики панели. Следовательно, критическое напряжение не зависит от толщин несущих слоев и слоя с заполнителем. Единственной возможностью повысить несущую способность конструкции по отношению к короблению является использование заполнителя с лучшими механическими свойствами.
Другие типы толстостенных оболочек.
После Второй мировой войны были разработаны и внедрены в производство различные модификации описанной выше первоначальной многослойной конструкции. На рис. 14 показана сотовая конструкция. В ней промежуточным слоем служит сотовый (ячеистый) заполнитель. На рис. 15 показан другой тип многослойной конструкции, в которой заполнителем является гофрированный алюминий. Эта конструкция, сходная с упаковочным картоном, характеризуется высокой жесткостью и устойчивостью, однако гофрированную ленту не следует соединять с несущими оболочками при помощи заклепок.
В других конструкциях обшивка и слой, усиливающий ее жесткость, вальцуются, и им придается форма сечения крыла или фюзеляжа. Наконец, для сильно нагруженных очень тонких крыльев было налажено производство обшивок переменной толщины из прочного алюминиевого сплава с максимальными толщинами около 19 мм. Такие прочные обшивки позволяют изготовить крыло, которое сохраняет свою форму даже без нервюр только за счет жесткости самой обшивки, усиленной тремя или четырьмя опирающимися на лонжероны стенками, работающими на срез.
СВЕРХЗВУКОВЫЕ САМОЛЕТЫ, КОСМИЧЕСКИЕ ЛЕТАТЕЛЬНЫЕ АППАРАТЫ И БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ РАКЕТЫ
Развитие авиационно-космической техники характеризуется устойчивой тенденцией роста тяговооруженности (тяговооруженностью называется отношение тяги силовой установки летательного аппарата к его весу). Для самолетов вертикального взлета и посадки эта величина превышает единицу. Двигательная установка баллистической ракеты должна создавать тягу, намного превышающую вес ракеты, чтобы поднять ее со стартового стола, ускорить и вывести на нужную траекторию. Непрерывный рост тяговооруженности и скоростей полета привел к появлению летательных аппаратов, которые все в меньшей степени зависят от аэродинамических сил, создаваемых крылом. Размеры крыльев стали уменьшаться (на баллистических ракетах они вообще отсутствуют). Однако планирующие летательные аппараты, запускаемые в космическое пространство с помощью стартовых ускорителей, должны иметь крылья для возвращения на землю. Крылья и стабилизаторы для сверхзвуковых летательных аппаратов меньше, чем у дозвуковых летательных аппаратов, не только по площади; они также тоньше и имеют меньшее удлинение. Крылья и поверхности хвостового оперения сверхзвуковых летательных аппаратов имеют стреловидную или треугольную форму. Толщина обшивки таких крыльев намного больше, чем у крыльев дозвуковых летательных аппаратов.
Примеры тонкостенных оболочек. Снижение веса является первоочередной задачей проектирования космического летательного аппарата. Многие достижения в области создания тонкостенных оболочек обязаны своим происхождением этому требованию. Типичными примерами такой конструкции являются жидкостная ракета-носитель "Атлас" и конструкция твердотопливной ракеты. Для "Атласа" была создана специальная монококовая оболочка с наддувом. Ракета с двигателем на твердом топливе получается посредством наматывания на оправку, имеющую форму твердотопливного заряда, стеклянной нити и пропитки намотанного слоя специальной смолой, которая отверждается после вулканизации. При такой технологии получается сразу и несущая оболочка летательного аппарата, и ракетный двигатель с соплом. Были спроектированы возвращаемые космические аппараты с оболочкой конической формы, которая покрывалась слоем теплозащитного материала, подверженного абляции при высоких температурах (концепция охлаждения с помощью уносимого покрытия). Вследствие малости сил гравитации в космосе и на Луне были созданы уникальные конструкции. Например, оболочка лунного модуля содержит панели, которые не коробятся на Луне, но стали бы коробиться от собственного веса на Земле.
См. также КОСМОСА ИССЛЕДОВАНИЕ И ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ; РАКЕТА .
АЭРОКОСМИЧЕСКИЕ МАТЕРИАЛЫ
Многие материалы теряют свою прочность при высоких температурах, которые возникают в сверхзвуковом полете. Поэтому для аэрокосмических летательных аппаратов особый интерес представляют легкие жаропрочные материалы. До конца 1950-х годов основными авиационными материалами для летательных аппаратов, движущихся с числами Маха не больше двух (число Маха - это отношение скорости полета к скорости звука), были алюминиевые сплавы и стали. Титан стал экономически доступен в начале 1960-х годов, и его сплавы использовали в конструкциях летательных аппаратов с числом Маха до 3. Созданы металлические суперсплавы и порошковые материалы, получаемые спеканием порошков карбида кремния или лития с алюминием или титаном. Созданы также композиционные материалы, в которых пластиковая (полимерная) основа армируется стеклянными, кевларовыми или углеродистыми нитями. Композиционные материалы широко используются в самолетостроении и космической технике из-за их хороших весовых и механических характеристик, позволяющих создать легкие и прочные конструкции, работающие и при повышенных температурах.
См. также СПЛАВЫ ; ПЛАСТМАССЫ .
АЭРОКОСМИЧЕСКИЕ КОНСТРУКЦИИ
Транспортные самолеты и истребители. Типичная компоновка современного транспортного самолета состоит из усиленного монококового фюзеляжа с двухлонжеронными крыльями и двухлонжеронными элементами хвостового оперения. В конструкциях самолетов используются в основном алюминиевые сплавы, однако для отдельных элементов конструкции применяются и другие материалы. Так, сильно нагруженные корневые части крыла могут быть изготовлены из титанового сплава, а рулевые поверхности - из композиционного материала с полиамидными или стеклянными нитями. В хвостовом оперении некоторых самолетов применяют графито-эпоксидные материалы. В конструкции современного самолета-истребителя воплощены самые последние достижения в области авиастроения. На рис. 16 показана конструкция типичного самолета-истребителя с многолонжеронным треугольным крылом и усиленным монококовым фюзеляжем. Отдельные элементы крыла и хвостового оперения этого самолета выполнены из композиционных материалов.
Рис. 16. F-15С "ИГЛ" фирмы "Макдоннелл - Дуглас" - истребитель, состоящий на вооружении ВВС США и их союзников. Имеет два форсированных турбореактивных двухконтурных двигателя фирмы "Пратт - Уитни" и развивает максимальную скорость, соответствующую М = 2,5. Его вооружение состоит из пушки калибра 20 мм, управляемых ракет класса "воздух - воздух" и неуправляемых авиационных ракет. Дальность полета с использованием подвесных топливных баков 5470 км. 1 - стеклопластиковый обтекатель антенны радиолокационной станции; 2 - доплеровская радиолокационная станция; 3 - радиоантенна и антенна радиолокационной станции; 4 - переборки; 5 - отсек радиоэлектронной аппаратуры; 6 - приемник указателя скорости; 7 - фонарь кабины летчика; 8 - лобовое стекло; 9 - кресло пилота; 10 - пилотажно-проекционный индикатор; 11 - приборная доска; 12 - ручка управления; 13 - педали руля направления; 14 - боковой пульт управления; 15 - бортовые огни; 16 - нижние отсеки оборудования; 17 - средства противоэлектронной защиты; 18 - подъемник фонаря кабины; 19 - кондиционер; 20 - шасси; 21 - воздухозаборник двигателя; 22 - гидроусилители; 23 - пушка "Вулкан" калибра 20 мм и боезапас; 24 - управляемая ракета "Спэрроу" класса "воздух - воздух"; 25 - воздушный тормоз; 26 - топливные баки; 27 - канал воздухозаборника; 28 - штуцер системы дозаправки топливом в воздухе; 29 - система трубопроводов подачи топлива; 30 - обтекатели; 31 - элероны; 32 - закрылки; 33 - лонжероны; 34 - штыревые соединения; 35 - нервюры крыла; 36 - панели обшивки крыла со стрингерами; 37 - сотовые конструкции; 38 - посадочный крюк для захвата троса аэрофинишера; 39 - отсеки оборудования воздушной системы; 40 - турбореактивные двухконтурные двигатели; 41 - компрессор; 42 - вспомогательная силовая установка (стартер); 43 - коробка передач; 44 - рамы крепления двигателей; 45 - форсажная камера сгорания; 46 - отсек двигателя с кольцевыми шпангоутами и стрингерами из титана; 47 - титановая обшивка; 48 - сопла форсажной камеры; 49 - узел крепления стабилизатора; 50 - бороволоконные панели обшивки; 51 - пилон для подвески груза в консольной части крыла; 52 - пилон для подвески груза в корневой части крыла; 53 - бомбодержатель; 54 - бомбы; 55 - ракета "Сайдуиндер" класса "воздух - воздух"; 56 - подвесной топливный бак.
КК "Шаттл". Орбитальный космический корабль "Шаттл" способен летать в атмосфере Земли с гиперзвуковыми скоростями. Крылья аппарата имеют многолонжеронный каркас; усиленный монокок кабины экипажа, как и крылья, изготовлен из алюминиевого сплава. Двери грузового отсека выполнены из графито-эпоксидного композиционного материала. Теплозащиту аппарата обеспечивают несколько тысяч легких керамических плиток, которыми покрывают части поверхности, подверженные воздействию больших тепловых потоков.
См. также КОСМИЧЕСКИЕ ПОЛЕТЫ ПИЛОТИРУЕМЫЕ ; КОСМИЧЕСКИЙ КОРАБЛЬ "ШАТТЛ". Космические станции. Орбитальный космический корабль предполагается применять для монтажа долговременных космических станций. Опыт, полученный при эксплуатации российской орбитальной космической станции "Мир", используется для разработки международной космической станции "Фридом". Инженеры-конструкторы решают проблему выведения блоков и элементов конструкции долговременной орбитальной станции с последующей ее сборкой в космосе.
Энциклопедия Кольера Википедия
Летательный аппарат, опирающийся в полете на крылья и движущийся с помощью силовой установки. Самолеты, управляемые летчиком (или летчиками), перевозят полезную нагрузку, т.е. грузы, пассажиров, вооружение или специальное оборудование, такое, как … Энциклопедия Кольера
Безмоторный летательный аппарат тяжелее воздуха. Планер держится в воздухе благодаря уравновешиванию действующей вниз силы тяжести подъемной силой, создаваемой восходящими потоками воздуха. Различают два режима полета планеров: планирование… … Энциклопедия Кольера
ПОДГРУППА IVB. СЕМЕЙСТВО ТИТАНА ТИТАН, ЦИРКОНИЙ, ГАФНИЙ К переходным металлам относятся также элементы семейства титана Ti, Zr и Hf, отличающиеся удивительным сходством свойств. Последние два элемента (Zr и Hf) особенно близки по свойствам.… … Энциклопедия Кольера
We are using cookies for the best presentation of our site. Continuing to use this site, you agree with this. OK
