Kosmoselaevad ja tehnoloogia. Aerospace structures Aerospace structures
Sissejuhatus
Nõuded kiirguskaitsetele
Kiirguskaitse kujundused
1 JWST infrapunaobservatooriumi kiirgusekraan
2 Gaia optilise observatooriumi kiirgusekraan
3 TPF-C observatooriumi kiirguskaitse
Teatud tüüpi konstruktsioonid kiirguskaitsekilpide kandekonstruktsioonide jaoks
Sissejuhatus
Kaasaegsete kosmoseobservatooriumide helkurid jahutatakse krüogeense temperatuurini, et vähendada sisemise müra taset ja suurendada vastuvõtuseadmete tundlikkust. Jahutus võib olla nii aktiivne, erinevate külmutusmasinate abil, kui ka passiivne, tekitades otsese või peegeldunud päikesekiirgusega takistusi vastuvõtuseadmete valgustamisele. Võimalik on ka kombineeritud jahutus.
Varju loomise ülesanne, milles vaatluskeskuste vastuvõtuseadmed töötavad, lahendatakse kiirgusekraanidega - seadmete ja mehhanismide komplektiga otsese ja peegeldunud päikesekiirguse intensiivsuse vähendamiseks või oluliseks nõrgendamiseks kosmosekaitsealal.
Kiirgusekraanid, olenevalt jahutusmeetodist, varjestatud ala tüübist, materjali soojusisolatsioonikihtide arvust, avausest, jagunevad erinevateks tüüpideks.
Jahutusmeetod:
· jahutamata ekraaniga,
· aktiivselt jahutatud ekraaniga,
· osaliselt jahutatud ekraaniga.
Varjestatud ala tüübi järgi:
· sfäärilise jahutatud tsooniga (kosmoselaev on täielikult ümbritsetud ekraaniga),
· sisemise jahutustsooniga (suletud ekraanide süsteemi sees olev ala on kaitstud),
· ühe külje jahutusega (kosmoselaeva üks külg on kaitstud).
Avatuse järgi:
· ekraan on korpuse külge kinnitatud,
· ekraan on tehtud rippmenüüst transpordiasendist tööasendisse.
Käesolevas artiklis käsitleme kaasaegsete või paljutõotavate vaatluskeskuste kujundusi elektromagnetlainete optilise, infrapuna- ja raadiovahemiku jaoks, millel on jahutamata, ühe- ja mitmekihilised rippmenüüga kiirgusekraanid, millel on sisemine jahutatud tsoon. Kuna vaadeldavate kiirgusekraanide üldmõõtmed ulatuvad kümnete meetriteni, võimaldab see liigitada need suurte ruumistruktuuride hulka.
1. Nõuded kiirguskaitsetele
Kiirguskaitsetele, nagu kõikidele kosmoseaparaadi seadmetele ja mehhanismidele, kehtivad nõuded, et vähendada arendus-, valmistamis-, katsetamis-, käivitamis-, käitamis- ja kõrvaldamiskulusid ning vastavalt sellele kehtestatakse nõuded kaalu, transpordiasendis üldmõõtmete vähendamiseks ja suurendamiseks. usaldusväärsus. Lisaks võib vaja minna kiirguskaitseid kui suuri ruumilisi struktuure, et tagada looduslike võnkumiste piisavalt kõrged esimesed sagedused. Ja lõpuks, kiirguskaitsetele kui passiivsele soojusisolatsioonile kehtivad nõuded, mis tagavad temperatuurirežiimi, jahutatava ala kuju ja suuruse.
Nende vastuoluliste nõuete rahuldamine toimub kiirguskaitsete optimaalse disaini abil.
2. Kiirguskaitsete konstruktsioonid
Käesolevas artiklis käsitletavad kiirguskaitsed koosnevad järgmistest põhielementidest:
· ekraan-vaakum soojusisolatsioon,
· rippmenüü tugistruktuur,
· seadmete ühendamine.
Teoreetiliselt on võimalikud kõigi kolme elemendi kõige erinevamad teostusviisid, seetõttu käsitleme esmalt peamise elemendina kaasaegsete ja arenenud kosmoseobservatooriumide kiirguskilpide kujundusi ning seejärel mõningaid rippmenüü tugistruktuuri kujundusvõimalusi. mis annab kaitsevööndi kuju ja mõõtmed ning loomulike võnkumiste vajalikud sagedused.
2.1 JWST-i infrapuna-observatooriumi kiirgusekraan
NASA juhitud James Webbi kosmoseinfrapuna vaatluskeskuse (JWST) projekt on praegu üks arenenumaid. Observatooriumi valmistatakse ette käivitamiseks 2013. aastal. Praeguseks on kosmoselaevade süsteeme projekteeritud, neid toodetakse ja katsetatakse. Muuhulgas on valmistatud ja testitud ka kiirguskaitse tehnoloogiline näidis.
JWST kiirguskaitse on plaaniga ebakorrapärane kuusnurk, mis koosneb viiest kihist soojust isoleerivast materjalist (nailon, pihustatud alumiiniumi ja räni kihtidega). Tugiraami rolli täidavad kuus kokkuklapitavat varda ja tugitrossid. Tähetorni välimus on näidatud joonisel 1.
Joonis 1. Kosmoseteleskoobi välisvaade. J. Webb.
· üldmõõtmed 32,8 m x 14,2 m,
· viis kihti nailonil põhinevat soojusisolatsioonimaterjali,
· esimesed viis omavõnkesagedust: 0,23 Hz, 0,32 Hz, 0,44 Hz ja 0,54 Hz,
· seadmete temperatuur kaitsealal: alla 50K.
· ligikaudne kaal: 200 kg.
Kiirgusekraani seadme skeem ja selle peamised parameetrid on näidatud joonisel 2.
Joonis 2. Nimetatud kosmoseteleskoobi kiirgusekraani konstruktsioon ja peamised parameetrid. J. Webb.
1. Eesmised tugivardad (2 tk.), 2. Külgmised tugivardad (2 tk.), 3. Tagumised tugivardad (2 tk.), 4. Viis kihti soojusisolatsioonimaterjali tugikaablitel, 5. Otsatugi vardad (6 tk.), 6. Esmane sõel-vaakumsoojusisolatsioon
Kiirguskaitset rakendatakse järgmises järjestuses:
transpordiasend,
Primaarse sõel-vaakumsoojusisolatsiooni avalikustamine,
4. Tagumiste tugilattide avamine,
6. Eesmiste tugilattide avamine,
Otsa tugivarraste avamine ja tugivarraste pingutamine. Kiirgusekraani tööasend.
Kiirguskilbi kasutuselevõtu järjestus on näidatud joonisel 3.
Joonis 3. Kiirguskilbi kasutuselevõtu järjestus
2.2 Gaia optilise observatooriumi kiirguskaitse
Euroopa Kosmoseagentuuri poolt annetatud Gaia kosmoseobservatoorium on praegu projekteerimise ja tehnoloogia arendamise faasis. Nii viidi 2005. aastal läbi edukas näidiskiirguse kilbi kasutuselevõtu katse.
Gaia kiirgusekraan on tavaline kaksnurkne diameetriga 11 m. Kanduriteks on tehtud kuus sektsiooni, mis koosnevad kahest osast. Ekraani soojusisolatsioonimaterjaliks on alumiiniumkattega kapron. Ekraan koosneb kahest materjalikihist, mida eraldab 130 mm vahe. Ühe sektsiooni tugiraam on kandiline plaat kosmoselaeva korpuse kinnituspunktis ja X-kujuline kandekonstruktsioon plaanis.
Tähetorni välimus on näidatud joonisel 4.
Joonis 4. Gaia observatooriumi välisvaade
Kiirgusekraani peamised parameetrid:
läbimõõt 11m,
· kaks kihti nailonil põhinevat soojusisolatsioonimaterjali,
· loomuliku võnkumise esimene sagedus: mitte alla 35 Hz,
· seadmete temperatuur kaitsealal: alla 150 K.
· ligikaudne kaal: 70 kg.
Kiirguskilbi konstruktsioon on näidatud joonisel 5.
Joonis 5. Gaia observatooriumi kiirgusekraan. Transpordi- ja tööasendid. Kuvatakse kolm osa kaheteistkümnest.
Ruudukujulised sektsioonid, 2. X-kujulised tugikonstruktsioonid,
Kandepaneelid, 4. Toetuseta soojusisolatsioonikihid.
Soojusisolatsioonipaneelid hakkavad samal ajal kasutusele võtma. Tööasendis on paneelid fikseeritud peatustega. Kasutuselevõtu järjestus on näidatud joonisel 6.
Joonis 6. Gaia kiirguskilbi kasutuselevõtu järjestus.
2.3 TPF-C kiirguskaitse
NASA projekt Terrestrial Planet Finder näeb ette vaatluskeskuste loomist Maa-sarnaste planeetide otsimiseks. Projekti käigus on plaanis luua kahte tüüpi observatooriume: TPF-C (koronagraaf) ja TPF-I (interferomeeter). TPF-C vaatluskeskus on praegu aktiivses arenduses. Teiste süsteemide hulgas töötatakse välja teleskoobipeeglite konstantse temperatuuri hoidmise süsteem, mis sisaldab kiirguskaitset.
Tähetorni välimus on näidatud joonisel 7.
Joonis 7. TPF-C observatooriumi välisvaade
Tähetorni kujundus on näidatud joonisel 8.
Joonis 8. TPF-C observatooriumi ehitamine
TPF-C kiirguskaitse koosneb kuuest kihist soojusisolatsioonimaterjalist, mis moodustavad korrapärase tüvistatud kaheksanurkse püramiidi, mille sisse on paigutatud teleskoop. Tugikonstruktsioon on kaheksa laiendatavat varda, mis moodustavad püramiidi küljed.
TPF-C projekti tehnilises kirjelduses on kirjas, et observatooriumi teadusaparatuur hakkab tööle toatemperatuuril ning seetõttu on kiirguskaitse mõeldud antud juhul mitte niivõrd teleskoobi peeglite ja detektorite jahutuse tagamiseks, vaid selleks, et pakkuda jahutust. ühtlustada kaitsealal temperatuurivälja ja tagada selle statsionaarsus. Kahjuks puudub kirjanduses üksikasjalik teave kasutatud soojusisolatsioonimaterjali, kiirguskaitse mõõtmete ja kaalu kohta.
4 Millimetroni ja WMAP-i observatooriumi kiirgusekraani
Venemaa projekt "Millimetron" näeb ette observatooriumi loomist millimeetri, submillimeetri ja infrapuna lainepikkuste vahemikus 12 m läbimõõduga aktiivjahutusega teleskoobiga. Lisaks teleskoobi aktiivsele jahutamisele toimub passiivne jahutus kahe kiirguse abil. ekraanid.
Tähetorni kujundus on näidatud joonisel 9.
Joonis 9. Projekti "Millimetron" observatooriumi kujundus
Millimetron Project Observatory kiirgusekraani kujunduse kohta olemasolevas kirjanduses teave puudub.
WMAP (Wilkinson Microwave Anisotropy Probe) kosmoselaev lasti välja 2003. aastal, et uurida CMB anisotroopiat. WMAP-i peamine teaduslik seade on kahe kanaliga radiomeeter. Häiretaseme vähendamiseks on radiomeetri vastuvõtuseadmed kaitstud kiirguskaitsega. Seadme välimus on näidatud joonisel 10.
Joonis 10. WMAP observatooriumi välimus
Seadme disain on näidatud joonisel 11.
Joonis 11. WMAP observatooriumi ehitamine
WMAP-observatooriumi kiirgusekraani kujunduse kohta olemasolevas kirjanduses informatsioon puudub.
3. Teatud tüüpi konstruktsioonid kiirguskaitsekilpide kandekonstruktsioonide jaoks
Kiirguskilbi põhielemendiks, mis annab kaitsevööndi kuju ja mõõtmed, samuti loomuliku võnkumise avanemise ja vajalikud sagedused, on kandekonstruktsioon.
Selle kokkuvõtte 2. osas kirjeldatakse tugikonstruktsioonide konstruktsioone, mida kasutatakse kaasaegsete ja täiustatud kosmoseobservatooriumide projekteerimisel. Kirjanduses on aga kirjeldatud rippmenüüst ruumikonstruktsioone, mida saab kasutada ka tugistruktuuridena.
Näiteks võtke arvesse kahte tüüpi tugikonstruktsioone, mis pakuvad kombinatsiooni suurest virnastamissuhtest (maksimaalse suuruse suhe tööasendis maksimaalsest suurusest transpordiasendis) ja väikesest massist pinnaühiku kohta: sõrestik ja "rullitav". " (inglise keeles furlable) struktuurid.
3.1 Sõrestikukonstruktsioonid
Üks Venemaal toodetud kokkupandavate sõrestikukonstruktsioonide näidetest on TKSA ja KTVRM seeria OKB MEI helkurid.
Nende parimate proovide jaoks on paigaldustegur suurusjärgus 10 ja mass 1 ruutmeetrit. m pinda 1 kg tasemel.
TKSA-6 helkuri välimus maapinna katsete ajal on näidatud joonisel 12.
Joonis 12. TKSA-6 helkuri välimus
Sõrestike seadme skemaatiline diagramm on näidatud joonisel 13.
Joonis 13. Sõrestikuseadme skemaatiline diagramm
3.2 Kokkupandavad konstruktsioonid
Roll-up konstruktsioonid said oma nime, kuna nende kandvad elemendid transpordiasendis on tihedalt kokku rullitud, tihedalt üksteise kõrval. Ühe rullitava struktuuri tüübi, ATS-6 kosmoseaparaadi reflektori, põhiline paigutus on näidatud joonisel 14.
Joonis 14. ATS-6 reflektori põhimõtteline paigutus
kiirguskaitsega observatoorium optiline
ATS-6 helkuri läbimõõt on 9,1 m, kaal 60 kg, virnastuskoefitsient 4,6 ja 1 ruutmeetrit. m pinna mass on 0,92 kg. ATS-6 helkuri välisvaade lahtivolditud asendis on näidatud joonisel 15.
Joonis 15. ATS-6 helkuri välisvaade kasutusasendis
Lisaks ATS-6 reflektorile on välja töötatud ka muud tüüpi roll-up konstruktsioonid, mille lingid on toodud viidete loetelus. Kahjuks puuduvad andmed nende konstruktsioonide kaalu, maksimaalsete võimalike mõõtmete ja muude parameetrite kohta.
Kasutatud allikate loetelu
James Webbi kosmoseteleskoobi sait. http://jwst.gsfc.nasa.gov/about.html
James Webbi kosmoseteleskoobi projekt. Mission Operations Concept Document2, 2004. http://docdb.fnal.gov/CMS/DocDB/0004/000498/001/Mission_Ops_Concept.pdf
JWST projekti staatus CAA jaoks, mai 2006. http://www7.nationalacademies.org/bpa/CAA_May2006_Presentations_Sabelhaus.pdf
Gaia sait. http://sci.esa.int/science-e/www/area/index.cfm?fareaid=26
Mehhanisms for Gaia Deployable Sunshield, E. Urgoiti, G. Migliorero, 11the ESMATS Symposium
GAIA: SATELLIIT JA KASUTUSKOORMUS, Oscar Pace, Euroopa Kosmoseagentuur, ESA-ESTEC.C
TPF-C sait. http://planetquest.jpl.nasa.gov/TPF/tpf_index.cfm
Tehnoloogiaplaan maapealse planeedi leidja koronagraafi jaoks, JPL väljaanne 05-8, http://planetquest.jpl.nasa.gov/TPF/TPF-CTechPlan.pdf
Maapealse planeedi leidja koronagraafi teaduse ja tehnoloogia määratlusrühma (STDT) aruanne, JPL-i dokument D-34923, http://planetquest.jpl.nasa.gov/TPF/STDT_Report_Final_Ex2FF86A.pdf
Viimase peaaegu seitsme aastakümne jooksul alates esimesest kosmosestardist (arvestamata eelmist 20 aastat kestnud uuringuid ja katseid) on kosmoseaparaatide (SC) konstruktsioone pidevalt täiustatud. Olulise panuse kosmoselaevade konstruktsioonide arengusse andsid nn "test" kosmoselaevad, mis olid mõeldud spetsiaalselt konstruktsioonielementide, süsteemide, koostude, sõlmede ja plokkide testimiseks ja testimiseks reaalsetes kosmoselennu tingimustes, nende optimaalse kasutamise viiside. , nende ühendamise võimalikud viisid.
Kui NSV Liidus kasutati automaatsete testkosmoselaevadena laialdaselt praktiliselt ainult ühe Kosmose seeria kosmoseaparaadi modifikatsioone, siis USA-s - mitmeid kosmoseaparaate: ATS, GGTS, 0V, Dodge, TTS, SERT, "RW", jne.
Hoolimata kosmoselaevade konstruktsioonide suurest mitmekesisusest on kõikidele seadmetele omane erinevate konstruktsioonielementide (nn tugiseadmed) ja spetsiaalsete (siht)elektroonikaseadmetega korpuse olemasolu.
Kosmoselaeva korpus on kõigi selle elementide ja sellega seotud seadmete paigaldamise ja paigutamise konstruktsiooni- ja paigutusalus. Näiteks automaatse kosmoseaparaadi puhul näevad tugiseadmed ette vähemalt järgmised pardasüsteemid: orientatsioon ja stabiliseerimine, soojusjuhtimine, toiteallikas, telemeetria, trajektoori mõõtmine, juhtimine ja navigeerimine, juhtimine ja tarkvara, erinevad täitevorganid jne. Mehitatud kosmoselaevadel ja kosmosejaamadel on lisaks elutagamissüsteemid, hädaabi jne.
Kosmoselaeva sihtmärgiks võivad omakorda olla optilised (optilis-elektroonilised), foto-, televisiooni-, infrapuna-, radari-, raadiotehnika-, spektromeetri-, röntgen-, raadioside ja -edastusseadmed, raadiotehnika, radiomeetrilised, kalorimeetrilised jne.
Kõik need süsteemid (nende struktuur, funktsioonid, konfiguratsioon jne) kasutavad kõige kaasaegsemat EKP-d.
Loomulikult sõltuvad kosmoseaparaadi konfiguratsioonid nende otstarbest ja seetõttu erinevad oluliselt - need on kosmoselaeva pidurdusvõimendusüksused, mis viivad kosmoselaeva soovitud trajektooridele, sealhulgas toite- ja parandusmootorid, kütusekambrid. , üksused ja hooldussüsteemid (tagama kosmoselaeva üleviimist madalalt orbiidilt kõrgemale või planeetidevahelisele, teostama vastupidiseid üleminekuid - kõrgelt orbiidilt madalale, trajektoori parameetrite korrigeerimist jne).
Kosmoselaeva "paigutuse" kontseptsioon on lahutamatult seotud kosmoseaparaadi konstruktsiooniga - kõige ratsionaalsema ja kõige tihedama koostisosade ruumilise paigutusega. Sel juhul eristatakse kosmoselaeva sisemist ja välist (aerodünaamilist) paigutust.
Konkreetse kosmoseaparaadi disaini väljatöötamise ülesanne on üsna keeruline, kuna on vaja arvestada paljude teguritega, mis on sageli üksteisega vastuolus. Näiteks on vaja tagada minimaalne side kosmoselaeva ja maapealse kompleksi vahel (eriti kanderakettide puhul), meeskonna ohutus ja mugavus (mehitatud kosmoselaevade puhul), ohutu käitamine ja hooldus stardiplatsil ja lendu, tagades kindlaksmääratud stabiilsuse, juhitavuse, termiliste tingimuste ja kosmoselaeva aerodünaamiliste omaduste parameetrid ja palju muud.
Kosmoselaevade projekteerijate ülesande teeb keeruliseks asjaolu, et nende lahenduse optimaalsuse kriteeriumiks ei ole mitte ainult kosmoselaeva massi minimeerimine, vaid ka selle maksumus ja loomise tähtajad koos garanteeritud töökindlusparameetrite, multifunktsionaalsuse jms tagamisega.
Maa esimene kosmoselaev "Vostok 1", mis tõstis esimese inimese madalale Maa orbiidile.
Teatavasti tegi kosmoselaevalt startinud kosmoselaev ümber planeedi Maa vaid ühe (aga inimkonna ajaloos esimese) pöörde ja lend toimus täielikult automaatrežiimis, milles esimene kosmonaut oli kui “reisija” , valmis iga hetk juhtimise enda peale lülitama. Kuigi tegelikkuses ei olnud meie klassifikatsiooni järgi tegemist “mehitatud” lennuga, vaid täisautomaatse lennuga, aga see on just nii, kui klassifikatsioon ei kajasta alati korrektselt käimasoleva protsessi (nähtuse, sündmuse) olemust.
Üks esimesi (1977) Voyageri seeria pikamaa-kosmoselaevu (nn "kosmosesond") (kuulsaimad kosmoselaevad on Voyager-1 ja Voyager-2). Mõnede kirjandusallikate väitel on see 723-kilone automaatsond, mis lasti õhku 5. septembril 1977 ning oli loojate üllatuseks mõeldud uurimistööks ja selle lähiümbrusesse, endiselt normaalses töökorras ja seoses selle asjaoluga isegi täidab uut (täiendavat) ülesannet - määrata kindlaks päikesesüsteemi piiride asukoht, sealhulgas "" (), kuigi vastavalt arendajate kavatsusele oli selle algne põhiülesanne ainult uurida kahte - ja (see oli esimene sond, mis teeb üksikasjalikke pilte kõigist nende planeetide satelliitidest)
Kosmoseaparaatide selline pikaajaline aktiivne olemasolu on peamiselt tingitud
elektroonika loomisel tehtud optimaalsed insenertehnilised otsused
pardaseadmed, kompleksi jaoks sobiva EKP pädev valik
oma pardasüsteemidega.
Kosmosesõidukite arendamise, loomise ja käitamise keeruliste struktuuriliste, vooluringide ja tehnoloogiliste probleemide kogu komplekti lahendamine on võimatu ilma kosmosematerjalide teaduse tulemuste laialdase arendamise ja rakendamiseta. Kosmosesõidukite väljatöötamisel on vaja uusi materjale, mis peavad vastu pidama kosmoselendude koormustele (kõrge temperatuur ja rõhk, vibratsioonikoormused stardifaasis, kosmose madalad temperatuurid, sügavvaakum, kiirgus, mikroosakesed jne) ja millel on piisavalt madal erikaal . Kogu valik tugevaid, sageli järskude üleminekutega lööke metall- ja mittemetallist konstruktsioonidele ja elementidele mõjutab oluliselt nende sügavaid struktuurseid omadusi ning sellest tulenevalt erinevatel eesmärkidel kasutatavate kosmosesõidukite töökindlust ja vastupidavust.
Metallid on raketi- ja kosmosetehnoloogia toodete peamised konstruktsioonimaterjalid, nende mass kuivade toodete massis on üle 90%. Seetõttu määravad toodete taktikaliste ja tehniliste omaduste parandamise suuresti kasutatavate sulamite omadused. Viimastel aastatel on välja töötatud ja arendatakse edasi uue põlvkonna liitiumi ja skandiumiga legeeritud alumiiniumsulameid. Traditsiooniliste sulamite asendamine uutega vähendab RCT tootesõlmede kaalu 10-30%, olenevalt konstruktsiooni tüübist. Uutest granuleeritud sulamitest detailide tootmise tehnoloogia koos võimalusega tõsta töötemperatuuri 850 °C-ni vähendab sõlmede massi 10-30%.
Revolutsioonilised lahendused XXI sajandi RKT paljutõotavate toodete loomisel. võib pakkuda uut klassi struktuurseid materjale - intermetallilisi ühendeid (keemilised ühendid titaan - alumiinium, nikkel - alumiinium jne). Nendel materjalidel on madal tihedus (3,7-6,0 g/cm 3 ) ja kõrge kuumakindlus (kuni 1200°C), kõrge korrosioonikindlus, kuumakindlus ja kulumiskindlus.
Praegu väljatöötatav titaanisulam on masinaehituses valmistatavuse poolest võrdväärne traditsioonilise roostevaba terasega (kontrollitud atmosfääriga keevitus- ja kuumtöötlusseadmeid pole vaja). Peamiselt hafniumi ja nioobiumiga dopingu tõttu sulam ei oksüdeeru, kui seda kuumutada temperatuurini 850–900 °C. Keevisliidete pingevaba kuumtöötlemine pole vajalik, mistõttu pole vaja kuumtöötlusahjusid ja kontrollitud atmosfääriga keevituskambreid. Vajadusel võib keevitatud sõlmede kuumtöötlemist jääkpingete vältimiseks (näiteks suuremõõtmelised konstruktsioonid nagu raamid, fermid, põhjakaitseekraanid jne) läbi viia õhukeskkonnas ilma hilisema liivapritsi ja peitsimiseta. Osade keevitamist saab läbi viia ainult argooni joakaitsega, kartmata õmbluse oksüdeerumist. Sulam töötab laias temperatuurivahemikus: -253 kuni +450 °C. See avab laialdased väljavaated titaani kasutamiseks raketiteaduses roostevaba terase asemel ja võimaldab toodete massiomadusi peaaegu kolmekordistada.
Metallmaterjalide tugevuse suurendamine traditsiooniliste meetoditega (legeerivate elementide sisalduse suurendamine, termomehaanilise karastamise tehnoloogia täiustamine jne) on tänaseks oma võimalused ammendanud. Kaasaegsed sulamid sisaldavad suures koguses kalleid ja haruldasi metalle: koobaltit, volframi, nioobiumi, molübdeeni, niklit jne, mis suurendab nende maksumust järsult. Lisaks põhjustab sulamites legeerivate elementide hulga märkimisväärne suurenemine valuplokkides tsoonilist ja mahulist segregatsiooni ning selle tulemusena pooltoodete ja nendest valmistatud osade omaduste anisotroopiat. Suur reserv RCT struktuuride omaduste parandamisel peitub intermetalliliste ühendite kasutamises. Intermetallilistel ühenditel põhinevate kuumakindlate konstruktsioonimaterjalide väljatöötamiseks pakuvad titaan-alumiinium ja nikkel-alumiinium, raud-kroom-alumiinium süsteemid suurimat huvi.
Intermetallilised ühendid (metallide keemilised ühendid) on oma struktuuris metallide ja keraamika vahel vahepealsel positsioonil. Neil on keeruline kristalne struktuur, milles on kuni 30% kovalentset komponenti aatomitevahelistes sidemetes, mis määrab nende ainulaadsed füüsikalised ja mehaanilised omadused - kõrge kuumakindlus ja kuumakindlus, kõrge korrosioonikindlus võrreldes roostevaba terasega (eriti hapnikus) ja kõrge kulumiskindlus. Lisaks on intermetallilistel ühenditel madal tihedus. Titaani baasil metallidevahelised sulamid võivad töötada kuni +850 °С ilma kaitsekateteta, niklipõhised sulamid - kuni +1500 °С.
Kogu intermetalliliste ühendite omaduste kompleks võib avaldada revolutsioonilist mõju paljudele tehnoloogiavaldkondadele ja ennekõike paljulubavate kosmosetehnoloogia mudelite loomisele, sealhulgas hüperhelikiirusega (kuni M = 25) lennukitele. Intermetalliliste ühendite kasutamine tõukejõusüsteemides (rootor, staator, tiivikud, klapirühm, jahutamata düüsid jne) suurendab mootorite eritõukejõudu 25-30% ja vähendab konstruktsioonide massi kuni 40%.
Paljulubavad mittemetallilised materjalid. Termoreguleerivad katted. Üks peamisi tegureid, mis määrab 
Kosmoselaeva töökindlus ja vastupidavus seisneb selle soojusrežiimi stabiilsuses, kuna kosmoselaeva kaasaegsed optoelektroonilised seadmed töötavad teatud temperatuurirežiimis. Kosmoselaeva soojusjuhtimissüsteem sisaldab erinevaid termojuhtimiskatteid (TRC), mis loovad tasakaalu kosmoselaeva sees vabaneva soojuse, kosmosest neeldunud energia ja kosmosesse ümber kiirgava energia vahel.
FRP-d iseloomustavad termokiirguse karakteristikud, mis muutuvad kosmose erinevate tegurite (eriti ioniseeriva kiirguse) mõjul, mis toob kaasa temperatuuri tõusu kosmoselaeva sisemuses ja selle aktiivse eksistentsi (SAS) vähenemise. Nagu viimaste aastate kogemused on näidanud, ei suutnud mitmed kosmoseaparaadid kavandatud programme täita ülekuumenemise tõttu, mis oli tingitud TRP päikesekiirguse neeldumiskoefitsientide suurenemisest passiivses soojusjuhtimissüsteemis. Olemasolevate TRP-de analüüs näitab, et need ei suuda SAS-i suurendada kuni 15 aastani, eriti kõrgetel elliptilistel ja geostatsionaarsetel orbiitidel töötavate kosmoselaevade puhul. Seetõttu on „päikesereflektorite“ ja „tõeliste neeldurite“ klasside TRP loomine, millel on stabiilsed termokiirguse omadused ja samal ajal antistaatilised omadused pikaajalisel kosmoses töötamisel madala gaasiemissiooniga. 21. sajandi kosmonautika olulised ülesanded. Selliste katete väljatöötamine võimaldab minimeerida kõrvalekaldeid määratud soojusrežiimist, vähendada ülitundlike optiliste ja elektrooniliste seadmete rikkeid ja rikkeid, mis võimaldab pikendada kosmoseaparaadi SAS-i kuni 15 aastani.
Paljutõotavad juhised selle probleemi lahendamiseks on järgmised:
kombineeritud või modifitseeritud kuuma- ja kiirguskindlate vähese väljumisvõimega sideainete väljatöötamine (akrüül, räniorgaaniline, uretaanvaigud);
tõhusate lagunemise stabilisaatorite valimine või väljatöötamine ruumi mõju tingimustes;
valgete või mustade pigmentide, sealhulgas suurenenud elektrijuhtivusega pigmentide arendamine, mis on vastupidavad pikaajalisele kokkupuutele;
eemaldatavate katete väljatöötamine kaitse eesmärgil ühikute ja toodete valmistamise ja ladustamise ajaks kuni 5 aastat.
Paljulubavad polümeerstruktuuriga komposiitmaterjalid. Süsinikkiust valmistatud antennikonstruktsioonide peeglid leiavad laialdast rakendust satelliitide kaudu suhtlemise probleemide lahendamisel. Nende kasutamine massiga kuni 15 kg annab purunemiskoormuse 900 kgf ja kasutusiga vähemalt 20 aastat.
Kandvates konstruktsioonielementides süsinikkiust valmistatud kärgmaterjalid (kolmekihilised) võrreldes ühekihiliste (monoliitsete) materjalidega antud töötingimustes ja antud elemendi kaaluga suurenenud koormustes tagavad:
konstruktsioonielemendi massi vähendamine 40-50% ja jäikuse suurendamine 60-80% võrra;
töökindluse kasv 20-25% ja garantiiaja pikenemine 60-70%.
Lisaks pakub seda tüüpi materjal spetsiaalseid elektrofüüsikalisi omadusi (näiteks radariantennide jaoks), samuti nõudeid kuumakindluse ja soojusjuhtivuse kohta.
Surve silindrid. Raketi- ja kosmosetehnoloogias kasutatakse edukalt surve all töötavaid polümeerkomposiitmaterjalidest kergnõusid ja mahuteid. Loodud on kütusepaake, õhupalle, raketimootori korpuseid, rõhuakusid, pilootide ja astronautide hingamissilindreid, mis on kasutusel. Organo- ja klaaskiudude kasutamine võimaldab luua vastupidavaid survesilindreid, millel on kõrge kaalu täiuslikkuse koefitsient.
Teleskoobid. Täppisseadmete elementide loomine on seotud nende geomeetriliste mõõtmete muutumatuse (mõõtmete stabiilsuse) tagamisega temperatuurivälja laias vahemikus (±150 °C) muutumisel. Arendatakse tehnoloogiaid, mis võimaldavad luua süsinikkiust polümeerkomposiitmaterjale, mis tagavad seadmeelementide kõrge mõõtmete stabiilsuse antud temperatuurivälja jaoks.
"Targad" materjalid. Inseneri ja tehnoloogia areng on lahutamatult seotud uute materjalide väljatöötamise ja rakendamisega. Viimasel kümnendil koos olemasolevate materjalide pideva täiustamisega, mis tänu ainulaadsele omaduste kombinatsioonile annavad märkimisväärse tehnilise ja majandusliku efekti, on ilmnenud suundumused uute materjalide loomisel, mis on võimelised aktiivselt välisteguritega suhtlema. Selliseid materjale nimetatakse "intellektuaalseks", "targaks", "targaks" jne. Nad on võimelised “tunnetama” oma füüsilist seisundit, välismõjusid ja reageerima nendele “aistingutele” eriliselt, s.t. oskavad ise diagnoosida defekti esinemist ja arengut, kõrvaldada ja stabiliseerida oma seisundit kriitilistes piirkondades.
"Intelligentsete" materjalide omaduste mitmekesisuse tõttu saab neid kasutada erinevates raketi- ja kosmosetehnoloogia konstruktsioonielementides (kered, katted, sektsioonid, hõõrdesõlmed jne). Selliste materjalide kasutamine võimaldab kontrollida ja prognoosida erinevate konstruktsioonide ja konstruktsioonide seisukorda vajalikul ajal ja isegi raskesti ligipääsetavates kohtades, pikendada oluliselt süsteemide kasutusiga ja nende töökindlust. Spetsialistide eksperthinnangute analüüsist järeldub, et järgmise 20 aasta jooksul asendatakse 90% tööstuses kasutatavatest tänapäevastest materjalidest uute, eelkõige “intelligentsete” materjalidega, mis võimaldavad luua konstruktsioonielemente. mis määrab 21. sajandi tehnilise arengu.
Tihendus- ja tihendusmaterjalid. Vaatamata olemasolevale tihendus- ja tihendusmaterjalide mitmekesisusele on suur vajadus välja töötada uusi paljulubavaid materjale, mis keskenduksid 21. sajandi kosmonautika vajadustele. See tekkis seoses karmistatavate nõuetega toodete valmistamise tehnoloogiliste protsesside arvu vähendamiseks, kosmoselaevade ja kanderakettide temperatuurivahemiku, jõudluse ja aktiivse eksisteerimise tähtaegade laiendamiseks. Ülesanneteks on uute kummide, hermeetikute ja segude klasside loomine (sh juhtivad kummid ja hermeetikud; termo-, külma- ja agressiivsed kummid; termo- ja agressiivsed anaeroobsed hermeetikud; soojusjuhtivad, mikrolaineid neelavad ühendid). Tehnoloogiliste protsesside täiustamise tõttu 1,5–2 korda suurenenud tehniliste omadustega juhtivad kummid ja hermeetikud tagavad staatilise elektri eemaldamise kosmoselaevast ja suurendavad CAC-i 5 aastalt 10–15 aastale.
Kiirguskindlad määrdeained on vajalikud hõõrdesõlmede töökindla töö tagamiseks erinevates gaasi- ja vedelas keskkonnas laias temperatuurivahemikus maismaatingimustes ja kosmoses 10-15 aasta jooksul. Määrded on universaalne töö- ja kaitsevahend, mis kaitseb osi ja masinaid ilmastikumõjude eest nende ladustamise ajal. Väljatöötatud määrdeained peaksid olema tõhusad igas kliimavööndis ja sobima pikaajaliseks ladustamiseks isegi avatud aladel.
Suurenenud elastsusega ja madala gaasieraldusega struktuurliim. Vibro-, löögi- ja termotsüklikindlaid räniorgaanilisi epoksiidliime kasutatakse praegu laialdaselt päikesepatareide elementide, sulgude ja muude osade kinnitamiseks ning kosmosetehnoloogia koormatud pindade remonditöödeks. Nende oluline puudus on märkimisväärne gaasi eraldumine (kuni 8%) vaakumi ja kõrgendatud temperatuuriga kokkupuutel. Vabanenud gaasilised tooted saastavad kosmoselaevale paigaldatud optilis-elektrooniliste seadmete tööpindu ja määravad sageli nende jõudluse. Seadmete puhtuse tagamiseks (nende töökindluse pikendamiseks) tuleks välja töötada ja kasutada materjale (sealhulgas liimid), mille kogumassikadu ei ületa 1,0% ja kergesti kondenseeruvate ainete eraldumine kuni 0,1%. RCT toodete välispinnad.
Erinevate materjalide liimimiseks termilise tsükli ning suure vibratsiooni- ja löökkoormuse tingimustes on vaja kasutada kõrgendatud elastsusega liime koos suure tugevusega (kuni 20 MPa). Juhtivad liimid on mõeldud elektriliste kontaktide loomiseks juhtudel, kui kuumjootmine on vastuvõetamatu või võimatu – raskesti ligipääsetavates kohtades, kus ekraani vaheseinad ja korpus kokku puutuvad.
RKT toodetes kasutatakse juhtimissüsteemi seadmetes piisava nakketugevusega juhtivaid struktuurliime:
juhtivate elementide kinnitamine, raadioelektroonikaseadmete elektriahelate paigaldamine;
üksikute sõlmede varjestus keeruka kujuga konstruktsioonides, montaažisõlmede elektriline tihendamine.
Praegu on ilmnenud teaduslikud ja tehnoloogilised eeldused juhtivate, väärismetalle mittesisaldavate külmkõvastuvate liimide loomiseks, mis on loodud väga töökindlate elektrit juhtivate ühenduste loomiseks RCT-toodete juhtimissüsteemides, varjestades üksikuid kohti (jootmiseks raskesti ligipääsetavad) keeruka kujuga struktuurides. Heade kondiitriomadustega juhtivate liimide loomine võimaldab eemaldada kosmoseaparaadi pinnalt staatilised elektrilaengud ja seega suurendada elektroonikaseadmete elementide töökindlust ja kestust ning vähendada oluliselt toodete tuleohtu.
Süsinikul põhinevad materjalid. Uute süsinikul põhinevate materjalide väljatöötamise vallas on edasiarenduseks süsinik-süsinik, süsinik-karbiid komposiitmaterjalide loomine, mida kasutatakse laialdaselt raketi- ja kosmosetehnoloogias (jõusüsteemide elemendid, soojuskaitse, killustamine ja kiirguskaitseekraanid, raadioläbipaistvad struktuurid jne) ning suurema jõudlusega, aga ka kallineva hinnaga, võimaldab vähendada toodete kaalu 30-50%.
Juhtimistehnoloogiad. Täiustatud juhtimistehnoloogiate valdkonnas on vaja prioriteetsetena välja tuua järgmised ülesanded: mitme satelliidiga hajutatud kosmosesüsteemide (sh mikro- ja nanosatelliitidel põhinevate) juhtimine; närvivõrgu tehnoloogiatel põhinevate iseõppivate autonoomsete juhtimissüsteemide arendamine, tehisintellekt; maapealse juhtimise infrastruktuuri vähendamine; avakosmose kasutamise ohutuse tagamine selle saastumise ja kasutusele võetud kosmoselaevade arvu suurenemise tingimustes.
Orbitaalsõidukite (OS) arengusuundade analüüs 20. sajandi lõpus. viitab sellele, et XXI sajandi esimeseks pooleks. iseloomulikud on järgmised nende arengu põhijooned. Esimene funktsioon on seotud kosmoseside valdkonnas tehtavate jõupingutuste märkimisväärse kontsentreerimisega mitme satelliidi madala orbiidiga sidesüsteemide loomise huvides. Näiteks joonisel fig. on toodud lähikosmose piirkonnas erinevatel eesmärkidel kasutatavate orbitaalsõidukite suhtelise arvu eeldatav muutus. Samal ajal kuni XXI sajandi keskpaigani. jätkub geostatsionaarsel orbiidil kasutatavate orbitaalsete side- ja andmeedastusvahendite ning keskmiste orbiitide piirkonnas navigatsioonivahendite juhtroll.
Teine juhtiv suundumus kosmose arengus XXI sajandi esimesel poolel. lähikosmose piirkonnas töötavate orbitaalrajatiste ja süsteemide (eeskätt väikestel kosmoselaevadel, samuti mikro- ja nanosatelliitidel põhinevate) arv suureneb oluliselt.
Samal ajal on oodata väikeste kosmoselaevade, sealhulgas nanosatelliitide suhtelise arvu olulist kasvu, millega kaasneb suurte kosmoselaevade osakaalu vähenemine erinevate probleemide lahendamisel.
Tuleb märkida, et kõnealuste tehnoloogiate eelisarendamine on 21. sajandi astronautika arengu aluseks.
USA-l, Euroopa Kosmoseagentuuri (ESA) riikidel ja Jaapanil on välisriikide seast raskeklassi kandjaid. Esimesed raskevedurid lõid ameeriklased aastatel 1964–1967. Apollo kuuprogrammi toetamiseks. Neist võimsaim, Saturn-5, võimaldas umbes 120 tonni kaaluva kasuliku koorma Maa-lähedasele orbiidile 500 km kõrgusele saata. Apollo ja Skylabi programmide lõppemisega ...
Hiina kasutab side, meteoroloogilise toe ja kaugseire jaoks sõjalisi ja kahesuguse kasutusega kosmoseaparaate ning käivitab ka eksperimentaalseid kosmoseaparaate, sealhulgas sõjalisi. Nende kosmoselaevade juhtimiseks on ette nähtud mitmepunktiline, organisatsiooniliselt ühtne GCC, mida haldab Hiina Kosmoseaparaatide käivitamise, jälgimise, telemeetria ja juhtimise assotsiatsioon. See ühing allub Riiginõukogu kaitseteaduse, -tehnoloogia ja kaitsetööstuse komiteele (KONTOP). NCU osana...
1970. aastate lõpus meie riigis ja USA-s alustati globaalsete navigatsioonisüsteemide GLONASS ja Navstar väljatöötamist ja kasutuselevõttu. Selle osana pidi töötama 24 täissuuruses kosmoselaeva (21 peamist + 3 reservi). Kosmoselaevade arvu märkimisväärne kasv süsteemis on oluliselt raskendanud õigeaegse kasutuselevõtu probleemi lahendamist. 1990ndatel….
Kanderaketi "Start-1" lõi Moskva soojustehnika instituudi (MIT) teadus- ja tehnikakeskuse (NTC) kompleks, mis on tuntud mandritevaheliste ballistiliste rakettide, sealhulgas Topoli ICBM loojana. SS-25), millest sai uue kandja prototüüp. Kanderakett "Start-1" on mõeldud väikeste kosmoselaevade lennutamiseks madalatele maakera orbiitidele. Svobodnõi kosmodroomilt on eksperimentaalse kosmoseaparaadiga juba sooritatud kaks edukat kanderaketti starti ...
Olemasolev kanderakettide süsteem hõlmab kergeid, keskmisi ja raskeid kosmoselaevu, mis põhinevad kodumaisel Plesetski kosmodroomil ja Kasahstani Vabariigi territooriumil asuval Baikonuri kosmodroomil. Kosmosetaristu objektide üleviimine endiste liiduvabariikide jurisdiktsiooni alla tõi Venemaale kaasa mitmeid probleeme: iseseisvuse tagamine kosmosetegevuse elluviimisel ja eelkõige sõjalises valdkonnas; ratsionaalne…
Raketi- ja kosmosetehnoloogia objektide keerukus tuleneb nende lahendatavate teaduslike, sotsiaalmajanduslike ja kaitseliste ülesannete mitmekesisusest. Tulevikus lähenevad multifunktsionaalsed RCT rajatised oma võimekuses automaatsetele lendavatele robotitele ning nende rühmitused ja juhtimiskompleksid suurtele ruumiliselt hajutatud intelligentsetele süsteemidele. Selliseid süsteeme saab topoloogiliselt kujutada maa-ruumi intelligentse infovõrguna. Võrgu intelligentsus,…
Euroopa lennuettevõtjate loomisel kasutati lennukiehituses traditsiooniliseks peetavat olemasolevate süsteemide järkjärgulise täiustamise põhimõtet. Seda näitavad kanderaketi erinevad modifikatsioonid, sealhulgas kanderakett Ariane-4. Erinevalt neist on raske Ariane-5 igas mõttes uus samm edasi, seega peaks see kanderakett, nagu Lääne-Euroopa asjatundjad soovitavad, olema uue seeria esimene mudel. Kanderaketi Ariane-5 abiga…
Jaapani riiklik kosmoseadministratsioon NASDA (NASDA) arendab ja käitab kosmoseaparaate side, kaugseire, ilmastiku toetamiseks ja muudeks kaheotstarbelisteks eesmärkideks. Teaduslikke kosmoseaparaate juhib Lennundusuuringute Instituut ISAS (ISAS). Mõlemal organisatsioonil on oma kosmoseaparaadi juhtimine ja mõõteriistad. Siiski näib, et mõnele väljaspool Jaapanit asuvale I&C-le on mõlema organisatsiooni rajatised paigaldatud ja neid kasutatakse vajadusel ühiselt. Siin on NCU...
RCT keerukuse märkimisväärne kasv, pikaajaliste kosmoselaevade arendamine ja kõrged nõuded tõrkekindlale tööle on toonud kaasa põhimõttelisi muudatusi nende töökindluse tagamise ja jälgimise metoodikas. Põhitähelepanu RCT töökindluse tagamisel ja jälgimisel oli suunatud võimalike rikete ja testimisel ilmnenud rikete põhjuste analüüsile ning tõhusate meetmete väljatöötamisele nende ärahoidmiseks. Kaasaegse metoodika põhiprintsiibid pakkumise ja…
Riiklik kosmoseuuringute ja tootmiskeskus, mis sai nime V.I. M.V. Hrunitšev arendab Angara programmi raames mitmeid kanderakette, mille võtmeelemendiks on raskeklassi kanderakett - 21. sajandi kanderakett. Venemaa kosmoseprogrammi transpordialusena. Uurimis- ja arendustegevus Angara kanderakettide perekonna loomiseks toimub Vene Föderatsiooni presidendi 6. jaanuari 1995. aasta dekreedi nr 14 „Konstruktsiooni loomise kohta ...
LENNU- JA KOSMOSESTRUKTUURID
Siin vaadeldakse õhu- ja kosmosesõidukite peamisi (jõu)konstruktsioonielemente, kaasaegseid materjale ja kosmosetehnoloogia olulisi disainifunktsioone.
ÕHUSÕIDUKITE EHITUSSKEEMIDE PEAMISED OMADUSED
Aerodünaamilised omadused. Lennuki konstruktsioonielemendid peavad olema suure tugevusega, kuna need on lennu, maandumise ja lennuki maapinnal liikumise ajal tugeva koormuse all. Kui fikseeritud maapealsete konstruktsioonide, näiteks hoonete või sildade kuju saab tugevuse ja ökonoomsuse huvides määrata projekteerija, peab lennuki konstruktsioon lisaks vastama mitmetele rangetele lisanõuetele, eelkõige aerodünaamilistele. Näiteks peab tiib taluma painutus- ja väändejõude ning momente, mis tulenevad õhuvoolu mittestatsionaarsest jõumõjust tiiva pinnal. Kõige tõhusamalt talub selliseid koormusi jäigalt sisseehitatud tala, kuid selline konstruktsioon ei sobi aerodünaamika seisukohalt, mille kohaselt peavad tiiva ristlõiked olema õhukesed, hästi voolujoonelised profiilid. See näide illustreerib õhusõiduki konstruktsioonide olulist omadust, mille projekteerimisel on koos tugevusnõuete täitmisega vaja tagada kõrged aerodünaamilised omadused.
Kaalu omadused. Lennundus- ja kosmosestruktuuride teine iseloomulik tunnus on soov vähendada nende kaalu võimalikult miinimumini. Vastasel juhul ei saa lennuk või rakett vajalikku kasulikku lasti õhku tõusta ega pardale võtta. Sel põhjusel tehakse kosmosekonstruktsioonide projekteerimine ja arvutamine sellise täpsusega, et lubatud on ainult tugevuseks hädavajalik kaal. Konstruktsiooni nii väike kaal on saavutatav ainult ülitugevatest materjalidest valmistatud õhukeste ja piklike konstruktsioonielementide kasutamisel.
konstruktiivsed kaalutlused. Seega on kaks peamist omadust, mis eristavad lennukikonstruktsioone maapealsetest insenerkonstruktsioonidest, aerodünaamiliste koormuste mõju konstruktsiooni kujule ning ülikergete piklike ja õhukeseseinaliste ülitugevatest materjalidest elementide kasutamine. Lennunduse arendamise erinevatel etappidel pakuti välja erinevaid õhusõidukite disainilahendusi. Lennuki optimaalse disaini ja selle kiiruse vahel on ilmne seos. Huvitav on märkida, et mõned lennunduse arengu varajases staadiumis kasutusele võetud disainilahendused osutusid vastuvõetavateks tänapäevastele lennukitele, mis lendavad samas kiirusvahemikus. Seega oli Esimese maailmasõja ajal terastorudest keevitatud kere uudsus, mis võimaldas parandada hävitajate jõudlust ja tõsta nende lennukiirust 160 km / h-ni. Sellised konstruktsioonid muutusid II maailmasõja hävitajatele, mis lendasid kiirusega umbes 640 km / h, täiesti sobimatuks. Seevastu märksa hilisemad spordi- ja isiklikud lennukid saavutavad harva kiirust üle 160 km/h ning nende kerekonstruktsioonides kasutatakse edukalt keevitatavaid metalltorusid.
LENNUNDUS ENNE I Maailmasõda
Lennunduse arendamise esimestel aastakümnetel püüdsid disainerid erinevate võimaluste ja skeemidega katsetades lennuki disaini optimeerida. Selgus, et paljudel 1930. aastatel leiutistaotlustes välja pakutud disainiskeemidel olid oma prototüübid, mis pakuti välja juba selle sajandi alguses, kuid aja jooksul lükati tagasi ja ununes. Kõigile enne Esimest maailmasõda ehitatud lennukitele oli omane märkimisväärne omadus see, et kasutati erakordselt õhukesi tiibu. Siis arvati, et vajalikku tõstejõudu saab saavutada ainult väga õhukestel, tasastel või kergelt kumeratel tiibadel. Selline õhuke tiib, mis sarnaneb õhukese plaadiga, paindub isegi väikese koormuse mõjul. Nõutava jäikuse ja tugevuse tagamiseks tugevdati tiiba väliste traksidega.
Toekas monoplaan. Lennunduse arengu varases staadiumis kasutati edukalt kahte lennukite paigutusskeemi – toekas monoplaani (joon. 1, a) ja kahetasandilist (joonis 2). Monolennukite näideteks on Alberto Santos-Dumonti ja Louis Blériot’ disainitud lennukid. Biplaanid disainisid vennad Wrightid. Lihtne jõudude ja momentide tasakaalu analüüs näitab, kuidas välised traksid ja traksid suurendavad konstruktsiooni tugevust. Joonisel fig. 1b on näha, et lennuki raskust G tasakaalustab tõstejõud Y, mis tekib siis, kui õhuvool liigub ümber tiiva. Tõstejõud rakendub raskuskeskmest kaugusel d ja loob momendi Yd. Seda momenti tuleb tasakaalustada reaktsioonijõudude momendiga, kuna tiivatugede süsteem on tasakaalus, nagu on näidatud joonisel fig. 1b. Tõstejõu mõjul alumine tugi on venitatud ja ülemine tugi nõrgenenud. Järelikult ei edasta ülemine tugi lennu ajal mingeid jõude kerele ning reaktsioonijõud tekivad ainult tiiva ristmikul alumise toega. Need on jõud H joonisel fig. 1b. Nende väärtuse saab arvutada hetkede tasakaalutingimustest:
Sellest lihtsast algebralisest võrrandist leiame horisontaalse reaktsioonijõu H suuruse:
Valem (2) näitab, et mida väiksem on horisontaalne reaktsioonijõud, seda suurem on vahe h tiiva ja alumise toe kinnituspunkti vahel kere külge. Kui lennuk maandub või sõidab rajalt alla, on tiival vähe tõstejõudu, kuna see on võrdeline kiiruse ruuduga. Sellistes tingimustes peab osa tiiva raskusest toetama ülemist tuge, samal ajal kui alumine tugi on koormamata. Sel põhjusel nimetatakse ülemist tuge "maandumiseks" või vastupidiseks ja alumist trakside nimetatakse "lennuks" või kandjaks. Õhuke tiib ei talu suuri koormusi. Seetõttu on vaja kaugust h suurendada, s.o. kinnitage kandur šassii lähedale ja ülemine - püstoli külge, mis asetatakse selleks kere kohale.
Tugedega biplaan. Vertikaalsete kauguste suurendamiseks trakside kinnitamisel pakuti välja kahetasandiline disain (joonis 2). Kahetasandilise lennuki ülemise ja alumise tiiva vaheline kaugus vastab eespool käsitletud kaugusele h seoses monoplaani konstruktsiooniga, samas kui d on trakside ja kere vaheline kaugus. Võrrandid (1) ja (2) kehtivad kahetasandilisele lennukile, mis võimaldab kõrgemat kõrgust h võrreldes monotasandiga.
Lennundusmaterjalid. Esimeste lennukite konstruktsioonides kasutati peamiselt vastupidavat puitu, nagu kuusk ja bambus. Oli arvamus, et rasked materjalid, näiteks metallid, ei sobi lennukikonstruktsioonide valmistamiseks. Trakside jaoks kasutati terast. Puit on kahtlemata suurepärane konstruktsioonimaterjal, mis võtab väikese omakaaluga edukalt paindekoormust. Samal ajal saadi tiiva ja kere väliskontuurid lõuendi venitamisel puitraamile.
Tõmbamisprobleem. Tugedega konstruktsioonide peamiseks puuduseks on suur takistus (takistusjõud sõiduki translatsioonilisele liikumisele õhus), mis on tingitud paljudest abikonstruktsioonielementidest, nagu traksid, tugipostid, teliku rattad, võllid ja amortisaatorid. teliku, mis on avatud õhuvoolule. Selline lennuk võis arendada suhteliselt madalat maksimumkiirust (1910. aasta maailmakiirusrekord oli vaid 106 km/h).
RAAMKONSTRUKTSIOONID
Lennuki kiiruse suurendamiseks oli vaja selle konstruktsiooni radikaalselt muuta - minna üle raamkonstruktsioonidele. Raamlennuki aluseks on selle kere, mis sisaldab kokpitti, reisijateruumi ja lastiruume. Kerele kanduvad üle ka suured koormused, mis kiirmanöövri käigus mõjuvad lennuki sabaüksusele. Joonisel fig. kujutatud raami struktuuri võimsuskomplekt. 3a, on väikese kaaluga ja samal ajal suudab taluda olulisi koormusi.
Keevitatud kered terastorudest. Mõnedel esimestel lennukitel olid kuuse- või bambusvardadest kokku pandud raami kered, mida hoiti koos terastraadiga. Sellised struktuurid ei olnud aga piisavalt tugevad; Märkimisväärne edasiminek oli A. Fokkeri poolt Esimese maailmasõja ajal välja pakutud terastorudest keevitatud kerekonstruktsioon. Fokker kasutas õhusõiduki konstruktsioonide jaoks pehmet terast, mille süsinikusisaldus oli alla 0,12%, kuna sellest valmistatud elemendid on kergesti üksteise külge keevitavad. Alguses peeti seda tüüpi kere ebausaldusväärseks, kuid järk-järgult leidis see laialdast rakendust ja ülitugevate kroom-molübdeentorude tulekuga oli võimalik kere kaalu oluliselt vähendada.
Eemaldatavate elementide ühendustega kered. Täiesti teistsugused lennukikonstruktsioonid töötati välja Inglismaal, kus keevitamist peeti ebausaldusväärseks ühendusmeetodiks ja raami üksikud elemendid ühendati mehaaniliste, sageli väga oskuslike pistikute abil. Keevitamise tagasilükkamine avas brittidele laialdased võimalused alumiiniumisulamite ja kõrglegeeritud teraste kasutamiseks, mida ei saanud keevitada. Need ülitugevad materjalid võimaldasid lennuki konstruktsiooni kaalu vähendada vaatamata vuukide lisandunud kaalule. Elementide eemaldatavate ühendustega kere peamiseks puuduseks oli kõrge tootmiskulu, isegi kui lennukeid toodeti suurtes seeriates. Terastorudest keevitatud kere tootmine oli tunduvalt odavam.
Kattekiht. Reisijatele mugavate tingimuste loomiseks peab raam olema kaetud mantliga. Veelgi enam, juba sajandi alguses tehti kindlaks, et kiiruse suurendamiseks ja takistuse vähendamiseks on vaja, et lennuki välispind oleks sile. Lihtsaim ümbris oli lõuend, mis venitati üle talaraami ja kaeti seejärel värvi või lakiga. Sel viisil saadud kujund ei olnud aga siledate kontuuridega: raami välimised elemendid ulatusid naha alt välja. Ilmselgelt oli selliste kohmakate kujunditega võimatu saavutada sujuvat voolu minimaalse takistusega. Selle puuduse kõrvaldamiseks hakkasid kiirlennukite disainerid kasutama talade (varraste) ja pikisuunaliste nööride külge kinnitatud ovaalse kujuga raamide kere, nagu on näidatud joonisel fig. 3b. Need raamid ja nöörid andsid ristkülikukujulisele raamile hästi voolujoonelise kuju. Lõuendümbrise alt paistsid aga endiselt välja väljaulatuvad osad, mille kõrvaldamiseks hakkasid disainerid kasutama õhukest vineerkatet.
kaheplaanilised tiivad. Raamlennukite tüüpiline skeem oli biplaan, mida Esimese maailmasõja ajal kasutati peaaegu kõikjal. Teda eelistati kuni 1930. aastate keskpaigani. Hävitajate piloodid suhtusid monoplaanidesse negatiivselt ja nende peamine argument oli, et biplaan oli paremini manööverdatav. Tõepoolest, biplaan on tänu väikesele tiibade siruulatusele hea manööverdusvõimega, mille tulemusena on lennuki kaal koondunud kere lähedusse. Lennuinsenerid sõnastavad selle omaduse teisiti, öeldes, et biplaanil on väike inertsimoment. Puidust kaheplaanilise tiiva traditsiooniline disain on näidatud joonisel fig. 4. See sisaldab kahte peamist kandvat elementi - tiivavarred. Tiiva väliskontuur moodustatakse ribideks kutsutavate elementide ja nende peale venitatud kangaskatte abil. See lennuki disain jäi muutumatuks kuni 1920. aastateni, mil Inglismaa lennukitööstus läks üle täismetallkonstruktsioonidele. Nüüd hakati harusid valmistama kõrglegeeritud terasest ribadest ja ribisid teras- või alumiiniumplaatidest soovitud profiilide tembeldamise teel. Varred ja ribid monteeriti ažuurseks karkass-tüüpi konstruktsiooniks.
Kõrge tiivaga monoplaan. Kõrgete tiibadega monolennukid ilmusid 1930. aastatel ja muutusid kiiresti populaarseks isiklikuks kasutamiseks mõeldud kaheistmeliste lennukitena ja kahetasandilist konstruktsiooni asendava treeneri lennukina. Isegi pärast Teist maailmasõda olid paljudel seda tüüpi lennukitel traksid. Selline monoplaan erines oluliselt oma eelkäijast. Selle tunduvalt paksem tiib asub kere kohal ning trakside asemel kasutatakse tugitugesid. Toed suudavad taluda suuri jõude nii kokkusurumisel kui ka pingel ning üks tugi asendab paari traksidega. Selline lennuk ei sisalda mitmeid toekatud monoplaani konstruktsioonielemente ja selle takistus on oluliselt väiksem (joonis 5).
Konsoolmonoplaan. Oluliseks sammuks biplaanist edasi oli konsoolse monoplaani konstruktsioon, mida kasutati laialdaselt 1920. aastatel Fokkeri lennukites. Joonisel fig. 6 on kujutatud kõrge tiivaga lennuki Fokker skemaatiline diagramm, millel püstitati palju lennuulatuse rekordeid. Selle skeemi puhul pöördume veel kord võrrandi (1) poole, mis väljendab hetkede võrdsust. Nüüd on jõud H äärikutele mõjuvad tõmbe- või survejõud ja h on äärikute vaheline kaugus. Ääriku koormust saab vähendada äärikute vahekauguse suurendamisega, selleks on vaja tiivaosa paksust suurendada. Fokkeri tiivakujundusel, mille suhteline paksus (maksimaalse õhutiiva paksuse ja tiiva kõõlu suhe) on 20%, on head aerodünaamilised omadused.
Fokkeri disaini konsooltiival olid puitvarred ja ribid ning vineerist nahk. Väga tugev ja jäik, see oli siiski mõnevõrra raskem kui teised sarnased kujundused. Paljudes riikides, näiteks Inglismaal, Itaalias ja Nõukogude Liidus, loodi metallist konsooltiivad terasest ja alumiiniumist peelte ja ribide ning riidest ümbristega. Tulevikus võimaldas metallnaha kasutamine oluliselt suurendada tiiva tugevust. Sellist tiiba nimetatakse tavaliselt töötavaks nahatiivaks. Tootmis- ja montaažimeetodid, samuti selliste konstruktsioonide arvutamine erinevad oluliselt raamikonstruktsiooni tiiva puhul kasutatavatest meetoditest.
MONOCOK DISAIN
Monokoki põhimõte. Õhusõidukite lennukiiruste suurenedes muutus takistuse vähendamise probleem üha olulisemaks. Üsna loomulik samm oli antud juhul tiiva riidest katte asendamine õhukestest alumiiniumsulamitest lehtedest valmistatud metallkattega. Metallkate võimaldas elimineerida ribide vahelisi läbipainde ja sellest tulenevalt täpsemalt reprodutseerida aerodünaamikute poolt soovitatud kujundeid, tuginedes teoreetilistele arvutustele ja eksperimentaalsetele uuringutele tuuletunnelites. Samal ajal on muutunud kere disain. Kergetest raamidest ja nööridest koosneva kestakonstruktsiooni sisse asetati ristkülikukujuline jõuraam; see disain vastas paremini kere kuju aerodünaamika nõuetele. Ühemootorilistel lennukitel kaeti ka kere esiosa lehtmetalliga, et vähendada tulekahju tekkimise tõenäosust. Kui oli vaja parandada pinna siledust, asendati riidest ümbris kogu kere pikkuses vineeri või metalliga, kuid selline ümbris muutus ülemäära kalliks ja raskeks. Liiga raiskav oli sellisel viisil konstruktsiooni kaalu suurendada ja selle suurenenud tugevusomadusi mitte kasutada aerodünaamiliste koormuste neelamiseks. Järgmine samm oli ilmne. Kuna kere väliskest sai piisavalt tugevaks, sai võimalikuks sisemise raami eemaldamine. See on monokokkide disaini põhimõte. Monokokk on ühes tükis kest, mille kuju vastab aerodünaamika nõuetele ja on samas piisavalt tugev, et neelata ja edastada lennuki lennul, maandumisel ja maapinnal liikumisel tekkivaid koormusi. Mõiste "monokokk" on hübriid, mis koosneb kreeka ja prantsuse sõnadest ning tõlgitakse sõna otseses mõttes kui "üheosaline kest". Seda terminit kasutatakse tiibade ja kere kohta, milles nahk on peamine kandeelement. Monokoki disaini teist olulist eelist illustreerib joonis fig. 7. Raamikonstruktsiooni osa, mis on ette nähtud kahe inimese mahutamiseks selle sees, on ristkülikukujuline, mis on kujutatud pideva joonega. Kangast kattega kere väliskest on näidatud katkendjoonega. Monokoki kere väliskontuur, millesse on paigutatud kaks inimest, on kujutatud punktiirjoonega. Planimeetri abil on lihtne kindlaks teha, et monokokkkonstruktsiooni ristlõikepindala on 33% väiksem kui hästi voolujoonelise raami kere puhul. Kui muud asjaolud on võrdsed, on kere takistus võrdeline selle ristlõike pindalaga. Seetõttu võimaldab monokokk-struktuur esimese ligikaudsusena vähendada takistust 33% ainult tänu väiksemale ristlõikepinnale võrreldes raami konstruktsiooniga. Lisaks on tõstejõud tänu paremale voolavusele ja pinna siledale siledale. Kuid madalamate tootmiskulude ja suhteliselt kergema kaalu tõttu jätkati raamkonstruktsioonide kasutamist aeglastel lennukitel ka pärast II maailmasõda. Üle 320 km/h lendavate lennukite puhul kasutati monokokkkonstruktsioone.
Õhukeseseinalised monokokid. Tüüpiline õhukese seinaga transpordilennuki monokokk on tavaliselt valmistatud õhukestest alumiiniumsulamist plaatidest, mis on kujundatud vastavalt aerodünaamilistele nõuetele. See kest on tugevdatud põikisuunaliste tugevuselementidega - raamid ja pikisuunaliste tugevuselementidega - peeled või nöörid. (Need terminid viitavad kerekonstruktsioonile. Tiivakonstruktsioonis on pikisuunalised jõuelemendid nöörid ja põikisuunalised ribid.) Joonisel fig. 8 näitab, kuidas tüüpiline monokokk-kere on paigutatud. (Seda kujundust nimetatakse nüüd tavaliselt "poolmonokokiks" või "tugevdatud monokokiks", samas kui terminit "puhas monokokk" või lihtsalt "monokokk" kasutatakse väliskestade puhul, millel on vähe või üldse mitte tugevdavaid elemente.)
Kere suurte mõõtmete ja suhteliselt väikeste aerodünaamiliste koormuste tõttu on monokokk kest tehtud väga õhukeseks (tavaliselt 0,5–1,5 mm). Selline õhuke kest säilitab oma kuju tõmbejõudude mõjul, kuid kõverdub surve- või nihkejõudude mõjul. Joonisel fig. 9 on kujutatud survejõudude mõju ristkülikukujulisele metallplaadile. Selliseid kokkusurumisjõude kogevad näiteks kere ülemises osas servadest nööridega piiratud metallpaneelid, kui lennuki sabaosale mõjuvad aerodünaamilised jõud on suunatud ülespoole.
Tahkete mehaanika seaduste kohaselt saab kriitilise pinge (st koormuse pindalaühiku kohta), mille juures tasane plaat hakkab kõverduma, arvutada valemiga
Kus fcr on kriitiline pinge, mis põhjustab plaadi väändumist, E on materjali elastsusmoodul, t on paksus ja b on plaadi laius tugede vahel (päris konstruktsioonis on see nööride vaheline kaugus). Näiteks kui 0,5 mm paksune ja 150 mm laiune paneel on valmistatud alumiiniumisulamist, siis on selle elastsusmoodul ligikaudu 70 000 MPa. Asendades need väärtused valemiga (3), saame, et kriitilise pinge väärtus, mille juures naha kõverused tekivad, on 2,8 MPa. See on palju väiksem kui materjali voolavuspiir (280 MPa) ja tõmbetugevus (440 MPa). Monokoki materjali kasutatakse ebaefektiivselt, kui paindumine tähendab, et plaat ei suuda enam koormust kanda. Õnneks see nii ei ole. USA riikliku standardi- ja tehnoloogiainstituudi katsed on näidanud, et paneeli servale mõjuvad koormused võivad oluliselt ületada kõveruse algusele vastavat kriitilist koormust, kuna paneelile rakenduva koormuse võtavad ribad enda alla peaaegu täielikult. materjalist selle servades. Nende ribade kogulaiust nimetas T. von Karman plaadi "efektiivseks laiuseks". Tema teooria kohaselt saab paneeli lõplikku koormust selle rikke ajal, mis on tingitud materjalivoolust klammerdatud servade lähedal, arvutada valemiga
Siin P on paneelile mõjuv kogukoormus purunemise hetkel, t on paneeli paksus, E on elastsusmoodul ja ft on materjali voolavuspiir (pinge, mille juures deformatsioon hakkab suurenema ilma täiendava koormuse suurenemine). Arvutused valemite (3) ja (4) abil näitavad, et kriitiline koormus, mis põhjustab kõverust, on ligikaudu suurusjärgu võrra väiksem kui murdumist põhjustav piirkoormus. Seda järeldust tuleb lennuki projekteerimisel arvesse võtta. Ülekriitilises olekus õhukeste plaatide kasutamine koolutamiseks on õhukeseseinaliste monokokkide konstruktsioonide üks peamisi eristavaid tunnuseid. Transpordilennukite, pommitajate ja hävitajate areng Teise maailmasõja ajal poleks olnud võimalik ilma mõistmiseta, et õhukese plaadi kõverdumine ei põhjusta selle purunemist. Konservatiivsemates insenerimehaanika valdkondades, nagu sildade ja hoonete projekteerimine, ei ole paneelide koolutamine lubatud. Teisalt lendavad tuhanded lennukid ja samal ajal töötavad osad nende konstruktsioonides olevad metallplaadid suurema osa lennuajast kõverduvates tingimustes. Õigesti konstrueeritud paneelid, mis kogevad lennul kõverust, muutuvad pärast lennuki maandumist täiesti siledaks ja konstruktsioonile lennu ajal mõjuvad aerodünaamilised koormused kaovad.
Õhukese seinaga tala. Teist tüüpi koolutamine viitab õhukeseseinalisele talale - õhusõiduki konstruktsioonide olulisele elemendile. Õhukeseseinalise tala kontseptsiooni on selgitatud joonisel fig. 10. Jõu W mõjul õhukeseseinalise tala vabale otsale mõjuvad selle ülemisele äärikule tõmbejõud ja alumisele äärikule survejõud. Äärikutele mõjuvate jõudude suurust saab arvutada staatilise tasakaalu tingimusest. Jõu W tekitatud nihkejõud kandub edasi piki tala õhukest seina. Selline õhuke plaat kaotab stabiilsuse ja hakkab üsna väikese koormuse korral kõverduma. Sellele tekivad diagonaalsed voldid, st. selle kõveruse konfiguratsioon erineb oluliselt poolkerakujulistest kühmudest, mis tekivad siis, kui plaadi pind on kokkusurumise tõttu kõverdunud.
G. Wagner töötas välja praktilise meetodi õhukese seinaga tala pingete arvutamiseks seinte kortsumise tingimustes ja tõestas eksperimentaalselt, et on võimalik kujundada õhukeseseinaline tala, mis ei vaju kokku lennukoormuste mõjul, mis on 100 korda suurem kui koormused, mille juures õhukese seina kõverdumine algab. Deformatsioonid jäävad elastseks ja koormuse eemaldamisel kaovad voldid täielikult. Kogu konstruktsiooni paindumise tõttu joonisel fig. 10, tala ülemine äärik on pinges ja alumine äärik kokkusurutud. Kortsude ilmnemisel toimib õhuke sein suure hulga diagonaalsete trakside kombinatsioonina, mis võtavad vastu nihkejõudu nagu ühetasapinnalise tiiva välised traksid (joonis 1). Püstpostide eesmärk on hoida tala äärikute vahelist kaugust. 1930. aastatel hakati õhukese seinaga tala kontseptsiooni laialdaselt kasutama õhukeseseinaliste monokokkide projekteerimisel lennukitööstuses, eriti nihkeseintega tiivavarraste jaoks. Konstruktsioonielementide paigutus õhukeseseinalistes monokokkides. Ideaalne õhukeseseinaline monokokkkere koosneb õhukestest plaatidest, mida toetab suur hulk enam-vähem ühtlaselt jaotatud nööre ja raame, nagu on näidatud joonisel fig. 8. Siiski tuleb lennukikere sisse teha väljalõiked, et mahutada reisilennukitel illuminaatoreid ja uksi või sõjalennukitel kahuritorne ja pommitamisluuke. Suurte avade puhul, näiteks täisvarustusega roomiksõidukite vedamiseks mõeldud rasketel lennukitel või kere sees suuri torpeedosid kandvatel torpeedopommitajatel, muutub pinge kontsentratsioon avade lähedal tõsiseks probleemiks. Sageli on selliste väljalõigete servad tugevdatud tugevate peeltega. Mõnel lennukil peavad kered tagama nii suure arvu väljalõigete arvu, et projekteerija eelistab kasutada nelja peamise peela kandevõimet ja kasutab lühikesi nööre ainult tugevuse abielementidena, kuna lõiketugevuselement ei ole võimeline koormuse ülekandmine. Kuna koormused mõjuvad peamiselt neljale peamisele konstruktsioonielemendile, on seda tüüpi kere tegelikult raamikonstruktsiooni ja tugevdatud monokoki vahepealne. Seda võib vaadelda osaliselt tugevdatud monokokina. Selliseid monokokke kasutatakse sagedamini tiibade kui kere jaoks, kuna lennuki tiibadesse tuleb paigutada ülestõstetavad telikud, kütusepaagid, mootorid, sissetõmmatavad klapid, eleronid, kuulipildujad, kahurid ja arvukad sekundaarsed osad. Tõsisemad probleemid, mis on põhjustatud tugevdatud monokokkkonstruktsiooni terviklikkuse rikkumisest, on seotud teliku ja kütusepaakide paigutusega, kuna need sõlmed asuvad tiiva juure lähedal, kus konstruktsioon peab olema kõige vastupidavam. Lisaks ei võimalda paljud paigutused tiival läbida kere, kuna seda ruumi on vaja meeskonna, reisijate või mootorite mahutamiseks. Seetõttu kasutatakse tiivakonstruktsioonis kahte tugevat peelet, nagu seda tehakse kõrge tiivaga monoplaanil. Kahe peenra vahelist ruumi saab kasutada eelnimetatud sõlmede ja koostude mahutamiseks. Tiiva osades, millel pole pilusid, on nahk tugevdatud nööridega, mis aitavad kaasa tiiva tugevuse täiendavale suurenemisele. Suurema osa koormusest võtavad aga kaks peamist pessa. Välimised tiivapaneelid on puhtalt monokokkkujundusega (joonis 11). Koormust tajuvad konsooli korpus ja pikisuunalised jõuelemendid. Vertikaalse seina ja peenra erinevus seisneb selles, et seina juures on ühenduselement sama kujuga kui ülejäänud nöörid, samas kui peel kinnitatakse massiivsemate äärikute abil.
Paksu seinaga monokokkkonstruktsiooni kontseptsioon. Teise maailmasõja ajal hakkas katselennukite kiirus lähenema helikiirusele ja õhukeseseinalised monokokkkonstruktsioonid ei vastanud enam kõrgendatud nõuetele. Üheks lennukiiruse kasvu soodustavaks teguriks oli nn. laminaarsed tiivaprofiilid, millel oli väga madal takistus. Laminaarsete tiibade eeliseid sai aga realiseerida ainult siis, kui tiiva pinna nõutud kuju järgiti rangelt ning pinna sileduse vähimgi rikkumine (väljaulatuvad needid või süvendid pimeneetide jaoks) tühistas kõik laminaarprofiili eelised. . Sel põhjusel osutusid õhukeseseinalised tugevdatud monokokid kiirete lennukite laminaarse vooluga tiibade ehitamiseks sobimatuks. Teine tegur, mis nõuab kiirete lennukite tiiva ja kere kuju täpset järgimist, on transoonilise voolu ebastabiilsus. Transoonilistes vooludes võivad voolujoonelise pinna kuju väga väikesed muutused põhjustada voolumustri täieliku muutumise ja lööklainete ilmnemise, mis toob kaasa tõmbejõu järsu suurenemise. Kuna õhukestest plaatidest valmistatud pinna täpselt soovitud kuju on väga raske säilitada, oli vaja suurendada lennuki konstruktsioonide naha paksust. Teiseks põhjuseks naha paksuse suurendamiseks oli lennuki tiivakonstruktsiooni konstruktsiooni kõrguse (kaugus h joonisel 6) ebapiisav väärtus. Suure lennukiiruse jaoks kavandatud tiivaprofiilid peavad olema väga õhukesed (ülehelikiirusega lennukite ja rakettide tiibade maksimaalne suhteline paksus on tavaliselt alla 10% kõõlust). Sellise tiiva alumisele ja ülemisele pinnale mõjuvad koormused on väga suured ning neile peab vastu vaid paks nahk.
Võileiva kontseptsioon. Esimene paksuseinaline struktuur, mis kasutas võileiva kontseptsiooni, oli Havilland Mosquito võitleja nahk. Selles disainis on kahe õhukese tugeva kesta (kandekihi) vaheline ruum täidetud palju kergema materjaliga; selline komposiitpaneel on võimeline taluma suuremat paindekoormust kui kaks täitmata kandekihti, mis on omavahel ühendatud. Lisaks jääb see sandwich-konstruktsioon kergeks, kuna südamiku tihedus on madal. Suurenenud tugevusega kerge mitmekihilise struktuuri näide on pakkepapp, milles kahe välimise kartongilehe vahele on asetatud lainepaberikiht. Mitmekihilisel kartongil on suurem paindejäikus ja tugevus kui sama kaaluga papileht. Oluline tegur, mis takistab pinna väändumist, on paneeli võime taluda paindekoormust. Suurenenud paindejäikusega paksuseinalised mitmekihilised kestad hoiavad ära pinna kõverdumise tavalistes lennuolukordades ning aitavad säilitada tiiva ja kere pinna sileda kuju. Kandekihid liimitakse südamikukihiga liimiga. Needimist ei kasutata ja see tagab sileda pinna. Mitmekihiliste struktuuride valmistamise meetodid. Keerulise kujuga mitmekihiliste struktuuride elementide tootmiseks kasutatakse mitmeid meetodeid. Üks neist on selgitatud joonisel fig. 12. Valmistatakse vorm, mis reprodutseerib täpselt mitmekihilise elemendi soovitud kuju. Mitmekihilise struktuuri kihid määritakse sünteetilise liimiga ja asetatakse vormi. Mitmekihilise struktuuri nahk on kaetud hermeetilisest materjalist, näiteks vastupidavast kummist, kestaga ning vorm on tihedalt kaanega suletud. Kuum aur surutakse surve all kesta sisse ning kõrge temperatuuri ja ühtlase aururõhu toimel liim kõvastub ja ühendab kandekihid usaldusväärselt täiteainega. Sellist vormimistehnoloogiat saab kasutada keeruka kujuga ja muutuva paksusega kumerate seintega konstruktsioonielementide valmistamiseks.
Teise maailmasõja ajal kasutati lennutööstuses laialdaselt sünteetilisi liime ja kihtstruktuuride liimimise tehnoloogiat. See tehnoloogia võimaldas erinevate materjalide, nagu puit ja metallid, tugeva ühenduse ning võimaldas odavalt toota sileda pinnaga nahkasid.
Mitmekihilise struktuuri hävitamine. Nagu raamkonstruktsioonide ja õhukeseseinaliste monokokkide puhul, algab ka sandwich-konstruktsiooni hävimine küljelt, mis on kokkusurutud. Tänu lamineeritud paneeli suurele paksusele on paindumist ja paindumist põhjustav survejõud oluliselt suurem kui väärtus, mille juures tekivad õhukeseseinaliste tugevdatud monokokkide pinnale esimesed paindumise märgid. Nende väärtuste suhe võib ulatuda 20-ni või isegi 50-ni. Siiski tuleb meeles pidada, et õhukeseseinalised monokokid võivad töötada koormustel, mis on palju suuremad kui väände alguse kriitiline koormus, samal ajal kõverdades mitmekihilise naha pinda põhjustab alati viimase hävingu. Mitmekihilise naha paindumist põhjustavat kriitilist koormust saab hinnata homogeensete plaatide ja ühekihiliste kestade arvutusmeetodite abil. Kerge täitematerjali suhteliselt madal nihkekindlus vähendab aga oluliselt kriitilist pinget ja seda mõju ei saa tähelepanuta jätta. Sandwich-konstruktsiooni paindumine põhjustab tavaliselt õhukeste kandekihtide pinna paindumist või kortsumist. Joonisel fig. 13 näitab kahte tüüpi ebastabiilsust: sümmeetriline turse ja kaldus. Sümmeetriline paisumine tekib täiteainega kihi suure paksuse korral ja kaldu - sellise kihi väikese paksuse korral.
Kriitilise pinge, mis põhjustab mitmekihilise struktuuri paindumist, millega kaasneb mõlema pinna kõveruse ilmnemine, saab määrata valemiga
Kus fcr on kandekihtide kriitiline pingeväärtus, Ef on kandekihi materjali elastsusmoodul, Ec on täitematerjali elastsusmoodul, Gc on täitematerjali nihkemoodul. Näiteks kaaluge mitmekihilist struktuuri alumiiniumisulamist kandekihtide ja poorse tselluloosatsetaatkiust täiteainega. Alumiiniumsulami elastsusmoodul on ligikaudu 70 000 MPa, täitematerjalil aga 28 MPa. Täitematerjali nihkemoodul on 14 MPa. Asendades need väärtused valemiga (5), leiame, et kriitiline pinge väärtus koolutamisel on 150 MPa. Pange tähele, et seos (5) ei sisalda paneeli geomeetrilisi omadusi. Seetõttu ei sõltu kriitiline pinge kandekihtide ja südamikukihi paksustest. Ainus võimalus konstruktsiooni kandevõimet väänamise suhtes tõsta on kasutada paremate mehaaniliste omadustega täitematerjali.
Muud tüüpi paksuseinalised kestad. Pärast Teist maailmasõda töötati välja ja võeti tootmisse mitmesugused ülalkirjeldatud algse mitmekihilise struktuuri modifikatsioonid. Joonisel fig. 14 näitab kärgstruktuuri. Selles toimib vahekihina kärgstruktuuriga (rakuline) täiteaine. Joonisel fig. 15 on kujutatud teist tüüpi sandwich-konstruktsiooni, mille südamikuks on gofreeritud alumiinium. Seda konstruktsiooni, mis on sarnaselt pakendiplaadiga, iseloomustab suur jäikus ja stabiilsus, kuid lainepapist teipi ei tohiks neetida kandekestade külge.
Teiste konstruktsioonide puhul on nahk ja selle jäikust tugevdav kiht valtsitud ning neile antakse tiiva või kere lõigu kuju. Lõpuks valmistati tugevalt koormatud väga õhukeste tiibade jaoks vastupidavast alumiiniumisulamist muutuva paksusega katted, mille maksimaalne paksus oli umbes 19 mm. Sellised tugevad kestad võimaldavad valmistada tiiva, mis säilitab oma kuju ka ilma ribideta ainult tänu naha enda jäikusele, mida tugevdavad kolm-neli peeltele toetuvat nihkeseina.
ÜLEHELILENNUKID, KOSSMESÕIDUKID JA BALISTILISED RAKETTID
Lennundustehnoloogia arengut iseloomustab tõukejõu ja massi suhte pidev tõusutrend (tõukejõu ja kaalu suhe on õhusõiduki elektrijaama tõukejõu ja selle massi suhe). VTOL-lennukite puhul ületab see väärtus ühe. Ballistilise raketi tõukejõusüsteem peab tekitama raketi kaalust palju suurema tõukejõu, et seda stardiplatvormilt tõsta, kiirendada ja soovitud trajektoorile viia. Tõukejõu ja kaalu suhte ja lennukiiruste pidev kasv on viinud õhusõidukite esilekerkimiseni, mis sõltuvad üha vähem tiiva tekitatavatest aerodünaamilistest jõududest. Tiibade mõõtmed hakkasid vähenema (ballistilistel rakettidel need üldiselt puuduvad). Maale naasmiseks peavad aga kosmosesse stardivõimendite abil saadetud purilennukitel olema tiivad. Ülehelikiirusega lennukite tiivad ja stabilisaatorid on väiksemad kui allahelikiirusega lennukitel, mitte ainult pindalalt; need on ka õhemad ja neil on väiksem venivus. Ülehelikiirusega lennukite tiivad ja sabapinnad on pühitud või kolmnurkse kujuga. Selliste tiibade naha paksus on palju suurem kui allahelikiirusega lennukite tiibadel.
Õhukese seinaga kestade näited. Kaalu vähendamine on kosmoselaevade projekteerimisel esmatähtis. Paljud edusammud õhukeseseinaliste kestade vallas tulenevad sellest nõudest. Sellise konstruktsiooni tüüpilised näited on vedelkütuse kanderakett Atlas ja tahkekütuse raketi konstruktsioon. Atlase jaoks loodi spetsiaalne ülelaadimisega monokokk-kest. Tahkekütuse mootoriga rakett saadakse tahke raketikütuse laengu kujul oleva klaasniitiga ümber torni kerimisel ja haavakihi immutamisel spetsiaalse vaiguga, mis pärast vulkaniseerimist kõveneb. Selle tehnoloogiaga saadakse korraga nii lennuki kandekast kui ka raketimootor koos otsikuga. Taassisenevad sõidukid on konstrueeritud koonusekujulise kestaga, mis on kaetud kuumakaitsematerjali kihiga, mida kõrgel temperatuuril ableeritakse (puhutud katte jahutamise kontseptsioon). Tänu gravitatsioonijõudude väiksusele kosmoses ja Kuul tekkisid ainulaadsed struktuurid. Näiteks Kuu mooduli kest sisaldab paneele, mis Kuul ei paindu, kuid Maal painduksid oma raskuse all.
Vaata ka KOSMOSI UURINGUD JA KASUTAMINE ; RAKETT.
LENNURUUMI MATERJALID
Paljud materjalid kaotavad oma tugevuse kõrgetel temperatuuridel, mis esinevad ülehelikiirusel. Seetõttu pakuvad kosmoselennukite jaoks erilist huvi kerged kuumakindlad materjalid. Kuni 1950. aastate lõpuni olid kuni kahe Machi arvuga (Machi arv on lennukiiruse ja helikiiruse suhe) liikuvate lennukite peamised lennundusmaterjalid alumiiniumisulamid ja teras. Titaan sai majanduslikult kättesaadavaks 1960. aastate alguses ja selle sulameid kasutati kuni 3 Mach-arvuga lennukite ehitamisel. On loodud metallide supersulameid ja pulbermaterjale, mis on saadud räni või liitiumkarbiidi pulbrite paagutamisel alumiiniumi või titaaniga. Samuti on loodud komposiitmaterjale, milles plastikust (polümeerist) alus on tugevdatud klaasi, kevlari või süsinikniitidega. Komposiitmaterjale kasutatakse laialdaselt lennuki- ja kosmosetehnikas nende hea kaalu ja mehaaniliste omaduste tõttu, mis võimaldavad luua kergeid ja tugevaid konstruktsioone, mis töötavad kõrgel temperatuuril.
Vaata ka SULMID ; PLASTIKUD.
LENNURUUMI STRUKTUURID
Transpordilennukid ja hävitajad. Kaasaegse transpordilennuki tüüpiline paigutus koosneb tugevdatud monokokk-kerest, millel on twin-spar tiivad ja twin-spar sabaelemendid. Lennukikonstruktsioonides kasutatakse peamiselt alumiiniumisulameid, kuid üksikute konstruktsioonielementide jaoks kasutatakse ka muid materjale. Seega võivad tiiva tugevalt koormatud juureosad olla titaanisulamist ning juhtpinnad polüamiid- või klaasniitidega komposiitmaterjalist. Mõne lennuki sabas kasutatakse grafiit-epoksümaterjale. Kaasaegse hävituslennuki disain kehastab uusimaid saavutusi lennukiehituse vallas. Joonisel fig. 16 on kujutatud tüüpilise mitmeosalise deltatiiva ja tugevdatud monokokkkerega hävituslennuki konstruktsiooni. Selle lennuki tiiva ja saba eraldi elemendid on valmistatud komposiitmaterjalidest.
Riis. 16. F-15C "Eagle" firma "McDonnell - Douglas" - hävitaja, mis on teenistuses USA õhujõudude ja tema liitlastega. Sellel on kaks Pratt-Whitney sundturboreaktiivmootorit ja see arendab maksimaalset kiirust, mis vastab väärtusele M = 2,5. Selle relvastus koosneb 20 mm kahurist, õhk-õhk juhitavatest rakettidest ja juhitamatutest lennukirakettidest. Lennuulatus väliseid kütusepaake kasutades 5470 km. 1 - radari antenni klaaskiust radoom; 2 - Doppleri radarijaam; 3 - raadioantenn ja radarijaama antenn; 4 - vaheseinad; 5 - elektroonikaseadmete kamber; 6 - kiirusindikaatori vastuvõtja; 7 - kokpiti lamp; 8 - tuuleklaas; 9 - piloodiiste; 10 - lennuprojektsiooni indikaator; 11 - armatuurlaud; 12 - juhtnupp; 13 - roolipedaalid; 14 - külgmine juhtpaneel; 15 - küljetuled; 16 - alumised varustusruumid; 17 - elektroonikavastase kaitse vahendid; 18 - salongi varikatuse tõstuk; 19 - konditsioneer; 20 - šassii; 21 - mootori õhu sisselaskeava; 22 - hüdrovõimendid; 23 - relv "Volcano" kaliibriga 20 mm ja laskemoon; 24 - õhk-õhk Sparrow juhitav rakett; 25 - õhkpidur; 26 - kütusepaagid; 27 - õhu sisselaskekanal; 28 - parda tankimissüsteemi paigaldamine; 29 - kütusevarustustorustiku süsteem; 30 - katted; 31 - aileronid; 32 - klapid; 33 - peeled; 34 - pin ühendused; 35 - tiibribid; 36 - nööridega tiiva nahapaneelid; 37 - kärgstruktuurid; 38 - maandumiskonks piiriku kaabli kinnipüüdmiseks; 39 - õhusüsteemi seadmete sektsioonid; 40 - turboreaktiivmootorid; 41 - kompressor; 42 - abijõuseade (starter); 43 - käigukast; 44 - mootori kinnitusraamid; 45 - järelpõleti põlemiskamber; 46 - titaanist rõngakujuliste raamide ja nööridega mootoriruum; 47 - titaannahk; 48 - järelpõleti düüsid; 49 - stabilisaatori kinnitus; 50 - boorkiust mantlipaneelid; 51 - tiiva konsooliosas lastivedrustuse pülon; 52 - tiiva juure lasti vedrustuse pülon; 53 - pommiriiul; 54 - pommid; 55 - "Sidewinder" õhk-õhk rakett; 56 - väline kütusepaak.
KK "Süsik". Orbitaalne kosmoselaev "Shuttle" on võimeline lendama Maa atmosfääris hüperhelikiirusel. Seadme tiibadel on mitmeosaline raam; tugevdatud monokokk-kokpit, nagu tiivad, valmistatud alumiiniumisulamist. Kaubaruumi uksed on valmistatud grafiit-epoksü komposiitmaterjalist. Aparaadi termokaitse tagavad mitu tuhat heledat keraamilist plaati, mis katavad suurte soojusvoogudele avatud pinna osi.
Vaata ka KOSMOSELENNUD MEHITUD ; Kosmoselaev "SÜSKIK". kosmosejaamad. Orbitaalset kosmoseaparaati kavatsetakse kasutada pikaajaliste kosmosejaamade paigaldamiseks. Venemaa orbitaalkosmosejaama "Mir" töötamise käigus saadud kogemusi kasutatakse rahvusvahelise kosmosejaama "Freedom" arendamisel. Disainiinsenerid lahendavad pikaajalise orbitaaljaama plokkide ja konstruktsioonielementide eemaldamise probleemi koos järgneva kosmoses kokkupanemisega.
Entsüklopeedia Collier Wikipedia
Lennuk, mida lennus toetavad tiivad ja mida liigutab elektrijaam. Piloodi (või pilootide) juhitav õhusõiduk kannab kasulikku lasti, s.o. lasti, reisijaid, relvastust või erivarustust, näiteks … Collier Encyclopedia
Mootoriga lennuk on õhust raskem. Purilennukit hoitakse õhus, tasakaalustades allapoole suunatud gravitatsioonijõudu ülespoole suunatud õhuvoolude tekitatud tõstejõu abil. Purilennukile on kaks režiimi: planeerimine ... ... Collier Encyclopedia
ALAGRUPP IVB. TITAANI PEREKOND TITAAN, TSIRKOONIUM, HAFNIUM Siirdemetallide hulka kuuluvad ka titaanide perekonna Ti, Zr ja Hf elemendid, mida eristab üllatav omaduste sarnasus. Viimased kaks elementi (Zr ja Hf) on omadustelt eriti lähedased. Collier Encyclopedia
Kasutame oma saidi parimaks esitlemiseks küpsiseid. Selle saidi kasutamist jätkates nõustute sellega. Okei
