Nave spațiale și tehnologie. Structuri aerospațiale Structuri spațiale

Introducere

Cerințe pentru scuturile de radiații

Modele de scuturi de radiații

1 Ecran de radiații al observatorului infraroșu JWST

2 Ecranul de radiații al observatorului optic Gaia

3 Scutul de radiații al observatorului TPF-C

Unele tipuri de structuri pentru structurile de susținere ale scuturilor de radiații

Introducere

Reflectoarele observatoarelor spațiale moderne sunt răcite la temperaturi criogenice pentru a reduce nivelul de zgomot intern și pentru a crește sensibilitatea echipamentului de recepție. Răcirea poate fi fie activă, folosind diverse mașini frigorifice, fie pasivă, prin împiedicarea iluminării echipamentului receptor prin radiația solară directă sau reflectată. De asemenea, este posibilă răcirea combinată.

Sarcina de a crea o umbră în care funcționează dispozitivele de recepție ale observatoarelor este rezolvată de ecrane de radiații - un set de dispozitive și mecanisme pentru reducerea sau slăbirea semnificativă a intensității radiației solare directe și reflectate în zona protejată a spațiului.

Ecranele de radiații, în funcție de metoda de răcire, tipul de zonă ecranată, numărul de straturi de material termoizolant și capacitatea de deschidere, sunt împărțite în diferite tipuri.

Prin metoda de racire:

· cu ecran nerăcit,

· cu ecran răcit activ,

· cu ecran parțial răcit.

După tipul de zonă protejată:

· cu o zonă răcită sferică (nava spațială este complet înconjurată de un ecran),

· cu o zonă de răcire internă (zona din interiorul sistemului de ecran deschis este protejată),

· cu răcirea unei laturi (o parte a navei spațiale este protejată).

Prin dezvăluire:

· ecranul este fixat pe carcasă,

· ecranul se face derulant din pozitia de transport in pozitia de lucru.

Această lucrare examinează proiectele observatoarelor moderne sau viitoare pentru gamele optice, în infraroșu și radio ale undelor electromagnetice cu ecrane de radiație nerăcite, cu un singur strat și cu mai multe straturi, cu o zonă internă răcită. Deoarece dimensiunile generale ale ecranelor de radiații luate în considerare ajung la zeci de metri, acest lucru ne permite să le clasificăm ca structuri spațiale mari.

1. Cerințe pentru ecranele de radiații

Ecranele de radiații, ca orice dispozitive și mecanisme ale navelor spațiale, sunt supuse cerințelor de reducere a costurilor de dezvoltare, fabricație, testare, lansare, operare și eliminare și, în consecință, există cerințe pentru reducerea greutății, dimensiunilor totale în poziția de transport și crește fiabilitatea operațională. În plus, ecranele de radiații, ca structuri spațiale mari, pot fi necesare pentru a furniza primele frecvențe suficient de mari ale oscilațiilor naturale. Și în sfârșit, ecranele de radiații ca mijloc de izolare termică pasivă sunt necesare pentru a asigura regimul de temperatură, forma și dimensiunea zonei răcite.

Satisfacerea acestor cerințe contradictorii se realizează prin proiectarea optimă a ecranelor de radiații.

2. Proiectări de ecrane de radiații

Ecranele de radiații luate în considerare în această lucrare constau din următoarele elemente principale:

· ecran-izolație termică vid,

· structură de susținere derulantă,

· dispozitive de conectare.

Teoretic, este posibilă o mare varietate de modele ale tuturor celor trei elemente, așa că mai întâi vom lua în considerare proiectele ecranelor de radiații ale observatoarelor spațiale moderne și viitoare și apoi câteva opțiuni de proiectare pentru structura de susținere drop-down, ca element principal care oferă forma și dimensiunile zonei protejate, precum și frecvențele naturale necesare.

2.1 Ecran de radiație JWST de observator în infraroșu

Proiectul NASA James Webb Space Infrared Observatory (JWST) este unul dintre cele mai avansate până în prezent. Observatorul se pregătește să fie lansat în 2013. În prezent, sistemele navelor spațiale sunt proiectate, fabricate și testate. Printre altele, a fost fabricată și testată o mostră tehnologică a unui ecran de radiații.

Ecranul de radiații JWST este un hexagon neregulat în plan, format din cinci straturi de material termoizolant (nailon, cu straturi pulverizate de aluminiu și siliciu). Rolul cadrului de susținere este jucat de șase tije pliabile și cabluri de susținere. Aspectul observatorului este prezentat în figura 1.

Figura 1. Vedere exterioară a telescopului spațial numit după. J. Webb.

· dimensiuni totale 32,8 m x 14,2 m,

· cinci straturi de material termoizolant pe bază de nailon,

· primele cinci frecvențe naturale: 0,23 Hz, 0,32 Hz, 0,44 Hz și 0,54 Hz,

· temperatura echipamentului in zona protejata: mai putin de 50K.

· greutate aproximativa: 200 kg.

Diagrama dispozitivului cu ecran de radiații și parametrii săi principali sunt prezentate în Figura 2.

Figura 2. Proiectarea și parametrii principali ai ecranului de radiații al telescopului spațial numit după. J. Webb.

1. Bare de susținere față (2 bucăți), 2. Bare de susținere laterale (2 bucăți), 3. Bare de susținere din spate (2 bucăți), 4. Cinci straturi de material termoizolant pe cablurile de susținere, 5. Bare de sprijin de capăt (6 buc.), 6. Ecran primar-izolatie termica vid

Ecranul de radiații este desfășurat în următoarea secvență:

Poziția de transport,

Deschiderea ecranului primar-izolație termică în vid,

4. Deschiderea tijelor de sprijin din spate,

6. Deschiderea tijelor de sprijin din față,

Deschiderea tijelor de sprijin de la capăt și tensionarea tijelor de sprijin. Poziția de lucru a ecranului de radiații.

Secvența de desfășurare a ecranului de radiații este prezentată în Figura 3.

Figura 3. Secvența de desfășurare a scutului de radiații

2.2 Ecranul de radiații al observatorului optic Gaia

Observatorul spațial Gaia, finanțat de Agenția Spațială Europeană, se află în prezent în faza de proiectare și dezvoltare a tehnologiilor necesare. Astfel, în 2005, a fost efectuat un test de succes al implementării unui prototip de ecran de radiații.

Ecranul de radiații Gaia este un dodecagon obișnuit cu un diametru de 11 m. Cele șase secțiuni ale dodecagonului sunt realizate din structuri portante formate din două părți. Materialul termoizolant al ecranului este nailon acoperit cu aluminiu. Ecranul este format din două straturi de material separate printr-un spațiu de 130 mm. Cadrul de susținere al unei secțiuni este o placă pătrată în plan în punctul de atașare la corpul navei spațiale și o structură de susținere în formă de X în plan.

Aspectul observatorului este prezentat în figura 4.

Figura 4. Vedere exterioară a Observatorului Gaia

Parametrii de bază ai ecranului de radiații:

· diametru 11 m,

· două straturi de material termoizolant pe bază de nailon,

· prima frecvență a oscilațiilor naturale: nu mai mică de 35 Hz,

· temperatura echipamentului în zona protejată: mai mică de 150 K.

· greutate aproximativa: 70 kg.

Designul ecranului de radiații este prezentat în Figura 5.

Figura 5. Scutul de radiații al observatorului Gaia. Posturi de transport si de lucru. Sunt prezentate trei secțiuni din douăsprezece.

Secțiuni pătrate, 2. Structuri de susținere în formă de X,

Panouri portante, 4. Straturi de izolare termică nesuportate.

Panourile izolante încep să fie desfășurate simultan. În poziția de lucru, panourile sunt fixate cu opritoare. Secvența de implementare este prezentată în Figura 6.

Figura 6. Secvența de desfășurare a scutului de radiații al observatorului Gaia.

2.3 Ecranul de radiații al observatorului TPF-C

Proiectul Terrestrial Planet Finder al NASA prevede crearea de observatoare pentru a căuta planete asemănătoare Pământului. În timpul proiectului, este planificată crearea a două tipuri de observatoare: TPF-C (coronagraf) și TPF-I (interferometru). Observatorul TPF-C este în prezent în dezvoltare activă. Printre alte sisteme, se dezvoltă un sistem pentru a menține o temperatură constantă a oglinzilor telescopului, care include un ecran de radiații.

Aspectul observatorului este prezentat în Figura 7.

Figura 7. Vedere exterioară a observatorului TPF-C

Proiectarea observatorului este prezentată în Figura 8.

Figura 8. Proiectarea Observatorului TPF-C

Ecranul de radiații TPF-C este format din șase straturi de material termoizolant, formând o piramidă octogonală trunchiată obișnuită, în interiorul căreia este plasat telescopul. Structura de susținere este formată din opt tije de alunecare care formează marginile piramidei.

În descrierea tehnică a proiectului TPF-C se precizează că echipamentul științific al observatorului va funcționa la temperatura camerei și, prin urmare, ecranul de radiații este destinat în acest caz nu atât pentru a asigura răcirea oglinzilor și a detectoarelor telescopului, cât pentru a nivela câmpul de temperatură. în aria protejată şi asigură staţionarea acesteia. Din păcate, în literatura de specialitate nu există informații detaliate despre materialul termoizolant utilizat, dimensiunile și greutatea ecranului de radiații.

4 Ecrane de radiații ale observatoarelor Millimetron și WMAP

Proiectul rus „Millimetron” prevede crearea unui observator în intervalele de lungimi de undă milimetrice, submilimetrice și infraroșii cu un telescop răcit activ cu un diametru de 12 m. Pe lângă răcirea activă a telescopului, răcirea pasivă este asigurată folosind două radiații. ecrane.

Proiectarea observatorului este prezentată în Figura 9.

Figura 9. Proiectarea observatorului proiectului Millimetron

Nu există informații despre proiectarea ecranului de radiații al observatorului proiectului Millimetron în literatura disponibilă.

Sonda spațială WMAP (Wilkinson Microwave Anisotropy Probe) a fost lansată în 2003 pentru a studia anizotropia radiației cosmice de fond cu microunde. Echipamentul științific principal al WMAP este un radiometru cu două canale. Pentru a reduce nivelul de interferență, dispozitivele de recepție a radiometrului sunt protejate de un scut de radiații. Aspectul dispozitivului este prezentat în Figura 10.

Figura 10. Exteriorul Observatorului WMAP

Designul aparatului este prezentat în Figura 11.

Figura 11. Proiectarea Observatorului WMAP

Nu există informații despre proiectarea scutului de radiații al observatorului WMAP în literatura disponibilă.

3. Unele tipuri de modele pentru structurile de susținere ale ecranelor de radiații

Elementul principal al ecranului de radiații, care asigură forma și dimensiunile zonei protejate, precum și deschiderea și frecvențele naturale necesare, este structura de susținere.

Secțiunea 2 a acestui rezumat descrie proiectele structurilor de susținere utilizate în proiectarea observatoarelor spațiale moderne și viitoare. Cu toate acestea, literatura descrie structuri spațiale derulante care pot fi utilizate și ca structuri de sprijin.

Ca exemplu, luați în considerare două tipuri de structuri de susținere care oferă o combinație între un raport ridicat de stivuire (raportul dintre dimensiunea maximă în poziția de lucru și dimensiunea maximă în poziția de transport) și o masă scăzută pe unitate de suprafață: ferme și „furlable”. ” structuri.

3.1 Structuri de ferme

Un exemplu de structuri de ferme pliabile produse în Rusia sunt reflectoarele din seria OKB MEI TKSA și KTVRM.

Pentru cele mai bune probe ale acestora, sunt furnizate un coeficient de stivuire de aproximativ 10 și o masă de 1 metru pătrat. m de suprafata la nivelul de 1 kg.

Aspectul reflectorului TKSA-6 în timpul testelor la sol este prezentat în Figura 12.

Figura 12. Aspectul reflectorului TKSA-6

O diagramă schematică a structurii fermei este prezentată în Figura 13.

Figura 13. Schema schematică a structurii fermei

3.2 Structuri de rulare

Structurile rulante își primesc numele deoarece elementele lor portante în poziția de transport sunt înfășurate strâns, strâns adiacente unele de altele. Designul de bază al unui tip de structură pliabilă, reflectorul navei spațiale ATS-6, este prezentat în Figura 14.

Figura 14. Proiectarea de bază a reflectorului ATS-6

ecran de radiații optic observator

Reflectorul ATS-6 are un diametru de 9,1 m, o greutate de 60 kg, un factor de stivuire de 4,6 și 1 mp. m de suprafață are o masă de 0,92 kg. Vederea exterioară a reflectorului ATS-6 în poziția deschisă este prezentată în Figura 15.

Figura 15. Aspectul reflectorului ATS-6 în poziția desfășurată

Pe lângă reflectorul ATS-6, au fost dezvoltate și alte tipuri de structuri pliabile, legături către care sunt date în lista surselor utilizate. Din păcate, pentru aceste modele nu există date privind greutatea, dimensiunile maxime posibile și alți parametri.

Lista surselor utilizate

Site-ul telescopului spațial James Webb. http://jwst.gsfc.nasa.gov/about.html

Proiectul telescopului spațial James Webb. Document de concept al operațiunilor misiunii2, 2004. http://docdb.fnal.gov/CMS/DocDB/0004/000498/001/Mission_Ops_Concept.pdf

Starea proiectului JWST pentru CAA, mai 2006. http://www7.nationalacademies.org/bpa/CAA_May2006_Presentations_Sabelhaus.pdf

Site-ul Gaia. http://sci.esa.int/science-e/www/area/index.cfm?fareaid=26

Mecanisms for Gaia Deployable sunshield, E. Urgoiti, G. Migliorero, al 11-lea Simpozion ESMATS

GAIA: THE SATELLITE AND PAYLOAD, Oscar Pace, Agenția Spațială Europeană, ESA-ESTEC.C

Site-ul TPF-C. http://planetquest.jpl.nasa.gov/TPF/tpf_index.cfm

Planul de tehnologie pentru Coronagraful de căutare a planetelor terestre, Publicația JPL 05-8, http://planetquest.jpl.nasa.gov/TPF/TPF-CTechPlan.pdf

Raportul echipei de determinare a științei și tehnologiei coronagrafului Terrestrial Planet Finder (STDT), document JPL D-34923, http://planetquest.jpl.nasa.gov/TPF/STDT_Report_Final_Ex2FF86A.pdf

În ultimele aproape șapte decenii de la prima lansare în spațiu (fără a lua în considerare ultimii douăzeci de ani de cercetare și experimente), designul navelor spațiale (SV) a fost îmbunătățit continuu. O contribuție semnificativă la evoluția proiectelor de nave spațiale a avut-o așa-numitele nave spațiale „de test”, care au fost concepute special pentru a testa și testa în condiții reale de zbor în spațiu elemente structurale, sisteme, componente, ansambluri și unități, metode de utilizare optimă a acestora. , și posibilele modalități de unificare a acestora.

Dacă în URSS diferite modificări ale navelor spațiale din aproape o singură serie „Cosmos” au fost utilizate pe scară largă ca nave spațiale de testare automată, atunci în SUA au fost utilizate o întreagă gamă de nave spațiale: „ATS”, „GGTS”, „0V”, „Dodge”. ”, „TTS”, „SERT”, „RW”, etc.

În ciuda varietății mari de modele de nave spațiale, ceea ce este comun tuturor dispozitivelor este prezența unui corp cu un set de diferite elemente structurale (așa-numitele echipamente „de susținere”) și echipamente electronice speciale (țintă).

Corpul navei spațiale este baza structurală și structurală pentru instalarea și amplasarea tuturor elementelor sale și a echipamentelor aferente. De exemplu, pentru o navă spațială automată, echipamentul de susținere necesită prezența a cel puțin următoarelor sisteme de bord: orientare și stabilizare, control termic, alimentare cu energie, telemetrie, măsurători de traiectorie, control și navigare, comandă și software, diverse organe executive. , etc. În plus, navele spațiale cu echipaj și stațiile spațiale au suport vital, sisteme de salvare în caz de urgență etc.

La rândul lor, echipamentele țintă ale navei spațiale pot fi optice (optic-electronice), fotografice, televiziune, infraroșu, radar, inginerie radio, spectrometrică, raze X, comunicații și releu radio, inginerie radio, radiometrică, calorimetrică etc.

Toate aceste sisteme (structura, funcțiile, configurația lor etc.) folosesc cele mai moderne componente electronice.

Desigur, configurațiile navei spațiale depind de scopul lor și, prin urmare, diferă în mod semnificativ - acestea sunt cele care efectuează lansarea navei spațiale pe traiectorii necesare, unitățile de accelerare și decelerare ale navei spațiale, inclusiv motoarele de propulsie și corecție, compartimentele de combustibil, unități și sisteme de servicii (asigură tranziția navei spațiale de pe o orbită joasă la una superioară sau interplanetară, se efectuează tranziții inverse - de la o orbită înaltă la una joasă, corectarea parametrilor traiectoriei etc.).

Conceptul de „aranjare” a navei spațiale este indisolubil legat de proiectarea navei spațiale - cea mai rațională și mai densă aranjare spațială a elementelor constitutive. În acest caz, se face o distincție între configurația internă și cea externă (aerodinamică) a navei spațiale.

Sarcina de a dezvolta proiectarea unei nave spațiale specifice este destul de complexă, deoarece este necesar să se ia în considerare mulți factori, adesea contrazicându-se reciproc. De exemplu, este necesar să se asigure un număr minim de conexiuni între navă spațială și complexul terestre (în special pentru vehiculul de lansare), siguranța și confortul echipajului (pentru nave spațiale cu echipaj), operarea și întreținerea în siguranță la poziția de lansare și în zbor, asigurând parametrii specificați de stabilitate, controlabilitate, condiții termice și caracteristici aerodinamice ale funcționării navelor spațiale și multe altele.

Sarcina proiectanților de nave spațiale este complicată de faptul că criteriul pentru optimitatea soluției lor nu este doar reducerea la minimum a masei navei spațiale, ci și costul și timpul de construcție, garantând în același timp parametrii de fiabilitate, versatilitate etc.

Prima navă spațială de pe Pământ, Vostok 1, a ridicat primul om pe orbita joasă a Pământului.

După cum se știe, nava lansată de pe navă a încheiat o singură revoluție (dar prima din istoria omenirii) în jurul planetei Pământ, iar zborul a avut loc într-un mod complet automat, în care primul cosmonaut a fost, așa cum spunea, , un „pasager”, gata să-și schimbe controlul în orice moment. Deși, în realitate, conform clasificării noastre, acesta nu a fost un zbor „cu echipaj”, ci un zbor complet automat, acesta este exact cazul când clasificarea nu reflectă întotdeauna corect esența procesului în desfășurare (fenomen, eveniment).

Una dintre primele (1977) nave spațiale cu penetrare lungă (așa-numita „sondă spațială”) din seria Voyager (cele mai faimoase nave spațiale sunt Voyager-1 și Voyager-2). Potrivit unor surse literare, această sondă automată de 723 kg, lansată la 5 septembrie 1977 și destinată cercetării și împrejurimilor sale imediate, spre surprinderea creatorilor săi, se află încă în stare normală de funcționare și, datorită acestei împrejurări, efectuează chiar și un misiune nouă (suplimentară) - pentru a determina locația limitelor sistemului solar, inclusiv "" (), deși, potrivit dezvoltatorilor, misiunea sa principală inițială a fost doar de a studia două - și (a fost prima sondă care a luat detalii detaliate fotografii ale tuturor sateliților acestor planete)

O astfel de existență activă îndelungată a navei spațiale se datorează în primul rând
decizii de inginerie optime luate la crearea electronică
echipament de bord, selecție competentă a componentelor electronice adecvate pentru complexe
a sistemelor sale de bord.

Rezolvarea întregului set de probleme structurale, de circuite și tehnologice complexe în dezvoltarea, crearea și funcționarea activelor spațiale este imposibilă fără dezvoltarea și implementarea pe scară largă a rezultatelor științei materialelor spațiale. La dezvoltarea vehiculelor spațiale sunt necesare materiale noi care trebuie să reziste la sarcinile zborurilor spațiale (temperatură și presiune ridicată, sarcini vibraționale în timpul fazei de lansare, temperaturi scăzute ale spațiului cosmic, vid profund, expunere la radiații, microparticule etc.) și să aibă un greutate specifică suficient de scăzută. Întregul spectru de impact puternic, adesea cu tranziții ascuțite, asupra structurilor și elementelor metalice și nemetalice are un impact semnificativ asupra proprietăților lor structurale profunde și, în consecință, asupra fiabilității și durabilității vehiculelor spațiale în diverse scopuri.

Metalele sunt principalele materiale structurale pentru rachete și produse de tehnologie spațială; masa lor în masa produselor uscate este mai mare de 90%. Prin urmare, îmbunătățirea caracteristicilor tactice și tehnice ale produselor este determinată în mare măsură de proprietățile aliajelor utilizate. În ultimii ani, a fost dezvoltată și va continua să fie dezvoltată o nouă generație de aliaje de aluminiu aliate cu litiu și scandiu. Înlocuirea aliajelor tradiționale cu altele noi va reduce masa componentelor produsului RKT cu 10-30%, în funcție de tipul de proiectare. Tehnologia de producere a pieselor din aliaje granulare noi, alături de posibilitatea creșterii temperaturilor de funcționare la 850°C, va asigura o reducere a masei componentelor cu 10-30%.

Soluții revoluționare în crearea de produse promițătoare ale RKT din secolul XXI. poate oferi o nouă clasă de materiale structurale - compuși intermetalici (compuși chimici titan - aluminiu, nichel - aluminiu etc.). Aceste materiale au o densitate redusă (3,7-6,0 g/cm 3) și au rezistență ridicată la căldură (până la 1200°C), rezistență ridicată la coroziune, rezistență la căldură și rezistență la uzură.

Aliajul de titan aflat în curs de dezvoltare va fi echivalent cu oțelul inoxidabil tradițional în ceea ce privește fabricabilitatea în inginerie mecanică (nu sunt necesare echipamente pentru sudare și tratament termic cu atmosferă controlată). Datorită alierei în principal cu hafniu și niobiu, aliajul nu se va oxida când este încălzit la 850-900°C. Nu va fi necesar nici un tratament termic al îmbinărilor sudate pentru a elibera tensiunile reziduale, eliminând necesitatea cuptoarelor de tratament termic și a camerelor de sudură în atmosferă controlată. Dacă este necesar, tratamentul termic al ansamblurilor sudate pentru a preveni solicitările reziduale (de exemplu, structuri de mari dimensiuni, cum ar fi cadre, ferme, ecrane de protecție a fundului etc.) pot fi efectuate în atmosferă de aer fără sablare și gravare ulterioară. Sudarea pieselor poate fi efectuată numai sub protecție cu jet cu argon, fără teama de oxidare a cusăturii. Aliajul va funcționa într-un interval larg de temperatură: de la -253 la +450 °C. Acesta deschide perspective largi pentru utilizarea titanului în producția de rachete în locul oțelurilor inoxidabile și aproape că va tripla caracteristicile de masă ale produselor.

Creșterea rezistenței materialelor metalice prin metode tradiționale (creșterea conținutului de elemente de aliere, îmbunătățirea tehnologiilor de călire termomecanică etc.) și-a epuizat acum posibilitățile. Aliajele moderne conțin un număr mare de metale scumpe și rare: cobalt, wolfram, niobiu, molibden, nichel, etc., ceea ce le crește drastic costul. În plus, o creștere semnificativă a cantității de elemente de aliere din aliaje duce la segregarea zonală și volumetrică în lingouri și, în consecință, la anizotropie în proprietățile semifabricatelor și pieselor realizate din acestea. Un potențial mare de îmbunătățire a proprietăților structurilor RCT constă în utilizarea compușilor intermetalici. Pentru dezvoltarea materialelor structurale rezistente la căldură pe bază de compuși intermetalici, sistemele de titan-aluminiu și nichel-aluminiu, fier-crom-aluminiu prezintă cel mai mare interes.

Compușii intermetalici (compuși chimici ai metalelor) în structura lor ocupă o poziție intermediară între metale și ceramică. Au o structură cristalină complexă cu până la 30% componentă covalentă în legături interatomice, ceea ce le determină proprietățile fizice și mecanice unice - rezistență ridicată la căldură și rezistență la căldură, rezistență ridicată la coroziune în comparație cu oțelurile inoxidabile (în special în oxigen) și rezistență ridicată la uzură. . În plus, compușii intermetalici au o densitate scăzută. Aliajele intermetalice pe bază de titan pot funcționa până la o temperatură de +850 °C fără acoperiri de protecție, aliaje pe bază de nichel - până la o temperatură de +1500 °C.

Întregul complex de proprietăți ale compușilor intermetalici poate avea un impact revoluționar asupra multor domenii ale tehnologiei și, în primul rând, asupra creării de mostre promițătoare de tehnologie aerospațială, inclusiv aeronave cu viteze hipersonice (până la M = 25). Utilizarea compușilor intermetalici în sistemele de propulsie (rotor, stator, rotoare, grup de supape, duze nerăcite etc.) va crește tracțiunea specifică a motoarelor cu 25-30% și va reduce greutatea structurilor cu până la 40%.

Materiale nemetalice promițătoare. Acoperiri termostatice. Unul dintre principalii factori determinanți Fiabilitatea și durabilitatea funcționării navei spațiale este stabilitatea regimului său termic, deoarece echipamentele optic-radioelectronice moderne ale navei spațiale funcționează într-un anumit regim de temperatură. Sistemul de control termic al navei spațiale include diferite acoperiri de control termic (TRC), care stabilesc un echilibru între eliberarea de căldură în interiorul navei spațiale, energia absorbită din spațiu și energia reemisă în spațiul cosmic.

TRP-urile se caracterizează prin caracteristici de termoradiere, care se modifică sub influența diverșilor factori din spațiul cosmic (în special radiațiile ionizante), ceea ce duce la creșterea temperaturii în interiorul navei și la o scădere a perioadei de existență a acesteia (SAS). După cum a arătat experiența din ultimii ani, o serie de nave spațiale nu au putut îndeplini programele planificate ca urmare a supraîncălzirii din cauza creșterii coeficienților de absorbție a radiației solare ai TRP în sistemul de control termic pasiv. O analiză a TRP-urilor existente indică faptul că acestea nu pot oferi o creștere a SAS până la 15 ani, în special pentru navele spațiale care operează pe orbite eliptice și geostaționare înalte. Prin urmare, crearea de TRP din clasele „reflectoare solare” și „absorbanți adevărați”, care au caracteristici stabile de termoradiere și, în același timp, proprietăți antistatice în timpul funcționării pe termen lung în spațiu, cu emisii scăzute de gaze, este una dintre sarcinile importante. a cosmonauticii secolului XXI. Dezvoltarea unor astfel de acoperiri va face posibilă reducerea la minimum a abaterilor de la condițiile termice specificate, reducerea defecțiunilor și defecțiunile echipamentelor optice și electronice extrem de sensibile, ceea ce va face posibilă creșterea speranței de viață a unei nave spațiale la 15 ani.

Direcțiile promițătoare pentru rezolvarea acestei probleme sunt:

dezvoltarea de lianți combinați sau modificați termorezistenți și rezistenți la radiații cu emisii scăzute de gaze (rășini acrilice, organosilicioase, uretanice);

selectarea sau dezvoltarea unor stabilizatori eficienți de degradare în condiții de impact spațial;

dezvoltarea pigmenților albi sau negri, inclusiv a celor cu conductivitate electrică crescută, rezistenți la expunerea pe termen lung;

dezvoltarea de acoperiri detașabile în scopul protecției pentru perioada de fabricație și depozitare a componentelor și produselor până la 5 ani.

Materiale compozite structurale polimerice promițătoare. Oglinzile structurilor de antene realizate din fibră de carbon vor găsi o aplicație largă pentru rezolvarea problemelor de comunicare prin sateliți. Utilizarea lor cu o masă de până la 15 kg va oferi o sarcină distructivă de 900 kgf cu o durată de viață de cel puțin 20 de ani.

Materialele tip fagure (cu trei straturi) realizate din fibră de carbon în elementele structurale portante în comparație cu materialele cu un singur strat (monolitice) în condiții de funcționare date și sarcini crescânde la o anumită masă a elementului vor furniza:

reducerea masei unui element structural cu 40-50% si cresterea rigiditatii acestuia cu 60-80%;

creșterea fiabilității cu 20-25% și creșterea perioadei de garanție cu 60-70%.

În plus, acest tip de material va oferi proprietăți electrofizice speciale (de exemplu, pentru antenele radar), precum și cerințe de rezistență la căldură și conductivitate termică.

Cilindri de presiune. Vasele ușoare și containerele realizate din materiale compozite polimerice și care funcționează sub presiune sunt utilizate cu succes în tehnologia rachetelor și spațiale. Au fost create și sunt utilizate rezervoare de combustibil, baloane cilindrice, carcase de motor rachetă, acumulatori de presiune și cilindri de respirație pentru piloți și astronauți. Utilizarea fibrelor organice și de sticlă va face posibilă crearea de cilindri de presiune durabili, cu un coeficient ridicat de perfecțiune a greutății.

Telescoape. Crearea elementelor de echipamente de precizie este asociată cu asigurarea invariabilității dimensiunilor lor geometrice (stabilitate dimensională) atunci când câmpul de temperatură se modifică într-un interval larg (±150 °C). Vor fi dezvoltate tehnologii care vor face posibilă crearea de materiale compozite polimerice din fibră de carbon care asigură stabilitate dimensională ridicată a elementelor echipamentelor pentru un anumit câmp de temperatură.

Materiale „inteligente”. Progresul tehnologiei și tehnologiei este indisolubil legat de dezvoltarea și implementarea de noi materiale. În ultimul deceniu, alături de îmbunătățirea constantă a materialelor existente, care oferă un efect tehnic și economic semnificativ datorită unei combinații unice de proprietăți, s-au înregistrat tendințe în crearea de noi materiale capabile de interacțiune activă cu factorii externi. Astfel de materiale sunt numite „inteligente”, „inteligente”, „înțelepte”, etc. Ei sunt capabili să-și „simți” starea fizică, influențele externe și să reacționeze într-un mod special la aceste „senzații”, adică. sunt capabili să efectueze autodiagnosticarea apariției și dezvoltării unui defect, să-l elimine și să-și stabilească starea în zonele critice.

Datorită varietății de proprietăți ale materialelor „inteligente”, acestea pot fi utilizate în diferite elemente structurale ale tehnologiei rachetelor și spațiale (carne, carene, compartimente, unități de frecare etc.). Utilizarea unor astfel de materiale va face posibilă monitorizarea și prezicerea stării diferitelor structuri și structuri la momentul necesar și chiar și în zone greu accesibile, crescând semnificativ durata de viață a sistemelor și fiabilitatea acestora. Dintr-o analiză a evaluărilor experților efectuate de specialiști, rezultă că în următorii 20 de ani, 90% din materialele moderne folosite în industrie vor fi înlocuite cu altele noi, în special cele „inteligente”, care vor face posibilă crearea unor elemente structurale care va determina progresul tehnic al secolului XXI.

Materiale de etanșare și etanșare. În ciuda varietății existente de materiale de etanșare și etanșare, există o mare nevoie de dezvoltare a unor materiale noi, promițătoare, axate pe nevoile astronauticii secolului XXI. A apărut în legătură cu cerințele din ce în ce mai stricte pentru reducerea numărului de procese tehnologice în producția de produse, extinderea intervalului de temperatură, performanța și viața activă a navelor spațiale și a vehiculelor de lansare. Se stabilesc sarcini pentru a crea noi clase de cauciucuri, etanșanti și compuși (inclusiv cauciucuri conductoare și etanșanți; cauciucuri rezistente la termo-, îngheț și agresivi; etanșanți anaerobi termo-rezistenți la agresivitate; compuși conductivi termic, care absorb energie la microunde. ). Cauciucurile conductoare și etanșanții cu caracteristici tehnice crescute de 1,5-2 ori datorită proceselor tehnologice îmbunătățite vor asigura eliminarea electricității statice din navă și vor crește durata de viață de la 5 la 10-15 ani.

Lubrifianții rezistenți la radiații sunt necesari pentru a asigura funcționarea fiabilă a unităților de frecare în diverse medii gazoase și lichide într-un interval larg de temperatură în condițiile solului și spațiului exterior timp de 10-15 ani. Unsorile sunt un mijloc universal de funcționare și de conservare pentru a proteja piesele și mașinile de influențele climatice în timpul depozitării. Lubrifianții dezvoltați trebuie să fie eficienți în orice zonă climatică și potriviți pentru depozitare pe termen lung chiar și în zone deschise.

Adeziv structural cu elasticitate crescută și emisie scăzută de gaze. În prezent, adezivii epoxi-organosiliciu rezistenți la vibrații și la impact, care sunt rezistenți la ciclul termic, sunt utilizați pe scară largă pentru fixarea elementelor panourilor solare, suporturi și alte piese și pentru efectuarea lucrărilor de reparații pe suprafețele încărcate ale tehnologiei spațiale. Dezavantajul lor semnificativ este degajarea semnificativă de gaz (până la 8%) atunci când sunt expuse la vid și la temperaturi ridicate. Produsele gazoase emise contaminează suprafețele de lucru ale dispozitivelor opto-electronice instalate pe nave spațiale și adesea determină performanța acestora. Pentru a asigura curățenia dispozitivelor (prelungind durata de viață a funcționării lor fiabile), trebuie dezvoltate materiale (inclusiv adezivi) cu o pierdere totală de masă de cel mult 1,0% și eliberare de substanțe ușor condensabile de cel mult 0,1% și utilizat pentru suprafețele exterioare ale produselor RKT.

Pentru lipirea materialelor diferite în condiții de ciclu termic și sarcini mari de vibrații și șocuri, este necesar să se utilizeze adezivi cu elasticitate crescută în combinație cu rezistență ridicată (până la 20 MPa). Adezivii conductivi sunt destinati creării de contacte electrice în cazurile în care lipirea la cald este inacceptabilă sau imposibilă - în îmbinările greu accesibile dintre pereții despărțitori ai ecranului și carcasă.

În produsele RKT, adezivii structurali conductivi cu rezistență adezivă suficientă sunt utilizați în dispozitivele sistemului de control pentru:

fixarea elementelor conductoare, instalarea circuitelor electrice ale echipamentelor radio-electronice;

ecranarea componentelor individuale în structuri de formă complexă, etanșarea electrică a unităților de asamblare.

În prezent, au apărut premisele științifice și tehnologice pentru crearea adezivilor conductivi de întărire la rece care nu conțin metale prețioase, destinati să creeze conexiuni electrice conductoare de mare încredere în dispozitivele de control ale produselor RKT, ecranarea locurilor individuale (greu accesibile pentru lipire) în structuri de formă complexă. Crearea de adezivi conductivi cu proprietăți bune de confecție va face posibilă eliminarea sarcinilor electrice statice de pe suprafața navei spațiale și, în consecință, crește fiabilitatea și durata de funcționare a elementelor echipamentelor electronice și va reduce semnificativ riscul de incendiu al produselor.

Materiale pe bază de carbon. În domeniul dezvoltării de noi materiale pe bază de carbon, dezvoltarea ulterioară va fi crearea de materiale compozite carbon-carbon, carbon-carbură, care vor găsi o largă aplicație în tehnologia rachetelor (elemente ale sistemelor de propulsie, protecție termică, fragmentare și protecție împotriva radiațiilor). ecrane, structuri radio-transparente etc. ) și cu caracteristici de performanță mai ridicate, dar și cu o creștere a costului, vor permite o reducere a greutății produselor cu 30-50%.

Tehnologii de control. În domeniul tehnologiilor de control promițătoare, este necesar să se evidențieze soluționarea cu prioritate a următoarelor probleme: controlul sistemelor spațiale distribuite multisatelit (inclusiv cele bazate pe micro și nanosateliți); dezvoltarea sistemelor de control autonom de auto-învățare bazate pe tehnologii de rețele neuronale și inteligență artificială; reducerea infrastructurii de control la sol; asigurarea siguranței utilizării spațiului cosmic în condițiile contaminării acestuia și creșterea numărului de nave spațiale desfășurate.

Analiza tendințelor de dezvoltare a instalațiilor orbitale (OS) la sfârșitul secolului XX. sugerează că pentru prima jumătate a secolului XXI. Următoarele caracteristici principale ale dezvoltării lor vor fi caracteristice. Prima caracteristică va fi asociată cu o concentrare semnificativă a eforturilor în domeniul comunicațiilor spațiale în interesul creării de sisteme de comunicații cu mai mulți sateliti pe orbită joasă. Ca exemplu în Fig. Este prezentată modificarea așteptată a numărului relativ de active orbitale pentru diferite scopuri desfășurate în spațiul apropiat. În același timp, până la mijlocul secolului XXI. Rolul de lider al comunicațiilor orbitale și al facilităților de transmisie de date desfășurate în regiunea de orbită geostaționară și al instalațiilor de navigație în regiunea de orbită medie va rămâne.

A doua tendință de conducere în dezvoltarea spațiului în prima jumătate a secolului XXI. Va exista o creștere semnificativă a numărului de active și sisteme orbitale (în principal bazate pe nave spațiale mici, precum și pe micro- și nanosateliți) care operează în regiunea spațiului apropiat.

În același timp, este de așteptat o creștere semnificativă a numărului relativ de nave spațiale mici, inclusiv nanosateliți, cu o scădere a proporției de nave spațiale mari la rezolvarea diferitelor probleme.

De menționat că dezvoltarea prioritară a tehnologiilor luate în considerare va sta la baza dezvoltării astronauticii în secolul XXI.

Transportatorii de clasă grea din țări străine includ Statele Unite, țările Agenției Spațiale Europene (ESA) și Japonia. Primele transportatoare grele au fost create de americani în 1964-1967. pentru a sprijini programul lunar Apollo. Cel mai puternic dintre ele, Saturn-5, a făcut posibilă lansarea unei sarcini utile cântărind aproximativ 120 de tone pe orbită joasă a Pământului la o altitudine de 500 km. Odată cu finalizarea programelor Apollo și Skylab...

China operează nave spațiale militare și cu dublă utilizare pentru comunicații, asistență meteorologică, teledetecție și lansează, de asemenea, nave spațiale experimentale, inclusiv cele militare. Pentru a controla aceste nave spațiale, este intenționat un NKU multipunct, unificat organizațional, operat de Asociația Chineză pentru Lansare, Urmărire, Telemetrie și Control al Navelor Spațiale. Această asociație este subordonată Comitetului pentru Știința Apărării, Tehnologia și Industria Apărării (KONTOP) al Consiliului de Stat. Compoziția NKU...

La sfârşitul anilor 1970. În țara noastră și în SUA a început sarcina dezvoltării și implementării sistemelor globale de navigație GLONASS și Navstar. Care ar fi trebuit să includă 24 de nave spațiale mari (21 principale + 3 de rezervă). O creștere semnificativă a numărului de nave spațiale din sistem a complicat semnificativ sarcina de desfășurare în intervalul de timp stabilit. În anii 1990...

Vehiculul de lansare Start-1 a fost creat de Centrul Științific și Tehnic (STC) Kompleks al Institutului de Inginerie Termică din Moscova (MIT), care este binecunoscut ca creatorul rachetelor balistice intercontinentale, inclusiv Topol ICBM (SS-25) , care a devenit prototipul new media. Vehiculul de lansare Start-1 este proiectat pentru a lansa nave spațiale mici pe orbite joase ale Pământului. Au existat deja două lansări de succes ale acestui vehicul de lansare din Cosmodromul Svobodny cu o navă spațială experimentală...

Sistemul existent de vehicule de lansare include vehicule de lansare ușoare, medii și grele, cu sediul la cosmodromul intern Plesetsk și la cosmodromul Baikonur, situate pe teritoriul Republicii Kazahstan. Tranziția instalațiilor de infrastructură spațială la jurisdicția fostelor republici ale URSS a pus o serie de probleme Rusiei: asigurarea independenței în desfășurarea activităților spațiale, și în primul rând în domeniul militar; raţional...

Complexitatea rachetelor și a obiectelor de tehnologie spațială se datorează varietății de probleme științifice, socio-economice și de apărare pe care le rezolvă. În viitor, obiectele RCT multifuncționale în capabilitățile lor se vor apropia de roboții zburători automati, iar grupurile și complexele lor de control se vor apropia de sisteme inteligente mari distribuite spațial. Astfel de sisteme pot fi reprezentate topologic sub forma unei rețele de informații inteligente în spațiu terestre. Inteligența de rețea,...

La crearea transportatorilor europeni a fost utilizat principiul îmbunătățirii treptate a sistemelor existente, care este considerat tradițional în construcția de aeronave. Acest lucru este demonstrat de diferite modificări ale vehiculului de lansare, inclusiv vehiculului de lansare Ariane-4. În schimb, greul Ariane-5 este un nou pas înainte în toate privințele, așa că acest vehicul de lansare, așa cum sugerează experții din Europa de Vest, ar trebui să devină primul model al noii serii. Cu ajutorul vehiculului de lansare Ariane-5 se are în vedere...

Administrația Națională Spațială din Japonia NASDA (NASDA) dezvoltă și operează sateliți de comunicații, teledetecție, vreme și alți sateliți cu scopuri duble. Navele spațiale științifice sunt conduse de Institutul de Cercetări Aerospațiale ISAS (ISAS). Ambele organizații au propriul centru de control al navelor spațiale și instrumente. Cu toate acestea, unele instalații de instrumentare situate în afara Japoniei par să aibă instalate instalații de la ambele organizații, care sunt utilizate în comun atunci când este necesar. Aici este NKU...

O creștere semnificativă a complexității navelor spațiale, dezvoltarea navelor spațiale de funcționare pe termen lung și cerințele ridicate de fiabilitate au adus schimbări fundamentale în metodologia de asigurare și monitorizare a fiabilității acestora. Atenția principală în asigurarea și monitorizarea fiabilității RKT a fost îndreptată spre analizarea cauzelor potențialului și a defecțiunilor care au apărut în timpul testării și dezvoltarea măsurilor eficiente pentru prevenirea acestora. Principiile de bază ale metodologiei moderne de furnizare și...

Centrul de Cercetare și Producție Spațială de Stat numit după. M.V. Hrunichev, în cadrul programului Angara, dezvoltă o serie de vehicule de lansare, al căror element cheie este crearea unui vehicul de lansare de clasă grea - un vehicul de lansare al secolului XXI. ca bază de transport a programului spațial rusesc. Lucrările de cercetare și dezvoltare privind crearea familiei de vehicule de lansare Angara se desfășoară pe baza Decretului Președintelui Federației Ruse nr. 14 din 6 ianuarie 1995 „Cu privire la crearea ...

STRUCTURI DE AVIAȚIE ȘI SPAȚIALĂ
Aici sunt discutate principalele elemente structurale (de putere) ale aeronavelor și vehiculelor aerospațiale, materialele moderne și caracteristicile importante de proiectare ale tehnologiei aerospațiale.
PRINCIPALELE CARACTERISTICI ALE DIAGRAMELOR DE PROIECTARE A AERONAVELOR
Caracteristici aerodinamice. Elementele structurale ale aeronavei trebuie să aibă o rezistență ridicată, deoarece sunt supuse unor sarcini grele în timpul zborului, aterizării și mișcării aeronavei la sol. În timp ce forma structurilor de sol fixe, cum ar fi clădirile sau podurile, poate fi determinată de proiectant din motive de rezistență și economie, proiectarea aeronavei trebuie, în plus, să satisfacă o serie de cerințe suplimentare stricte, în special cele aerodinamice. De exemplu, aripa trebuie să reziste la forțele și momentele de încovoiere și de torsiune rezultate din acțiunea forței instabile a fluxului de aer pe suprafața aripii. Un fascicul încorporat rigid poate rezista cel mai eficient la astfel de sarcini, dar un astfel de design este nepotrivit din punct de vedere al aerodinamicii, conform căruia secțiunile transversale ale aripii trebuie să fie profile subțiri, bine raționalizate. Acest exemplu ilustrează o caracteristică importantă a structurilor aeronavei, în timpul proiectării căreia, împreună cu îndeplinirea cerințelor de rezistență, este necesar să se asigure caracteristici aerodinamice ridicate.
Caracteristici de greutate. A doua trăsătură caracteristică a structurilor aerospațiale este dorința de a-și reduce greutatea la minimum posibil. În caz contrar, avionul sau racheta nu vor putea decola sau transporta sarcina utilă necesară. Din acest motiv, proiectarea și calculul structurilor aerospațiale se realizează cu atâta precizie încât este permisă doar acea greutate care este absolut necesară pentru rezistență. O astfel de greutate redusă a structurii poate fi obținută numai prin utilizarea unor elemente structurale subțiri și alungite din materiale de înaltă rezistență.
Considerații de proiectare. Astfel, cele două trăsături principale care deosebesc structurile aeronautice de structurile de inginerie de la sol sunt influența încărcărilor aerodinamice asupra formei structurii și utilizarea elementelor exclusiv ușoare alungite și cu pereți subțiri din materiale de înaltă rezistență. La diferite stadii de dezvoltare a aviației au fost propuse diverse soluții de proiectare pentru aeronave. Există o legătură evidentă între designul optim al unei aeronave și viteza acesteia. Este interesant de observat că unele decizii de proiectare luate în etapele incipiente ale dezvoltării aviației s-au dovedit a fi acceptabile pentru aeronavele moderne care zboară în același interval de viteză. Astfel, un fuzelaj sudat din tuburi de oțel a reprezentat o noutate în timpul Primului Război Mondial, care a făcut posibilă îmbunătățirea performanței aeronavelor de luptă și creșterea vitezei de zbor a acestora la 160 km/h. Astfel de modele au devenit complet nepotrivite pentru luptătorii din Al Doilea Război Mondial, care zburau cu viteze de aproximativ 640 km/h. Pe de altă parte, aeronavele sportive și personale, care au apărut mult mai târziu, ating rareori viteze care depășesc 160 km/h, iar tuburile metalice sudate au fost folosite cu succes în structurile fuselajului lor.
AVIAȚIA ÎNAINTE PRIMULUI RĂZBOI MONDIAL
De-a lungul primelor decenii de aviație, designerii au încercat să optimizeze designul aeronavelor experimentând diferite opțiuni și design. S-a dovedit că multe scheme de proiectare care au fost propuse în aplicațiile pentru invenții în anii 1930 aveau propriile lor prototipuri, care fuseseră deja propuse la începutul acestui secol, dar au fost respinse și uitate în timp. O caracteristică semnificativă comună tuturor aeronavelor construite înainte de Primul Război Mondial a fost aceea că foloseau aripi extrem de subțiri. S-a crezut atunci că ridicarea necesară poate fi atinsă doar pe suprafețe aerodinamice foarte subțiri, plate sau ușor curbate. O aripă atât de subțire, ca o placă subțire, se îndoaie chiar și sub influența unei sarcini mici. Pentru a asigura rigiditatea și rezistența necesare, aripa a fost întărită cu bretele exterioare.
Monoplan înclinat.În stadiul incipient al dezvoltării aviației, au fost utilizate cu succes două modele de aeronave - un monoplan înclinat (Fig. 1a) și un biplan (Fig. 2). Exemple de monoplane sunt aeronavele proiectate de Alberto Santos-Dumont și Louis Blériot. Biplanurile au fost proiectate de frații Wright. O analiză simplă a echilibrului forței și momentelor arată modul în care bretele și barele externe sporesc rezistența unei structuri. Pe fig. 1b arată că greutatea G a aeronavei este echilibrată de forța de ridicare Y care apare atunci când fluxul de aer curge în jurul aripii. Forța de ridicare este aplicată la o distanță d de centrul de greutate și creează un moment Yd. Acest moment trebuie să fie echilibrat de momentul forțelor de reacție, deoarece sistemul aripă-concentrație este în echilibru, așa cum se arată în Fig. 1, b. Sub acțiunea forței de ridicare, brațul inferior este tensionat, iar cel superior este slăbit. În consecință, în zbor, brațul superior nu transmite nicio forță către fuzelaj, iar forțele de reacție vor apărea doar la joncțiunea aripii cu bretele inferioare. Acestea sunt forțele H din fig. 1, b. Mărimea lor poate fi calculată din starea de echilibru pentru momente:

Din această ecuație algebrică simplă găsim mărimea forței de reacție orizontale H:

Formula (2) arată că, cu cât distanța h dintre aripă și locul unde brațul inferior este atașat de fuzelaj este mai mare, cu atât forța de reacție orizontală este mai mică. Când un avion aterizează sau coboară pe pistă, aripa are o portanță mică, deoarece este proporțională cu pătratul vitezei. În astfel de condiții, o parte din greutatea aripii trebuie să fie susținută de brațul superior, în timp ce brațul inferior este descărcat. Din acest motiv, suportul de sus se numește „aterizare” sau de întoarcere, iar brațul de jos se numește „de zbor” sau de susținere a sarcinii. O aripă subțire nu poate rezista la sarcini grele. Prin urmare, este necesar să se mărească distanța h, adică. atașați suportul de susținere lângă trenul de aterizare, iar suportul superior de stâlp, care în aceste scopuri este plasat deasupra fuzelajului.

Brace biplan. Pentru a crește distanțele verticale la atașarea bretele, a fost propus un design biplan (Fig. 2). Distanța dintre aripile superioare și inferioare ale unui biplan corespunde distanței h discutate mai sus în legătură cu proiectarea monoplanului, în timp ce d este considerată distanța dintre loncher și fuselaj. Ecuațiile (1) și (2) se aplică unui biplan, ceea ce permite o altitudine mai mare h comparativ cu un monoplan.

Materiale de aviație. Modelele primelor aeronave au folosit în principal specii de lemn durabil, cum ar fi molidul și bambusul. Exista o părere că materialele grele, cum ar fi metalele, nu erau potrivite pentru fabricarea structurilor de aeronave. Oțelul a fost folosit pentru bretele. Lemnul este, fără îndoială, un material structural excelent, absorbind cu succes sarcinile de încovoiere cu o greutate moartă mică. În acest caz, contururile exterioare ale aripii și ale fuselajului au fost obținute prin întinderea pânzei pe un cadru de lemn.
Problemă de glisare. Principalul dezavantaj al structurilor contravântuite este rezistența mare (forța de rezistență împotriva mișcării înainte a vehiculului în aer) datorită prezenței multor elemente structurale auxiliare, cum ar fi bretele, barele, roțile trenului de aterizare, arbori și amortizoare ale dispozitive de aterizare, care sunt expuse fluxului de aer. O astfel de aeronavă putea atinge o viteză maximă relativ scăzută (recordul mondial de viteză de zbor în 1910 era de doar 106 km/h).
STRUCTURILE CADRU
Pentru a crește viteza aeronavei, a fost necesar să-i schimbăm radical designul - treceți la structurile cadru. Baza unei aeronave cadru este fuselajul său, care conține cabina de pilotaj, compartimentul pentru pasageri și compartimentele de marfă. Încărcăturile mari sunt, de asemenea, transferate către fuzelaj, care acționează asupra cozii aeronavei în timpul unei manevre rapide. Setul de rezistență al structurii cadrului prezentat în Fig. 3a, este ușor și în același timp capabil să reziste la sarcini semnificative.

Fuzelaje sudate din tuburi de otel. Unele avioane timpurii aveau fuselaje cu cadru realizate din bare de molid sau bambus ținute împreună cu sârmă de oțel. Cu toate acestea, astfel de structuri nu erau suficient de puternice; Un progres semnificativ a fost structura fuzelajului sudată din tuburi de oțel, propusă în timpul Primului Război Mondial de A. Fokker. Fokker a folosit oțel moale cu un conținut de carbon mai mic de 0,12% pentru structurile aeronavelor, deoarece elementele realizate din acesta sunt ușor sudate între ele. La început, acest tip de fuzelaj a fost considerat nesigur, dar treptat a găsit o utilizare pe scară largă, iar odată cu apariția tuburilor de crom-molibden de înaltă rezistență, a fost posibilă reducerea semnificativă a greutății fuselajului.
Fuzelajuri cu conexiuni detașabile ale elementelor. Au fost dezvoltate structuri de aeronave complet diferite în Anglia, unde sudarea era considerată o metodă nesigură de îmbinare și elementele individuale ale cadrului erau conectate folosind conectori mecanici, adesea foarte pricepuți. Renunțarea la sudare a deschis britanicilor posibilități largi de a folosi aliaje de aluminiu și oțeluri înalt aliate care nu puteau fi sudate. Aceste materiale de înaltă rezistență au redus greutatea structurii aeronavei, în ciuda greutății suplimentare a articulațiilor. Principalul dezavantaj al unui fuselaj cu conexiuni detașabile de elemente a fost costul ridicat de producție, chiar dacă aeronavele au fost produse în serie mare. Producția de fuzelaje sudate din tuburi de oțel a fost mult mai ieftină.
Înveliș. Pentru a crea condiții confortabile pentru pasageri, cadrul trebuie acoperit cu înveliș. Mai mult, la începutul secolului s-a stabilit că pentru a crește viteza și a reduce rezistența la rezistență, este necesar ca suprafața exterioară a aeronavei să fie netedă. Cea mai simplă acoperire era pânza, care era întinsă peste un cadru de grinzi și apoi acoperită cu vopsea sau lac. Forma astfel obtinuta nu avea insa contururi netede: elementele exterioare ale cadrului ieseau de sub piele. Evident, cu forme atât de incomode era imposibil să se realizeze o curgere lină cu rezistență minimă. Pentru a elimina acest dezavantaj, proiectanții de aeronave de mare viteză au început să folosească un fuselaj al cadru format din cadre de formă ovală conectate la grinzi (spars) și lărgi longitudinale, așa cum se arată în Fig. 3, b. Aceste rame și stringere au conferit cadrului dreptunghiular o formă bine raționalizată. Cu toate acestea, proeminențele încă ieșeau de sub învelișul țesăturii și, pentru a le elimina, designerii au început să folosească învelișuri subțiri de placaj.
Aripi de biplan. Designul tipic al aeronavei cu cadru a fost biplanul, care a fost folosit aproape peste tot în timpul Primului Război Mondial. A fost preferată până la mijlocul anilor 1930. Piloții de vânătoare aveau o viziune negativă asupra monoplanurilor, iar argumentul lor principal era că biplanul era mai manevrabil. Într-adevăr, biplanul are o bună manevrabilitate datorită deschiderii mici a aripilor sale, drept urmare greutatea aeronavei este concentrată în apropierea fuselajului. Inginerii de aviație formulează această proprietate în mod diferit, spunând că un biplan are un mic moment de inerție. Designul tradițional al unei aripi de biplan din lemn este prezentat în Fig. 4. Conține două elemente portante principale - cârlii de aripi. Conturul exterior al aripii este format folosind elemente numite nervuri și înveliș de material textil întins peste ele. Acest design de aeronave a rămas neschimbat până în anii 1920, când industria aeronautică engleză a trecut la construcția integrală din metal. Acum slăbii au început să fie realizate din benzi de oțel înalt aliat, iar nervurile din plăci de oțel sau aluminiu prin ștanțarea profilelor necesare. Labele și nervurile au fost asamblate într-o structură de tip cadru ajurata.

Monoplan cu aripă înaltă. Monoplanurile cu aripi înalte au apărut în anii 1930 și au devenit rapid populare ca avioane personale cu două locuri și antrenori pentru a înlocui designul biplanului. Chiar și după al Doilea Război Mondial, multe avioane de acest tip aveau bretele. Acest monoplan era semnificativ diferit de predecesorul său. Aripa sa mult mai groasă este situată deasupra fuzelajului, iar barele sunt folosite în loc de bretele. Struturile pot suporta forțe mari atât la compresie, cât și la tensiune, iar o lonjerie înlocuiește o pereche de bretele. O astfel de aeronavă nu conține un număr de elemente structurale ale unui monoplan contravântuit și are o rezistență semnificativ mai mică (Fig. 5).

Monoplan cantilever. Un pas important înainte în comparație cu biplanul a fost designul monoplanului în consolă, care a găsit o utilizare pe scară largă în anii 1920 în avioanele Fokker. Pe fig. Figura 6 prezintă o diagramă schematică a aeronavei Fokker cu aripi înalte, pe care au fost stabilite multe recorduri de distanță de zbor. În legătură cu această schemă, să ne întoarcem încă o dată la ecuația (1), care exprimă egalitatea momentelor. Acum, forțele H sunt forțele de tracțiune sau de compresiune care acționează asupra flanșelor din spate, iar h este distanța dintre flanșe. Sarcina pe flanșă poate fi redusă prin creșterea distanței dintre flanșe, ceea ce necesită creșterea grosimii secțiunii aripii. Designul aripii Fokker cu o grosime relativă (raportul dintre grosimea maximă a profilului și coarda aripii) de 20% are caracteristici aerodinamice bune.

Aripa în consolă a modelului Fokker avea labele și nervuri din lemn și o piele de placaj. Foarte durabil și rigid, era încă ceva mai greu decât alte structuri similare. Într-o serie de țări, de exemplu în Anglia, Italia și Uniunea Sovietică, s-au creat aripi metalice cantilever cu lăți și nervuri din oțel și aluminiu și acoperire din țesătură. Ulterior, utilizarea pielii metalice a făcut posibilă creșterea semnificativă a rezistenței aripii. O astfel de aripă este de obicei numită o aripă cu piele de lucru. Metodele de fabricație și asamblare, precum și calculul unor astfel de structuri, diferă semnificativ de metodele utilizate pentru aripa unei structuri de cadru.
CONSTRUCȚIE MONOCOCĂ
Principiul monococ. Pe măsură ce viteza de zbor a aeronavei a crescut, problema reducerii rezistenței a devenit din ce în ce mai importantă. Un pas complet firesc a fost înlocuirea stratului de țesătură a aripii cu piele de metal realizată din foi subțiri de aliaje de aluminiu. Pielea metalică a făcut posibilă eliminarea deflexiunilor dintre nervuri și, prin urmare, reproducerea mai fidelă a formelor recomandate de aerodinamiști pe baza calculelor teoretice și a studiilor experimentale în tunelurile de vânt. În același timp, designul fuzelajului s-a schimbat. Un cadru portant dreptunghiular a fost amplasat în interiorul unei structuri de carcasă compusă din rame ușoare și stringere; Acest design a îndeplinit mai bine cerințele aerodinamice pentru forma fuselajului. La aeronavele cu un singur motor, partea din față a fuzelajului a fost, de asemenea, acoperită cu tablă pentru a reduce probabilitatea unui incendiu. Când a fost necesar să se îmbunătățească netezimea suprafeței, pielea țesăturii a fost înlocuită cu placaj sau metal pe toată lungimea fuzelajului, dar astfel de piei au devenit prohibitiv de scumpe și grele. A fost prea risipitor să crești greutatea structurii și să nu folosești proprietățile sale de rezistență sporite pentru a absorbi sarcini aerodinamice. Următorul pas era evident. Deoarece carcasa exterioară a fuzelajului devenise suficient de puternică, a devenit posibilă îndepărtarea cadrului interior. Acesta este principiul construcției monococ. Monococ este o carcasă dintr-o singură bucată, a cărei formă satisface cerințele aerodinamicii și, în același timp, este suficient de puternică pentru a absorbi și transmite sarcinile care apar în timpul zborului, aterizării și mișcării aeronavei la sol. Termenul „monococ” este un hibrid format din cuvinte grecești și franceze și tradus literal ca „cochilie dintr-o bucată”. Acest termen se aplică aripilor și fuzelajurilor în care pielea este principalul element portant. Al doilea avantaj important al designului monococă este ilustrat în Fig. 7. Secțiunea transversală a structurii cadrului, concepută pentru a găzdui două persoane în interiorul acesteia, are o formă dreptunghiulară, reprezentată printr-o linie continuă. Carcasa exterioară acoperită cu material textil a fuzelajului este prezentată cu o linie întreruptă. Conturul exterior al fuselajului monococ, care găzduiește două persoane, este reprezentat de o linie punctată. Folosind un planimetru, este ușor de stabilit că aria secțiunii transversale a unei structuri monococ este cu 33% mai mică decât pentru un fuselaj cu cadru bine raționalizat. Toate celelalte lucruri fiind egale, rezistența fuselajului este proporțională cu aria sa transversală. În consecință, designul monococă, la o primă aproximare, permite o reducere a rezistenței la rezistență cu 33% doar datorită ariei secțiunii transversale mai mici în comparație cu structura cadrului. În plus, există un câștig în ridicare datorită curgerii mai bune în jurul și netezirii suprafeței. Cu toate acestea, structurile de cadru, datorită costului lor de producție mai mic și greutății relativ mai mici, au continuat să fie folosite pentru avioanele cu viteză redusă chiar și după cel de-al Doilea Război Mondial. Structurile monococ au fost folosite pe aeronavele care zburau cu viteze de peste 320 km/h.

Monococi cu pereți subțiri. O monococă tipică cu pereți subțiri pentru o aeronavă de transport este de obicei realizată din plăci subțiri din aliaj de aluminiu, care sunt modelate pentru a se potrivi cerințelor aerodinamice. Această carcasă este întărită cu elemente portante transversale - rame și elemente portante longitudinale - bare sau stringere. (Acești termeni se referă la structura fuselajului. În structura aripii, elementele de rezistență longitudinale sunt stringere, iar cele transversale sunt nervuri.) În fig. Figura 8 arată cum este construit un fuselaj monococă tipic. (Acest design este acum numit în mod obișnuit „semi-monococă” sau „monococă întărită”, în timp ce termenul „monococă pură” sau pur și simplu „monococă” este folosit pentru învelișurile exterioare cu armătură mică sau deloc.)

Datorită dimensiunii mari a fuselajului și a sarcinilor aerodinamice relativ mici, carcasa monococă este foarte subțire (de obicei, de la 0,5 la 1,5 mm). O înveliș atât de subțire își păstrează forma dacă asupra ei acționează forțele de tracțiune, dar se deformează sub influența forțelor de compresiune sau forfecare. Pe fig. Figura 9 prezintă efectul forțelor de compresie asupra unei plăci metalice dreptunghiulare. Astfel de forțe de compresie sunt experimentate, de exemplu, de panourile metalice delimitate la margini de stringere de pe partea superioară a fuzelajului, atunci când forțele aerodinamice care acționează asupra cozii aeronavei sunt îndreptate în sus.

Conform legilor mecanicii solide, efortul critic (adică sarcina pe unitate de suprafață) la care o placă plană începe să se deformeze poate fi calculată folosind formula

Unde fcr este tensiunea critică care provoacă deformarea plăcii, E este modulul de elasticitate al materialului, t este grosimea și b este lățimea plăcii dintre suporturi (într-un proiect real aceasta este distanța dintre stringers). De exemplu, dacă un panou cu o grosime de 0,5 mm și o lățime de 150 mm este realizat din aliaj de aluminiu, atunci modulul său de elasticitate este de aproximativ 70.000 MPa. Înlocuind aceste valori în formula (3), constatăm că valoarea stresului critic la care apare deformarea pielii este de 2,8 MPa. Aceasta este semnificativ mai mică decât limita de curgere (280 MPa) și rezistența la tracțiune (440 MPa) a materialului. Materialul monococ nu va fi utilizat eficient dacă deformarea înseamnă că placa își pierde capacitatea de a susține sarcina. Din fericire, nu este cazul. Testele efectuate de Institutul Național de Standarde și Tehnologie din SUA au arătat că sarcinile aplicate pe marginea unui panou pot depăși semnificativ valoarea sarcinii critice corespunzătoare apariției flambajului, deoarece sarcina aplicată panoului este aproape complet absorbită de benzile de material de la marginile sale. Lățimea totală a acestor benzi a fost numită de T. von Karman „lățimea efectivă” a plăcii. Conform teoriei sale, sarcina finală experimentată de panou în momentul distrugerii acestuia din cauza apariției cedarii materialului în apropierea marginilor prinse poate fi calculată folosind formula

Aici P este sarcina totală care acționează asupra panoului în momentul distrugerii, t este grosimea panoului, E este modulul de elasticitate și ftek este limita de curgere a materialului (stresul la care deformația începe să crească fără crescând în continuare sarcina). Calculele folosind formulele (3) și (4) arată că sarcina critică care provoacă flambaj este cu aproximativ un ordin de mărime mai mică decât sarcina finală care provoacă distrugerea. Această concluzie trebuie luată în considerare la proiectarea unei aeronave. Utilizarea plăcilor subțiri într-o stare supercritică pentru deformare este una dintre principalele caracteristici distinctive ale structurilor monococi cu pereți subțiri. Progresele în dezvoltarea avioanelor de transport, bombardierelor și avioanelor de vânătoare în timpul celui de-al Doilea Război Mondial nu ar fi fost posibile fără a înțelege faptul că deformarea unei plăci subțiri nu provoacă distrugerea acesteia. În domeniile mai conservatoare ale mecanicii inginerești, cum ar fi proiectarea podurilor și a clădirilor, deformarea panourilor nu este permisă. Pe de altă parte, mii de avioane zboară cu unele dintre plăcile metalice în structurile lor supuse condițiilor de deformare pentru cea mai mare parte a timpului de zbor. Panourile proiectate corespunzător care suferă deformarea în zbor devin complet netede de îndată ce aeronava aterizează, iar sarcinile aerodinamice care acționează asupra structurii în zbor dispar.
Grinda cu pereți subțiri. Un alt tip de flambaj apare într-o grindă cu pereți subțiri, un element important în structurile aeronavelor. Conceptul de grinzi cu pereți subțiri este explicat în Fig. 10. Când o forță W acționează asupra capătului liber al unei grinzi cu pereți subțiri, flanșa sa superioară va fi supusă forțelor de tracțiune, iar flanșa inferioară va fi supusă forțelor de compresiune. Mărimea forțelor care acționează asupra flanșelor poate fi calculată din starea de echilibru static. Forța tăietoare creată de forța W este transmisă de-a lungul peretelui subțire al grinzii. O astfel de placă subțire își pierde stabilitatea și începe să se deformeze sub o sarcină destul de mică. Pe ea se formează pliuri diagonale, adică configurația deformarii sale este semnificativ diferită de convexitățile emisferice care apar atunci când suprafața plăcii se deformează din cauza comprimării acesteia.

G. Wagner a dezvoltat o metodă practică de calcul a tensiunilor într-o grindă cu pereți subțiri în condițiile formării de pliuri pe pereți și a demonstrat experimental că este posibil să se proiecteze o grindă cu pereți subțiri care să nu se prăbușească sub acțiunea sarcinilor de zbor. De 100 de ori mai mare decât sarcinile la care începe deformarea unui perete subțire. Deformațiile rămân elastice, iar pliurile dispar complet atunci când sarcina este îndepărtată. Datorită îndoirii întregii structuri sub sarcina prezentată în Fig. 10, flanșa superioară a grinzii este întinsă, iar cea inferioară este comprimată. Când apar pliuri, peretele subțire acționează ca un set de un număr mare de bretele diagonale, care absorb forțele de forfecare precum bretele exterioare ale unei aripi monoplane contravântuite (Fig. 1). Scopul stâlpilor verticali este de a menține distanța dintre flanșele grinzii. În anii 1930, conceptul de grinzi cu pereți subțiri a devenit utilizat pe scară largă în industria aeronautică pentru proiectarea monococilor cu pereți subțiri, în special pentru spate de aripi cu pereți de forfecare. Dispunerea elementelor structurale în monococi cu pereți subțiri. Fuzelajul monococ ideal cu pereți subțiri este format din plăci subțiri susținute de un număr mare de stringere și rame mai mult sau mai puțin uniform distribuite, așa cum se arată în fig. 8. Cu toate acestea, trebuie făcute decupaje în fuzelaj însuși pentru a găzdui ferestrele și ușile aeronavelor de pasageri sau turnulețelor de tun și trape de bombardament la aeronavele militare. În cazul deschiderilor mari, cum ar fi pe aeronavele grele concepute pentru a transporta vehicule pe șenile complet încărcate sau pe bombardierele torpiloare care transportă torpile mari în interiorul fuzelajului, concentrarea stresului în apropierea deschiderilor devine o problemă serioasă. Adesea, marginile unor astfel de decupaje sunt întărite cu lămpi puternice. La unele aeronave, este necesar să se prevadă un număr atât de mare de decupaje în fuzelaj, încât proiectantul preferă să folosească proprietățile portante ale celor patru lăți principale și să folosească stringere scurte doar ca elemente auxiliare de rezistență, deoarece elementul de rezistență la tăiere este incapabil să transmită sarcina. Datorită faptului că sarcinile acționează în principal asupra celor patru elemente structurale principale, acest tip de fuselaj este de fapt intermediar între o structură de cadru și o monococă armată. Poate fi considerat ca un monococ parțial armat. Astfel de monococi sunt mai des folosite pentru aripi decât pentru fuzelaje, deoarece aripile unei aeronave trebuie să găzduiască tren de aterizare retractabil, rezervoare de combustibil, motoare, clapete retractabile, elerone, mitraliere, tunuri și numeroase părți minore. Cele mai grave probleme cauzate de integritatea structurii monococ ranforsate sunt asociate cu amplasarea trenului de aterizare și a rezervoarelor de combustibil, deoarece aceste unități sunt situate lângă rădăcina aripii, unde structura trebuie să fie cea mai puternică. În plus, multe configurații nu permit trecerea aripii prin fuzelaj, deoarece acest spațiu este necesar pentru a găzdui echipajul, pasagerii sau motoarele. Prin urmare, în proiectarea aripii sunt utilizate două largi puternice, așa cum se face pe un monoplan cu o aripă înaltă. Spațiul dintre cele două elemente laterale poate fi utilizat pentru a găzdui unitățile și componentele menționate mai sus. În zonele aripii care nu au fante, pielea este întărită cu stringeri, care cresc și mai mult rezistența aripii. Cu toate acestea, cea mai mare parte a încărcăturii este preluată de cele două bare principale. Consolele aripilor exterioare au un design pur monococă (Fig. 11). Sarcinile sunt absorbite de carcasa și elementele de rezistență longitudinale ale consolei. Diferența dintre o țesătură verticală și un șanț este că țesătura are un element de legătură care are aceeași formă ca și celelalte stringers, în timp ce șanțul este atașat folosind flanșe mai masive.

Concept de construcție monococă cu pereți groși.În timpul celui de-al Doilea Război Mondial, viteza aeronavelor experimentale a început să se apropie de viteza sunetului, iar structurile monococi cu pereți subțiri nu mai îndeplineau cerințele crescute. Unul dintre factorii care au contribuit la creșterea vitezei de zbor a fost crearea așa-numitului. profile laminare ale aripilor care aveau rezistență foarte mică. Cu toate acestea, avantajele aripilor laminare puteau fi realizate numai dacă forma necesară a suprafeței aripii era respectată cu strictețe, iar cea mai mică perturbare a netezimii suprafeței (nituri proeminente sau adâncituri pentru nituri înfundate) anula toate avantajele profilului laminar. . Din acest motiv, monococile ranforsate cu pereți subțiri s-au dovedit nepotrivite pentru crearea de aripi cu flux laminar pentru aeronavele de mare viteză. Un alt factor care necesită o aderență precisă la forma aripii și a fuselajului aeronavelor de mare viteză este instabilitatea fluxului transonic. În fluxurile transonice, modificări foarte mici ale formei suprafeței aerodinamice pot determina o schimbare completă a modelului de curgere și apariția undelor de șoc, care duc la o creștere bruscă a forței de rezistență. Deoarece este foarte dificil să se mențină exact forma dorită a unei suprafețe realizate din plăci subțiri, a fost necesară creșterea grosimii pielii structurilor aeronavei. Un alt motiv pentru creșterea grosimii pielii a fost înălțimea insuficientă a construcției (distanța h în Fig. 6) a structurii aripii aeronavei. Profilele aripilor concepute pentru viteze mari de zbor trebuie să fie foarte subțiri (grosimea relativă maximă a aripilor pentru aeronave supersonice și rachete este de obicei mai mică de 10% din coardă). Sarcinile care acționează pe suprafețele inferioare și superioare ale unei astfel de aripi sunt foarte mari și doar pielea groasă le poate rezista.
Conceptul de sandviș. Prima structură cu pereți groși care a folosit conceptul sandwich a fost pielea avionului de luptă Havilland Mosquito. În acest design, spațiul dintre două piei subțiri și puternice (straturi portante) este umplut cu un material mult mai ușor; un astfel de panou compozit poate rezista la sarcini de încovoiere mai mari decât două piese portante fără miez îmbinat între ele. În plus, această structură cu mai multe straturi rămâne ușoară, deoarece miezul are o densitate scăzută. Un exemplu de structură ușoară multistrat care are o rezistență crescută este cartonul de ambalare, în care există un strat de hârtie ondulată între două foi exterioare de carton. Cartonul multistrat are o rigiditate și o rezistență mai mare la îndoire decât o foaie de carton de aceeași greutate. Un factor important care previne deformarea suprafeței este capacitatea panoului de a rezista la sarcini de încovoiere. Pielele multistrat cu pereți groși, cu rigiditate crescută la îndoire, previn deformarea suprafeței în timpul situațiilor normale de zbor și ajută la menținerea formei netede a aripii și a suprafețelor fuselajului. Straturile portante sunt conectate la stratul central cu ajutorul adezivului. Nu se utilizează nituire și aceasta asigură o suprafață netedă. Metode de producere a structurilor multistrat. Se folosesc mai multe metode pentru a produce elemente ale structurilor multistrat de formă complexă. Una dintre ele este explicată în Fig. 12. Se realizeaza o matrita care reproduce cu acuratete forma dorita a elementului multistrat. Straturile structurii multistrat sunt lubrifiate cu adeziv sintetic și plasate într-o matriță. Carcasa structurii multistrat este acoperită cu o carcasă dintr-un material etanș, cum ar fi cauciucul durabil, iar matrița este închisă etanș cu un capac. Aburul fierbinte este pompat în carcasă sub presiune, iar sub influența temperaturii ridicate și a presiunii uniforme a aburului, adezivul se întărește și conectează în mod fiabil straturile portante cu umplutura. Această tehnologie de formare poate fi utilizată pentru a produce elemente structurale de forme complexe cu pereți curbați de grosime variabilă.

În timpul celui de-al Doilea Război Mondial, adezivii sintetici și tehnologia de lipire a straturilor au găsit o utilizare pe scară largă în industria aeronautică. Această tehnologie a furnizat conexiuni durabile între materiale diferite, cum ar fi lemnul și metalele, și a făcut posibilă producerea ieftină a pielii cu suprafețe netede.
Distrugerea unei structuri multistrat. Ca și în cazul structurilor cadru și al monococilor cu pereți subțiri, defecțiunea unei structuri sandwich începe pe partea care este supusă compresiunii. Datorită grosimii mari a panoului sandwich, forța de compresiune care provoacă flambaj și deformare este semnificativ mai mare decât valoarea la care apar pentru prima dată semnele de deformare pe suprafața monococilor armate cu pereți subțiri. Raportul acestor valori poate ajunge la 20 sau chiar 50. Cu toate acestea, trebuie amintit că monococile cu pereți subțiri pot funcționa sub sarcini mult mai mari decât sarcina critică pentru apariția deformării, în timp ce deformarea suprafeței unui multistrat. pielea provoacă întotdeauna distrugerea acestuia din urmă. Sarcina critică care provoacă flambajul unei carcase cu mai multe straturi poate fi estimată folosind metode de proiectare a plăcilor omogene și a carcasei cu un singur strat. Cu toate acestea, rezistența relativ mică la forfecare a materialului agregat ușor reduce considerabil magnitudinea tensiunii critice și acest efect nu poate fi neglijat. Pierderea stabilității unei structuri cu mai multe straturi duce de obicei la deformarea sau încrețirea suprafeței carcaselor subțiri portante. Pe fig. Figura 13 prezintă două tipuri de instabilitate: umflarea simetrică și înclinarea. Umflarea simetrică apare în cazul unei grosimi mari a stratului cu umplutură, iar distorsiunea apare în cazul unei grosimi mici a unui astfel de strat.

Tensiunea critică care provoacă pierderea stabilității unei structuri multistrat, însoțită de apariția ambelor forme de deformare a suprafeței, poate fi determinată prin formula

Unde fcr este valoarea critică a tensiunii pentru straturile portante, Ef este modulul elastic al materialului stratului portant, Ec este modulul elastic al materialului de umplutură, Gc este modulul de forfecare al materialului de umplutură. Ca exemplu, luați în considerare o structură multistrat cu straturi portante din aliaj de aluminiu și un miez poros din fibră de acetat de celuloză. Modulul de elasticitate al aliajului de aluminiu este de aproximativ 70.000 MPa, în timp ce pentru materialul de bază este de 28 MPa. Modulul de forfecare pentru materialul agregat este de 14 MPa. Înlocuind aceste valori în formula (5), constatăm că valoarea critică a tensiunii pentru flambaj este de 150 MPa. Rețineți că relația (5) nu include caracteristicile geometrice ale panoului. În consecință, solicitarea critică nu depinde de grosimile straturilor portante și ale stratului cu umplutură. Singura modalitate de a crește capacitatea portantă a unei structuri în ceea ce privește deformarea este utilizarea materialelor de umplutură cu proprietăți mecanice mai bune.
Alte tipuri de scoici cu pereți groși. După cel de-al Doilea Război Mondial, au fost dezvoltate și puse în producție diverse modificări ale construcției originale sandwich descrise mai sus. Pe fig. 14 prezintă o structură de fagure. În el, stratul intermediar este o umplutură de tip fagure (celular). Pe fig. Figura 15 prezintă un alt tip de construcție tip sandwich în care miezul este din aluminiu ondulat. Această construcție, similară cartonului de ambalare, este foarte rigidă și stabilă, dar banda ondulată nu trebuie conectată la carcasele portante folosind nituri.

În alte modele, pielea și stratul care îi sporește rigiditatea sunt rulate și modelate în secțiunea transversală a unei aripi sau fuselaj. În sfârșit, pentru aripile foarte încărcate, foarte subțiri, s-a stabilit producția de coji cu grosime variabilă din aliaj de aluminiu durabil, cu grosimi maxime de aproximativ 19 mm. Astfel de piei puternice fac posibilă producerea unei aripi care își păstrează forma chiar și fără coaste numai datorită rigidității pielii în sine, întărită de trei sau patru pereți de forfecare sprijiniți pe lonci.
Avioane supersonice, vehicule spațiale și rachete balistice
Dezvoltarea tehnologiei aerospațiale se caracterizează printr-o tendință constantă de creștere a raportului tracțiune-greutate (raportul tracțiune-greutate este raportul dintre forța centralei aeronavei și greutatea acesteia). Pentru aeronavele cu decolare și aterizare pe verticală, această valoare depășește unu. Sistemul de propulsie al unei rachete balistice trebuie să producă o forță care depășește cu mult greutatea rachetei pentru a o ridica de pe rampa de lansare, a o accelera și a o plasa pe traiectoria dorită. Creșterea continuă a raportului tracțiune-greutate și a vitezelor de zbor a dus la apariția unor avioane care sunt din ce în ce mai puțin dependente de forțele aerodinamice create de aripă. Dimensiunea aripilor a început să scadă (sunt complet absente pe rachetele balistice). Cu toate acestea, aeronavele care planează lansate în spațiul cosmic cu ajutorul amplificatoarelor trebuie să aibă aripi pentru a se întoarce pe pământ. Aripile și stabilizatoarele pentru aeronavele supersonice sunt mai mici decât cele ale aeronavelor subsonice, nu numai în zonă; sunt si mai subtiri si au mai putina alungire. Aripile și suprafețele de coadă ale aeronavelor supersonice au formă măturată sau triunghiulară. Grosimea pielii unor astfel de aripi este mult mai mare decât cea a aripilor aeronavelor subsonice.
Exemple de scoici cu pereți subțiri. Reducerea greutății este o prioritate de top în proiectarea navelor spațiale. Multe progrese în domeniul creării de scoici cu pereți subțiri își datorează originea acestei cerințe. Exemple tipice ale acestui design sunt vehiculul de lansare lichid Atlas și designul rachetei solide. O carcasă monococă supraalimentată specială a fost creată pentru Atlas. O rachetă cu un motor cu propulsor solid este produsă prin înfășurarea unui filament de sticlă în jurul unui dorn în formă de încărcătură solidă de propulsie și impregnarea stratului de rană cu o rășină specială, care se întărește după vulcanizare. Cu această tehnologie, atât carcasa de susținere a aeronavei, cât și motorul rachetei cu o duză sunt obținute simultan. Navele spațiale de reintrare au fost proiectate cu o carcasă conică, care a fost acoperită cu un strat de material termoprotector care a fost supus ablației la temperaturi ridicate (conceptul de răcire cu ajutorul unui strat antrenat). Datorită forțelor gravitaționale scăzute din spațiu și pe Lună, au fost create structuri unice. De exemplu, carcasa modulului lunar conține panouri care nu se deformează pe Lună, dar s-ar deforma sub propria greutate pe Pământ.
Vezi si EXPLORAREA ȘI UTILIZAREA SPAȚIULUI; RACHETA.
MATERIALE AEROSPAȚIALĂ
Multe materiale își pierd rezistența la temperaturile ridicate care apar în zborul supersonic. Prin urmare, materialele ușoare rezistente la căldură prezintă un interes deosebit pentru aeronavele aerospațiale. Până la sfârșitul anilor 1950, principalele materiale de aviație pentru aeronavele care se deplasează cu numere Mach de cel mult doi (numărul Mach este raportul dintre viteza de zbor și viteza sunetului) erau aliajele de aluminiu și oțelurile. Titanul a devenit disponibil din punct de vedere economic la începutul anilor 1960, iar aliajele sale au fost folosite în structurile aeronavelor până la Mach 3. Superaliajele metalice și materialele sub formă de pulbere au fost create prin sinterizarea pulberilor de siliciu sau carbură de litiu cu aluminiu sau titan. Au fost create și materiale compozite în care o bază din plastic (polimer) este întărită cu fibre de sticlă, Kevlar sau carbon. Materialele compozite sunt utilizate pe scară largă în construcția de aeronave și în tehnologia spațială datorită greutății și caracteristicilor mecanice bune, care fac posibilă crearea de structuri ușoare și durabile, care pot funcționa și la temperaturi ridicate.
Vezi si ALIAJE; PLASTICE.
STRUCTURI AEROSPAȚIALE
Avioane de transport și vânătoare. Aspectul tipic al unei aeronave de transport moderne constă dintr-un fuselaj monococă întărit cu aripi duble și elemente de coadă duble. Structurile aeronavelor folosesc în principal aliaje de aluminiu, dar sunt folosite și alte materiale pentru elemente structurale individuale. Astfel, părțile de rădăcină a aripii cu încărcare puternică pot fi realizate din aliaj de titan, iar suprafețele de control pot fi realizate dintr-un material compozit cu fire de poliamidă sau sticlă. Materialele grafit-epoxidice sunt utilizate pe suprafețele de coadă ale unor aeronave. Designul unui avion de luptă modern întruchipează cele mai recente realizări în domeniul construcției de avioane. Pe fig. Figura 16 prezintă designul unei aeronave de luptă tipice cu o aripă deltă cu mai multe spate și un fuselaj monococă întărit. Elementele individuale ale aripii și cozii acestei aeronave sunt realizate din materiale compozite.

Orez. 16. F-15C IGL de la McDonnell-Douglas este o aeronavă de luptă aflată în serviciu cu Forțele Aeriene ale SUA și aliații săi. Are două motoare turborreactor cu bypass forțat de la Pratt-Whitney și dezvoltă o turație maximă corespunzătoare M = 2,5. Armamentul său constă dintr-un tun de 20 mm, rachete aer-aer ghidate și rachete de avioane neghidate. Raza de zbor folosind rezervoare externe de combustibil este de 5470 km. 1 - radomul din fibră de sticlă al antenei stației radar; 2 - statie radar Doppler; 3 - antena radio si antena radar; 4 - pereți etanși; 5 - compartiment echipament electronic; 6 - receptor indicator viteză; 7 - copertina cockpit; 8 - parbriz; 9 - scaunul pilotului; 10 - indicator de proiectie de zbor; 11 - bord; 12 - maner de control; 13 - pedale de cârmă; 14 - panou de control lateral; 15 - lumini laterale; 16 - compartimente inferioare echipamente; 17 - mijloace de protecție antielectronice; 18 - lift carlinga; 19 - aparat de aer conditionat; 20 - sasiu; 21 - admisie aer motor; 22 - propulsoare hidraulice; tun și muniție Vulcan calibrul 23 - 20 mm; 24 - Rachetă ghidată aer-aer Sparrow; 25 - frana cu aer; 26 - rezervoare de combustibil; 27 - canal de admisie aer; 28 - montaj pentru sistemul de alimentare cu aer; 29 - sistem de conducte de alimentare cu combustibil; 30 - carene; 31 - elerone; 32 - clapete; 33 - lămpi; 34 - conexiuni pini; 35 - nervuri ale aripilor; 36 - panouri de piele cu aripi cu stringere; 37 - structuri de tip fagure; 38 - cârlig de aterizare pentru prinderea cablului de oprire; 39 - compartimentele echipamentelor sistemului de aer; 40 - motoare bypass turboreactor; 41 - compresor; 42 - unitate de putere auxiliară (starter); 43 - cutie de viteze; 44 - rame de montaj motor; 45 - camera de ardere post-ardere; 46 - compartiment motor cu rame inelare și stringere din titan; 47 - carcasa din titan; 48 - duze de post-ardere; 49 - unitate de montaj stabilizator; 50 - panouri de înveliș din fibră de bor; 51 - stâlp pentru agățarea încărcăturii în partea cantilever a aripii; 52 - stâlp pentru agățarea încărcăturii la rădăcina aripii; 53 - suport pentru bombe; 54 - bombe; 55 - Rachetă aer-aer Sidewinder; 56 - rezervor extern de combustibil.

Nava spațială „Navetă”. Naveta spațială orbitală este capabilă să zboare în atmosfera Pământului la viteze hipersonice. Aripile dispozitivului au un cadru multi-spar; Carlinga monococă ranforsată, ca și aripile, este realizată din aliaj de aluminiu. Ușile compartimentului de marfă sunt realizate din material compozit grafit-epoxi. Protecția termică a dispozitivului este asigurată de câteva mii de plăci ceramice ușoare, care acoperă părți ale suprafeței expuse la fluxuri mari de căldură.
Vezi si Zboruri spațiale cu pilot; NAVA SPATIALA "SHUTTLE". Stații spațiale. Nava spațială orbitală ar trebui să fie folosită pentru instalarea de stații spațiale pe termen lung. Experiența dobândită din operarea stației spațiale orbitale rusești Mir este folosită pentru dezvoltarea stației spațiale internaționale Freedom. Inginerii proiectanți rezolvă problema lansării blocurilor și elementelor structurale ale unei stații orbitale pe termen lung, cu asamblarea ulterioară a acesteia în spațiu.
Wikipedia, Enciclopedia lui Collier

O aeronavă sprijinită în zbor de aripi și propulsată de o centrală electrică. Avioanele, controlate de un pilot (sau piloți), transportă o sarcină utilă, de ex. marfă, pasageri, arme sau echipamente speciale, cum ar fi... Enciclopedia Collier

O aeronavă nemotorizată care este mai grea decât aerul. Planorul este ținut în aer prin echilibrarea forței gravitaționale în jos cu forța de ridicare creată de curenții de aer ascendenți. Există două moduri de zbor de planoare: planificare... ... Enciclopedia Collier

SUBGRUPA IVB. FAMILIA TITANIULUI TITANIUL, ZIRCONIUL, HAFNIUL Metalele de tranziție includ și elemente din familia titanului Ti, Zr și Hf, care se disting prin similitudinea lor uimitoare în proprietăți. Ultimele două elemente (Zr și Hf) sunt deosebit de apropiate ca proprietăți.… … Enciclopedia Collier

Folosim cookie-uri pentru cea mai buna prezentare a site-ului nostru. Continuând să utilizați acest site, sunteți de acord cu aceasta. Bine