Типовая структура массово-центровочной сводки системы спасения

Таблица 3

		Мi, кг	Хi, м
1	Каркас
1.1	приборно-агрегатный отсек
1.2	крыло с приводами
1.3	горизонтальное оперение с приводами
1.4	вертикальное оперение с приводами
1.5	основное шасси
1.6	носовое шасси
1.7	Обтекатели
1.8	теплозащита корпуса
2	Оборудование
2.1	воздушно-реактивная двигательная установка
2.2	основной топливный бак ВРДУ
2.3	расходный топливный бак ВРДУ
2.4	реактивная система управления
2.5	турбогенератор с топливом
2.6	гидросистема с гидрожижкостью
2.7	система энергопитания
2.8	система распределения энергии
2.9	комплекс автономного управления КРБ
2.10	бортовой измерительный комплекс
2.11	тормозной парашют
3	Рабочие жидкости и газы
3.1	топливо ВРДУ в основном баке
3.2	топливо ВРДУ в расходном баке
3.3	топливо РСУ и газы наддува
4	Конструкторский запас
	Система спасения

Сравнение схемы теплового нагружения КРБ и наиболее близкого к нему по режимам движения ЛА - орбитального корабля (ОК) МТКС – показывает, что они существенно различаются, поскольку максимальная скорость полета КРБ, определяющая величину конвективного удельного теплового потока (пропорционального кубу скорости), в 3.5-4 раза ниже, а продолжительность воздействия теплового потока ( >10 ккал/м² с) не превышает 1,5-2 минут. В связи с чем вклад теплозащитного покрытия (ТЗП) в массовую сводку КРБ значительно меньше, чем у ОК, причем значительная часть поверхности не нуждается в наличии специального покрытия, защищающего конструкцию КРБ. Эти особенности термодинамики значительно расширяют количество возможных вариантов конструктивного исполнения ТЗП КРБ, в частности, за счет рационального использования неохлаждаемых конструкций, теплопоглощающих покрытий и систем активного охлаждения наиболее теплонапряженных участков.

С другой стороны, схема теплового нагружения КРБ принципиально отличается и от расчетных режимов, под которые проектируются конструкции самолетов и беспилотных ЛА с высокой сверхзвуковой скоростью полета. Для последних характерен установившийся крейсерский полет, сопровождающийся прогревом не только обшивки, но и силовых элементов конструкции, вследствие чего аэродинамические поверхности самолетов на углеводородном топливе проектируются, как правило, в виде «горячих» конструкций.

Таким образом, вследствие особенностей режимов движения КРБ на начальном участке маневра возврата, одним из наиболее сложных аспектов доводки аэродинамической схемы КРБ и конструкции его теплозащиты является не столько выбор варианта ТЗП, сколько борьба с локальными высокотемпературными зонами, образующимися вследствие взаимодействия с крылом и оперением ударных волн и отрывных течений, а также прогревом корпуса КРБ на больших углах атаки. Типичным примером такой зоны является появление высокотемпературной области пересечения головного скачка, генерируемого передним отсеком корпуса, с крылом.

Из приведенного анализа траектории полета КРБ следует, что путем соответствующей доводки аэродинамической схемы и режимов движения имеется принципиальная возможность обеспечить режим нагружения силовых элементов конструкции КРБ в части нормальной перегрузки и скоростного напора (за исключением удельных тепловых потоков) на уровне дозвуковых транспортных самолетов. Это позволяет в процессе синтеза облика КРБ использовать методики весового проектирования самолетов при соответствующем учете особенностей его тепловых режимов.

На этапах предварительного и эскизного проектирования расчет массы отдельных систем и агрегатов планера и ДУ целесообразно проводить с использованием полуэмпирических формул, полученных путем статистической обработки большого количества существующих проектов, изложенных в методической литературе по проектированию самолётов. При выводе формул используется методический подход, основанный на декомпозиции установочной массы агрегата, фигурирующей в весовой сводке, на массу силовых элементов, воспринимающих внешние нагрузки и массу вспомогательных элементов, обеспечивающих его установку на ЛА и функционирование.

Методика расчёта массы агрегатов системы спасения реализуется следующим образом..

1. Проектируется одноразовая РН с массовыми характеристиками, обеспечивающими выведение ПН заданной массы не опорную орбиту. Для этого заполняется обобщённая таблица с массовыми характеристиками РН (табл.2), используемая для баллистических расчётов. Масса конструкции первой и второй ступеней рассчитывается в функции произвольно назначенного рабочего запаса по статистическим зависимостям (см. п.1.2.4), при этом масса первой ступени, в качестве которой используется КРБ, увеличивается за счёт дополнительных агрегатов системы спасения на 75-70 %,  по сравнению с одноразовой ступени с тем же рабочим запасом топлива. По результатам баллистических расчётов уточняются рабочие запасы топлива с учётом ограничений на параметры отделения КРБ (см.п. 1.2). При этом аэродинамические характеристики одноразовой РН, используемые при проведении баллистических расчётов участка выведения первой ступени, корректируются за счёт наличия аэродинамических поверхностей в сторону увеличения коэффициента силы лобового сопротивления ≈ на 30-40 %, а коэффициента подъёмной силы ≈ на 10-20 %, Таким образом, по результатам баллистических расчётов определяются лимитные массы одноразовой ступени и массы её системы спасения. Далее масса одноразовой ступени уточняется по методике изложенной в п.1.2. и в случае значительного несовпадения расчётной и фактических масс проводятся повторные баллистические расчёты.  

 

2. Разрабатывается облик и объёмная компоновка КРБ (рис.7) и определяются габариты и схемы расположения систем и агрегатов. В качестве основы для компоновки систем и агрегатов КРБ используется спроектированная выше одноразовая ступень РН, являющаяся корпусом КРБ. Облик КРБ формируется руководствуясь требованиями со стороны самолётной аэродинамики, в первую очередь в части центровки КРБ, центр масс которого на участках манёвра возврата и крейсерского полёта должен располагаться ≈ на 25 % средней аэродинамической хорды крыла (Всах).

Рис.7 Типовая компоновка корпуса КРБ

 

3. Используя компоновку КРБ проводится укрупненный весовой расчет установочной массы агрегатов. Расчёт начинается с определения массы крыла и включает выполнение следующих операций:

-расчет массы силовых элементов (обшивки, продольного и поперечного набора);

-расчет массы вспомогательных элементов (теплозащиты, взлетно-посадочной механизации, узлов подвески, технологических разъемов);

-определение суммарной массы агрегата и установочных коэффициентов для учета дополнительных элементов, обеспечивающих сборку агрегата и его функционирование в составе ЛА;

-расчет установочной массы агрегата.

В методике расчета массы агрегатов системы спасения КРБ используются следующие условные обозначения:

 - коэффициент расчетной перегрузки ( = );

 - расчетная масса КРБ;

-полная расчетная площадь крыла и площадь его трапециевидной части;

 - расчетный размах крыла ( = ;

 - удлинение, сужение и стреловидность по 1/4 хорд;

 - угол стреловидности по линии хорд;

-относительная толщина профиля по потоку в корне трапециевидной части крыла;

 - коэффициент разгрузки крыла у борта;

 - площадь и расчетный размах закрылка (  ;

 - относительная толщина и угол стреловидности закрылка в убранном положении;

 - угол отклонения закрылка в выпущенном положении;

- скорость полета (км/ч) при выпуске закрылка на максимальный угол;

Для расчета массы силовых элементов крыла и закрылков умеренного и большого удлинения используется формула Торенбика

 

 ,                                                                                                                                     (15)

где  - коэффициенты, учитывающие массу дополнительного материала и сужение крыла в плане ;

-коэффициент, учитывающий влияние схемы крыла (для свободнонесущих крыльев =1);

-коэффициент, учитывающий влияние расположения шасси (шасси крепятся на крыле =1, шасси на крыле отсутствуют =0.95);

- масса крыла, найденная в первом приближении;

-коэффициент, учитывающий тип и схему расположения двигателей (2 двигателя на крыле =0.95, 4 двигателя на крыле =1.00, двигателей на крыле нет =1.05).

Масса закрылков без приводов рассчитывается по формуле

, (16)

где  - коэффициент, учитывающий сложность конструкции и кинематические схемы закрылка и имеющий значения. Как показывает анализ с учётом тепловых ограничений на КРБ могут использоваться простейшие варианты поворотного закрылка (Ккз=1.0)..

Одним из факторов, увеличивающих суммарную массу крыла, является наличие технологических разъемов. Получаемое за счет этого приращение массы определяется формулой

                   (17)

где  = относительная координата разъема (для парных разъемов  удваивается);

 = площадь силового набора в плоскости разъема ().

После определения массы силовых и вспомогательных элементов рассчитывается установочная масса крыла

,                   (18)

где  - установочный коэффициент, значение которого зависит от типа агрегата и вида сочленения (табл. 4).

4. Рассчитываются массы горизонтального и вертикального оперения с помощью  упрощенных формул Хоуви

 

;                                                                 (19)

,                                                                 (20)

где  - площади горизонтального и вертикального оперения;

-максимальная расчетная (индикаторная) скорость пикирования (), км/ч;

-коэффициент, учитывающий схему оперения и имеющий следующие значения:  (оперение нормальной схемы), (оперение Т-образной схемы).

Установочный коэффициент

Таблица 4

вид сочленения	механизмы управления
	не учтены	учтены
крыло-корпус	1.12-1.13	-
поворотное крыло-корпус	-	1.15-1.25
оперение-корпус	1.20-1.45	-
цельноповоротное оперение-корпус	1.35-1.40	-
главное шасси-крыло	1.20-1.30	1.40-1.50
главное шасси-корпус	1.35-1.45	1.55-1.65
носовое шасси-корпус	1.25-1.65	1.50-1.90
ВРД-крыло (корпус)	1.03-1.05	-
элероны-крыло	1.15-1.35	-
простые закрылки-крыло	1.25-1.45	1.65-1.70
закрылки Фаулера-крыло	1.40-1.55	1.85-1.90

 

5. Определяются масса теплозащитного покрытия (ТЗП) или лимиты дополнительной массы, расходуемой на изготовление конструкции КРБ из теплостойких материалов. Расчёты начинается с анализа  схемы теплового нагружения КРБ (распределения удельных тепловых потоков) на участке манёвра возврата, который проводится с использованием тепловой модели КРБ и параметров траектории (угол атаки, число Маха, плотность атмосферы),. Затем поверхность КРБ аппроксимируется простейшими плоскими панелями. Предполагается, что в пределах панели поверхностная плотность ТЗП или её конструктивное исполнение остаются постоянными. Поверхностная плотность ТЗП определяется в зависимости от величины удельного теплового потока (температуры) по графикам приведенным на рис. 8.

Для контроля масса ТЗП должна рассчитываться и по суммарному тепловому потоку, подведенному к расчетной точке за время полета. Выбор критерия расчета массы ТЗП проводится на основе предположения о том, что удельный тепловой поток или суммарное количество подведенного тепла зависит главным образом от параметров траектории и варианта исполнения ТЗП. При крутых траекториях входа, критичными являются предельная величина и интенсивность нарастания теплового потока, влияющая на термические напряжения в конструкции.

Для пологих траекторий планирующих гиперзвуковых ЛА, реализующих, режим квазистационарного планирования, определяющим становится суммарное количество подведенного тепла и эффекты, связанные с продолжительностью воздействия высоких температур на конструкцию ЛА, а также прогревом ТЗП и переизлучением тепла внутрь, приводящим к снижению прочности силовых элементов конструкции. Одним из вариантов исполнения аэродинамических поверхностей является применение теплопоглощающей или «горячей» конструкции, предусматривающей изготовление обшивки и силовых элементов конструкции из термостойких материалов и нанесение ТЗП только на отдельные, наиболее теплонапряженные участки поверхности, преимущественно передние кромки.

Основное отличие методики расчета теплозащиты при использовании «горячей» конструкции заключается в том, что определение поверхностной плотности ТЗП заменяется вычислением (например, с помощью статистических или графических зависимостей типа представленных на рис.8 и 9) поправочных коэффициентов в весовых формулах, полученных для расчета “холодных” конструкций. Эти коэффициенты учитывают увеличение массы агрегата в результате применения жаропрочных и, как правило, более тяжелых конструкционных материалов, а также изменение их свойств при нагреве.

В общем случае при расчете “горячей” конструкции приходится учитывать продолжительность воздействия тепловых потоков. Заметим, что на прогрев толстостенных силовых элементов затрачивается определенное время, в течении которого конструкция может сохранять свою прочность без применения специальных мер для ее теплозащиты. Поэтому, при использовании КРБ со скоростями разделения менее 2100-2000 м/с и незначительным временем воздействия экстремальных тепловых потоков (не более 60-100с), интерес могут представлять и теплопоглощающие конструкции, аккумулирующие тепло в период максимального нагрева.

В целом, как показывает сравнение массовых сводок конструкции орбитального корабля и КРБ, относительный вклад ТЗП у последнего уменьшается в 4-4.5 раза (с 12.5-14.5 % до 3.0-3.5%), что до некоторой степени компенсирует влияние погрешностей расчета системы теплозащиты по приближенной методике на точность расчета суммарной массы системы спасения.

Рис.8  Зависимости поверхностных плотностей «горячей» конструкции и теплозащиты для «холодной» конструкции от величины удельного теплового потока

 

6. Рассчитывается масса шасси. При расчете весь агрегат подразделяется на следующие основные элементы: амортизационные стойки, оси или тележки, колеса и створки.

Суммарная масса главных опор шасси рассчитывается по формулам Шейнина:

,                                                              (21)

где  - коэффициент, учитывающий влияние посадочной массы  и определяемый как

;                                                               (22)

 - расчетная посадочная масса ();

 - коэффициент, учитывающий весовую эффективность шасси в зависимости от числа стоек () и имеющий следующие значения: =2 =1.0, =3 =1.1, =4 =1.15;

 - коэффициент, учитывающий свойства применяемых материалов (исходный материал – сталь 30ХГСНА =1.0).

 

Рис.9  Влияние установившейся температуры на изменение индекса массы конструкции и зависимость изменения температуры внутренней стенки от продолжительности воздействия теплового потока

 

Если часть конструкции предполагается изготовить из более прочного материала, доля которого в суммарной массе равна , то коэффициент определяется как

.                                    (23)

Масса стойки и тележки рассчитывается по следующим формулам

 

;                                                         (24)

,                                                                 (25)

 

где  - коэффициент, зависящий от схемы главных стоек шасси (табл.5).

- коэффициент весового совершенства (для изделия первого поколения =1.00; для второго и третьего 0.97 и 0.94 соответственно);

- коэффициент распределения нагрузки на стойку шасси

;

где - величина относительной нагрузки на носовую стойку шасси ();

- габаритная высота стойки без усадки амортизатора (расстояние от оси вращения колеса до оси поворота стойки);

 - диаметр колеса;

 - показатель степени, учитывающий нелинейную зависимость между длиной стойки и ее массой при >2.0 .