Введение к работе
Актуальность работы. В последние годы разработка гиперзвуковых технологий (аэродинамика, двигатель, жаропрочные материалы и конструкции), создание самолетов и ракет, летающих на больших сверх- и гиперзвуковых скоростях, стали одним из приоритетных направлений научно-технического соревнования развитых стран, включая Россию, определяющих их политический, экономический и оборонный потенциал на последующие десятилетия.
Основными особенностями, требующими учета при проектировании и расчете прочности высокотемпературной авиационной конструкции, являются неравномерный и нестационарный нагрев и связанные с ним переменные температурные поля, деформации и напряжения, ухудшение механических свойств и ползучесть материалов, температурное выпучивание, падение характеристик прочности и жесткости элементов и несущей способности конструкции в целом. Существенной, по сравнению с традиционными методами статической прочности, становится необходимость решения задач по времени и учета нелинейных эффектов, в том числе, при циклическом нагреве и нагружении. Наряду с этим проблема усложняется такими особенностями высокотемпературных авиационных конструкций как тонкостенность и сложный составной характер, а также необходимость специальных конструктивных мероприятий по термокомпенсациям и температурной развязке элементов. Разработка и оценка эффективности этих мер, а также выработка рекомендаций по рациональным параметрам и доводке конструкции, требуют комплексного теплопрочностного анализа, учитывающего влияние параметров конструкции на температурные поля в ней и, далее, на характеристики прочности. Методики теплопрочностного расчета должны быть комплексными, с максимальным согласованием методов и расчетных схем теплового и прочностного расчета, общей и местной прочности.
Наряду с этим ощущается необходимость в инженерных критериях, приближенных решениях и эмпирических зависимостях, позволяющих делать оценки теплопрочностных эффектов, выявлять общие закономерности, сужать область поиска рациональных конструктивных решений на ранних стадиях проектирования.
Актуальность проблем тепловой прочности растет по мере роста рабочих температур, т.е. в первую очередь при увеличении скоростей полета и интенсивности нагрева, а сложность их решения возрастает еще и при увеличении размеров, степени неравномерности нагрева, нагруженности и длительности использования конструкции. Основное внимание в работе уделено силовым металлическим конструкциям, работающим в диапазоне температур 300С< Т <1000 С с темпами нагрева до 50 град/с, соответствующим продвижению ЛА на большие сверхзвуковые (число Маха М=3 + 5) и умеренно гиперзвуковые (М=5 + 8) скорости полета.
Диссертация является обобщением цикла работ по вышеизложенным проблемам, выполненных автором, а также его аспирантами при непосредственном участии и научном руководстве автора.
Цель диссертации. Разработка, обоснование и внедрение новых эффективных методов комплексного теплопрочностного расчета высокотемпературных авиационных конструкций, формирование научно-технического задела для создания конструкций перспективных гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА).
Научная новизна основных положений, методов и результатов, вынесенных на защиту, состоит в следующем:
Показано значительное влияние внутреннего лучистого теплообмена на температурные поля и напряжения высокотемпературных конструкций ЛА, получены основные критерии и нелинейные интегро-дифференциальные уравнения, описывающие связанную задачу теплопроводности и излучения в таких конструкциях.
Разработаны высокоточные конечно-элементные методы и экономичные вычислительные алгоритмы определения нестационарных температурных полей в сложных тонкостенных конструкциях при наличии лучистого теплообмена, с учетом контактных термических сопротивлений и зависимости свойств материалов от температуры.
Развиты понятия эффективных теплофизических характеристик (теплоемкость, теплопроводность, излучательная способность) регулярно подкрепленных и многослойных конструкций, получены аналитические решения для величин указанных характеристик в зависимости от температуры при цилиндрическом заполнителе и подкреплении.
Выявлена значительная роль темпа нагрева по времени и регулярных тепловых режимов в температурном и напряженном состоянии «горячих» конструкций, даны точные выражения для температурных перепадов и напряжений в односторонне нагреваемых подкрепленных панелях на регулярных режимах второго рода, предложен метод квазирегулярного теплового режима.
Разработана методика расчета нестационарного температурного НДС сложных высокотемпературных конструкций на базе метода конечных элементов (МКЭ), разделения общих и местных температурных напряжений, предложенных специальных типов конечных элементов и плоско-пространственной схемы комплексного теплопрочностного расчета.
Введены безразмерные параметры термонапряженности авиационных конструкций, предложена классификация неравномерно нагретых конструкций по уровню термонапряженности, а конструкционных материалов - по чувствительности к общим и местным температурным напряжениям; показано, что в диапазоне чисел М=4.5 * 5 полета ЛА многоразовые конструкции из сталей и титановых сплавов приближаются к уровням нагрева, определяющим силовую схему и возможность создания эффективной конструкции ЛА из указанных материалов.
Разработан высокоточный метод и универсальный алгоритм численного исследования задач термоустойчивости сложных цилиндрических систем с учетом взаимного влияния и переменности жесткостных характеристик элементов, неравномерности докритического температурного НДС, общих и местных форм выпучивания; решен ряд новых типовых задач термоустойчивости подкрепленных панелей и оболочек.
Даны формулировки и эффективные вычислительные схемы решения задач неустановившейся ползучести элементов высокотемпературных конструкций и их устойчивости в условиях ползучести при нестационарном нагреве и нагружении, с помощью которых исследована проблема выпучивания с бифуркацией панелей и цилиндрических оболочек ЛА.
Дано приближенное решение задачи о нелинейном закритическом деформировании неравномерно нагретых подкрепленных панелей, на основе которого получены редуцированные жесткостные характеристики и обследована проблема температурного коробления горячей обшивки ЛА; разработана численная и инженерная методики анализа работоспособности и несущей способности высокотемпературных конструкций с потерявшей устойчивость обшивкой.
Сформулированы задачи рационального проектирования высокотемпературных конструкций при ограничениях по прочности и устойчивости с учетом влияния проектных параметров на температуру элементов; выявлены их основные особенности, предложены методы и даны примеры решения модельных и практических задач.
Проведены расчетно-экспериментальные исследования и даны рекомендации по совершенствованию конструкций ряда отечественных сверхзвуковых, гиперзвуковых и экспериментальных ЛА; на основе обобщения опыта их создания, предложенных методов и результатов исследований выработаны рекомендации по конструктивным решениям и обеспечению прочности перспективных ГЛА,
Достоверность разработанных методов и полученных результатов подтверждается сопоставлением расчетных и экспериментальных данных, численных и аналитических решений, практикой проектирования, испытаний и отработки прочности высокотемпературных конструкций.
\|
Практическая ценность работы состоит в реализации разработанных методов и алгоритмов в широко используемых при отработке прочности неравномерно нагретых авиационных конструкций комплексах программ ОТСЕК, ПРУТ, TSA-2, внедрении результатов исследования при проектировании самолетов Ту-144, Миг-25, Т-4, «17», «301», Ту-2000, изд. «183», «170», «40», «105», «М723», «ТА», УШ, ОС «Спираль», «Буран» и др.
Личный вклад автора. Диссертация основана на многолетних исследованиях автора, проведенных в отделении статической и тепловой прочности ЦАПІ. Все основные научные положения, решения и методы расчета предложены и обоснованы им лично. Программные средства разработаны, результаты расчетов и экспериментатьных исследований получены при непосредственном участии и под руководством автора.
Реализация работы. Выполненная работа непосредственно связана с тематическим планом института, хозяйственными договорами с предприятиями авиационно-космической отрасли, а также с выполнением зарубежных контрактов ЦАГИ.
Апробация работы. Материалы диссертационной работы докладывались и обсуждались на отраслевых, Всесоюзных и международных конференциях, в частности: 1970, 1980, 1983, 1984, 1993 г.г. (Жуковский), 1970, 1974 г.г. (Канев), 1974 г. (Новосибирск), 1982, 1986, 1988, 1990 г.г. (Москва), 1983, 1989 г.г. (Горький), 1984 г. (Владивосток), на VII съезде механиков (Москва, 1991 г.), на II Всемирном конгрессе по вычислительной механике (Штутт-гарт, 1990 г.), на 1-4 Европейских конференциях по механике твердого тела (Мюнхен, 1991 г.; Генуя, 1994 г.; Стокгольм, 1997 г.; Метц, 2000 г.), на 20 Конгрессе ICAS (Сорренто, 1996 г.).
Публикации. Основное содержание диссертации изложено в 60 печатных работах, опубликованных в отечественных и зарубежных изданиях.
Структура и объем диссертации. Диссертация состоит из введения, семи глав, заключения, списка литературы, содержит 331 страниц, из них 215 страниц основного текста с 13 таблицами, 144 рисунка на 108 стр., 8 страниц списка литературы (161 наименований).