Abstract
In this work, the most rational schemes to designing the skin of a full-turning vertical empennage element (stabilator) have been studied. Skin designing schemes were chosen according to aero-spacecraft operating conditions in the re-entry trajectory. During designing process, the requirements for reusable structures of tourist-class aero-spacecrafts were taken into account, such as: maximum simplicity and endurance of the product. To determine the mechanical loads acting on the keel during its movement in the air, a numerical simulation of the aerodynamic flow-around the stabilator profile at 5 arbitrary points on the flight path was carried out. The parameters used for the analysis are: flight velocity, density and viscosity of the air. Of the 5 obtained fields of dynamic pressure acting on the stabilator, the field that creates the largest distributed load was used as the boundary condition for the analysis of the stress-strain state of the structure. The problem of mechanical loading of the stabilator was solved separately for each of the previously studied structural schemes of the skin. Based on the obtained calculation results the optimal skin structural scheme was chosen by comparing the displacements on the line connecting ribs.
Highlights
Известны разработки аэрокосмических летательных аппаратов, главной отличительной особенностью которых является способность многократно отправляться на орбиту и возвращаться обратно с полезным грузом на борту [1]
Skin designing schemes were chosen according to aero-spacecraft operating conditions in the re-entry trajectory
The requirements for reusable structures of tourist-class aero-spacecrafts were taken into account, such as: maximum simplicity and endurance of the product
Summary
Условия работы киля предполагают высокие тепловые нагрузки при планировании на больших высотах [16]. Возможность создания теплозащитных покрытий из керамоматричных композиционных материалов рассматривается в работах [18,19,20,21]. Поскольку аппарат многоразового типа максимально эффективен при минимальном количестве межполетных операций, было принято решение упростить конструкцию киля путем отказа от использования теплозащиты. На участке плазмообразования тепловые нагрузки на киль гораздо меньше, нежели на днище или крылья, поскольку киль находится в теневой зоне летательного аппарата, планирующего под углом атаки α = 40° [23]. В качестве критерия выбора материалов, подходящих для изготовления изделия без применения теплозащиты, использовалось известноe распределение температур по профилю Силовой каркас цельноповоротного киля представлен на рис. Обшивки могут быть представлены как в виде листа из титанового сплава или углерод-керамических композиционных материалов, так и в виде более сложной трехслойной конструкции с сотовым заполнителем
Sign-in/Register to view highlights & summary Sign-in/Register to access full text options 
Talk to us
Join us for a 30 min session where you can share your feedback and ask us any queries you have
Schedule a callDisclaimer: All third-party content on this website/platform is and will remain the property of their respective owners and is provided on "as is" basis without any warranties, express or implied. Use of third-party content does not indicate any affiliation, sponsorship with or endorsement by them. Any references to third-party content is to identify the corresponding services and shall be considered fair use under The CopyrightLaw.
