горячая конструкция

Рис. 1. Управление температурным полем кессонного крыла горячей конструкции.

горя́чая констру́кция — одна из возможных термосиловых схем конструкции сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов, испытывающих в полёте воздействие аэродинамического нагревания. В Г. к. не предусматривается какой-либо специальной системы теплозащиты, поэтому температура её элементов, образующих внешние обводы аппарата, близка к температуре равновесной. Средние значения температуры этих элементов достигают весьма высоких значений (например, температура Т нижней поверхности самолёта при полёте с крейсерской скоростью, соответствующей Маха числу М = 3, достигает 600 К; при М = 6 — Т ≈ 1000 К; при М = 10 — Т ≈ 1500 К), что приводит к необходимости использовать в качестве конструкционных материалов сталь и сплавы на основе титана, никеля, тугоплавких металлов.

Нестационарное и неравномерное температурное поле Г. к., обусловленное различием местных коэффициентов теплоотдачи, наличием внутреннего радиационного теплообмена, различием теплоёмкости и теплопроводности элементов и их соединений, может вызывать в конструкции значительные температурные напряжения и деформации (выпучивание). Поскольку температурные напряжения, достигающие значительной доли (40—60%) напряжений от внешних нагрузок, существенно снижают несущую способность конструкции, Г. к. придаются свойства, обеспечивающие её способность противостоять тепловым воздействиям. Снижение температурных напряжений в конструкции в основном достигается путём обеспечения более благоприятного температурного поля соответствующей комбинацией теплопроводности костей элементов и термосопротивлений между ними (рис. 1); введением термокомпенсаторов между элементами с различной тепловой деформацией (рис. 2 и 3); разделением элементов конструкции по их функциям на силовые, воспринимающие общие нагрузки, действующие на конструкцию, и экраны, которые воспринимают местные поверхностные нагрузки и предохраняют силовые элементы от интенсивных тепловых воздействий (рис. 3). Использование в Г. к. трёхслойных и гофрированных элементов способствует повышению их термоустойчивости и предотвращению термовыпучивания.

Высокая средняя температура элементов Г. к. приводит к ползучести материала, из которого изготовлен элемент. Поскольку единственным способом снижения скорости ползучести элементов Г. к. является ограничение действующих в них напряжений, с целью снижения массы конструкции панели внешней поверхности летательного аппарата могут проектироваться на меньший, чем у основной конструкции, ресурс. Положительными свойствами Г. к. являются независимость проектного значения её массы от требуемой продолжительности полёта и высокие эксплуатационные качества.

Применение Г. к. целесообразно в тех местах конструкции летательного аппарата, где равновесная температура не превышает допустимую для рассматриваемого конструкционного материала и отсутствует необходимость в дополнительной теплозащите внутренних объёмов для размещения полезной нагрузки, экипажа, топлива и т. д.

В. В. Лазарев.

Рис. 2. Термокомпенсированная конструкция.

Рис. 3. Экранированная конструкция крыла.