Определение величины температурной деформации сотовой панели спутника

Решетневские чтения

V. A. Semenkov, V. V. Shalkov, A. V. Mashukov, O. K. Valishevski, D. O. Shendalev, A. K. Shatrov JSC «Academician M. F. Reshetnev «Information Satellite Systems», Russia, Zheleznogorsk

THE SYNCHRONOUS DEPLOYMENT OF THE TRANSFORMED REFLECTOR ARM SECTION

The creation of the mechanical system which connection joints may be used in similar constructions almost without any correction is rather an interesting problem. Even its partial solving may greatly reduce their designing labour intensity.

© Семенков В. А., Шальков В. В., Машуков А. В., Валишевский О. К., Шендалев Д. О., Шатров А. К., 2010

УДК 621.396.67

Н. А. Тестоедов, В. М. Михалкин, Г. В. Двирный, М. Ю. Пермяков

ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева», Россия, Железногорск

ОПРЕДЕЛЕНИЕ ВЕЛИЧИНЫ ТЕМПЕРАТУРНОЙ ДЕФОРМАЦИИ СОТОВОЙ ПАНЕЛИ СПУТНИКА

Рассмотрены особенности построения математической модели сотовой панели. Проведен анализ определения величины термоупругих деформаций сотовой панели. Представлена верификация конечно-элементной модели по результатам температурных испытаний сотовой панели в части температурных деформаций.

В последние годы полимерные композиционные материалы на основе углеродных волокон широко используются в конструкциях космических аппаратов, эксплуатируемых в экстремальных температурных условиях.

Низкие удельные характеристики, а также уровни термических деформаций, по сравнению с традиционно применяемыми материалами открывают широкие перспективы использования углепластиков в конструкциях космического назначения. Указанные способности объясняют повышенный интерес к изучению коэффициента линейного термического расширения таких конструкций, поскольку он, наряду с упругими характеристиками, определяет напряженно-деформированное состояние конструкций.

В данной работе рассматривается построение математической модели сотовой панели по определению термоупругих деформаций и подтверждение ее экспериментом при наземной отработке. Объектом испытаний является сотовая панель, выполненная в виде сотовой конструкции толщиной 39 мм с обшивками из нескольких слоев углеродной ленты Кулон с выбранной схемой армирования препрега толщиной 0,3 мм и сотового заполнителя из алюминиевой фольги.

Преимущества конструкций из армированных уг-лепластиковых композиционных материалов наиболее очевидны, когда необходимы низкий коэффициент теплового расширения, высокая жесткость и малая масса. Вопрос о создании рационального варианта формостабильной конструкции напрямую зависит от получения заданных термомеханических характеристик слоистых композиционных материалов. Основные соотношения для /-го слоя в координатной системе, связанной с направлением армирования, представим соотношениями обобщенного закона Гука:

2

4 =—-m12—+<t; s;2

2 E1 ^12 E1 2 12 С' 2 12

где Е , Е'2 - модули упругости в продольном и поперечном направлениях; С1'2 - модуль сдвига; m12, m21 -коэффициенты Пуассона; a|, a'2 - коэффициенты линейного термического расширения монослоя в продольном и поперечном направлениях.

Целью данной работы явилась верификация математической (расчетной) модели с экспериментом.

Для верификации конечно-элементной модели сотовой панели был применен конечный элемент Laminate, реализованный в предпроцессоре MSC/PATRAN. Laminate - элемент пластины, учитывающий все внутренние силовые факторы: мембранные, сдвиговые, поперечные и изгибные. Его основное значение -моделирование многослойных композитных материалов. Модель закреплена в трех точках: точка 1 закреплена по осям X, Y, Z; точка 2 - по осям X, Z; точка 3 - по осям Х, Y, Z. Конечно-элементная модель содержит в себе 3330 узлов и 3025 элементов. Для анализа расчетной модели использовался метод конечных элементов, реализованный в системе моделирования и конечно-элементного анализа конструкции MSC/NASTRAN. В результате расчета определены перемещения точек относительно начального положения. Расчеты выполнены для двух видов температурных полей с максимальной температурой 60 и 90 оС.

В конечно-элементной модели реальный объект представлен дискретной моделью, которая содержит

Крупногабаритные трансформируемые конструкции космических.аппаратов

совокупность узлов и связанных с ними конечных элементов с заданными свойствами.

Проведен эксперимент по определению температурных деформаций сотовой панели. Объект испытаний был закреплен в трех точках, обеспечивающих статически определимую систему. На объекте испытаний были установлены средства измерения - репер-ные знаки. Для постоянного контроля температурного поля на объекте испытания были установлены температурные датчики с обеих сторон панели.

Координаты реперных знаков и температурных датчиков, полученных в экспериментальных условиях, были использованы при создании модели для аппроксимации температур по математической модели.

Панель нагревали поэтапно до достижения максимально зафиксированной температуры на любом из датчиков +60 оС; на следующем этапе до +90 оС. После создания температурного поля с максимальной температурой на объекте производились измерения геометрических параметров рабочей поверхности сотовой панели с постоянной выдержкой температурного поля.

Температуры, полученные в результате эксперимента, были внесены в конечно элементную модель и аппроксимированы по всей поверхности панели с обеих ее сторон. По полученным результатам был вычислен градиент температур.

При сравнении результатов расчета и эксперимента для температурного поля +60 оС получили хорошую сходимость в части температурных деформаций, погрешность составила 5 %, а для поля +90 оС погрешность равна 4 %. По результатам расчета максимальная деформация для поля +60 оС равна 0,35 мм, а для эксперимента - 0,37 мм. По результатам расчета максимальная деформация для поля +90 оС равна 0,65 мм, а для эксперимента - 0,66 мм.

Полученные погрешности являются удовлетворительными с точки зрения верификации конечно-элементной модели сотовой панели с экспериментом в части температурных деформаций.

Результаты работы позволяют использовать верифицированную модель для синтеза конечно-элементных моделей сборок следующего уровня.

N. A. Testoedov, V. M. Mikhalkin, G. V. Dvirnyi, M. Yu. Permyakov JSC «Academician M. F. Reshetnev «Information Satellite Systems», Russia, Zheleznogorsk

THE IDENTIFICATION OF THERMOELASTIC DEFORMATIONS OF SANDWICH PANEL FOR COMMUNICATION SATELLITE

The features of modeling of the sandwich panel are considered. The thermoelastic analysis of the panel is carried out. The finite element model of the panel based on the results of termoelastic tests is verified.

© Тестоедов Н. А., Михалкин В. М., Двирный Г. В., Пермяков М. Ю., 2010

УДК 629.78.023.222

А. А. Чернятина, Р. А. Ермолаев

ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева», Россия, Железногорск

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ РАДИОПРОЗРАЧНОГО ТЕРМОРЕГУЛИРУЮЩЕГО ПОКРЫТИЯ ДЛЯ ПРИМЕНЕНИЯ В СОЛНЦЕЗАЩИТНЫХ ЭКРАНАХ АНТЕНН

Изготовлен радиопрозрачный терморегулирующий материал на основе полиимидной пленки с германиевым покрытием. Опробовано нанесение дополнительных электропроводных и защитных нанослоев. Исследованы оптические, электрические и радиотехнические характеристики материала в процессе испытаний на воздействие факторов хранения и эксплуатации. Показано, что полученные образцы германиевого покрытия с электропроводным слоем оксида индия сохраняют требуемые характеристики после испытаний и могут быть рекомендованы к применению в качестве солнцезащитных экранов рефлекторов и излучателей антенн космических аппаратов.

В качестве терморегулирующих экранов антенно-фидерных систем (АФС) в настоящее время нашли применение материалы на основе полиимидных пленок с нанесенными тонкими слоями полупроводниковых материалов. Такие материалы успешно применяются за рубежом. Отечественные материалы такого класса до последнего времени отсутствовали. Ранее в ОАО «ИСС» были проведены работы по отработке

нанесения германиевого покрытия на полиимидную пленку. Исследованы характеристики образцов пленок с различными толщинами слоя германия, выявлена оптимальная толщина слоя германия, обеспечивающая высокий коэффициент отражения света, малое пропускание света и минимальное значение радиопотерь. Однако, при проведении квалификационных испытаний материала отмечено увеличение по-