CC BY
42Решетневские чтения. 2013
б
Рис. 1. Эпюры внутренних усилий: а - продольные Nx ; б - продольные Ny ; в - сдвиговые Sxy
/ 1
/
\
\ \ \ \
О 10 20 30 40 :j ЙО 70
б
Рис. 2. Деформированный вид базисной поверхности: а - перемещения и ; б - выпучивание пластинки, то есть первая равновесная форма
а
в
а
Рассмотренный подход к расчету «продольно-поперечного изгиба» пластин может быть использован для подбора и анализа геометрических и жестко-стных параметров панелей при заданном ускорении или торможении, применяемых в технике.
Библиографические ссылки
1. Théorie de l'Élasticité des Corps Solides. Paris, 1883.
2. Тимошенко С. П. Устойчивость упругих систем. Л. ; М. : ОГИЗ, 1946. 532 с.
3. Тимошенко С. П., Гудьер Дж. Теория упругости. М. : Наука, 1975. 576 с.
References
1. Théorie de l'Élasticité des Corps Solides. Paris, 1883.
2. Tymoshenko S. P. Stability of elastic systems. State publishing house of technical and theoretical literature. M.-L., 1946. 532 p.
3. Timoshenko S., Goodier J. N. Theory of elasticity. M. : Science, 1975. 576 p.
© Сабиров Р. А., Быков А. В. 2013
УДК 629.783:656.073.7
СПОСОБЫ УМЕНЬШЕНИЯ МАССЫ КОНСТРУКЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
И. В. Филимонов, А. К. Шатров
ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52
Созданные на базе негерметичного исполнения космические аппараты отличаются долговечностью, простотой конструкции, модульностью, большим сроком активного существования, а также меньшей массой по сравнению с герметичным исполнением. В статье описаны способы уменьшения массы конструкции за счет применения адгезивных и композиционных материалов.
Ключевые слова: конструкция КА, масса КА, негерметичное исполнение.
Проектирование и производство летательных аппаратов, космические исследования и проекты
WAYS TO REDUCE THE WEIGHT OF THE STRUCTURE SPACECRAFT
I. V. Filimonov, A. K. Shatrov
JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia
Created on the basis of the nonpressurized space vehicles are durable, simple, modular with long operational life, and a lower weight than hermetic constructions. The ways to reduce the weight of the structure through the application of adhesive and composite materials are proposed.
Keywords: design of a space vehicle, the mass of the spacecraft, nonpressurized vehicles.
Необходимость уместить как можно больше аппаратуры, используемой по целевому назначению, приводит к необходимости уменьшения массы основной конструкции космического аппарата. Крепление панелей между собой, а также к силовой конструкции корпуса в настоящее время в большей степени осуществляется с помощью интерфейсов-кронштейнов, выполняемых из сплавов алюминия (рис. 1). Замена материала у кронштейнов на альтернативные (композитные), а также изменение конфигурации кронштейнов приведет к значительной экономии массы конструкции в целом.
Предлагаемые способы закрепления панелей (см. рис. 2) несколько отличаются от применяемых на сегодняшний день. Далее кратко рассмотрены некоторые из них.
1. Соединение типа «крест». В предлагаемом способе соединение панелей осуществляется с помощью 4-х уголков из углепластика без использования вставок, клея ПЭК-74 и крепежа. Толщина уголка состав-
ляет 0,3 мм. Уголки клеятся к поверхности панелей с помощью эпоксидного адгезива.
2. Т-образное соединение панелей. Замена парных интерфейсных кронштейнов на объединенный Ц-образный кронштейн. Закрепление такого кронштейна осуществляется также с помощью эпоксидного адгезива и без использования вставок, клея ПЭК-74, крепежа.
3. Т-образное соединение панелей. Применение уголков из углепластика. Резьбовая часть в уголках получается за счет применения авиационных гаек, которые крепятся на уголок с помощью заклепок.
4. Использование вместо блоковых вставок из металлов вставок, изготовленных из углепластика. Изготавливаются квадратные трубки размером 20*20, после чего склеиваются между собой с помощью клея. Посадочные места для закрепления оборудования получаются за счет вклеивания вкладышей из металла необходимой толщины.
Рис. 1. Используемые виды закрепления панелей
Соединение типа «крест» Т-образное соединение
Применение вставок из углепластика
Рис. 2. Предлагаемые способы закрепления панелей
© Филимонов И. В., Шатров А. К., 2013
Решетневскуе чтения. 2013
УДК 621.372.83.001.24
О НАПРЯЖЕННО-ДЕФОРМИРОВАННОМ СОСТОЯНИИ В ОТКРЫТОМ КОСМОСЕ КОНСТРУКЦИЙ ВОЛНОВОДНО-РАСПРЕДЕЛИТЕЛЬНЫХ СИСТЕМ*
В. И. Халиманович1, М. М. Михнёв1, В. Н. Наговицин1, О. Б. Гоцелюк1 П. Н. Сильченко2, И. В. Кудрявцев2
1ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52. E-mail: lekan@iss-reshetnev.ru
2Сибирский федеральный университет Россия, 660074, Красноярск, ул. Киренского, 26. E-mail: PSilchenko@kras-sfu.ru
Рассматриваются вопросы оценки влияния тепловых воздействий на напряженно-деформированное состояние волноводно-распределительных систем космических аппаратов при эксплуатации на орбите.
Ключевые слова: космический аппарат, волноводно-распределительная система, солнечное излучение, нагрев, сигнал большой мощности, скин-слой, усталость.
ON STRESS-STRAIN STATE OF CONSTRUCTIONS OF WAVEGUIDE-DISTRIBUTION
SYSTEMS IN THE OUTER SPACE
V. I. Halimanovich1, M. M. Michnev \ V. N. Nagovitsyn1, O. B. Gotseliukk P. N. Sil'chenko2, I. V. Kudriavtsev2
1JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia. E-mail: lekan@iss-reshetnev.ru
2Siberian Federal University 26, Kirenskii str., Krasnoiarsk, 660074, Russia. E-mail: PSilchenko@kras-sfu.ru
Assessment problems of influence of thermal effect on stress-strain state of waveguide-distribution systems of spacecrafts at operation in an orbit are considered.
Keywords: spacecraft, waveguide-distribution system, solar radiation, heating, high power signal, skin layer, fatigue.
В процессе эксплуатации космических аппаратов (КА) на орбите все их элементы, узлы и системы подвергаются периодическому воздействию солнечного излучения, которое приводит к нагреву областей конструкций в зоне досягаемости прямых солнечных лучей и охлаждению остальных поверхностей, находящихся в тени. В результате такого неравномерного нагрева во всех открытых элементах космического аппарата, в частности волноводно-распределитель-ных системах (ВРС), появятся температурные напряжения и деформации.
ВРС представляет набор жестко соединенных в протяженную пространственную систему тонкостенных трубчатых элементов прямоугольного поперечного сечения [1].
Проблема расчета ВРС на статическую и динамическую прочность на этапах изготовления, сборки и вывода КА на орбиту подробно рассмотрена в [1; 2] и др. Разработана методика расчета ВРС как стержневой конструкции с возможностью выделения локальных участков [1; 2] более точными методами теории пластин и оболочек, на основе которых получена система дифференциальных уравнений равновесия тонкостенного элемента с граничными условиями [3].
В процессе работы расположение ВРС и ее элементов относительно Солнца изменяется в широком
диапазоне в зависимости от точки орбиты, где находится КА. Следовательно, нагрев волноводов и полученное при этом напряженно-деформированное состояние от температурных воздействий будет постоянно изменяющимся и неопределенным.
Выполнение термоупругого анализа для всех возможных ориентаций ВРС относительно Солнца является практически невыполнимой задачей. При проектировании из всех возможных положений ВРС относительно Солнца необходимо выбрать такое положение, которое приводит к опасному напряженно-деформированному состоянию (НДС) от температурных излучений.
Определить направление вектора наиболее опасного температурного излучения на конструкцию ВРС КА является задачей весьма сложной, так как необходимо учитывать взаимосвязь между собой всех соединенных тонкостенных элементов прямоугольного поперечного сечения при их тепловых деформациях [4], а также их взаимодействие с платформой всего КА, на которую и устанавливается ВРС.
Предлагается на первом этапе исследовать возможные конфигурации отдельных участков ВРС на действие вектора температурных излучений различных направлений с учетом всех возможных краевых условий, определяющих установку этого участка на платформу КА.
* Работа выполнена при поддержке гранта Президента РФ № МК-257.2013.8.
