CC BY
14Крупногабаритные трансформируемые конструкции космических аппаратов
УДК 539.3:621.396.67
ЧИСЛЕННОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ТЕПЛОВОГО И ТЕРМОМЕХАНИЧЕСКОГО ПОВЕДЕНИЯ КРУПНОГАБАРИТНОГО РАЗВЕРТЫВАЕМОГО РЕФЛЕКТОРА
В. С. Пономарев, А. В. Герасимов1'2
Научно-исследовательский институт прикладной математики и механики Томского государственного университета Российская Федерация, 634050, г. Томск, просп. Ленина, 36 2Национальный исследовательский Томский политехнический университет Российская Федерация, 634050, г. Томск, просп. Ленина, 30 E-mail: vsponomarev@niipmm.tsu.ru
Представлено конечно-элементное моделирование термомеханического поведения крупногабаритной конструкции развертываемого рефлектора на штанге для геостационарной орбиты Земли. Исследование включает три основных этапа: проведение теплового анализа рефлектора, анализ напряженно-деформированного состояния рефлектора с учетом температурных деформаций и оценка изменений основных характеристик рефлектора с учетом искажений от неравномерного орбитального нагрева конструкции. Приведены результаты теплового и механического анализов, представлены графики почасового изменения среднеквадратиче-ского отклонения и остальных характеристик рефлектора при движении по орбите. Для проведения теплового анализа использован авторский метод определения эффективных характеристик сетчатых тонкостенных структур.
Ключевые слова: конечно-элементное моделирование, напряженно-деформированное состояние, развертываемый рефлектор, орбитальный нагрев, сетчатая тонкостенная структура.
FINITE-ELEMENT MODELLING OF THERMAL AND THERMOMECHANICAL BEHAVIOUR
OF LARGE DEPLOYABLE REFLECTOR
V. S. Ponomarev, A. V. Gerasimov12
1Research Institute of Applied Mathematics and Mechanics of Tomsk State University 36, Lenin Av., Tomsk, 634050, Russian Federation 2National Research Tomsk Polytechnic University 30, Lenin Av., Tomsk, 634050, Russian Federation. E-mail: vsponomarev@niipmm.tsu.ru
Finite-element simulation of thermomechanical behavior of large-sized deployable reflector structure on mast on the geostationary orbit of the Earth is presented. The study includes three main stages: thermal analysis of the reflector, analysis of strain-stress state of the reflector under thermal loads and evaluation of the main characteristics of the reflector considering distortions from non-unifrom orbital heating of the structure. The results of thermal and mechanical analysis are presented and graphs that show hourly changes of root-mean square deviation and other reflector characteristics during orbiting are plotted. Thermal analysis was performed using the author's method of determining the effective characteristics for reticulated shell structures.
Keywords: finite-element simulation, strain-stress state, deployable reflector, orbital heating, reticulated shell structure.
Класс развертываемых рефлекторов космического назначения появился из необходимости вывода и эксплуатации на околоземных орбитах Земли отражателей больших размеров.
На данный момент этот класс пополняется все новыми концепциями, характеристики и поведение которых должны быть досконально изучены для оценки возможности их применения в конкретных космических целях.
В работе проанализирована перспективная конструкция крупногабаритного зонтичного рефлектора на штанге (см. рисунок) в составе всей конструкции космического аппарата.
Решетнеескцие чтения. 2015
Нестационарный тепловой анализ орбитального нагрева выполнен со следующими основными допущениями:
- исследуемая система незамкнута;
- элементы конструкции взаимодействуют между собой за счет кондуктивного и лучистого теплообмена;
- использована диффузная модель для излучения;
- сетеполотно и звенья спиц смоделированы плоскими оболочечными элементами с эффективными тепловыми и оптическими характеристиками, рассчитанными с применением метода, предложенного авторами;
- лучи, проходящие сквозь полупрозрачные элементы, не меняют своего направления;
- не учитывался вклад высокочастотного излучения.
С использованием массива рассчитанных температурных полей проведен анализ температурных деформаций штанги и рефлектора в сборке и по отдельности.
Трансляция температур между оболочечными и балочными (соответственно тепловыми и структурными) моделями сетчатых структур осуществлена при помощи численного алгоритма, специально разработанного для данного типа задач.
Механический анализ проведен с упрощениями:
- материал звеньев спиц, штанги и сетеполотна считается изотропным;
- сетеполотно смоделировано оболочечными элементами без изгибной жесткости;
- шнуры и элементы сетей представлены одномерными элементами с нулевой жесткостью на сжатие.
По результатам определения температурных деформаций рефлектора проведен почасовой анализ характеристик отражающей поверхности и параболоидов наилучших приближений для данной позиции на орбите.
© Пономарев В. С., Герасимов А. В., 2015
УДК 629.78
О МЕТОДЕ КОНСТРУКТОРСКО-ТЕХНОЛОГИЧЕСКОГО АНАЛИЗА НАДЕЖНОСТИ
Ю. П. Похабов
СКТБ «Наука» КНЦ СО РАН Российская Федерация, 660049, г. Красноярск, просп. Мира, 53. Е-шаП: pokhabov_yury@mail.ru
Рассматриваются вопросы применения в анализах надежности крупногабаритных трансформируемых конструкций космических аппаратов метода конструкторско-технологического анализа надежности. Обсуждаются преимущества применения конструкторско-технологического анализа надежности.
Ключевые слова: надежность, конструкторско-технологический анализ надежности, расчет, крупногабаритные трансформируемые конструкции, критичные элементы.
THE METHOD OF DESIGN-TECHNOLOGICAL ANALYSIS OF RELIABILITY
Yu. P. Pokhabov
SDTB "Nauka" KSC SB RAS 53, Mira Av., Krasnoyarsk, 660049, Russian Federation. E-mail: pokhabov_yury@mail.ru
The paper discusses the application of method for design-technological analysis of reliability while analysing reliability of large transformable design spacecraft. The research illustrates the advantages of reliability design-technological analysis.
Keywords: reliability, design-technological analysis of reliability, calculation, large transformable design, critical elements.
Общепринятые практические методы анализов по обеспечению надежности крупногабаритных трансформируемых конструкций (КТК) космических аппаратов (КА) учитывают соблюдение условий прочности в стартовом положении на участке полета в составе ракеты-носителя, а также выполнение условий
функционирования по целевому назначению, включая срабатывание, освобождение, раскрытие частей КТК и их фиксацию в рабочую конфигурацию [1].
Стандартные процедуры анализов по обеспечению надежности КТК предусматривают проведение функционального анализа (ФА), анализа (оценки) надеж-
