CC BY
66
УДК 629.78
Вестник СибГАУ Том 17, № 3. С. 691-701
КОНСТРУКЦИЯ ТРАНСФОРМИРУЕМОЙ ПАРАБОЛИЧЕСКОЙ АНТЕННЫ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ
З. А. Казанцев
Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Российская Федерация, 660037, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31
E-mail: flexagon3@rambler.ru
Одним из основных требований к параболическим антеннам является соблюдение требований по исполнению заданной кривизны формообразующей поверхности. В случае трансформируемых антенн, когда отражающая поверхность расправляется и натягивается при переводе из транспортировочного положения в рабочее, это требование обеспечивается высокой жесткостью конструкции. При низкой жесткости неизбежно взаимное геометрическое смещение интерфейсных точек крепления отражающего полотна к конструкции, что влечет к отклонениям формы отражающей поверхности от номинальной и ухудшает качество передаваемых или принимаемых антенной сигналов.
Другим важнейшим аспектом проектирования космической техники является снижение конечной массы изделия. Наиболее характерной чертой проектирования различных систем космических аппаратов является поиск компромисса между снижением массы изделия и, как следствие, снижением жесткостных и прочностных характеристик конструкции.
Предложен вариант конструкции трансформируемой параболической антенны. Основным силовым элементом является тонкостенный композитный тор, разделенный на несколько сегментов. Выбор данного типа конструкции обоснован двумя видами анализов: кинематическим анализом раскрытия из транспортировочного положения в рабочее положение и механическим анализом для подтверждения надежности по прочности. Проведен параметрический анализ геометрии конструкции, показаны оптимальные варианты. Проведен анализ потери устойчивости тонкостенного тора для разных случаев закрепления отражающего полотна. По результатам анализов были выбраны такие проектные характеристики конструкции, которые удовлетворяют всем критериям проведенных анализов.
Для более глубокой оптимизации проектных параметров необходимо провести следующие инженерные анализы, не представленные в рамках данной статьи:
- анализ надёжности раскрытия механических устройств;
- модальный анализ;
- анализ температурных деформаций и пр.
Данная конструкция может быть применена в качестве силовой основы для параболических антенн космического назначения, теплозащитных экранов, радиационных экранов, зеркал кластерных орбитальных систем. Возможно развертывание солнечного паруса большой площади с использованием данной схемы раскрытия конструкции.
Ключевые слова: механический анализ, кинематический анализ, параболическая антенна.
Sibirskii Gosudarstvennyi Aerokosmicheskii Universitet imeni Akademika M. F. Reshetneva. Vestnik Vol. 17, No. 3, P. 691-701
STRUCTURE OF DEPLOYABLE SPACE PARABOLIC-REFLECTOR ANTENNA
Z. А. Kazantsev
Reshetnev Siberian State Aerospace University 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660037, Russian Federation E-mail: flexagon3@rambler.ru
One of the basic requirements to parabolic-reflector aerials is observance of requirements on execution of the set curvature of a form-building surface. In case of transformed aerials when the reflecting surface finishes and stretches while deploying, this requirement is supplied with high rigidity of a structure. At low rigidity mutual geometrical displacement of the interface points of attachment of a reflecting cloth to a structure is inevitable that attracts to deviations of the form of a reflecting surface from nominal.
Another major aspect of designing of space engineering is decrease in final weight of a product. The most typical line of designing of various systems of space vehicles is compromise search between decrease in weight of a product, and, as consequence, decrease rigidity and strength properties of a structure.
In the article the proposed option of a design of a transformed parabolic-reflector aerial is offered. The basic load-bearing element is thin-walled composite torus, divided into some segments. Selection of the given type of a structure is proved by two kinds of analyses: the kinematic analysis of a deployment from a shipping rule in working, and the mechanical analysis for reliability acknowledgement on strength. The parametric analysis of geometry of a design is carried out, optimum versions are shown.
For deeper optimization of design parameters it is necessary to carry out the following engineering analyses which have been not presented within the limits of the given article:
- the analysis of reliability of a deployment of mechanical devices;
- the modal analysis;
- the analysis of temperature deformations and so forth.
The given design can be applied as the power basis to parabolic-reflector aerials, screens, and cluster orbital systems.
Keywords: structural analysis, kinematical analysis, dish antenna
Введение. Одним из основных требований к параболическим антеннам является соблюдение условий по исполнению заданной кривизны формообразующей поверхности [1; 2]. В случае трансформируемых антенн, когда отражающая поверхность расправляется и натягивается при переводе из транспортировочного положения в рабочее, это требование обеспечивается высокой жесткостью конструкции. При низкой жесткости неизбежно взаимное геометрическое смещение интерфейсных точек крепления отражающего полотна к конструкции, что влечет к отклонениям формы отражающей поверхности от номинальной.
Другим важнейшим аспектом проектирования космической техники является снижение конечной массы изделия. Наиболее характерной чертой проектирования различных систем космических аппаратов является поиск компромисса между снижением массы изделия и, как следствие, снижением жесткостных и прочностных характеристик конструкции [3; 4].
Описание конструкции. Объектом исследования является конструкция параболической антенны космического назначения. На рис. 1 изображена антенна в рабочем положении. Габаритные размеры отражающей поверхности, под которые проектировалась конструкция, представлены на рис. 2.
В основе концепции конструкции лежит использование тонкостенного (толщина до 1 мм) тора. Тор может иметь круглое или овальное сечение (рис. 3). В случае овального сечения большая полуось овала может быть направлена под углом к оси вращения тора. Тор разбит на равные сегменты. В торцах сегментов установлены трехслойные сотовые проставки, на которые крепятся элементы шарнирных узлов (ШУ), замки зачековки, элементы системы синхронизации раскрытия (ССР) и пр. (рис. 4).
Для транспортировочного положения предлагаются схемы складывания тора, представленные на рис. 5 и 6.
Рис 1. Объект исследования - параболическая антенна в рабочем положении
Рис. 2. Геометрические размеры отражающей поверхности
Рис. 4. Конструкция механического устройства раскрытия и зачековки: 1 - места установки замков зачековки в рабочем положении; 2 - трехслойная сотовая проставка; 3 - ось вращения ШУ
Рис. 5. Тор из четырех сегментов: 1 - проставка; 2 - тонкостенный сегмент тора; 3 - интерфейсные узлы крепления отражающего полотна; 4 - места установки замков зачековки в транспортировочном положении
Рис. 6. Тор из шести сегментов
Разбивание тора на восемь сегментов практически не ведет к дальнейшей компактизации конструкции. Так, длина конструкции в транспортировочном положении 7650 мм для тора из восьми сегментов, ширина 850 мм против 7500 мм и 1100 мм соответственно для тора из шести сегментов.
Описание механических устройств. В транспортировочном положении конструкция удерживается
при помощи замков, расположенных на проставках, согласно рис. 5. Замки соединяют проставки противоположных сегментов, обеспечивая жесткость конструкции. Количество замков равно количеству сегментов в исполнении.
ШУ соединяют соседние сегменты тора. В ШУ расположены пружины кручения, которые обеспечивают раскрытие конструкции в рабочее положение [5].
ССР обеспечивает одинаковое время раскрытия всех ШУ. При этом ШУ1 и ШУ4 (рис. 7) конструкции раскрываются с большей скоростью по отношению к остальным ШУ, поскольку проходят больший угол при раскрытии. ССР представляет собой систему тросов и роликов, находящихся в осях ШУ. Схематичное представление ССР - на рис. 7. При использовании электромеханического привода (ЭМП) исполнение с четырьмя сегментами является самосинхронизированным и в дополнительной ССР не нуждается.
Электромеханический привод вводится в ось одного из ШУ для регулирования скорости раскрытия. ЭМП работает в режиме сдерживания, поглощая энергию пружинных приводов, и предотвращает удар при раскрытии. Регулирование скорости раскрытия также играет важную роль в развертывании отражающего полотна [6].
В рабочем положении жесткость конструкции обеспечивается замками зачековки, расположенными в соответствии с рис. 4. Соседние сегменты зачековы-ваются при помощи трех замков, что исключает перемещение проставок вдоль всех степеней свободы.
Расчет динамики раскрытия. Расчет динамики раскрытия производится с целью определения таких параметров раскрытия, как время раскрытия, нагрузки в ШУ, нагрузки в ССР, нагрузки на ЭМП [7-9].
Раскрытие производится пружинными приводами. В оси каждого ШУ установлена пружина кручения. Диаграмма пружины приведена на рис. 8.
Моменты системы синхронизации, действующие в каждой паре ШУ, определяются по формулам
Мсс' = Ссс Я,-(ф, Я1 - фш-Л+О, М/1 = СссЯт-(ф1+1-Ят - ф,Л,),
где Ссс - приведенная жесткость каната системы синхронизации и роликов; ф,-, ф1+1 - углы раскрытия пары синхронизируемых шарнирных узлов; Л, = 0,04 м -радиусы роликов системы синхронизации в ШУ1 и ШУ4; Я,+1 = 0,02 м - радиусы роликов системы синхронизации в шарнирных узлах ШУ2, ШУ3, ШУ5 и ШУ6.
На рис. 9 изображены графики угловых скоростей раскрытия различных ШУ при скорости на выходном валу привода юЭМП = 5 °/с. На рис. 9, б изображен характерный график скорости в ШУ, раскрываемом со сдерживанием ССР.
На графиках можно выделить характерные участки раскрытия. При / = 0-10 с расчековавшиеся сегменты пытаются раскрыться со скоростью, превышающей скорость выходного вала ЭМП. ССР сдерживает раскрытие, в результате чего возникают колебательные движения сегментов. При / ~ 10 с происходит почти полное демпфирование колебаний, далее система раскрывается плавно. При / ~ 24 с происходит зачековка в рабочем положении. Конструкция в процессе раскрытия изображена на рис. 10.
На рис. 11 изображен график момента, приходящего на выходной вал ЭМП, в зависимости от угла раскрытия ШУ1. Таким образом, ЭМП работает в режиме сдерживания.
На рис. 12 изображен характерный график зависимости усилия в одном тросе ССР от времени раскрытия.
Натяжение формообразующей поверхности отражателя. Натяжение полотна осуществляется системой тросов. Предположительно, для целей натяжения тросов может быть использован ЭМП, установленный для регулирования скорости раскрытия конструкции. Система натяжения представлена на рис. 13.
И1У1
Рис. 7. Система синхронизации раскрытия: 1 - сегменты тора; 2 - тросы ССР; 3 - ролики; 4 - ЭМП; 5 - ШУ
Рис. 8. Диаграмма пружин раскрытия
Рис. 9. Угловая скорсть в ШУ: а - в ШУ 1; б - в ШУ3
а
б
:1_Кип Т1тв= 18.0000 Ргатэ="
г = 0
1_Рип "Пте= 6.5000 Ггате=0651
г = 18 с
Л_Нип Т1тэ= 29.0000 Ргате=2452
г = 6,5 с
г > 24 с
Рис. 10. Этапы раскрытия конструкции
Рис. 11. Момент на выходном валу ЭМП
70.0 1
60.0-
50.0-
40.0-
К 30.0-
(в
У 20.0
и
ю.о-
о.о-
-10.0-
-20.0
Л
г А . 1
-
/
V
I 1
и
0.0
5.0
10.0 15.0
Время, с
20.0
25.0
Рис. 12. Сила в тросах ССР. Ветка, синхронизирующая сегменты 1 и 3
При натяжении параболической поверхности полотна происходит изменение ее формы. Как следствие, изменяется фокусное расстояние антенны. Для оценки диапазона усилий натяжения полотна была решена задача по определению перемещений точек поверхности полотна при натяжении в конечно-элементной постановке.
На рис. 14 изображена конечно-элементная модель (КЭМ) полотна. Модель содержит 1080 элементов типа PLATE, один элемент типа RIGID и 11111 узлов. Материал полотна имеет модуль упругости E = 1010 Па, толщина 0,5 мм. К интерфейсным узлам приложена нагрузка в виде перемещения, перпендикулярно оси вращения параболоида. В качестве решателя используется пакет вычислений NASTRAN [10-12].
На рис. 15 изображена зависимость перемещений интерфейсных точек от силы натяжения полотна.
Полученные измененные координаты точек поверхности при натяжении были квадратично интерполиро-
ваны. Для полученной параболы вычислено фокусное расстояние. График зависимости величины фокусного расстояния от перемещений интерфейсных узлов при натяжении представлен на рис. 16, выявлена линейная зависимость, которая для данной параболической поверхности может быть представлена в виде следующей формулы:
¥' ~ ¥ + 3,75А, где ¥' - фокусное расстояние при натяжении; ¥ - фокусное расстояние ненагруженного полотна; А - перемещение интерфейсного узла.
Данная зависимость справедлива для малых перемещений интерфейсных точек при натяжении.
Потеря устойчивости тора. Произведена оценка возможности потери устойчивости тора при натяжении отражающего полотна [13-15]. Формы потери устойчивости для разного количества интерфейсных точек представлены на рис. 17.
Рис. 13. Схема натяжения отражающего полотна: 1 - трос; 2 - направление натяжения троса; 3 - направление натяжения полотна; 4 - ролики; 5 - полотно
Рис. 14. КЭМ отражающего полотна
3
5
4
0.4
0,6 0,8 1 Сила натяження, Н
Рис. 15. Зависимость перемещений интерфейсных узлов от силы натяжения
0,001
0,002
0,003 0,004 0,005 0,006 0,007 Перемещение интерфейсных узлов, м
0,008
0,009
0,01
Рис. 16. График зависимости величины фокусного расстояния от перемещения интерфейсных узлов
Рис. 17. Формы потери устойчивости тора: а - две интерфейсные точки; б - три интерфейсные точки; в - девять интерфейсных точек; г - восемнадцать интерфейсных точек
в
г
Для всех случаев нагружения критическое усилие на несколько порядков выше усилия, полученного при натяжении полотна. Потери устойчивости тора не происходит.
Заключение. В статье представлен вариант конструкции параболической антенны. Показаны подходы к решению различных задач проектирования конструкции. Исходя из результатов расчета динамики раскрытия, подбираются материалы и конфигурация элементов зачековки, ССР, ЭМП. Анализ смещения фокусного расстояния при натяжении отражающего полотна позволяет выбрать необходимую силу его натяжения. Анализ потери устойчивости конструкции необходим для выбора оптимального количества интерфейсных точек крепления полотна к конструкции.
В рамках данной статьи не были охвачены анализ надежности раскрытия, позволяющий спрогнозировать вероятность безотказной работы изделия, модальный анализ, показывающий жесткостные свойства конструкции, и т. д.
Библиографические ссылки
1. Imbriale W. A., Gao S., Boccia L. Space antenna handbook. Chichester, West Sussex, UK : John Wiley & Sons Ltd, 2012. 98 c.
2. Imbriale W. A. Spaceborne antennas for planetary exploration. Hoboken, New Jersey : John Wiley & Sons Ltd, 2006. 23 c.
3. Шатров А. К., Назарова Л. П., Машуков А. В. Основы конструирования механических устройств космических аппаратов. Конструктивные решения, динамические характеристики / Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2009. 144 с.
4. Чеботарев В. Е., Косенко В. Е. Основы проектирования космических аппаратов информационного обеспечения / Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2011. С. 488-489.
5. Романов А. В., Тестоедов Н. А. Основы проектирования информационно-управляющих и механических систем космических аппаратов. СПб. : ЛА «Профессионал», 2015. 240 с.
6. Prospects of large deployable reflector antennas for a new generation of geostationary Doppler weather radar satellites / E. Im [et al.] // Proceedings of AIAA SPACE 2007 conference and exposition (Long Beach (CA), 18-20 September, 2007).
7. Михайлин Ю. А. Специальные полимерные композиционные материалы. СПб. : Научные основы и технологии, 2009. 664 с.
8. Design evaluation of a large aperture deployable antenna / S. P. Chodimella [et al.] // Proceedings of 47th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC structures, structural dynamics, and materials conference (Newport, Rhode Island 1-4 May, 2006). С. 532-537.
9. Dybdal R. Communication satellite antennas: system architecture, technology, and evaluation. New York : McGraw-Hill, 2009. 391 c.
10. ADAMS MSC. Quick reference guide. USA : MSC Software Corporation, 2013.
11. Рычков С. П. Моделирование конструкций в среде Femap with NX Nastran. М. : ДМК Пресс, 2013. 784 с.
12. Nastran MSC. Quick reference guide. USA : MSC Software Corporation, 2011.
13. Morozov E., Lopatin A., Nesterov V. Buckling analysis and design of anisogrid composite lattice conical shells // Composite Structures. 2011. № 93. P. 3150-3162.
14. Vasiliev V., Razin A. Anisogrid composite lattice structures for spacecraft and aircraft applications // Composite Structures. 2006. Vol. 76. P. 182-189.
15. Vasiliev V., Razin A., Nikityuk V. Development of geodesic composite fuselage structure // International Review of Aerospace Engineering. 2014. Vol. 7, No. 1. P. 48-54.
References
1. Imbriale W. A., Gao S., Boccia L. Space antenna handbook. Chichester, West Sussex, UK: John Wiley & Sons Ltd; 2012, 98 p.
2. Imbriale W. A. Spaceborne antennas for planetary exploration. Hoboken, New Jersey: John Wiley & Sons Ltd; 2006, 23 p.
3. Shatrov A. K., Nazarova L. P., Mashukov A. V. Osnovy konstruirovaniya mekhanicheskikh ustroystv kosmicheskikh apparatov. Konstruktivnye resheniya, dinamicheskie kharakteristiki. [Bases of designing of mechanical devices of spacecrafts. Constructive decisions, dynamic characteristics]. Krasnoyarsk, SibGAU Publ., 2009, 144 p.
4. Chebotarev V. E., Kosenko V. E. Osnovy proektirovaniya kosmicheskikh apparatov informatsion-nogo obespecheniya [Bases of design of spacecrafts of information support]. Krasnoyarsk, SibGAU Publ., 2011, 488 p.
5. Romanov A. V., Testoedov N. A. Osnovy proektirovaniya informatsionno-upravlyayushchikh i mekhanicheskikh sistem kosmicheskikh apparatov. [Bases of design of information-operating and mechanical systems of spacecrafts]. St. Petersburg, Professional Publ., 2015, 240 p.
6. Im E., Thomson M., Fang H., Pearson J. C., Moore J., Lin J. K. Prospects of large deployable reflector antennas for a new generation of geostationary Doppler weather radar satellites. Proceedings of AIAA SPACE 2007 conference and exposition, Long Beach [CA], 18-20 September, 2007, P. 632-637.
7. Mikhaylin Yu. A. Spetsial'nye polimernye kompo-zitsionnye materially. [Special polymer composites]. St. Petersburg, Nauchnye osnovy i tekhnologii Publ., 2009, 664 p.
8. Chodimella S. P., Moore J. D., Otto J., Fang H. Design evaluation of a large aperture deployable antenna.
Proceedings of 47th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC structures, structural dynamics, and materials conference. Newport, Rhode Island 1-4 May, 2006, P. 532-537.
9. Dybdal R. Communication satellite antennas: system architecture, technology, and evaluation. New York : McGraw-Hill, 2009, 391 p.
10. ADAMS MSC. Quick reference guide. USA: MSC Software Corporation, 2013.
11. Rychkov S. P. Modelirovanie konstruktsij v srede Femap with NX Nastran [Structure simulation in Femap with NX Nastran sphere]. Moscow, DMK Press Publ., 2013, 784 p.
12. Nastran MSC. Quick reference guide. USA: MSC Software Corporation, 2011.
13. Morozov E., Lopatin A., Nesterov V. Buckling analysis and design of anisogrid composite lattice conical shells Composite Structures, 2011, No. 93, P. 3150-3162.
14. Vasiliev V., Razin A. Anisogrid composite lattice structures for spacecraft and aircraft applications.
Composite Structures, 2006, Vol. 76, P. 182-189.
15. Vasiliev V., Razin A., Nikityuk V. Development of geodesic composite fuselage structure. International Review of Aerospace Engineering, 2014, Vol. 7, No. 1, P. 48-54.
© Казанцев З. А., 2016
