CC BY
52УДК 629.78.023.22
определение параметров трёхслойных композитных панелей для конструкции платформы космических аппаратов дистанционного зондирования земли
© 2022 г. городецкий м.А.1, михайловский к.в.2, резник С.в.2
1Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия») Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070,
e-mail: post@rsce.ru
2Московский государственный технический университет (национальный исследовательский университет) имени Н.Э. Баумана
(МГТУ им. Н.Э. Баумана) 2-я Бауманская ул., 5, стр. 1, г. Москва, Российская Федерация, 105005,
e-mail: bauman@bmstu.ru
В работе рассматривается возможность замены традиционной трёхслойной панели с обшивками из углепластика и заполнителя в виде алюминиевых сот в конструкции платформы космического аппарата дистанционного зондирования Земли. Проанализированы условия теплового нагружения для полёта по солнечно -синхронной орбите и выполнено математическое моделирование напряжённо-деформированного состояния элемента платформы, изготовленного из предложенных вариантов трёхслойных композитных панелей. Результаты моделирования могут представлять интерес при проектировании сверхлёгких конструкций платформы космического аппарата, солнечных батарей и рефлектора антенны.
Ключевые слова: космические аппараты дистанционного зондирования Земли, солнечно-синхронная орбита, математическое моделирование, полимерные композиционные материалы.
DOI 10.33950/spacetech-2308-7625-2022-1-36-45
DETERMINING pARAMETERS
of sandwich composite panels for earth remote sensing satellite bus
Gorodetskiy M.A.1, Mikhailovskiy K.v.2, Reznik S.v.2
1S.P. Korolev Rocket and Space Corporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail: post@rsce.ru
2Bauman Moscow State Technical University (National Research University)
(Bauman MSTU) 5 bld. 12nd Bauman str., Moscow, 105005, Russian Federation, e-mail: bauman@bmstu.ru
The paper discusses the feasibility of replacing conventional sandwich panel with carbon fiber enforced polymer skins and aluminum honeycomb core in the structure
of an Earth remote sensing satellite bus. Thermal loading conditions for Sun-synchronous orbit were considered and math modeling were run for stress-strain behavior of a satellite bus element built of the proposed versions of sandwich composite panels. Simulations results might be of interest for design of ultra-lightweight structures of the satellite bus, solar arrays and antenna reflector.
Key words: Earth remote sensing spacecraft, Sun-synchronous orbit, math simulations, polymer composite materials.
ГОРОДЕЦКИЙ M.A.
МИХАЙЛОВСКИЙ к.в.
РЕЗНИК С.В.
ГОРОДЕЦКИЙ Михаил Алексеевич — инженер-технолог 1 категории РКК «Энергия», e-mail: mikhail.gorodetskiy@rsce.ru
GORODETSKIY Mikhail Alekseevich — Processing engineer 1 category at RSC Energia, e-mail: mikhail.gorodetskiy@rsce.ru
МИХАЙЛОВСКИЙ Константин Валерьевич — кандидат технических наук,
доцент кафедры «Ракетно-космические композитные конструкции» МГТУ им. Н.Э. Баумана,
e-mail: konst_mi@mail.ru
MIKHAILOVSKIY Konstantin Valerievich — Candidate of Science (Engineering),
Associate professor of the Department «Rocket and space composite structures» at Bauman MSTU,
e-mail: konst mi@mail.ru
РЕЗНИК Сергей Васильевич — доктор технических наук, профессор, заведующий кафедрой «Ракетно-космические композитные конструкции» МГТУ им. Н.Э. Баумана, e-mail: sreznik@bmstu.ru
REZNIK Sergey Vasilyevich — Doctor of Science (Engineering), Professor,
Head of the Department «Rocket and space composite structures» at Bauman MSTU,
e-mail: sreznik@bmstu.ru
Введение
Одной из важных задач Федеральной космической программы России на период до 2025 г. является создание космических аппаратов дистанционного зондирования Земли (КА ДЗЗ).
Увеличение срока эксплуатации КА ДЗЗ до 10-15 лет и более, повышение требований к точности поддержания формы и размеров ответственных элементов конструкции, необходимость уменьшения массы требуют разработки новых материалов и проектных решений. Для изготовления размеро-
стабильных платформ и рефлекторов космических антенн используют полимерные композиционные материалы (ПКМ), преимущественно — высокомодульные углепластики [1-6].
Наряду с обычными ПКМ, состоящими из наполнителя одной химической природы и матрицы, всё шире используются гибридные ПКМ, в т. ч. с добавлением нетканых материалов. Нетканые материалы фактически также относятся к композиционным, поскольку состоят из двух элементов, один из которых выполняет функцию наполнителя, второй — связующего [7].
Созданы новые типы нетканых материалов, которые по своей структуре близки к сотовым заполнителям [8], однако исследования применения их в составе конструкции носят разрозненный характер.
Цель настоящей работы заключается в улучшении массово-габаритных характеристик форморазмеростабильных конструкций космического назначения за счёт применения гибридных ПКМ, включающих углепластик и органический нетканый материал, а также в уменьшении временных затрат на проектирование.
результаты моделирования движения кА дзз
Особый интерес для применения гибридных полимерных композиционных материалов представляют космические аппараты ДЗЗ, эксплуатирующиеся преимущественно на околоземных солнечно-синхронных орбитах (ССО). Для таких орбит внешние потоки излучения быстро меняются в течение одного витка (~1,5 ч), что повышает требования к точности поддержания формы и размеров ответственных элементов конструкции.
На основе комплексного анализа характеристик орбит, используемых для аппаратов ДЗЗ [9], определена кратная ССО со следующими рабочими параметрами:
высота h 514 км;
наклонение i 97,4°;
местное время прохождения восходящего узла mQ 6 ч утра;
эксцентриситет е 0,00135;
период кратности 14 сут.
результаты моделирования температурного поля и напряжённо-деформированного состояния платформы кА дзз
КА при эксплуатации подвергается воздействию тепловых потоков, обусловленных нагревом прямым солнечным излучением, отражённым от Земли излучением и собственным излучением Земли, а также тепловыделением от бортового оборудования. Для оценки воздействия теплообмена на элементы конструкции КА необходимо применение специальных методов расчёта [10].
Для оценки изменения температурного поля и влияния его на напряжённо-деформированное состояние платформы КА ДЗЗ заданы условия, соответствующие движению по определённой выше ССО. Распределение температурного поля и напряжённо-деформированное состояние в конструкции КА анализировались в течение года полёта по орбите, в связи с чем выбраны четыре наиболее показательные точки изменения светотеневой обстановки: зимнее и летнее солнцестояние, весеннее и осеннее равноденствие.
На этом этапе исследования проведено моделирование для конструкции КА в составе: платформа, рефлектор антенны и солнечные батареи. Упрощённая геометрическая модель КА представляла собой платформу в форме параллелепипеда размерами 1 600x2 000x2 000 мм, панели солнечных батарей размерами 8 000x1 700 мм и рефлектор антенны 01 200 мм со строительной высотой 100 мм. Элементы геометрической модели представляли собой трёхслойные конструкции с обшивками из углепластика и алюминиевым сотовым заполнителем общей толщиной 16 мм. Необходимые для моделирования данные по теплофизи-ческим характеристикам материалов заимствовались из справочника [11], а по оптическим характеристикам — из справочника [12]. Моделирование проводилось в программном комплексе NX (Siemens, ФРГ) [13] с использованием плоских конечных элементов со средним размером 100 мм.
Вычисления проведены с помощью модуля NX/Space Systems Thermal [14], реализующего метод Монте-Карло, в котором учтены параметры орбиты, ориентация КА в пространстве, положение Солнца относительно орбиты. Моделирование выполнено для одного витка орбиты с шагом 45 с с учётом возможного переотражения от элементов конструкции. Исходные динамические данные КА заданы в объекте моделирования Orbital heating, с помощью которого определены условия теплового нагружения, вызванные потоками излучения Солнца и Земли.
Из результатов моделирования определено, что распределение температурного поля меняется от -70 до +80 °С [15].
Эксплуатационные перемещения в конструкции не превышают 18 мм, а напряжения не превышают 100 МПа (рис. 1). Полученные результаты находятся в диапазоне допустимых значений, однако требования снижения массы конструкции КА без потери жёсткости приводят к необходимости разработки новых проектных решений и материалов для создания платформ.
Рис. 1. Перемещения в конструкции КА под влиянием нагрева потоками теплового излучения от Солнца в период зимнего солнцестояния и Земли (освещённая часть витка), мм
Одним из таких вариантов считается применение гибридных ПКМ в обшивках трёхслойных панелей, а также замена традиционных алюминиевых сот. Гибридные ПКМ, благодаря разработке нетканых материалов из полиэтилентерефталата (ПЭТФ) и аналогичных, которые по своей структуре близки к сотовым заполнителям [16], в сочетании с полимерным связующим показывают высокие физико-механические характеристики. Для оценки возможности применения трёхслойных композитных панелей с нетканым заполнителем далее проводятся необходимые экспериментальные исследования.
экспериментальное исследование образцов Пкм
В работе проведено исследование свойств гибридных ПКМ с добавлением органического нетканого материала из ПЭТФ в зависимости от количества нетканых слоёв. В качестве объекта исследования использовался полиэфирный нетканый материал, отличающийся упорядоченной сотовой
структурой. Между собой соты разделены специальными каналами, которые содержат микросферы (рис. 2).
а)
б)
Рис. 2. Фотография нетканого материала: а —
в исходном состоянии; б — при увеличении *500
В качестве волокнистого наполнителя использовались углеродная ткань марки АСМ С200Т [17], эпоксидное связующее на основе смолы ЭД-20 [18], отвердитель — изометилтетрагидрофталевый ангидрид и активный растворитель — диэтиленгликоль марки ДЭГ-1 [19].
Изготовлены и исследованы три типа образцов: без нетканого материала, а также с одним и двумя слоями нетканого материала. Образец 1 изготовлен из 6 слоёв углеродной ткани; 2 — из 7 слоёв (3 слоя углеродной ткани + + 1 слой нетканого материала + 3 слоя
углеродной ткани), а образец 3 — из 8 слоёв (2 слоя углеродной ткани + + 1 слой нетканого материала + 2 слоя углеродной ткани + 1 слой нетканого материала + 2 слоя углеродной ткани). Для всех образцов и слоёв угол выкладки составил 0° (по основе ткани). Одними из важных параметров трёхслойных композитных панелей считаются изгибная жёсткость и эффективный поперечный модуль упругости. Для его определения используется динамо-механический анализатор. Определено влияние температуры на модуль упругости образцов с одним и двумя слоями нетканого материала. В таблице приведены отдельные результаты экспериментальных исследований для всех трёх типов образцов в зависимости от температуры испытания.
Анализ полученных результатов показывает, что значение модуля упругости гибридного ПКМ, состоящего из двух слоёв нетканого материала (образец 3), повышается практически на 25% при температуре 30 °С по сравнению с образцом 2, состоящим из одного слоя нетканого материала. Образцы 2 и 3, по сравнению с исходным образцом из углепластика (образец 1), обладают в среднем в три раза большими значениями модуля упругости при температурах до 200 °С. Таким образом, использование нетканого материала в структуре гибридного ПКМ позволяет повысить отдельные физико-механические характеристики.
В результате проведённых экспериментальных исследований установлено, что при увеличении в гибридном ПКМ количества слоёв из нетканого материала имеет место повышение модуля упругости в поперечном направлении. По сравнению с исходным образцом из углепластика (образец 1),
образцы, в составе которых есть нетканый материал, обладают в среднем в три раза большими значениями модуля упругости при температурах до 200 °С.
моделирование
напряжённо-деформированного состояния элемента платформы КА дзз
В работе рассмотрены варианты конструкции с заполнителями в форме сот из различных материалов. Проводится анализ напряжённо-деформированного состояния элемента платформы КА со следующими конструктивными исполнениями:
1 — панель состоит из двух обшивок из углепластика толщиной 2 мм и заполнителя в виде алюминиевых сот толщиной 4 мм;
2 — панель состоит из двух обшивок из углепластика толщиной 2 мм и заполнителя в виде стеклопластиковых сот толщиной 4 мм;
3 — панель состоит из двух обшивок из углепластика толщиной 2 мм и заполнителя в виде углепластиковых сот толщиной 4 мм;
4 — панель состоит из трёх обшивок из углепластика (толщйны внешних обшивок — 1,9 мм; средней — 0,2 мм), между ними — по одному слою заполнителя, состоящего из гибридного ПКМ в виде сот из эпоксидного полимера и нетканого полиэфирного материала, находящегося внутри сот (толщина каждого слоя 2 мм);
5 — панель состоит из трёх обшивок из углепластика (толщйны внешних обшивок — 1,9 мм; средней — 0,2 мм), между ними — по одному слою заполнителя, состоящего из гибридного ПКМ в виде сот из эпоксидного полимера и пенополиимида, находящегося внутри сот (толщйны слоёв — 2 мм).
Значения модулей упругости гибридных ПКМ, МПа
Температура испытания, °С Образец 1 (6 слоёв углеродной ткани) Образец 2 (3 слоя углеродной ткани + 1 слой нетканого материала + 3 слоя углеродной ткани) Образец 3 (2 слоя углеродной ткани + 1 слой нетканого материала + 2 слоя углеродной ткани + 1 слой нетканого материала + 2 слоя углеродной ткани)
30 12 678 12 264 15 301
50 10 420 12 161 15 279
100 1 655 11 710 14 657
150 1 486 9 622 10 678
200 1 605 5 597 5 234
Размер элемента выбран 100*100*8 мм, а общая толщина всех пяти вариантов — 8 мм.
Моделирование проводилось в программном комплексе ЫХ [13] с использованием трёхмерных конечных элементов размером 5 мм. На внешнюю поверхность элемента платформы, ориентированной в надир, действует характерный температурный градиент, аналогичный случаю изменения светотеневой обстановки во время весеннего равноденствия. Элементы конструкции панели взаимосвязаны с помощью контактных конечных элементов, и учитываются условия симметрии по граням. Материал обшивки считался трёхмерным ортотропным, а сотовый заполнитель рассматривался как изотропный. В геометрической модели элемента платформы учитывалась сотовая структура заполнителя, длина
а)
стороны ячейки 10 мм, толщина стороны ячейки — 1 мм.
При сравнении массово-габаритных характеристик пяти вариантов панелей установлено, что наименьшим весом обладает панель с полиэфирным нетканым материалом (вариант 4). Однако, с учётом условий эксплуатации КА и действия факторов космического пространства, необходима разработка поли-имидного нетканого материала.
На рис. 3 представлены отдельные результаты по напряжениям и перемещениям в различных вариантах панелей.
На основе результатов моделирования установлено, что по массово-габаритным характеристикам предпочтительнее вариант 4 с нетканым материалом, а наименьшими перемещениями обладают вариант 4 и вариант 5 с пено-полиимидом.
б)
в)
г)
д)
ж)
и)
е)
з)
к)
Рис. 3. Напряжения (МПа) и перемещения (мм) в панели с заполнителем в виде алюминиевъх сот (а, б); стеклопластиковъх сот (в, г); углепластиковъх сот (д, е); из эпоксиднъх сот и нетканого материала (ж, з); из эпоксиднъх сот и пенополиимида (и, к)
заключение
На основе разрабатываемой методики выбора проектных параметров платформ КА ДЗЗ выполнены оценки характеристик рабочей орбиты (постоянство солнечной освещённости; видимости земной поверхности в заданное время полёта над одними и теми же участками обследуемой местности; глобального обзора Земли; наилучшей оперативности наблюдения районов земной поверхности; требуемых коррекций высоты орбиты, понижающейся вследствие торможения), а также рассчитаны тепловые эксплуатационные нагрузки.
Рассмотрены возможные варианты замены традиционных трёхслойных панелей платформ КА, состоящих из углепластиковых обшивок и заполнителя из алюминиевых сот, на новые гибридные ПКМ.
С помощью численного моделирования температурного и напряжённо-деформированного состояния предложенных конструктивных вариантов панелей платформ КА показано, что применение трёх обшивок из углепластика (толщйны внешних обшивок — 1,9 мм; средней — 0,2 мм) и между ними по одному слою заполнителя, состоящего из гибридного ПКМ в виде сот из эпоксидного полимера и нетканого полиэфирного материала, находящегося внутри (толщина каждого слоя 2 мм) позволяет снизить массу и общие перемещения по сравнению с традиционными трёхслойными с заполнителем из алюминиевых сот.
Дальнейшие исследования направлены на адаптацию выбранного конструктивного варианта панели платформы к действиям факторов космического пространства и необходимости обеспечения её работоспособности в течение 15 лет.
Полученные результаты могут представлять интерес на стадии эскизного проектирования КА ДЗЗ.
Список литературы
1. Reznik S.V., Prosuntsov P.V., Mikhailovsky K.V., Shafikova I.R. Material science problems of building space antennas with a transformable reflector 100 m in diameter // IOP Conference Series: Materials Science and Engineering. 2016.
V. 153. № 1. 012012 10 p. DOI: 10.1088/ 1757-899X/153/1/012001.
2. Sayapin S.N., Shkapov P.M. Kinematics of deployment of petal-type large space antenna reflectors with axisymmetric petal packaging // J. of Machinery Manufacture and Reliability.
2016. V. 45. № 5. P. 387-397.
3. Reznik S.V., Prosuntsov P.V., Azarov A.V. Substantiation of the structural-layout scheme of the mirror-space -antenna reflector with a high shape stability and a low density per unit length // J. Eng. Phys. Thermophy. 2015. V. 88. № 3. P. 699-705. D0I:10.1007/ s10891-015-1239-x.
4. Reznik S.V., Prosuntsov P.V., Azarov A.V. Modeling of the temperature and stressed-strained states of the reflector of a mirror space antenna // J. Eng. Phys. Thermophy. 2015. V. 88. № 4. P. 978-983. D0I:10.1007/s10891-015-1273-8.
5. Golovatov D., Mikhaylov M., Bosov A. Optimization of technological parameters of impregnation of load-bearing rod elements of reflector made of polymer composite materials by transfer molding method // Indian J. of Science and Technology. 2016. V. 9. № 46. 107492. DOI: 10.17485/ijst/2016/v9i46/107492.
6. Prosuntsov P.V., Reznik S.V., Mikhailovsky K.V., Novikov A.D., Zaw Ye. Aung. Study variants of hard CFRP reflector for intersatellite communication // IOP Conf. Series: Materials Science and Engineering. 2016. V. 153. № 1. 012012, 7 p. DOI: 10.1088/1757-899X/153/1/012012.
7. Городецкий М.А., Хтет Т.Л., Малышева Г.В. Технология формования гибридных композитов на основе органического нетканого материала // 10-я Всерос. конф. молодых учёных и спец. (с международ. участием) «Будущее машиностроения России»: сб. докл. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2017. С. 545-547.
8. Нелюб В.А., Городецкий М.А., Тун Л.Х., Малышева Г.В. Свойства многослойных полимерных композитов на основе нетканого материала из поли-этилентерефталата // Вестник Казанского технологического университета.
2017. Т. 20. № 24. С. 74-77.
9. Михайловский К.В., Городецкий М.А. Разработка методики определения и коррекции параметров рабочей орбиты космического аппарата дистанционного зондирования Земли // Вестник РУДН.
Инженерные исследования. 2017. Т. 18. № 3. С. 361-372.
10. Михайловский К.В., Городецкий М.А. Разработка методики определения лучистого теплообмена для платформ космических аппаратов в условиях полёта на околоземных орбитах / / Известия высших учебных заведений. Машиностроение. 2021. Т. 3. С. 62-70.
11. Болтон У. Конструкционные материалы: металлы, сплавы, полимеры, керамика, композиты. Карманный справочник. М.: Металлургия, 2007. 336 с.
12. Латыев Л.Н., Петров В.Я., Чеховской Е.Н., Шестаков Е.Н. Излучательные свойства твёрдых материалов / Под ред. А.Е. Шейндлин. М.: Энергия, 1974. 472 с.
13. Siemens NX. Режим доступа: https:// www.plm.automation.siemens.com/global/ru/ products/nx (дата обращения 17.05.2021 г.).
14. Siemens NX Space Systems Thermal. Режим доступа: https://www.plm.automation. siemens.com/en_gb/Images/nx_space_ systems_ thermal _fs_W_3_tcm642-54518.pdf (дата обращения 17.05.2021 г.).
15. Городецкий М.А., Михайловский К.В. Разработка методики проектирования теплонагруженных размеростабильных элементов конструкций из углепластика для космического аппарата дистанционного зондирования Земли // Вестник РУДН. Инженерные исследования. 2020. Т. 21. № 3. С. 159-165.
16. Lantor Soric; A unique flexible foam core for infusion and RTM processing. Режим доступа: https://www.lantor.com/ lantor-soric (дата обращения 17.05.2021 г.).
17. Госкорпорация «Росатом». Ткани UMATEX. Режим доступа: https://umatex. com/pdfs/Carbon _fabrics_UMATEX.pdf (дата обращения 17.05.2021 г.).
18. ГОСТ 10587-84. Смолы эпок-сидно-диановые неотвержденные. Технические условия. М.: Издательство стандартов, 1989.
19. ТУ 2225-390-04872688-98 с изм. 1, 2. Смола эпоксидная ДЭГ-1. Технические условия.
Статья поступила в редакцию 02.06.2021 г. Окончательный вариант — 18.08.2021 г.
Reference
1. Reznik S.V., Prosuntsov P.V., Mikhailovsky K.V., Shafikova I.R. Material science problems of building space antennas with a transformable reflector 100 m in diameter. IOP Conference Series: Materials Science and Engineering, 2016, vol. 153, no. 1, 012012, 10 p. DOI: 10.1088/1757-899X/153/1/012001.
2. Sayapin S.N., Shkapov P.M. Kinematics of deployment of petal-type large space antenna reflectors with axisymmetric petal packaging. J. of Machinery Manufacture and Reliability, 2016, vol. 45, no. 5, pp. 387-397.
3. Reznik S.V., Prosuntsov P.V., Azarov A.V. Substantiation of the structural-layout scheme of the mirror-space-antenna reflector with a high shape stability and a low ensity per unit length. J. Eng. Phys. Thermophy, 2015, vol. 88, no. 3, pp. 699 - 705. D0I:10.1007/s10891-015-1239-x.
4. Reznik S.V., Prosuntsov P.V., Azarov A.V. Modeling of the temperature and stressed-strained states of the reflector of a mirror space antenna. J. Eng. Phys. Thermophy, 2015, vol. 88, no. 4, pp. 978-983. D0I:10.1007/s10891-015-1273-8.
5. Golovatov D., Mikhaylov M., Bosov A. Optimization of technological parameters of impregnation of load-bearing rod elements of reflector made of polymer composite materials by transfer molding method. Indian J. of Science and Technology, 2016, vol. 9, no. 46, 107492. DOI: 10.17485/ijst/2016/v9i46/107492.
6. Prosuntsov P.V., Reznik S.V., Mikhailovsky K.V., Novikov A.D., Zaw Ye. Aung. Study variants of hard CFRP reflector for intersatellite communication. IOP Conf. Series: Materials Science and Engineering, 2016, vol. 153, no. 1, 012012, 7p. DOI: 10.1088/1757-899X/153/1/012012.
7. Gorodetskii M.A., Khtet T.L., Malysheva G.V. Tekhnologiya formovaniya gibridnykh kompozitov na osnove organicheskogo netkanogo materiala [Molding process for hybrid composite materials based on organic non-woven fabric]. 10th All-Russia Conference of Young Scientists and Specialists (with international participation) The Future of Russia's Engineering Industry: Collected papers. Moscow, MGTU im. N.E. Baumana publ., 2017. Pp. 545-547.
8. Nelyub V.A., Gorodetskii M.A., Tun L.Kh, Malysheva G.V. Svoistva mnogosloinykh polimernykh kompozitov na osnove netkanogo materiala iz polietilentereftalata [Properties of multilayer polymer composite materials based on non-woven polyethyleneterephthalate fabric]. Vestnik Kazanskogo tekhnologicheskogo universiteta, 2017, vol. 20, no. 24, pp. 74-77.
9. Mikhailovskii K.V., Gorodetskii M.A. Razrabotka metodiki opredeleniya i korrektsii parametrov rabochei orbity kosmicheskogo apparata distantsionnogo zondirovaniya Zemli [Developing a procedure for
determining and correcting working orbit parameters of an Earth remote sensing spacecraft], Vestnik RUDN. Inzhenernye issledovaniya, 2017, vol. 18, no. 3, pp. 361-372.
10. Mikhailovskii K.V., Gorodetskii M.A. Razrabotka metodiki opredeleniya luchistogo teploobmena dlya platform kosmicheskikh apparatov v usloviyakh poleta na okolozemnykh orbitakh [Developing a procedure for determining radiative heat transfer for satellite buses in low-Earth orbit environment], Izvestiya vysshikh uchebnykh zavedenii. Mashinostroenie, 2021, vol. 3, pp. 62-70.
11. Bolton U. Konstruktsionnye materialy: metally, splavy, polimery, keramika, kompozity. Karmannyi spravochnik [Engineering materials: metals, alloys, polymers, ceramics, composites, Pocket book], Moscow. Metallurgiya publ., 2007. 336 p.
12. Latyev L.N., Petrov V.Ya., Chekhovskoi E.N., Shestakov E.N. Izluchatel'nye svoistva tverdykh materialov [Radiative properties of hard materials], Ed. by A.E. Sheindlin. Moscow, Energiyapubl., 1974. 472 p.
13. Siemens NX. Available at: https://www.plm.automation.siemens.com/global/ru/products/nx (accessed 17.05.2021).
14. Siemens NX Space Systems Thermal. Available at: https://www.plm.automation.siemens.com/ en_gb/Images/nx_space_systems_ thermal_fs_W_3_tcm642-54518.pdf (accessed 17.05.2021).
15. Gorodetskii M.A., Mikhailovskii K.V. Razrabotka metodiki proektirovaniya teplonagruzhennykh razmerostabil'nykh elementov konstruktsii iz ugleplastika dlya kosmicheskogo apparata distantsionnogo zondirovaniya Zemli [Developing a procedure for designing thermally loaded structural elements with stable dimensions made of carbon fiber for an Earth remote sensing spacecraft], Vestnik RUDN. Inzhenernye issledovaniya, 2020, vol. 21, no. 3, pp. 159-165.
16. Lantor Soric. A unique flexible foam core for infusion and RTM processing. Available at: https://www.lantor.com/lantor-soric (accessed 17.05.2021).
17. Goskorporatsiya Rosatom. Tkani UMATEX [State Corporation Rosatom UMATEX fabrics], Available at: https://umatex.com/pdfs/Carbon_fabrics_UMATEX.pdf (accessed 17.05.2021).
18. GOST 10587-84. Smoly epoksidno-dianovye neotverzhdennye. Tekhnicheskie usloviya [Uncured epoxy resins, Specifications], Moscow, Izdatel'stvo standartovpubl., 1989.
19. TU 2225-390-04872688-98 s izm. 1, 2. Smola epoksidnaya DEG-1. Tekhnicheskie usloviya [Epoxy resin DEG-1, Specifications],
