CC BY
15Решетневскце чтения
системы имитации невесомости составляют не более обезвешивании. В результате анализа этих данных
1 % от максимальных эксплуатационных на протяже- были определены критерии настройки испытательно-
нии всего раскрытия, а дополнительное усилие на го стенда СО.
МВМ не превышает 1,5 % от максимального эксплуа- Представленная расчетная модель в настоящее тационного. Эти усилия оказывают сопротивление время верифицирована еще не полностью, так как раскрытию спицы рефлектора, не помогая самому испытания по проверке раскрытия спицы крупногаба-процессу раскрытия. Таким образом, логика процесса ритного рефлектора пока не проводились. Однако раскрытия подтверждается, зачековка ШУ выполня- отдельные элементы этой модели, описывающие кается. Каждое звено обезвешивается в центре масс при ретки стенда, направляющие и трособлочную систе-помощи своего блока с кареткой и компенсационным му, были верифицированы на испытаниях по провер-грузом, что и объясняет невысокий процент дополни- ке функционирования механических устройств сол-тельных реакций. Каретки в трособлочной системе нечной батареи спутника «Глонасс-К». Хорошая схо-имеют сравнительно небольшую массу, обладают димость результатов расчета и проведенных испыта-малой инерционностью и поэтому оказывают незна- ний позволяет использовать эту модель для расчета чительное влияние на процесс раскрытия спицы реф- раскрытия спицы на стенде трособлочной системы лектора. Однако между каретками и направляющими обезвешивания.
стенда, а также в блоках с тросами имеется опреде- Таким образом, разработанная расчетная модель
ленная сила трения, приводящая к потере энергии и может применяться при проведении динамических
возникновению дополнительных усилий на МВМ. расчетов систем обезвешивания для спиц рефлекто-
Также были смоделированы случаи погрешности из- ров аналогичной конфигурации с различными массо-
за неточности изготовления и настройки стенда: не- габаритными характеристиками, а спроектированный
ровности направляющей, повышающей трение в ка- по результатам расчета и настроенный в соответствии
ретках стенда, неточности балансировки звеньев спи- с выбранными требованиями стенд может быть ис-
цы рефлектора и неточности в определении массы пользован для проведения испытаний по проверке
компенсирующих грузов, приводящих к неточности в раскрытия спицы крупногабаритного рефлектора.
V. M. Mihalkin, M. D. Perminov, I. V. Romanenko JSC «Academician M. F. Reshetnev «Information Satellite Systems», Russia, Zheleznogorsk
DYNAMIC COMPUTATION OF FOLDABLE REFLECTOR RIB ZERO GRAVITY SYSTEM
The present article covers the results of computed model established to ensure selection of zero gravity system setup for testing the deployment of large foldable reflector rib.
© Михалкин В. М., Перминов М. Д., Романенко И. В., 2011
УДК 629.78.018.3:533.6:621.396.67
А. Б. Надирадзе, Р. Р. Рахматуллин, В. В. Шапошников Московский авиационный институт (государственный технический университет), Россия, Москва
В. А. Смирнов, И. А. Максимов, С. Г. Кочура ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева», Россия, Красноярск
ОСОБЕННОСТИ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОГО ОПРЕДЕЛЕНИЯ СТОЙКОСТИ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ К ЭРОЗИОННОМУ ВОЗДЕЙСТВИЮ СТРУЙ СТАЦИОНАРНЫХ ПЛАЗМЕННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Рассмотрены методические вопросы экспериментального определения стойкости композиционных материалов к эрозионному воздействию струй стационарных плазменных двигателей. Предложен метод определения сухой массы образца по результатам обезгаживания. Приведены экспериментальные зависимости коэффициента распыления углепластика от влияния ионного флюенса, угла падения ионов и ориентации волокон относительно потока плазмы.
В настоящее время композиционные материалы крупногабаритных трансформируемых систем, изго-
находят широкое применение при изготовлении об- тавливаются с использованием углепластиков. разцов ракетно-космической техники. В частности, Повышение требований к целевым характеристи-
многие конструктивные элементы автоматических кам и энерговооруженности КА при наличии огра-
космических аппаратов (КА), включая элементы ничений на его массово-габаритные характеристики
"Крупногабаритные трансформируемые конструкции космических аппаратов
приводит к существенному уплотнению конструктивно-компоновочных схем современных КА, что обусловливает попадание ряда конструктивных элементов крупногабаритных трансформируемых систем под воздействие плазменных струй стационарных плазменных двигателей (СПД), приводящее к распылению материалов их поверхностей. В связи с этим возникает необходимость повышения точности оценок эрози-онно-загрязняющего воздействия плазменных струй СПД на КА посредством учета тонких эффектов, характеризующих процессы распыления материалов, таких как влияние флюенса, индикатрисы распыления, анизотропии свойств материалов и пр.
Одним из путей повышения точности экспериментальных данных является хорошо обоснованный выбор схемы и параметров эксперимента, его тщательная методическая проработка и соблюдение многочисленных ограничений.
Величина коэффициента распыления измеряется весовым методом при известных параметрах плазменного потока и времени воздействия плазмы на образец. Для обеспечения требуемой точности и повторяемости результатов измерений необходимо соблюдать следующие основные ограничения на режимы проведения эксперимента.
Потери массы образцов за счет распыления должны быть не менее (20...30) -5м, где 5м - разрешающая способность используемых микровесов. Для аналитических рычажных весов 5м = 0,1 мг, следовательно величина массы распыленного вещества должна быть не менее AMрасп > 0,1-(20...30) = 2...3 мг.
При проведении экспериментов нужно учитывать, что неметаллические и композиционные материалы обладают весьма существенной собственной потерей массы, обусловленной их гигроскопичностью и газовыделением материалов в вакууме.
Стандартные параметры общих потерь массы (ОПМ) для современных материалов космического применения обычно не превышают 0,1 %. Потери массы за счет газовыделения не должны превышать 3.. .5 % массы распыленного вещества. Для указанной выше величины А^расп = 2.3 мг это соответствует
0,1.0,2 мг, при этом масса образца должна быть не более 0,1.0,2 г. Если масса образца превышает ука-
занные значения, то следует либо увеличивать DMvжn, либо производить обезгаживание образцов.
Расстояние от двигателя не должно быть больше 1/2 длины пробега ионов в камере (1 » 1 м при давлении 5-10-4 торр), иначе в потоке возрастет доля уп-ругорассеяных ионов. Приближение образцов к двигателю также ограничено неравномерностью потока. Исходя из этого расстояние от двигателя до образцов было выбрано равным 0,5 м.
Температура образца не должна превышать рабочую температуру материала (75.120 °С), в противном случае в нем могут начаться необратимые деструктивные явления.
Положение образцов в камере должно выбираться таким, чтобы оно могло минимизировать потоки осаждения продуктов распыления стенок вакуумной камеры.
Размеры образца ограничены неравномерностью плотности тока по длине образца, которая не должна превышать 3.5 % от среднего значения.
Режим работы источника плазмы (плотность ионного тока) выбирают таким образом, чтобы обеспечить температурный режим образцов.
Для исключения влияния влаги перед проведением испытаний необходимо производить обезгаживание образцов. При обезгаживании должно быть получено, по крайней мере, две точки, которые могут дать информацию о динамике этого процесса для последующей оценки величины сухой массы образцов.
По данной методике были испытаны образцы углепластика на основе углеродного жгута, стеклонити и органического связующего. На внешней поверхности углепластика находился защитный слой толщиной около 20 мкм, образованный тонкими стеклянными нитями, уложенными в одном направлении.
Влияния флюенса на скорость распыления защитного слоя углепластика не обнаружено. При полном распылении защитного слоя возможно уменьшение коэффициента распыления за счет перехода к распылению углеволоконной основы.
Обнаружено значительное (около 40 %) влияние ориентации образца относительно потока ионов на величину коэффициента распыления при наклонном падении ионов. Определено, что этот эффект связан с частичным затенением поверхности стеклянными нитями, образующими защитный слой углепластика.
A. B. Nadiradze, R. R. Rahmatullin, V. V. Shaposhnikov, Moscow Aviation Institute (State Technical University), Russia, Moscow
V. А. Smirnov, I. A. Maximov, S. G. Kochura JSC «Academician M. F. Reshetnev «Information Satellite Systems», Russia, Zheleznogorsk
PECULIAR PROPERTIES OF EXPERIMENTAL DEFINITION OF COMPOSITE MATERIALS DURABILITY AGAINST STATIONARY PLASMA THRUSTERS EROSIVE JETS IMPACT
The report reviews methodical aspects of experimental determination of the composite materials durability against erosive jets impact of the stationary plasma thruster (SPT). The determination method of «dry» mass of the sample on the results of outgassing is proposed. The experimental dependence of sputtering ratio of carbon fiber reinforced plastic on the ions angle of incidents, ions fluency and fiber orientation relatively plasma flow is shown.
© А. Б. Надирадзе, Р. Р. Рахматуллин, В. В. Шапошников, В. А. Смирнов, И. А. Максимов, С. Г. Кочура, 2011
