CC BY
0
Секция «Механика конструкций ракетно-космической техники»
УДК 629.78
ОЦЕНКА ВЛИЯНИЯ СОЛНЕЧНОГО ИЗЛУЧЕНИЯ НА ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ОТКЛОНЕНИЯ ЭЛЕМЕНТОВ КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ
1* 1 П. А. Воложанин , А. Д. Кучеренко
1 2
Научный руководитель - З. А. Казанцев '
1Сибирский государственный университет науки и технологий имени академика М. Ф. Решетнева Российская Федерация, 660037, г. Красноярск, пр. имени газеты «Красноярский рабочий», 31 2АО «Информационные спутниковые системы имени академика М. Ф. Решетнева» Российская федерация, 662972, Красноярский край, г. Железногорск, ул. Ленина, 52
*E-mail: mister.volojanin@yandex.ru
В работе рассмотрен способ оценки термических деформаций элементов космической техники, в результате функционирования космического аппарата на орбите в околоземном пространстве.
Ключевые слова: термодеформация, трансформируемая конструкция, конечно элементная модель.
EVALUATION OF THE INFLUENCE OF SOLAR RADIATION ON THE GEOMETRIC
TRANSLATION OF SPACE HARDWARE
P. A. Volozhanin1*, A. D. Kucherenko1 Scientific supervisor - Z. A. Kazantsev1,2
Reshetnev Siberian State University of Science and Technology 31, Krasnoyarskii rabochii prospekt, Krasnoyarsk, 660037, Russian Federation 2JSC Academician M.F. Reshetnev Information Satellite Systems 52, ul. Lenina , Zheleznogorsk, Krasnoyarsk Krai, 662972, Russian Federation *E-mail: mister.volojanin@yandex.ru
The paper considers a method for assessing thermal deformations of space hardware elements as a result of the operation of a spacecraft in orbit in near-Earth space.
Keywords: thermal deformation, deployable structure, finite element model.
Тенденции технологического развития сделали космическую технику неотъемлемой частью повседневной жизни. В настоящее время для решения широкого круга научных и прикладных задач активно используются космические аппараты (КА) различного целевого назначения [1]. Усложнение и увеличение габаритов и форм космических аппаратов ставит перед инженерами задачу - при помощи раскрывающихся механических систем минимизировать занимаемый объем в стартовом положении. Данное требование обусловлено ограниченным пространством под обтекателями ракетоносителей.
Кроме того, основной средой функционирования спутника является околоземное космическое пространство. К фактору, воздействующему на КА, можно отнести электромагнитное и корпускулярное излучение [2]. Проходя по орбите, КА пролетает как теневые, так и солнечные участки. Под воздействием солнечного излучения происходит нагрев внешних поверхностей до температуры порядка 130-150°С, в то время как в тени
Актуальные проблемы авиации и космонавтики - 2022. Том 1
температура достигает минус 130-150°С, что, соответственно, приводит к существенным перепадам температуры на элементах КА.
Поскольку температурные деформации изменяют исходную геометрию элементов конструкции КА [3], возникает необходимость учитывать эти деформации в процессе проектирования изделий космической техники для обеспечения заявленных эксплуатационных характеристик.
При помощи программного пакета «ТЬегшюа» исследуется влияние тепловых потоков на конструкцию космического аппарата при его движении по орбите. Результатом работы программы является набор тепловых полей, распределенных по элементам КА в различные моменты времени.
Температурные деформации можно рассчитать, используя конечно-элементную модель (КЭМ). КЭМ строится в программном пакете Бешар [4-5], а в качестве граничных условий, задаваемых в виде температур, приложенных к конечным элементам, принимаются результаты расчета из программы «ТЬегшюа».
Для адаптации результатов расчета из ПО «ТЬегшюа» в ПО Бешар был разработан макрос. На рисунке 1 представлен результат работы макроса в виде КЭМ солнечной батареи, с соответствующими элементам температурами.
Полученная КЭМ позволяет произвести исследование температурных деформаций при помощи решателя NASTRAN. Результатом исследования является напряжённо-деформированное состояние крыла солнечной батареи. На рисунке 2 изображён прогиб.
Рис. 1. Распределение температур (°С) по КЭМ крыла солнечной батареи
0.0181
0,0166
0,00603
X
о.оозог
Output Sat NX NASTRAN Cosa 1 Defotmed(0,02^11 ): Total Translation Nodal Contour Total Translation
0,00151
Рис. 2. Прогиб (м) крыла солнечной батареи в результате термодеформаций
Секция ««Механика конструкций ракетно-космической техники»»
Таким образом представляется возможным оценить влияние солнечного излучения на геометрические отклонения в результате термодеформаций.
Данный способ может быть применен для оценки прогибов, например, крыльев солнечных батарей и других развертываемых систем, применяемых в конструкциях космических аппаратов.
Библиографические ссылки
1. Ермолаев, В.И Проектирование транспортных космических аппаратов: учебное пособие / В.И. Ермолаев; Балт. гос. техн. ун-т. - СПб., 2019. 65 с.
2. Чеботарев, В.Е. Основы проектирования космических аппаратов информационного обеспечения: учеб. пособие / В.Е. Чеботарев, В.Е. Косенко; Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2011. 488 с.
3. Vasiliev V.V., Morozov E.V., Advanced Mechanics of Composite Materials and Structural Elements Third Edition, The Boulevard, Langford Lane, Kidlington, Oxford, OX5 1GB. Elsevier., 2013. 816p.
4. Шимкович, Д. Г. Расчет конструкций в MSC.visualNastran for Windows. М.: ДМК Пресс, 2010. 704 с.
5. Рычков, С. П. Моделирование конструкций в среде Femap with NX Nastran. М.: ДМК Пресс, 2013. 784 с.
© Воложанин П. А., Кучеренко А. Д., 2022
