CC BY
29Решетнеескцие чтения. 2015
Решение описанных выше задач конструкторско-технологического характера позволит создать более эффективный узел с характеристиками, соответствующими современным требованиям.
Библиографические ссылки
1. Голубев М. Д. Газовые регуляторы давления. М. : Машиностроение, 1964. 152 с.
2. Пневматика и гидравлика. Приводы и системы управления .: сб. статей / под ред. И. И. Артоболевского. М. : Машиностроение, 1975.
3. Шимкович Д. Г. Расчет конструкций в MSC/NASTRAN for Windows. М. : ДМК Пресс, 2001. 448 с.
References
1. Golubev M. D. Gazovyye regulyatory davleniya [Gas pressure regulators]. Moscow: Mashinostroyeniye, 1964. 152 p.
2. Pnevmatika i gidravlika. Privody i systemy upravleniya [Pneumatic and hydraulic. Actuators and control systems]. Digest of article. / Edited Artobolevsky I. I. Moscow: Mashinostroyeniye, 1975. 314 p.
3. Shimkovich D. G. Raschet konstruktsiy v MSC/NASTRAN for Windows [Structural analysis MSC/NASTRAN for Windows]. Moscow: DMK Press, 2001. 448 p.
© Снытко А. В., Кравченко И. А., Ладыгин А. П., Бородин Л. М., 2015
УДК 629.78
ПАНЕЛЬ КРИОЭКРАНА КОСМИЧЕСКОЙ ОБСЕРВАТОРИИ «МИЛЛИМЕТРОН»,
ВЫПОЛНЕННАЯ ИЗ КОМПОЗИТНЫХ МАТЕРИАЛОВ СО СКЛАДЧАТЫМ ЗАПОЛНИТЕЛЕМ
А. В. Сгарицын, Н. Н. Старицына, Е. В. Пухтина
АО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Российская Федерация, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52
E-mail: [email protected]
Рассмотрен вариант замены алюминиевой конструкции панели криоэкрана с сотовым заполнителем на панель, выполненную из среднепрочного высокомодульного углепластика с применением в качестве заполнителя складчатой структуры на основе модифицированного Z-гофра.
Ключевые слова: панель криоэкрана, клиновидная конструкция, сотовый заполнитель, складчатый заполнитель.
CRYOGENIC PANEL SPACE OBSERVATORY "MILLIMETRON" MADE OF COMPOSITE
MATERIALS WITH FOLDED CORE
A. V. Staritsyn, N. N. Staritsyna, E. V. Pyhtina
JSC "Information satellite systems" named after academician M. F. Reshetnev" 52, Lenin Str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russian Federation E-mail: [email protected]
The paper reviews replacement option from aluminum construction cryogenic panel with honeycomb to panel made from medium-strength highmodulus carbon with modify z-crimp folded core.
Keywords: cryogenic panel, wedge construction, honeycomb, folded core.
При проектировании космической обсерватории «Миллиметрон» актуальной задачей является разработка размеростабильных конструкций, сохраняющих свою работоспособность в условиях низких температур. Одной из таких конструкций является криоэкран, входящий в состав активной системы охлаждения. В настоящее время криоэкран представляет собой сборку из 24 несущих сотовых панелей, соединенных между собой металлизированной пленкой (рис. 1).
Каждая панель представляет собой крупногабаритную клиновидную многослойную конструкцию длинной 5 м и шириной 400 мм. Перепад высоты па-
нели от 60 до 10 мм. Панель криоэкрана состоит из алюминиевых обшивок В95 толщиной 0,3 мм, заполнителя сотового 5056-6-23П, а также крепежных соединений, выполненных из алюминиевых сплавов. Использование металлических элементов негативно влияет на размеростабильность конструкции при перепадах температур из-за высокого КЛТР алюминия. Поэтому возникает необходимость использования материалов с низким КЛТР, например углепластика [1].
Для решения проблемы предлагается альтернативный вариант панели с применением в качестве материала для конструкции среднепрочного высокомо-
Крупногабаритные трансформируемые конструкции космических аппаратов
дульного углепластика, а также использования в качестве заполнителя складчатой структуры. Высокий модуль упругости выбранного материала обеспечит требуемую жесткость разрабатываемой крупногабаритной конструкции.
Рис. 1. Конструкция криоэкрана
Складчатые структуры - это объемные регулярные рельефные конфигурации, полученные из плоскости путем ее изгибания (складывания) по намеченным на развертке линиям. Складчатый заполнитель, выполненный из углепластика, имеет ряд преимуществ, таких как высокая прочность и жесткость, размероста-бильность при перепадах температур. Заполнителям складчатого типа можно задать переменную высоту без дополнительных операций по фрезерованию. Также технология изготовления складчатых структур позволяет создавать заполнитель из непрерывного рулона материала, что важно для крупногабаритных конструкций, так как не потребуются дополнительные операции по склеиванию блоков заполнителя [2].
Для создания на основе складчатой конструкции клиновидной панели криоэкрана была выбрана структура, представляющая собой модифицированный 2-гофр с канавками по гребням (рис. 2) [3; 4].
Верхняя часть структуры содержит обыкновенные гребни 1 по зигзагообразным линиям. По нижней поверхности для обеспечения положения всех гребней в одной наклонной плоскости выполнены канавки 2.
При такой модификации структуры положительным является увеличенная площадь контакта заполнителя с обшивкой под склеивание.
Кроме того, структура рельефа спроектирована таким образом, что уровень напряжений в элементах заполнителя получается примерно одинаковым. Это достигается путем варьирования густоты рельефа (насыщение объема структурными элементами). Также при формировании дополнительных складок (канавок) в зоне стыковки заполнителя с элементами крепления панели к поворотному механизму образуется участок структуры с вертикальными гранями, обеспечивающий надежное клеевое соединение.
Важным является изготовление всех элементов конструкции из углепластика, в том числе и кронштейнов для крепления панели к поворотному устройству.
Таким образом, альтернативный вариант изготовления панелей для криоэкрана с применением угле-пластиковых материалов для обшивок, элементов креплений и сотозаполнителя в виде складчатой конструкции обеспечит оптимальные массово-жест-костные и размеростабильные характеристики.
Библиографические ссылки
1. Панин В. Ф., Гладков Ю. А. Конструкции с заполнителем : справ. М. : Машиностроение, 1991. 272 с.
2. Двоеглазов И. В., Халиулин В. И. К вопросу проведения экспериментальных исследований прочности складчатых заполнителей типа 2-гофр на поперечное сжатие // Авиация и ракетно-космичнеская техника. КНИТУ-КАИ. 2012. С. 276-281.
3. Справочник по композиционным материалам / под. ред. Дж. Любина ; пер. с англ. А. Б. Геллера. М. : Машиностроение, 1988. 584 с.
4. Васильев В. В., Протасов В. Д., Болотин В. В. Композиционные материалы : справ. / под общ. ред. В. В. Васильева, Ю. Тарнопольского. М. : Машиностроение, 1990. 512 с.
References
1. Panin V. F., Gladkov Y. A. Construction with core: Handbook.- Moscow., Engineering, 1991, 272 p.
2. Dvoeglazov I. V., Khaliulin V. I. On the development of experimental method in research of folder core type Z-crimp on the transverse compressive test
Решетнееские чтения. 2015
strengh// Aviation and rocket space technology. Kazan national research technical university named after A. N. Tupolev. 2012. P. 276-281.
3. Under the editorship G. Lubin. Translation from english Geller A. B. Handbook of composites. Moscow, Engineering, 1988, 584 p.
4. Vasilev V. V., Protasov V. D., Bolotin V. V. Composite materials. Handbook. Under the general editorship Vasilev V. V., Tarnopolsky U. M. Moscow, Engineering, 1990, 512 p.
© OrapH^m A. B., CrapHutma H. H., nyxTHHa E. B., 2015
УДК 629.78
МЕТОД ВЫБОРА ПАРАМЕТРОВ ЭЛЕМЕНТОВ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ИЗ ВОЛОКНИСТЫХ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ
Н. Н. Старицына, А. В. Старицын, Е. В. Малюгина
АО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Российская Федерация, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52
E-mail: [email protected]
Предложен метод выбора параметров элементов космического аппарата из волокнистых композиционных материалов.
Ключевые слова: элементы из волокнистых композиционных материалов, оптимальные параметры, метод выбора параметров.
METHOD TO SELECT CHARACTERISTIC OF SPACECRAFT PARTS MADE OF FIBER COMPOSITE MATERIALS
N. N. Staritsyna, A. V. Staritsyn, E. V. Malyugina
JSC "Information satellite systems" named after academician M. F. Reshetnev" 52, Lenin Str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russian Federation E-mail: [email protected]
We propose a method to select characteristics of spacecraft parts made of fiber composite materials.
Keywords: parts made offiber composite materials, optimal characteristics, selection method of characteristics.
Основной проблемой при проектировании элементов космического аппарата из волокнистых композиционных материалов является определение оптимальных характеристик, удовлетворяющих предъявленные к элементу требования. Такими характеристиками могут быть прочность, жесткость, теплопроводность, линейное термическое расширение, демпфирование, электропроводность и т. д. При работе с такими материалами не подходит классический метод проектирования, какой используется при работе с изотропными материалами. Это связано с большим разбросом характеристик в каждом направлении анизотропии, зависящих от свойств исходным материалов и технологии изготовления. В результате возникает потребность в разработке совершенно новых методов проектирования [1].
Оптимизация характеристик элемента космического аппарата заключается в нахождении компромисса между возможными показателями характеристик, способных удовлетворять предъявленные к элементу требования. Такие требования можно разделить на первичные (определяющие) и вторичные (относи-
тельные). Выбор материала обусловливается первичными требованиями.
Данный метод состоит из следующих этапов:
1. Анализ и выявление первичных и вторичных требований к элементу.
2. Максимизация первичных характеристик и построение графиков зависимости показателей от схемы армирования и технологии изготовления.
3. Максимизация одних первичных характеристик со схемой армирования максимизации других первичных характеристик и построение графиков их зависимостей.
4. Анализ графической зоны оптимальных показателей требуемых характеристик с одинаковой схемой армирования.
5. Анализ вторичных показателей требуемых характеристик с уже выбранной схемой армирования.
6. Подтверждение выбранной схемы армирования с помощью математических моделей или испытаниями.
Стоит отметить, что в случае, когда максимизация нескольких характеристик достигается при подобных схемах армирования, третий этап значительно упро-
