Расчет раскрывающейся структурной космической антенны Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

Решетневскце чтения

Анализ, T-FLEX Технология, T-FLEX ЧПУ и T-FLEX NC Tracer.

Как показывает опыт работы предприятий, создающих новую технику, САПР - наилучшая форма организации процесса проектирования.

Представляемыми результатами работы является САПР, применяемая студентами кафедры в процессе обучения по магистерским программам «САПР в приборостроении» и «Системы ориентации, стабилизации и навигации» и при работе над магистерскими диссертациями.

Библиографические ссылки

1. Дмитриев В. С., Даммер В. Х., Костюченко Т. Г. Технологии проектирования и подготовки производства на основе СЛО-систем // Электронные и электромеханические системы и устройства : тез. докл. XVIII науч.-техн. конф. (22-23 апреля 2010 г.) / ОАО «Научно-производственный центр «Полюс». Томск, 2010. С. 245-247.

2. Костюченко Т. Г. САПР в приборостроении : учеб. пособие. Томск : Изд-во ТПУ, 2010.

V. S. Dmitriev, T. G. Kostyuchenko, E. A. Tarakanets National Research Tomsk Polytechnic University, Russia, Tomsk

AUTOMATED CALCULATION AND PROJECT WORK AT THE DESIGN STAGE OF ELECTROMECHANICAL EXECUTIVE ORGANS OF SPACECRAFT ORIENTATION

Automated calculation and design work during the development of the executive body of the electromechanical system of orientation of the spacecraft are contemplated. The structure of the CAD to automate routine operations for calculating the parameters of the mathematical model and the release of the design documentation of the executive body of the orientation is studied.

© Дмитриев В. С., Костюченко Т. Г., Тараканец Е. А., 2012

УДК 629.78:531.395

В. Н. Зимин

Московский государственный технический университет имени Н. Э. Баумана, Россия, Москва

В. Г. Бойков, Ф. Р. Файзуллин ЗАО «Автомеханика», Россия, Москва

РАСЧЕТ РАСКРЫВАЮЩЕЙСЯ СТРУКТУРНОЙ КОСМИЧЕСКОЙ АНТЕННЫ*

Рассмотрены особенности моделирования динамики раскрытия крупногабаритной структурной космической антенны.

Проблема создания навесных систем специального назначения с габаритами, превышающими размеры космического аппарата, сводится к разработке складных конструкций, удовлетворяющих таким противоречивым требованиям, как минимальный вес и объем в сложенном транспортном состоянии, высокая надежность раскрытия из транспортного состояния в рабочее положение и функционирования на орбите, максимальная площадь рабочей поверхности в раскрытом состоянии, стабильные эксплуатационные характеристики в условиях действия нагрузок и др. Особое место среди создаваемых в настоящее время систем занимают структурные космические конструкции, раскрытие которых происходит автоматически при срабатывании механизма расчековки за счет первоначально накопленной упругой энергии деформации различного рода пружин, расположенных в шарнирных соединениях. Работоспособность таких

конструкций определяется, главным образом, тем, насколько велики возникающие в них усилия при развертывании, поэтому обеспечение их надежного раскрытия связано с решением сложных задач механики. При анализе процесса раскрытия таких конструкций целесообразно использовать возможности современных пакетов моделирования динамики механических систем MSC.ADAMS (Automatic Dynamics Analysis of Mechanical Systems) или EULER. В программном комплексе EULER были построены модели структурных космических конструкций различных габаритных размеров. В качестве прототипов структурных крупногабаритных космических конструкций взяты конструкции, разрабатываемые в ОАО «ОКБ МЭИ». Данные структурные конструкции образованы двумя поясами, соединенными диагональными трубчатыми стержнями. Пояса выполнены из складывающихся трубчатых стержней.

*Работа выполнена в рамках поисковой научно-исследовательской работы (госконтракт № П 776 от 20 мая 2010 г.) по Федеральной целевой программе «Научные и научно-педагогические кадры инновационной России» на 2010-2013 гг.

"Крупногабаритные трансформируемые конструкции космических аппаратов

V. N. Zimin

Bauman Moscow State Technical University, Russia, Moscow

V. G. Boykov, F. R. Fayzullin ZAO «AvtomekhaNika», Russia, Moscow

CALCULATION OF DEPLOYABLE STRUCTURAL SPACE ANTENNA

Special features of a large structural space antenna deploy modeling are considered.

© Зимин В. Н., Бойков В. Г., Файзуллин Ф. Р., 2012

УДК 539.3; 519.642.4

И. В. Киреев

Институт вычислительного моделирования Сибирского отделения Российской академии наук, Россия, Красноярск

РЕШЕНИЕ ОБРАТНОЙ ЗАДАЧИ ИЗГИБА КОНСОЛИ

Предложен алгоритм решения обратной задачи определения свойств материала консоли по известной распределенной изгибающей нагрузке и соответствующему прогибу.

Изготовление элементов крупногабаритного рефлектора, как правило, связано с технологическими погрешностями, результатом которых является отклонение реальных характеристик элементов конструкции от ожидаемых. Так, например, упругие характеристики изготовленных криволинейных стержневых элементов могут значительно отличаться от предполагаемых, а экспериментальное уточнение этих параметров по обычным методикам может привести к образованию внутренних дефектов в материале стержней. В работе для прямолинейной балки переменного сечения с неоднородными по ее оси плотностью и упругими характеристиками предложен метод их уточнения, базирующийся только на анализе измеренных прогибов под действием распределенных особым образом изгибающих нагрузках.

Рассмотрим задачу плоского изгиба балки прямоугольного переменного сечения (рис. 1):

"ху = {(х, у) I * е [-0,5^ (г),0,51* (г)],

у е [-0,51 у (z),0,5ly (z)]}, z е[-0,^] ,

под действием распределенной по поверхности х = -0,51х (z) нагрузки:

д(г): ду = ^ ° ° Чх = £с (г)1х1у + /(г)1у,

жестко заделанную одним (левым) концом со свободным от нагрузки правым торцом.

Здесь g - ускорение свободного падения, с (г) «линейная» плотность материала консоли, /(г) -«линейная» плотность нормальной нагрузки.

Тогда из дифференциальных зависимостей Д. И. Жу-равского при изгибе [1] несложно получить связь между прогибом и(г) = ис (г) + и? (г) и приложенной к консоли нагрузкой:

Uf (z) = JKf (z, (x) dx, y (z) = С-1 (z),

Kf (z,X) = (X-z)J

J f (t) d t

(1)

dt;

Up (z) = Jkp (z, x)p(x) dx,

K p( z, x)= glxly

1 -sgn (x-z)

f—dt -f J C(t) J

•t-z

!c(t)

dt

(2)

В этих соотношениях С(г) - коэффициент, связывающий между собой у - составляющую момента со второй производной и"(г) от прогиба. В рассматриваемом случае он может быть выражен через модуль упругости и коэффициент Пуассона материала консо-

1 -п( г)

ли: С(z) = -

lh,

-E (z).

[1 + п( г)][1 - 2п( г)] 12

Считая прогибы и? (г) и и р(г) известными функциями осевой координаты, соотношения (1) и (2) можно рассматривать как интегральные уравнения Фредгольма 1-го рода относительно функций у(г)

и р(г) с ядрами К (г, X) и Кр (г, X) соответственно

[2]. Базируясь на результатах работы [3] при рассмотренных краевых условиях, удается доказать существование и единственность решения уравнений (1) и (2). Численное решение этих уравнений является задачей некорректной [4], однако применение метода наименьших квадратов с регуляризирующими множителями в сочетании с методом конечных элементов позволяет добиться хороших результатов, что отражено на рис. 2.

о

X

о