CC BY
17Удельные механические характеристики сотов из алюминиевой фольги
Сплав а, мм 8ф, мкм g, кг/м3, не более h мм Предел прочности, км, не менее Модуль упругости, при сдвиге, км, не менее
Осж тсд
^раст Txz Tyz Gxz Gyz
Импортные соты (PAMG-XRI-2.0-3/16-0007P-5056)
5056 2,75 18 36,5 18 3,1 11,4 2,4 1,6 410 234
Соты производства ОАО «УкрНИИТМ»
5056 2,5 23 36,3 20 4,1 - 2,9 1,8 440 273
37,5 3,3 12,7 2,5 1,6 439 271
37,9 3,8 - 2,9 1,9 368 219
38,5 3,7 - 3,0 1,8 474 245
39,0 3,6 13,0 2,9 1,7 472 250
39,2 3,9 - 2,7 1,7 423 215
40,2 3,4 11,5 2,5 1,6 366 222
3,0 23 32,5 20 3,4 - 2,5 1,7 431 277
Импортные соты (PAMG-XRI-3.1-3/16-001P-5052)
5052 | 2,75 | 25,4 | 53,85 | 18 | 3,7 | 8,5 | 2,5 | 1,5 | 429 | 266
Соты производства ОАО «УкрНИИТМ»
АМг2-Н 2,5 30 50,2 20 3,7 10,0 2,8 1,5 480 237-239
49,3 3,7 10,0 2,7 1,6 456 247
50,6 - - 2,8 1,6 487 255
51,4 4,1 9,0 2,7 1,6 442 261
46,7 18 4,5 - 2,7 1,6 487 267
V. I. Slyvynskyi, О. O. Karpikova, G. V. Tkachenko Ukrainian Research Institute of Engineering Technique OJSC, Ukraine, Dnepropetrovsk
COMPARATIVE CHARACTERISTICS OF THE DOMESTIC AND FOREIGN ALUMINIUM FOIL HONEYCOMBS
The comparative analysis of specific comparative characteristics of aluminium foil cellular fillers produced by foreign firms and the Ukrainian manufacturer is carried out. The problems allowing to raise the competitiveness of the Ukrainian honeycombs in the world market are defined.
© CJIHBHHCKHH B. H., KapnHKOBa O. A., TxaneHKO r. B., 2010
УДК 621.396.67:629.78
В. А. Семенков, В. В. Шальков, А. В. Машуков, О. К. Валишевский Д. О. Шендалев, А. К. Шатров
ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева», Россия, Железногорск
СИНХРОННОЕ РАСКРЫТИЕ ЗВЕНЬЕВ СПИЦЫ ТРАНСФОРМИРУЕМОГО РЕФЛЕКТОРА
Создание механической системы, узлы которой практически без изменения смогут применяться в иных подобных конструкциях, является довольно интересной проблемой. Хотя бы частичное ее решение может, в значительной степени, сократить трудоемкость при их конструировании.
При создании таких механических систем, как трансформируемые рефлектора антенн, как и в конструировании какого-либо иного сложного механизма, сначала требуется в общих чертах разработать внешний вид рефлектора, принцип действия данной системы.
Спица рефлектора, состоящая из двух звеньев 1, 2, в первом приближении не представляет особой сложности при реализации (рис. 1). Механизмы раскрытия систем подобного рода уже существуют и отлично выполняют возложенные на них задачи.
Крупногабаритные трансформируемые конструкции космических.аппаратов
Но о полном заимствовании этих узлов не может идти речи, если масса, габариты конструкции с использованием этих элементов не соответствуют заложенным. Их применение становится нецелесообразным.
Рис. 1
Существует путь унификации и модернизации некоторых элементов. Но эти операции можно провести не всегда, так как уменьшение габаритов, массы может привести к невозможности выполнения узлами своих функций. Снижается надежность. Например, они могут просто разрушиться в результате нагруже-ния в процессе раскрытия рефлектора.
Следовательно, на выходе имеем механизм, включающий элементы, полученные в результате унификации и модернизации ранее отработанных и вновь разработанных (по большей части) узлов. Этим обеспечивается учет нюансов, которые дают исходные данные на продукт, и логика его работы (рис. 2).
Рис. 2
Упрошенная схема механизма, включающего узлы, доработка которых при использовании в других конструкциях будет минимальна представлена на рис. 3.
Имеется привод, приводящий в движение корневое звено спицы 1; трос 2, проходящий через систему роликов 3. Посредством троса 2, соединенного с тягой 4, приводится в движение концевое звено спицы 5.
Такой вид приложения сил заставляет каждое из звеньев двигаться по своей траектории и концевое
звено ничего не удерживает от самопроизвольного движения по инерции от приложенных сил. Резкий толчок (зацепление сетеполотна) может увести концевое звено в недопустимое положение (рис. 4).
Рис. 3
Требуется увязать движение концевого звена с движением корневого звена, чтобы не нарушить процесс раскрытия, определенный ранее и являющийся одной из главных основ конструирования механизма. Вводится система тяг 1-5, позволяющая своим движением контролировать ход концевого звена (рис. 5).
Рис. 5
Тяги 1, 5 корневого звена работают по принципу пантографа. Тяга 5 одним концом закреплена на основании, а другим - за тягу 1. Тяга 1 имеет угловое перемещение, идентичное угловому перемещению корневого звена. В результате, завязывая концевое звено с помощью тяг 2-4 на тягу 1, имеем угловое перемещение концевого звена, зависящее от углового перемещения корневого звена. Тяги не являются раскрывающими элементами. Они только сдерживают спицу от нежелательного перемещения, не соответствующего логике раскрытия.
Таким образом, такие механические системы, чьи составные элементы с минимумом модернизации или полным ее отсутствием смогут применяться в иных конструкторских разработках, дают возможность для ускорения процесса конструирования.
V. A. Semenkov, V. V. Shalkov, A. V. Mashukov, O. K. Valishevski, D. O. Shendalev, A. K. Shatrov JSC «Academician M. F. Reshetnev «Information Satellite Systems», Russia, Zheleznogorsk
THE SYNCHRONOUS DEPLOYMENT OF THE TRANSFORMED REFLECTOR ARM SECTION
The creation of the mechanical system which connection joints may be used in similar constructions almost without any correction is rather an interesting problem. Even its partial solving may greatly reduce their designing labour intensity.
© Семенков В. А., Шальков В. В., Машуков А. В., Валишевский О. К., Шендалев Д. О., Шатров А. К., 2010
УДК 621.396.67
Н. А. Тестоедов, В. М. Михалкин, Г. В. Двирный, М. Ю. Пермяков
ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева», Россия, Железногорск
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ВЕЛИЧИНЫ ТЕМПЕРАТУРНОЙ ДЕФОРМАЦИИ СОТОВОЙ ПАНЕЛИ СПУТНИКА
Рассмотрены особенности построения математической модели сотовой панели. Проведен анализ определения величины термоупругих деформаций сотовой панели. Представлена верификация конечно-элементной модели по результатам температурных испытаний сотовой панели в части температурных деформаций.
В последние годы полимерные композиционные материалы на основе углеродных волокон широко используются в конструкциях космических аппаратов, эксплуатируемых в экстремальных температурных условиях.
Низкие удельные характеристики, а также уровни термических деформаций, по сравнению с традиционно применяемыми материалами открывают широкие перспективы использования углепластиков в конструкциях космического назначения. Указанные способности объясняют повышенный интерес к изучению коэффициента линейного термического расширения таких конструкций, поскольку он, наряду с упругими характеристиками, определяет напряженно-деформированное состояние конструкций.
В данной работе рассматривается построение математической модели сотовой панели по определению термоупругих деформаций и подтверждение ее экспериментом при наземной отработке. Объектом испытаний является сотовая панель, выполненная в виде сотовой конструкции толщиной 39 мм с обшивками из нескольких слоев углеродной ленты Кулон с выбранной схемой армирования препрега толщиной 0,3 мм и сотового заполнителя из алюминиевой фольги.
Преимущества конструкций из армированных уг-лепластиковых композиционных материалов наиболее очевидны, когда необходимы низкий коэффициент теплового расширения, высокая жесткость и малая масса. Вопрос о создании рационального варианта формостабильной конструкции напрямую зависит от получения заданных термомеханических характеристик слоистых композиционных материалов. Основные соотношения для /-го слоя в координатной системе, связанной с направлением армирования, представим соотношениями обобщенного закона Гука:
2
4 =—-m12—+<t; s;2
2 E1 ^12 E1 2 12 С' 2 12
где Е , Е'2 - модули упругости в продольном и поперечном направлениях; С1'2 - модуль сдвига; m12, m21 -коэффициенты Пуассона; a|, a'2 - коэффициенты линейного термического расширения монослоя в продольном и поперечном направлениях.
Целью данной работы явилась верификация математической (расчетной) модели с экспериментом.
Для верификации конечно-элементной модели сотовой панели был применен конечный элемент Laminate, реализованный в предпроцессоре MSC/PATRAN. Laminate - элемент пластины, учитывающий все внутренние силовые факторы: мембранные, сдвиговые, поперечные и изгибные. Его основное значение -моделирование многослойных композитных материалов. Модель закреплена в трех точках: точка 1 закреплена по осям X, Y, Z; точка 2 - по осям X, Z; точка 3 - по осям Х, Y, Z. Конечно-элементная модель содержит в себе 3330 узлов и 3025 элементов. Для анализа расчетной модели использовался метод конечных элементов, реализованный в системе моделирования и конечно-элементного анализа конструкции MSC/NASTRAN. В результате расчета определены перемещения точек относительно начального положения. Расчеты выполнены для двух видов температурных полей с максимальной температурой 60 и 90 оС.
В конечно-элементной модели реальный объект представлен дискретной моделью, которая содержит
