CC BY
15Решетневскце чтения
УДК 629.783:514.85
В. Е. Мешковский
Московский государственный технический университет имени Н. Э. Баумана, Россия, Москва
ТЕМПЕРАТУРНОЕ СОСТОЯНИЕ ФЕРМЕННОГО РЕФЛЕКТОРА ТРАНСФОРМИРУЕМОЙ КРУПНОГАБАРИТНОЙ КОСМИЧЕСКОЙ АНТЕННЫ
Рассматривается математическая модель, позволяющая исследовать различные тепловые режимы ферменной трансформируемой крупногабаритной космической антенны. На основе тепловых расчетов можно оценить влияние температурных полей на радиотехнические характеристики антенны в условиях ее штатной эксплуатации.
Для современной спутниковой связи требуются крупногабаритные антенны с высокой точностью формы отражающей поверхности рефлектора. Неточность аппроксимации поверхности, обусловленной конструктивными особенностями трансформируемых антенн, технологические ошибки выполнения профиля отражающей поверхности рефлектора антенны, деформации отражающей поверхности в процессе эксплуатации приводят к нежелательным изменениям радиотехнических характеристик антенны.
Каркас рефлектора представляет собой пространственную ферменную конструкцию, образованную двумя поясами, связанными между собой с помощью диагональных стержней. Каждый пояс - это совокупность складывающихся стержней, состоящих из двух шарнирно соединенных между собой трубчатых элементов. Диагональные и складывающиеся стержни между собой связаны с помощью узловых шарниров. На лицевом поясе рефлектора закрепляется сетепо-лотно.
В работе [1] рассмотрена геометрическая модель, содержащая информацию о форме и размерах раскрывающейся крупногабаритной космической конструкции ферменного типа, ее элементах и об их взаимном расположении. В геометрическую математическую модель входят соотношения, определяющие координаты центров узловых шарниров лицевого и тыльного поясов, положения геометрических осей цилиндрических шарниров складывающихся и диагональных стержней. Построенная геометрическая модель используется для исследования собственных динамических характеристик конструкций подобного типа и для исследования их раскрытия. С другой стороны, эта модель может быть использована и для определения температурных полей стержней ферменного рефлектора трансформируемой крупногабаритной космической антенны.
При орбитальном движении космического аппарата (КА) в общем случае меняется тепловое воздействие на конструкцию антенны, вызванное периодическим заходом КА в тень Земли. Для такого режима движения КА необходимо рассматривать нестационарный характер теплового воздействия на конструкцию антенны. Однако при нахождении на некоторых орбитах космический аппарат практически не попадает в тень Земли. В этом случае можно считать, что тепловой режим антенны является стационарным, а температурное поле равновесным.
Определение температурного поля рефлектора основано на методе конечных элементов, в котором конструктивные пояса рефлектора представлялись в виде совокупности одномерных стержневых элементов.
В расчетах температурных полей положение конструкции антенны в орбитальном движении увязывалось с внешними тепловыми потоками: прямого солнечного излучения, отраженного от Земли солнечного излученияи и собственного излучения Земли. Плотности падающих тепловых потоков на цилиндрические поверхности стержней рефлектора определялись с учетом взаимного экранирования. Каждая элементар-ныая цилиндртческая поверхность, соответствующая конечному элементу, проектировалась на плоскость с нормалью, направленной на источник излучения. Расчет экранирования основан на определении пересечения прямой линии, проведенной в направлении источника излучения из некоторой точки проекции рассматриваемого элементарного цилиндричекого элемента, с проекциями остальных элементарных эдементов. В отличие от солнечного излучения, расчет экранирования падающих тепловых потоков, направленных от Земли, предусматривает разбиение видимой с аппарата поверхности Земли на отдельные участки, и направление указанных выше прямых линий связывается с центром каждого такого участка [2].
В модели не учитывалось взаимное облучение стержней и влияние излучения КА на стержни, а также принималось, что шарниры не имеют поверхностей и их температура определяется кондуктивными потоками теплоты от стержней, связанных с данным шарниром.
С помощью разработанной математической модели можно исследовать различные тепловые режимы ферменного рефлектора трансформируемой крупногабаритной космической антенны и оценивать ее функциональные характеристики в условиях эксплуатации.
Библиографические ссылки
1. Мешковский В. Е. Разработка геометрической модели раскрывающейся крупногабаритной космической конструкции ферменного типа // Вестник МГТУ. Естественные науки. 2009. С. 56-71.
2. Расчет внешних тепловых нагрузок и лучистого теплообмена летательных аппаратов // РДК по
"Крупногабаритные трансформируемые конструкции космических аппаратов
обеспечению тепловых режимов. Т. 1. М. : ЦНИИМаш, 1988.
V. E. Meshkovsky
Bauman Moscow State Technical University, Russia, Moscow
TEMPERATURE STATE OF TRUSS REFLECTOR FOR A DEPLOYABLE LARGE SPACE ANTENNA
A mathematical model allowing to research different thermal conditions of truss deployable large space antenna is under consideration. In terms of the thermal calculations the effect of temperature fields on the radio behaviour of the antenna in its normal operation can be estimated.
© Мешковский В. Е., 2012
УДК 629.78.064.56
Е. П. Мухортова
ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева», Россия, Железногорск
АНАЛИЗ НАДЕЖНОСТИ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ МЕХАНИЧЕСКИХ СИСТЕМ БАТАРЕИ СОЛНЕЧНОЙ
Представлен вариант анализа надежности механических устройств батареи солнечной. Расчет базируется на элементах теории вероятности и математической статистики.
Крыло батареи солнечной состоит из У-образной рамы, трех панелей (корневой, промежуточной и боковой), системы зачековки панелей в транспортировочном и рабочем положениях, элементов раскрытия панелей батареи солнечной из транспортировочного положения в рабочее (рис. 1).
Механическое устройство батареи солнечной (МУ БС) выполняет следующие функции:
функция 1 - установка крыла панелей батареи солнечной (Б С) и закрепление панелей Б С и рамы в транспортировочном положении;
функция 2 - освобождение панелей БС и рамы от закрепления в транспортировочном положении;
функция 3 - перевод рамы и панелей в рабочее положение.
Последовательность срабатывания механических устройств показана на рис. 2.
Структурная схема надежности (ССН) функционирования МУ БС составляется на основе функциональной схемы исходя из конструктивной особенности работы (рис. 3).
В соответствии с ССН составляется формула (1) для оценки надежности функционирования МУ БС:
Р(МУ БС) = = Р2(ПУ) • Р8(С1) • Р2(С2) • Р2(Сз) • Р4(С4), (1)
где Р(МУ БС ) - вероятность безотказной работы МУ БС; Р(С)),..., Р(С4), Р(С2), Р(Сз), Р(С4) - вероятности
выполнения событий С},..., С4, С2, Сз, С4; Р(ПУ) -вероятность выполнения события ПУ.
Надежность срабатывания узлов МУ БС характеризуется вероятностью превышения движущего момента над моментом сопротивления.
Определение вероятностей Р( С1),..., Р( С4), Р(С2), Р(С3), Р(С4) сводится к решению уравнения
Рфунк = Вер(ХдВ > Ус),
где Хдв, Ус - случайные величины (движущая сила, или момент движущих сил, сила сопротивления, или момент сил сопротивления).
Л-
2 /
6 8
Рис. 1. Конструктивная схема крыла панелей батареи солнечной: 1 - корневой шарнирный узел (ШУ) рамы БС; 2 - рама БС; 3 - система синхронизации; 4 - ШУ корневой панели БС; 5 - корневая панель БС; 6 - ШУ промежуточной панели БС;
