CC BY
18элементов модуля, определены частоты и формы собственных упругих колебаний модели модуля МЛА. Для выполнения прочностных расчетов модуля МЛА построена конечно-элементная модель модуля МЛА. На основе данной модели разработана программа, позволившая провести подробный анализ процессов деформирования и разрушения многослойных композитов, а также построить диаграммы деформирования и поверхности прочности композитов при одно- и двухосном нагружении. С помощью программы можно определить причины начального и окончательного разрушения материалов.
Основным условием проектирования размеро-стабильных композитных конструкций является определение таких структурных параметров композита, которые обеспечивают равенство нулю тех или иных компонент вектора деформаций при температурных воздействиях. При больших температурных интервалах необходимо учитывать как температурные зависимости коэффициента линейного термического расширения (КЛТР), так и жесткостные (прочностные) характеристики
композита. В этом случае при расчете использовались пошаговые процедуры с кусочно-линейной аппроксимацией температурных деформаций на каждом шаге по температуре. При этом задача поиска оптимальных сочетаний свойств композитной конструкции принципиально не усложняется: необходимо лишь использовать вместо текущих значений КЛТР соответствующие интегральные характеристики для данного температурного диапазона.
С использованием программного комплекса М8С.Рай"ап-Ка8й"ап были получены первые десять частот и форм собственных колебаний модели модуля МЛА в транспортном положении.
На основе результатов расчета изготовлены макеты элементов конструкции модуля МЛА. В качестве композиционной структуры использована углеродная лента ЛУ-П/0.1А (ГОСТ 28006-88) и модифицированный эпоксидный связующий клей ЭНФБ ТУ 1-596-36-98 с толщиной монослоя
0,11___0,13 мм. Массовые характеристики модуля
МЛА следующие: большое зеркало модуля 8,5 кг; малое зеркало модуля 2,5 кг.
K. P. Baslyk, N. A. Bey, V. A. Vechtomov, V. N. Zimin, B. L. Kogan, A. V. Krylov, V. E. Meshkovsky, A. A. Smerdov, S. A. Churilin
Bauman Moscow State Technical University, Russia, Moscow
IMPLEMENTATION FEATURES OF DEPLOYABLE MULTIBEAM AEROSPACE ANTENNA
The release of Russian multibeam aerospace antenna for satellite communication system of geostationary spacecraft is under consideration. The results of mirror surface numerical optimization and analysis for main strength parameters of multibeam antenna module under launching dynamic forces are presented.
© Баслык К. П., Бей Н. А., Вечтомов В. А., Зимин В. Н., Коган Б. Л., Крылов А. В., Мешковский В. Е., Смердов А. А., Чурилин С. А., 2009
УДК 539.3
А. В. Бельков, С. В. Пономарев
Научно-исследовательский институт прикладной математики и механики Томского государственного университета, Россия, Томск
А. И. Величко
ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева», Россия, Железногорск
ВОПРОСЫ МОДЕЛИРОВАНИЯ НАДУВНОГО РЕФЛЕКТОРА
Рассматривается методика компьютерного моделирования надувного рефлектора космического аппарата, основанная на постановке задачи механики деформируемого твердого тела.
Моделирование крупногабаритных трансформируемых и надувных конструкций рефлекторов является актуальным направлением разработки и создания конструкций систем спутниковой связи
и зондирования поверхности Земли, так как экспериментальная отработка подобных конструкций требует больших материальных и временных затрат. Для решения современных задач требуют-
Крупногабаритные трансформируемые конструкции космическихаппаратов
ся все более крупногабаритные антенны с высокой точностью формы зеркала рефлектора. Разработка таких конструкций, позволяющих улучшить качество приема и увеличить размеры зон сканирования, является одной из главных целей в области космических программ. Основные требования к конструкциям рефлекторов заключаются в высокой точности формы отражающей поверхности и наведения, высокой температурной стабильности и радиоотражающей способности антенных систем.
Математическая постановка задачи о напряженно-деформированном состоянии подобных вантово-оболочечных конструкций формулируется с позиций нелинейной теории упругости. Методика решения разработана на основе конечно-элементного подхода и позволяет прогнозировать напряженно-деформированное состояние рефлектора на различных этапах эксплуатации космического аппарата. Решение осуществляется шаговым способом методом конечных элементов [1], реализованным в программном комплексе ANSYS (рис. 1). Для моделирования надувного рефлектора за основу (в плане конструкции) была взята проектная модель надувной антенны ARISE, разрабатываемая L'Garde, Inc [2].
Рис. 1. Конечно-элементная 3Б-модель надувного рефлектора
Компьютерное моделирование показывает, что для оболочечных надувных конструкций имеет место масштабный фактор. Одной стороной его проявления является то, что при увеличении диаметра рефлектора мы наблюдаем увеличение перемещений точек купола рефлектора относительно начальной параболической поверхности, приводящее к увеличению отклонений от требуемой формы. Другой стороной масштабного фактора является рост напряжений в материале купола при увеличении размеров конструкции, что ведет к большей потере формы особенно по краю купола (рис. 2). Решение этих проблем осуществляется с помощью использования в конструкции более
жесткого надувного тора, фиксирующего купол с помощью растяжек и позволяющего корректировать форму отражающей поверхности [3], а также с помощью корректировки начального состояния отражающей поверхности рефлектора.
Рис. 2. Напряжения в элементах конструкции надувного рефлектора
Под корректировкой начального состояния подразумевается определение исходного состояния отражающей поверхности, когда при подаче газа в купол рефлектора мы получим рабочую поверхность с требуемыми радиотехническими характеристиками. Данная корректировка необходима в силу того, что при надувании купола рефлектора мы получаем довольно большое отклонение отражающей поверхности от требуемой формы (для купола диаметром 50 м отклонение составляет около 140 мм), в то время как требования к отражающей поверхности допускают отклонения порядка 3-5 мм. С помощью корректировки начального состояния поверхности отклонения после приложения нагрузки составляют 3,5 мм, т. е. находятся в области допустимых. Данные о величине выполненной корректировки позволяют изготовить отражающую поверхность, которая будет удовлетворять всем требованиям.
Библиографический список
1. Зенкевич, О. Метод конечных элементов в технике / О. Зенкевич ; под ред. Б. Е. Победри. М. : Мир, 1975.
2. Greschik, G. Torus-less inflated membrane reflector with an exact parabolic center / G. Greschik, M. M. Mikulas, A. Palisoc // AIAA. 2004. Vol. 42, № 12. Р. 2579-2584.
3. Лопатин, А. В. Оценка жесткости обода большой космической антенны / А. В. Лопатин, М. А. Рутковская // Королевские чтения : тез. докл. Всерос. молодеж. науч. конф. Т. 1. Самара : Изд-во СНЦ РАН, 2003. С. 22-23.
A. V. Belkov, S. V. Ponomarev Research Institute of Applied Mathematics and Mechanics of Tomsk State University, Russia, Tomsk
A. I. Velichko
JSC «Academician M. F. Reshetnev «Information Satellite Systems», Russia, Zheleznogorsk
QUESTIONS OF MODELLING THE INFLATABLE REFLECTOR
The technique of computer modelling the inflatable reflector of a space vehicle, based on the mechanics of the deformed firm body, is considered.
© Бельков А. В., Пономарев С. В., Величко А. И., 2009
УДК 629.78
Ю. Л. Булынин
ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева, Россия, Железногорск
АНАЛИЗ ВЫПОЛНЕНИЯ ТРЕБОВАНИЙ МЕЖАГЕНТСКОГО КООРДИНАЦИОННОГО КОМИТЕТА ПО ПРЕДУПРЕЖДЕНИЮ ОБРАЗОВАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО МУСОРА
Рассматриваются требования межагентского документа «Руководящие принципы организации работ по снижению засорения космического пространства» и обсуждается возможность их выполнения.
В последние годы все большее влияние на безопасность ведения космической деятельности оказывает техногенное засорение космического пространства. Одновременно интенсивно разрабатываются международные нормативные документы по снижению засорения космического пространства.
В данной работе анализируется возможность увода космических аппаратов (КА) с низких круговых орбит на «25-летнюю орбиту захоронения». Приводятся оценки затрат рабочего тела, необходимого для увода, и их сравнение с затратами, необходимыми для функционирования КА в процессе штатной эксплуатации.
В работе приводятся статистические данные по КА разработки ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Ре-шетнева» (далее - ОАО «ИСС»), запущенным начиная с 1964 г. Обсуждаются основные проблемы увода КА с геостационарной орбиты после прекращения активного существования, в частности, необходимость повышения точности прогнозирования остатков рабочего тела ДУ СК и корректность требований, сформулированных в
межагентском документе «Руководящие принципы организации работ по снижению засорения космического пространства», к требуемой высоте увода.
В работе анализируются запасы топлива, имеющиеся на геостационарных спутниках разработки ОАО «ИСС», и дается прогноз по возможности их увода в конце активного функционирования. Также рассматриваются результаты уводов спутников за последние несколько лет. Показано, что при малых остатках топлива попытка увода может быть вредна, т. е. при недостаточном уводе реализуется орбита с параметрами более опасными для спутников на геостационарной орбите, чем до увода.
Рассматривается стратегия увода спутников, которые находятся на западной границе зон видимости российских станций управления. Приводятся результаты увода КА «Экспресс-А3», осуществленного в июне-августе 2009 г.
В заключение приводятся данные о столкновении в феврале 2009 г. американского спутника ЬМшт-33 и российского спутника «Кос-мос-2251».
