Master’s student of the Department SM13 Rocket and Space Composite Structures
магистрант кафедры СМ13 «Ракетно-космические композитные конструкции»
PhD in Technical Sciences, Associate Professor of the Department SM13 Rocket and Space Composite Structures
кандидат технических наук, доцент кафедры CМ13 «Ракетно-космические композитные конструкции»
PhD in Technical Sciences, Associate Professor of the Department SM13 Rocket and Space Composite Structures
кандидат технических наук, доцент кафедры CМ13 «Ракетно-космические композитные конструкции»
A method is proposed for determining the in-plane thermal conductivity of composite materials in the reinforcement plane using thermal test data obtained from full-scale space structures without compromising their integrity. The method involves local radiative heating using a halogen lamp, thermal imaging measurements of temperature fields, and processing of the experimental data by solving a coefficient-based inverse problem of thermal conductivity, accounting for methodological errors. The object of the study is reflector of a carbon-fiber-reinforced plastic (CFRP) space antenna developed at Bauman Moscow State Technical University. When processing the experimental thermograms, the desired thermal conductivity was λ = 19.2 W/(m×K) ± 15%. It is shown that the result depends significantly on the temperature measurement error and the accuracy of the control point coordinates; a displacement of 1 mm leads to a noticeable change in the estimates of λ. A comparison with test data from flat reference specimens (λ = 15.0 W/(m×K)) reveals a discrepancy of approximately 28%, which may be attributed to manufacturing process factors, heat transfer characteristics during the experiment, and the assumptions of the mathematical model. The proposed approach is applicable to large-scale composite shells of complex geometries and can be used in thermal testing and verification of computational thermal models for space structures.
Предложена методика определения теплопроводности в плоскости армирования композиционных материалов по данным тепловых испытаний натурных космических конструкций без нарушения их целостности. Методика предусматривает локальный радиационный нагрев с помощью галогенной лампы, тепловизионное измерение температурных полей и обработку экспериментальных данных с помощью решения коэффициентной обратной задачи теплопроводности с учетом методических погрешностей. Объект исследования - рефлектор космической антенны из углепластика, разработанный в МГТУ им. Н.Э. Баумана. При обработке экспериментальных термограмм искомая теплопроводность составила λ = 19,2 Вт/(м×К) ± 15 %. Показано, что результат существенно зависит от погрешности измерения температуры и точности задания координат контрольных точек (смещение на 1 мм приводит к заметному изменению оценок λ). Сопоставление с данными испытаний плоских образцов-свидетелей (λ = 15,0 Вт/(м×К)) демонстрирует расхождение порядка 28 %, которое может быть вызвано технологическими факторами изготовления, особенностями теплообмена в эксперименте и принятых допущений математической модели. Предложенный подход применим для крупногабаритных композитных оболочек сложной геометрии и может использоваться при тепловой отработке и верификации расчетных тепловых моделей космических конструкций.