Разработка методики проектирования теплонагруженных размеростабильных элементов конструкций из углепластика для космического аппарата дистанционного зондирования Земли

Полный текст

Введение [*] В современной ракетно-космической технике прочностные и массово-габаритные требования, предъявляемые к конструкциям, непрерывно повышаются, а условия эксплуатации изделия становятся все более экстремальными. Так, элементы конструкций спутников связи и дистанционного зондирования Земли подвергаются воздействиям знакопеременных температурных нагрузок, радиационному излучению. Для обеспечения высокой весовой эффективности конструкций широко применяются трехслойные панели с обшивками из углепластика, представляющие собой систему, которая состоит из двух внешних сравнительно тонких слоев и среднего, более толстого слоя. Обшивки изготавливают преимущественно из углепластика, который обладает относительно невысокой плотностью, высокими физико-механическими характеристиками, низкими температурными коэффициентами линейного расширения. Заполнитель изготавливают из материалов с малой плотностью (вспененного полимерного материала, легкого металла в форме сот, перемычек, гофрировки или другой конструкций). Обшивки испытывают продольные нагрузки (растяжение, сжатие, сдвиг) в своей плоскости и поперечные изгибающие моменты. Заполнитель воспринимает поперечные силы при изгибе и обеспечивает совместную работу и устойчивость несущих слоев. Трехслойные панели при малом весе обладают повышенной жесткостью на изгиб, что позволяет получить значительный выигрыш в весе для конструкций, воспринимающих сжимающие усилия. Опыт эксплуатации и отработки объектов с применением трехслойных пакетов показал высокую эффективность трехслойных конструкций, а порой - их незаменимость. Одной из наиболее важных областей применения трехслойных конструкций является их использование для задач околоземных космических полетов на низких орбитах с целью дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ). Спутники ДЗЗ предназначены для изучения земной поверхности различных местностей и регионов, выявления залежей полезных ископаемых, аномальных явлений природы (пожаров, наводнений, землетрясений, извержений вулканов и т. д.). В настоящее время создание систем ДЗЗ входит в состав федеральной космической программы и является одним из приоритетных направлений для развития ракетно-космической промышленности в России. Спутниками связи и ДЗЗ занимаются такие компании, как Lockheed Martin Commercial Space Systems, Orbital Sciences Corporation, Boeing Satellite Systems, Space Systems/Loral, EADS Astrium, Thales Alenia Space, АО «ИСС», АО «ВНИИЭМ» и ряд других. Повышение экономичности и надежности космических аппаратов (КА) неразрывно связано с возможностью уменьшения массы конструкции при сохранении или даже повышении прочности. Решение проблем в этом направлении связывают с разработкой новых видов обшивок и заполнителей в трехслойных конструкциях. Актуальной задачей является создание метода расчета и оптимизации конструкции многослойной панели с учетом различных требований, обусловленных их эксплуатацией, особенностью изготовления, а также технологических ограничений. Работы в данной области ведутся специалистами США, Франции, Японии, КНР, России [1-13]. На основе вышесказанного целью настоящей работы является определение тепловых нагрузок и напряженно-деформированного состояния элементов космического аппарата ДЗЗ для выбора и обоснования материалов, позволяющих достичь рациональных весовых параметров. 1. Компоновка космического аппарата ДЗЗ В одном из конструктивных вариантов исполнения КА имеет форму прямоугольного параллелепипеда, элементы которого соединены между собой и подсоединены к переходной ферме (рис. 1). Для удобства сборки и монтажа приборов аппарат разделен на два отсека: отсек полезной нагрузки (бортовой целевой комплекс) и отсек служебных систем (служебная платформа). Служебная платформа [Service platform] Бортовой целевой комплекс [Airborne target complex] Рис. 1. Общий вид КА ДЗЗ [Figure 1. General view of the remote sensing spacecraft] Основные требования к многоцелевой служебной платформе, обусловлены ее конструктивно-компоновочной схемой: минимальные габариты и масса, сохранение исходных габаритов при воздействии внешних и внутренних источников, минимальные конструктивные изменения при установке на нее целевой аппаратуры КА, минимальный объем наземной экспериментальной отработки, удобство эксплуатации. Платформа КА представляет собой размеростабильную несущую конструкцию, не имеющую герметичных отсеков. Панели отсеков имеют вид трехслойной конструкции, состоящей из сотового заполнителя алюминиевого сплава, двух листов обшивки из углепластика, тепловых труб, предназначенных для выравнивания температурных полей, а также закладных элементов для крепления аппаратуры. Солнечные батареи состоят из двух панелей по четыре секции каждая. 2. Моделирование движения космического аппарата ДЗЗ по орбите Прежде всего, предъявляемые функциональные требования к КА ДЗЗ влияют на их динамические характеристики, то есть на рабочую орбиту. Была составлена математическая модель динамики движения КА ДЗЗ по орбите и условий его функционирования. Эта модель реализована в программной среде Matlab, по ее результатам проанализированы характеристики орбиты КА ДЗЗ [13]. Расчет математической модели определил параметры рабочей орбиты для КА ДЗЗ: высота орбиты h = 514 км, наклонение орбиты i = 97,4°, местное время прохождения восходящего узла mΩ = 6 h. Тип орбиты - околокруговая (с эксцентриситетом е = 0,00135), солнечно-синхронная, кратная (период кратности - 14 суток). 3. Моделирование температурного поля и напряженно-деформированного состояния размеростабильных элементов конструкции космического аппарата Влияние космического пространства на КА складывается из суммы коротковолнового электромагнитного излучения (ЭМИ), состоящего как из длинноволнового ультрафиолетового (УФ), видимого и коротковолнового инфракрасного (ИК) спектров ЭМИ, так и из длинноволнового ИК ЭМИ (теплового излучения). Спектр солнечного излучения состоит в основном из первых трех ЭМИ, а длинноволновое ИК относится как к собственному тепловому излучению Земли, так и к тепловым потокам излучения между элементами конструкций КА. Под воздействием ЭМИ в силовых конструкциях КА возникают температурные деформации, которые влияют на размеры и форму основных элементов КА ДЗЗ, находящегося в условиях эксплуатации на орбите. Для оценки изменения температурного поля и влияния его на напряженно-деформированное состояние размеростабильных элементов конструкции КА ДЗЗ заданы условия, соответствующие движению по определенной выше солнечно-синхронной орбите. Распределение температурного поля и напряженно-деформированное состояние в конструкции КА рассматривались в течение года полета по орбите, в связи с чем выбраны четыре наиболее показательные точки изменения светотеневой обстановки: зимнее и летнее солнцестояние, весеннее и осеннее равноденствие. В качестве исследуемых элементов конструкции в работе рассмотрены платформа, солнечные батареи и рефлектор антенны. Геометрические модели разработаны для платформы в форме параллелепипеда размерами 1600×2000×2000 мм, панели солнечных батарей размерами 8000×1700 мм; рефлектора антенны диаметром 1200 мм и высотой 100 мм. Необходимые для моделирования данные по теплофизическим характеристикам заимствовались из справочника [14], а по оптическим характеристикам из справочника [15]. Моделирование проводилось в программном комплексе NX. Строилась конечно-элементная модель КА ДЗЗ со средним диагональным размером конечного элемента не более 100 мм. Параметрическое моделирование выполнялось с помощью модуля NX/Space Systems Thermal в котором заданы параметры орбиты, ориентация КА в пространстве, положение Солнца относительно орбиты. Отдельные результаты по определению температурных полей и напряженно-деформированного состояния элементов конструкций приведены на рис. 2-4. Из результатов параметрического моделирования определено, что распределение температурного поля в течение года меняется от -70 до +88 ℃ (рис. 2, 3), а перемещения в конструкции не превышают 18 мм (рис. 4), что укладывается в диапазон допустимых значений. Кроме того, установлено, что для более детального анализа напряженно-деформированного состояния элементов конструкций КА ДЗЗ из полимерных композиционных материалов необходимо выполнять расчет всего аппарата из-за возможного затенения конструктивными элементами и создания больших температурных градиентов. На основе полученных результатов оценивается напряженно-деформированное состояния элементов конструкций КА ДЗЗ. Рис. 2. Температурное поле в конструкции КА под влиянием нагрева потоками теплового излучения от Солнца в период зимнего солнцестояния и Земли (теневая часть витка), °С [Figure 2. The temperature field in the spacecraft structure under the influence of heating by thermal radiation fluxes from the Sun during the winter solstice and the Earth (shadow part of the orbit), °С] Рис. 3. Температурное поле в конструкции КА под влиянием нагрева потоками теплового излучения от Солнца в период весеннего равноденствия и Земли (освещенная часть витка) на освещенной стороне КА, °С [Figure 3. The temperature field in the spacecraft structure under the influence of heating by thermal radiation flux from the Sun during the spring equinox and the Earth (the illuminated part of the orbit) on the lightened side of the spacecraft, °С] Рис. 4. Общие перемещения в конструкции КА под влиянием нагрева потоками теплового излучения от Солнца в период зимнего солнцестояния и Земли (освещенная часть витка), мм [Figure 4. General displacements in the spacecraft structure under the influence of heat fluxes from the Sun during the winter solstice and the Earth (illuminated part of the orbit), mm] Рис. 5. Геометрическая модель элемента размеростабильной платформы КА ДЗЗ с обшивками из углепластика [Figure 5. Geometric model of an element of the dimensionally stable remote sensing spacecraft platform with carbon-epoxy composite material plating] Рис. 6. Деформации в перпендикулярном к обшивкам направлении в сотах под влиянием нагрева потоками теплового излучения от Солнца в период весеннего равноденствия и Земли (освещенная часть витка) на освещенной стороне КА [Figure 6. Deformations in the direction perpendicular to the sheathing in the cells under the influence of heat flux from the Sun during the spring equinox and the Earth (illuminated part of the orbit) on the illuminated side of the spacecraft] На рис. 5 и 6 приведены отдельные результаты расчета напряженно-деформированного состояния в элементе размеростабильной платформы КА ДЗЗ с обшивками из углепластика на основе углеродной ленты и алюминиевым сотовым заполнителем. Заключение Предложена методика определения температурного и напряженно-деформированного состояния элементов конструкций КА ДЗЗ для выбора рациональных конструктивно-компоновочных решений, которая позволяет учитывать: - динамику полета КА по орбите; в частности приведен расчет для орбиты со следующими рабочими параметрами: высота орбиты h = 514 км, наклонение орбиты i = 97,4°, местное время прохождения восходящего узла mΩ = 6 h, тип орбиты - околокруговая (с эксцентриситетом е = 0,00135), солнечно-синхронная, кратная (период кратности - 14 суток); - тепловые потоки на КА ДЗЗ от Солнца, прямое излучение Земли и отраженное от Земли излучение Солнца; - затенение и переотражение элементами конструкции КА ДЗЗ при моделировании теплообмена; - напряженно-деформированное состояние конструктивных элементов КА ДЗЗ на уровне структуры материала (в обшивках и сотах трехслойных сотовых панелей). Методика может представлять интерес на начальных этапах проектирования элементов конструкций КА ДЗЗ с применением полимерных композиционных материалов.

Об авторах

Михаил Алексеевич Городецкий

Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана (национальный исследовательский университет)

Автор, ответственный за переписку.
Email: Konst_mi@mail.ru

аспирант кафедры СМ-13 «Ракетно-космические композитные конструкции» МГТУ имени Н.Э. Баумана

Российская Федерация, 105005, Москва, 2-я Бауманская ул., д. 5, стр. 1

Константин Валерьевич Михайловский

Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана (национальный исследовательский университет)

Email: Konst_mi@mail.ru

доцент кафедры СМ-13 «Ракетно-космические композитные конструкции» МГТУ имени Н.Э. Баумана; кандидат технических наук

Российская Федерация, 105005, Москва, 2-я Бауманская ул., д. 5, стр. 1

Список литературы