автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.02, диссертация на тему:Выбор рациональных параметров плоских панелей с точечными опорами для космических аппаратов

МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ (ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ)

Ван Чжицзинь

ВЫБОР РАЦИОНАЛЬНЫХ ПАРАМЕТРОВ ПЛОСКИХ ПАНЕЛЕЙ С ТОЧЕЧНЫМИ ОПОРАМИ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

Специальность: 05.07.02 "Проектирование и конструкция летательных аппаратов" Специальность: 05.07.03 "Прочность летательных аппаратов"

Москва-1999

ОГЛАВЛЕНИЕ

Введение..................................................................................................4

Глава 1. Модели функционирования элементов трехслойных панелей

..............................................................................................................25

1.1 Расчет приведенных механических характеристик...................26

1.2 Материалы, применяемые в приборных панелях КА из сото вой конструкции...............................................................................31

1.3 Геометрические и механические характеристики сотовых панелей..................................................................................................33

1.4 Определение прогиба и напряжений в плоских трехслойных панелей при поперечном изгибе..................................................36

1.5 Несущая способность сотовых панелей при изгибе................38

Глава 2. Методы анализа напряженно-деформированного состояния равномерно нагруженной сотовой панели с точечными опорами.........................................................................................................53

2.1 Основные гипотезы и уравнения изгиба тонких пластин.......53

2.2 Точные методы расчета прямоугольных пластин.....................57

2.3 Приближенные методы к расчету изгибаемых пластин...........68

2.4 Анализ результатов и выбор расчетных схем для панели с точечными опорами.............................................................................71

2.5 Анализ влияния числа опор на коэффициент кС}Х , кчу, кт......74

2.6 Анализ влияния удлинения панели на коэффициент

кдх ' кду, кт........................................................................................76

2.7 Влияние жесткости окантовки на к^ к (к кт....................76

2.8 Влияние внешней формы панели на величину коэффициентов

кдх(кду)> кт...................................................................................^7

2.9 Влияние расположения опор на кю, кдх(кду), кт.......................84

2.10 Анализ собственной частоты панели с точечным опорами...88

2.11 Выводы.......................................................................................92

Глава 3. Метод проектирования трёхслойных панелей с точечным опорами................................................................................................93

3.1 Общие принципы проектирования............................................93

3.2 Оптимизация удельной массы панели без окантовки..............96

3.3 Анализ влияния окантовки на удельную массу сотовой панели......................................................................................................108

3.4 Выбор параметров сотовой панели с учетом частотных характеристик ..........................................................................................116

3.5 Выбор параметров по условию устойчивости сот на упругом основании........................................................................................122

3.6 Выводы......................................................................................124

Выводы................................................................................................129

ВВЕДЕНИЕ

Современную жизнь человеческого общества невозможно представить без использования искусственных спутников Земли (ИСЗ). Диапазон их использования в настоящее время настолько широк и разнообразен, что создана индустрия по разработке, выведению их на орбиту и эксплуатации. Последние научные достижения в разработке конструкции связанны со снижением суммарной стоимости готового спутника с учетом его запуска и эксплуатации, что позволило использовать их для прикладных и коммерческих целей. Одно из важнейших назначений ИСЗ — это создание глобальных систем спутниковой связи. Так как срок службы спутников ограничен, это приводит к необходимости постоянной замены отслуживших свой век аппаратов, постоянному расширению функций и обновлению рабочей системы ИСЗ разного назначения. Все это говорит об актуальности рассматриваемой задачи и необходимости постоянного совершенствования конструкции, снижению относительной массы, снижению затрат на весь цикл от создания ИСЗ до его эксплуатации на орбите Земли. Как показали последние разработки, существенное снижение массы конструкции достигается за счет создания негерметичных корпусов, когда аппаратура расположена непосредственно на открытых платформах и стенках конструкции.

Негерметичные конструкции существенно проще в изготовлении и эксплуатации, имеют меньший вес и, следовательно, больший экономический эффект.

Одной из наиболее важных и сложных задач при проектировании космических аппаратов является выбор оптимальных параметров конструкции, обеспечивающих экстремум критерия качества при условии удовлетворения ограничений.

Новое поколение ИСЗ имеет относительно простую конфигурацию и имеет в своем составе характерные модули: полезной нагрузки, служебной аппаратуры с силовой установкой. Поскольку модули в основном негерметичны по конструктивному исполнению, структура их достаточно проста и включает в свой состав плоские элементы (панели), стержневые элементы (или фермы) и оболочечные конструкции (конические или цилиндрические отсеки). Структурные элементы соединяются друг с другом посредством большого числа узлов, образуя единую силовую конструкцию — корпус космических аппаратов (КА).

Наличие для каждого конструктивного элемента (панели, оболочки) большого числа связей делает задачу анализа напряженно-деформированного состояния этого элемента достаточно сложной. В корректной постановке с учетом характеристик связей и взаимного влияния жёсткостных характеристик соединяемых элементов задача может быть решена лишь численными методами.

На этапе проектирования конструкции необходимо решать достаточно сложные задачи, определяющие облик конструкции в целом и заключающиеся в выборе:

— силовой схемы корпуса в целом;

— схемы и характеристик связей элементов между собой;

— параметров конструктивных элементов.

Решение этих задач на первом этапе проектирования конструкции должно строиться на основе достаточно простых и в то же время "точных" аналитических методов расчета. В настоящее время напряженно-деформированное состояние конкретных конструкций, как отмечалось выше, анализируется численными методами, и лишь для нескольких частных схем силовых связей панелей (схем опирания) приводятся обобщенные результаты аналитических расчётов, которые

могут быть использованы в процессе проектирования элементов конструкции.

В работе рассматриваются несколько конфигурации негерметичных космических аппаратов (спутников), эксплуатируемых в настоящее время. Проанализируем их, чтобы изучить конструктивный состав аппаратов, выявить типовые силовые элементы, рассмотреть соединение между типовыми силовыми элементами, исследовать характеристику работы силовых элементов, что позволит более чётко сформулировать проблему.

1. Полярная платформа - Е1\ У18 АТ (ППФ) [43]

1.1 Обзор конструкции

На рис.1 показана общая конфигурация ППФ - это спутник-платформа, состоящий из трёх частей: модуль полезной нагрузки

(МПН), модуль силовой установки (МСУ) и вспомогательный модуль (ВМ).

На ППФ нужна большая площадь для монтажа приборов и оборудования. Этому требованию удовлетворяют панели в составе 4 блоков МПН, имеющих очень большой размер. Каждый блок длиной 1600 мм, площадь сечения 2750x1600 мм (рис. 2).

Вспомогательный модуль (рис. 3) предназначен для размещения служебной аппаратуры и оборудования и представляет собой коробчатую конструкцию из многослойных панелей. В верхней части ВМ соединен с МПН, а в нижней — с МСУ. Поскольку плоские панели предназначены, в первую очередь, для восприятия инерционных нагрузок от размещаемых на них приборов, то для передачи сил и моментов с верхней панели на нижнюю в состав модуля введен конический переходной отсек. Последний с помощью продольных и поперечных панелей связан с боковыми панелями.

1.2. Анализ силовых элементов

Проанализируем конструктивно-силовую схему ВМ. Модуль -коробчатой конструкции, нагружается от МПН сверху и поддерживается силовой установкой снизу. Верхняя панель воспринимает нагрузки от ППФ и от смонтированных на ней приборов и передаёт их на конус (основной силовой элемент) и на боковые панели, соединённые с конусом прямоугольными рёбрами (рис 4). Распределение нагрузки от внешней панели между конусом и боковыми панелями зависит от жесткостных характеристик элементов конструкции модуля. Боковые панели воспринимают инерционную нагрузку от соединённых с ними приборов и от верхней панели. Продольные рёбра обеспечивают передачу нагрузок на конус.

-X

Рис. 3 Конфигурация ВМ

т /|\ /|\ хр

, ф 4, чЬ чЬ Ф Ф

ч!' \1/

^ ^ 1

Т ч{/ -Ж—Ж—Ж' Л ■■ /ч

Рис. 4 Характеристика работы элементов

+ т

Нижняя панель испытывает нагрузку от приборов и боковых панелей и передаёт её на конус через кольцевое соединение.

2 . Японский инженерно-экспериментальный путник [44]

2.1. Обзор конструкции

На рис. 5 изображена компоновка этого спутника. Аппарат состоит из четырёх частей (сверху вниз): антенного модуля, модуля полезной нагрузки (МПН), вспомогательного модуля (ВМ) и силовой установки (СУ). Особенность конструкции заключается в том, что основная конструкция имеет коробчатую форму и состоит из прямоугольных панелей. Силовая установка, как отдельный модуль, установлена в самому низу корпуса и присоединяется к корпусу ВМ в 8-и точках.

2.2 Анализ силовых элементов

V ** А

ГТ"^

Рис. 5 Конфигурация инженерно-экспериментального спутника

Рис. 6 Характеристика работы элементов

ной вертикальными стержнями и подкосами. На рис. 9 показана внутренняя структура панели.

(а)

(в)

Рис. 8 Расположение приборов на платформах

Н>ЕУСОе А1. ЛХОУ

Л.. АИДУ ГАС£5К1ЬБ

СЕТАИ- У НЕАТР1РЕ

Рис.9

3.2. Анализ силовых элементов

Силовые элементы корпуса - плоские панели и ферма. Верхняя панель воспринимает нагрузку от антенны и приборов и передаёт её через связанную с ней ферму на узел крепления силовой установки. Нижняя панель несёт нагрузку от укреплённых на ней приборов и передаёт её

через соединённую с ней ферму на узел крепления силовой установки. На рис. 10 показаны схемы нагружения панелей.

Нагрузку от антенного модуля воспринимают ребра и передают на боковые панели. Верхняя панель воспринимает нагрузки от прикрепленных к ней приборов, передаёт эти нагрузки на боковые панели соединенные с ней посредством уголков. Боковые панели воспринимают нагрузки от соединенных с ними приборов, нагрузки от ребер, так же нагрузки от верхней панели, передают их через уголки на модуль силовой установки (рис. 6).

3. Конструкция телефонного спутника TSUI [55] 3.1. Обзор конструкции

На рисунках 7, 8 показана компоновка телефонного спутника TSUI. Корпус спутника имеет "двухэтажную" конструкцию: верхняя панель — антенная платформа, нижняя — платформа для приборов. Панели между собой соединены ферменной конструкцией, образован-

(в)

Рис. 7 Компоновка телефонного спутника TSUI

/^fi till I

Ш Л Л Ai

tyv Д Ai J

i li Ji Л 1

-U-

Рис. 10

4. Спутник TELE - X [59]

4.1. Обзор конструкции

На рис. 11 показана конструкция спутника TELE - X, она состоит из четырёх частей: антенный модуль, модуль связи, вспомогательный модуль и модуль силовой установки. Основными силовыми эле-

MODULE

COVMUMICAtCN MOCVLE

£f < VF MODULE

№WLSOIW MOGULi

EAST soutu

Рис. 11 Конфигурация TELE -X

Рис. 12 Характеристика работы элементов

ментами корпуса являются плоские панели и стержни ферменной конструкции.

4.2. Анализ силовых элементов

Проанализируем модуль связи и вспомогательный модуль. Верхняя поперечная панель присоединена к ферме и, посредством уголков к боковым панелям, воспринимает нагрузки от модуля антенн и от установленных на ней приборов. Далее нагрузки передаются на ферму и частично на боковые панели. Ферма прямо передаёт нагрузки на силовую установку. Поперечная панель вспомогательного модуля по краю двух сторон прикрепляется к боковым панелям посредством уголков; внутри своей плоскости через четыре точки она укрепляется на силовую установку и передаёт большую часть нагрузки от смонтированных на ней приборов прямо на силовую установку и, частично, на боковые панели (рис. 12).

5. Японский спутник радиовещания ЕТ8 - VI [51 ]

5.1. Обзор конструкции

На рис. 13 показана конфигурация японского спутника радиовещания ЕТБ - VI, на рис. 14 показана конструктивно-силовая компоновка этого спутника, которая состоит из трёх модулей: антенный модуль, модуль приборов и силовая установка.

5.2. Анализ характеристики работы типовых силовых элементов

Обращаем основное внимание на приборный модуль. На плоскости поперечной панели смонтирован антенный модуль через четыре

Laser Coauunication Equipment

Solar Sail

K-band Inter-sat.el lite ч and O-band Cccaunication

- 4intcnnas \ \

30GHz and C-band Antenna

for Fixed k Mobile Cosnunication

20GHz and S-band Antenna fu fixed & Mobile CcEsunieation

S-band Inter-satellite Cos^nicaticp. Antenna

Kissior. Fans!

Рис. 13 Конфигурация ETS - VI

í.nU'cr.i feJuie

SoUr .'.ггеу Piidla

Sortlt »tssfoi Pvir.fi

East toíss Pinol

í Vm Eus Faict North Bus Panal „ Jdlp^* • У>

£ast Зиз Рзлэ-1

UPS todule

/Esi Access Jacel

Solar í.rrw Paid:в

кЗ 2гу

South Eus Pane]

Рис. 15 характеристика

Рис. 14 Компоновка ETS -VI

точки; по всей плоскости прикреплены приборы. Эти нагрузки передаются на четыре боковые панели через присоединяющие уголки. Боковые панели соединяются с силовой установкой посредством уголков и передают на нее нагрузки (рис. 15).

Обобщим выше изложенное:

1. Конструктивная силовая схема негерметичных модулей КА образуется плоскими панелями (прямоугольной или более сложной формы в плане), осесимметричными оболочками и ферменными или стержневыми конструкциями.

2. Силовые связи между конструктивными элементами характеризуются большим разнообразием и сложностью, например:

— верхняя поперечная панель (рис. 4) опёрта по внешнему прямоугольному контуру и внутреннему кольцевому контуру;

— две параллельные плоские панели (рис. 7) имеют точечные опоры, расположенные внутри контура.

3. Силовые связи между конструктивными элементами модулей определяются не только местом расположения опор, но и жесткостными характеристиками соединительных элементов.

4. Плоские панели нагружаются инерционными силами от приборов, расположенных на панелях.

5. Определяющими перегрузками являются:

— для поперечных панелей инерционные силы, нормальные к плоскости панелей (пх).

— для продольных панелей инерционные силы нормальные (пу) и параллельные (пх) плоскости панели.

6. Силовая схема модулей формируется таким образом, чтобы плоские панели работали, в основном, на нагрузки от приборов, размещаемых

на этих панелей, и в наименьшей степени на нагрузки от других панелей.

Таким образом, напряженно-деформированное состояние (НДС) плоских элементов определяется как инерционными нагрузками от приборов, так и схемой силовых связей. Рассмотрим в качестве примера панель модуля (рис. 15).

Внешние нагрузки определяются схемой распределения приборов в плоскости панели и действующими перегрузками.

Для современного уровня развития конструкции плотность заполнения панелей российских искусственных спутников земли (ИСЗ), имеет величину порядка 90-100 кг/м2. Для зарубежных космических аппаратов (КА) эта величина порядка 50-60 кг/м2. Например, для приборной панели современного телефонного спутника TSUI (рис. 8), его плотность заполнения равняется 60 кг/м2.

Расчётные случаи и, соответственно, максимальные перегрузки действующие на элементы конструкции, будут иметь место на участке выведения на орбиту. Максимальные нагрузки будут соответствовать или моменту старта, или моменту отделения ракетного блока 1 -й или 2-й ступени, в зависимости от характеристики ракеты-носителя (РН). Ниже в таблице приведены максимальные значения статических перегрузок нескольких существующих РН.

Таблица. 1

Название Ариан-3 Протон(3 ступени) Протон(4 ступени) Союз

Страна Франция Россия Россия СССР

^тахх 7.96 6.88 5.74 5.25

продолжение: Таблица. 1

Великий поход 3-А Великий поход 3-В Великий поход 3-С

Китай Китай Китай

4.38 7.54 5.33

Действующие на панель нагрузки определяются как статической перегрузкой так и динамическими процессами. А динамические процессы нагрузки определяются самой конструкцией КА. Если новые конструкции подобны уже существующим, то можно использовать существующие данные. Если рассматривается принципиально новая конструкция (другая силовая схема, другие материалы и т. д.), тогда нулевое приближение может сильно расходится с первым приближением, которое получено позже.

Возможные схемы опирания панели могут следующими:

а) по внешнему контуру или внутреннему кольцевому контуру (рис. 16(а), (б));

б) в конечном числе точек опирания, расположенных на контуре и/или внутри панели (рис. 16(в), (г), (д), (е), (ж), (з)).

Кроме формальной стороны схемы опирания, на НДС панели влияет жесткость соединения. Форма соединительных уголков и способы соединения конструктивных элементов также многообразны (рис. 17). Жесткость соединения зависит от формы и размеров соединительных элементов и от жесткости соединяемых панелей.

(б)

(В)

• 9

@ О

(Г)

£ 9 • • •

<1

1» © ©

@ © © <1

а

(д)

(е)

(щр о

]

(ж)

(3)

Рис. 16

(а) (б) (в)

Рис. 17

Таким образом, исследуемые негерметичные конструкции и их состав�