Магистранты Степанец Д.В., Степанец О.М.

Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева, Россия

Исследование напряженно-деформированного состояния сотовых панелей корпуса малого космического аппарата

Панели аэрокосмической конструкции являются силовым элементом корпуса космического аппарата. Они должны отвечать требованиям минимальной массы при достаточном уровне прочности и жёсткости. Широко распространены панели в виде трёхслойных конструкций.

Трёхслойная конструкция состоит из двух наружных несущих слоёв, выполненных из прочного листового материала малой толщины, между которыми размещается более лёгкий, хотя и менее прочный заполнитель.

Несущие слои воспринимают нормальные и касательные усилия в плоскости панели, а заполнитель поперечную нагрузку [2].

В работе проведено исследование напряжённо-деформированного состояния конструкции сотопанели корпуса малого космического аппарата «Аист-2Д» (далее МКА). Корпус МКА состоит из панелей, рамы и кронштейнов. В данной работе производится оценка прочности панели показанной на рисунке 2. Сотовая панель предназначена для размещения на ней бортовой аппаратуры, отвода тепла от посадочных мест бортовой аппаратуры и поддержания требуемого теплового режима в условиях орбитального полета КА.

Панель трёхслойная и состоит из двух обшивок толщиной 0,4 миллиметра алюминиевого сплава В95пч АТ1, соединённых между собой через металлический сотовый заполнитель 2,75-5056-23П толщиной 17 миллиметров. Сотовый заполнитель имеет шестигранную форму ячеек и присоединяется к обшивкам с помощью плёночного клея на основе эпоксидного связующего. Панель крепится к раме только по внешнему контуру с помощью винтов М6. В местах крепления панели к раме и в посадочных местах для бортовой аппаратуры в панели предусмотрены закладные втулки из материала Д16.

1 – рама;

2 –панель;

3 –фитинги;

4 – бортовая

аппаратура.

Рисунок 2 – Общий вид рамы МКА “Аист-2Д” с сотовой панелью и бортовой аппаратурой

Расчет на прочность панели МКА проводится с применением метода конечных элементов. Создание конечно-элементной модели панели МКА «Аист-2Д» и последующий анализ результатов расчета проводится посредством программного пакета MSC.Patran/Nastran.

В результате проведения анализа жёсткости конструкции были получены значения перемещений центров масс приборов под действием единичной перегрузки, приложенной поочередно в направлениях X, Y, Z.[3]

Сводка перемещений центров масс приборов под действием единичных перегрузок представлена в таблице 1. Требования жёсткости конструкции удовлетворяются, т.к. перемещения центров масс не превышают 0,5 мм (согласно техническим требованиям).

а) – вид снаружи МКА б) – вид со стороны рамы МКА;

1 – ЦМ прибора АКПС.1; 2 – ЦМ прибора СГАУ;

3 – ЦМ прибора ЦПВК; 4 – ЦМ прибора АКПС.2;

5 – ЦМ прибора ИНАЯ.

Рисунок 3 – Конечно-элементная модель панели МКА

Таблица 1 – Сводка перемещений центров масс приборов под действием единичной перегрузки

Название прибора	Масса прибора, кг	Номер элемента CMASS	Максимальные перемещение ЦМ прибора от действия единичной перегрузки, мм
АКПС.1	3,0	935255	0,32
СГАУ	3,1	935252	0,36
ЦПВК	3,1	935249	0,35
АКПС.2	3,5	935259	0,27
ИНАЯ	13,0	935269	0,16

Анализ нагрузок показал, что для панели МКА расчётными являются случаи старта ракетоносителя (“Старт”) и отделения его третьей ступени ( ). Максимальные расчётные напряжения в случае “Старт” возникают в обшивке панели с внутренней стороны МКА в области одного из креплений панели к раме и составляют . Запас прочности:

Максимальные расчётные напряжения в случае возникают в обшивке панели в области одного из креплений прибора и составляют . Запас прочности:

Проведённые расчеты конструкции сотовой панели МКА “Аист-2Д” показали, что все элементы конструкции сотопанели удовлетворяют условиям прочности и жесткости. Однако, запас прочности для отдельных элементов имеет завышенное значение и достигает 2,65, что характеризует избыточную массу конструкции панели. В связи с этим были предложены конструктивные изменения в виде различных модификаций конструкции панели, результаты которых представлены в таблице 2.

Таблица 2 – Результаты расчётов модификаций конструкции панели МКА

Варианты модификаций	,МПа		Масса панели, кг		Запас прочности,
	“Старт”
1.Исходный вариант	181	264	49,39	1,82
2.Уменьшение диаметра втулок	190	264	49,09	1,82
3.Сокращение числа втулок	292	264	49,29	1,64
4. Снижение толщины обшивки до 0,3 мм	249	341	48,59	1,41
5. Вариант 3 + вариант 4	403	341	48,49	1,19
6. Вариант 2 + вариант 4	240	341	48,39	1,41
7. Вариант 2 + варианты 3 и 4	371	341	48,19	1,29

Как видно из таблицы 2 наилучшим вариантом, при котором конструкция панели имеет наименьшую массу и необходимый запас прочности, является модификация под номером 6. Сводка перемещений центров масс приборов под действием единичных перегрузок в случае представленной модификации представлены в таблице 3.

Как видно из таблицы 3 перемещения центров масс всех приборов не превышают 0,5 миллиметра, следовательно, требования к конструкции панели по жесткости удовлетворяются.

Таблица 3 – Сводка перемещений центров масс приборов под действием единичной перегрузки в случае модификации

Название прибора	Масса прибора, кг	№ эл-та CMASS,	Максимальные перемещение ЦМ прибора от действия единичной перегрузки, мм
АКПС.1	3,0	935255	0,34
СГАУ	6,1	935252	0,23
ЦПВК	3,1	935249	0,25
АКПС.2	3,5	935259	0,28
ИНАЯ	13,0	935269	0,23

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

На основе сводки модификаций можно сделать вывод о целесообразности изготовления панели в варианте «сокращение числа втулок + уменьшение диаметра втулок + снижение толщины обшивки до 0,3 мм», что позволит уменьшить массу отдельной панели на 1,2 килограмма (что составляет 0,22% от массы аппарата). А в совокупности всех панелей процент «выигрыша» в массе может составить порядка 5,5 килограмм (1% от массы всего МКА «Аист-2Д»).

Литература:

1 Захаров В.О., Оптимизация композиционной платформы главного зеркала космического телескопа // Уральский научный вестник. 2017. Т. 4. № -3. С. 33-37.

2 Захаров В.О., Применение аддитивных технологий и прогрессивных методов проектирования в космическом машиностроении // Nauka i studia. – 2017. Т. 4. № – 11. – С. 46-49.

3 Лизин, В. Т. Проектирование тонкостенных конструкций [Текст] / В.Т. Лизин, В.А. Пяткин. – М. : Машиностроение, 1976. – 405с.

4 Образцов, И.Ф. Метод конечных элементов в задачах строительной механики летательных аппаратов [Текст]: Учебное пособие для студентов авиационных специальностей вузов / И. Ф. Образцов, Л. М. Савельев, Х. С. Хазанов. – М. : Высшая школа, 1985. – 392 с.