Выбор рациональных параметров плоских панелей с точечными опорами для космических аппаратов тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.02, кандидат технических наук Ван Чжицзинь

• Ван Чжицзинь
• кандидат технических наук
• 1999

Оглавление диссертации кандидат технических наук Ван Чжицзинь

ОГЛАВЛЕНИЕ

Введение

Глава 1. Модели функционирования элементов трехслойных панелей

1.1 Расчет приведенных механических характеристик

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

1.3 Геометрические и механические характеристики сотовых панелей

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

1.5 Несущая способность сотовых панелей при изгибе

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

2.1 Основные гипотезы и уравнения изгиба тонких пластин

2.2 Точные методы расчета прямоугольных пластин

2.3 Приближенные методы к расчету изгибаемых пластин

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

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

2.6 Анализ влияния удлинения панели на коэффициент

кдх ' кду, кт

2.7 Влияние жесткости окантовки на к^ к (к кт

2.8 Влияние внешней формы панели на величину коэффициентов

кдх(кду)> кт

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

2.10 Анализ собственной частоты панели с точечным опорами

2.11 Выводы

Глава 3. Метод проектирования трёхслойных панелей с точечным опорами

3.1 Общие принципы проектирования

3.2 Оптимизация удельной массы панели без окантовки

3.3 Анализ влияния окантовки на удельную массу сотовой панели

3.4 Выбор параметров сотовой панели с учетом частотных характеристик

3.5 Выбор параметров по условию устойчивости сот на упругом основании

3.6 Выводы

Выводы

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Выбор рациональных параметров плоских панелей с точечными опорами для космических аппаратов»

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 составные части (модули) представляют собой сложную конструкцию, которую можно рассматривать как некоторую совокупность отдельно взятых элементов, т.е. использовать принцип декомпозиции. Связи между ними учитываются силами, которые действуют между этими элементами. Характеристика связей основных элементов определяются жесткостью соединяющих уголков, соединяемых силовых элементов и характеристикой опор (опоры не абсолютно жёсткие, а имеют упругий характер). Задача анализа НДС плоской панели, нагруженной инерционными силами с учётом усилий в связях, может быть решена в настоящее время численными методами.

Вся эта сложная картина может быть представлена в виде отдельных фрагментов конструкции, которые в первом приближении работают вне зависимости друг от друга, т. е. изолировано.

Для плоских панелей при опирании по контуру (шарнирно или защемлено), напряжено-деформационое состояние может быть проанализировано с использованием аналитических методов [11], [21], [23], [35], для ограниченного числа схем точечного опирания на контуре (рис. 16(в), (ж)), аналитическое решение НДС дал немецкий ученый Nadai [50].

Из анализа предыдущих схем, реальные схемы опирания существенно отличаются от тех, для которых приведены данные по НДС в некоторых справочниках. Поэтому для нулевого этапа проектирова-

ния конструкции, целесообразно было бы иметь информацию о нагрузках, деформациях, применительно к разным схемам опирания, для которых еще не выполнены расчёты. Поэтому выполнение расчётов численных или аналитических применительно к схемам точечных опираний при различном расположении этих точек на контуре или внутри него представляется актуальным и практически важным для проектных работ.

В работе мы предлагаем разработку метода проектирования, который строится на использовании принципа декомпозиции. Отдельные элементы при этом рассматриваются в простой схеме взаимосвязей, т.е. мы пока не учитываем жесткости в соединениях и самих панелей. Метод позволяет на инженерном уровне, с приемлемой точностью проанализировать НДС с целью выбора той или иной схемы с учётом ограничения на деформацию, на частоты, а далее с учётом требований неразрушаемости конструкции. Надо отметить, что эти конструкции являются не только силовыми, но несут в себе элементы в пассивной системе теплорегулирования (рис. 9) [22].

Таким образом, проведенной анализ позволяет четко выявить типы конструктивных элементов, подлежащих дальнейшему рассмотрению, так как они являются наиболее используемыми в КА. К ним относятся плоские панели, работающие на изгиб с различными условиями опирания и представленные на рис. 16.

Для обеспечения изгибной жесткости панели могут подкрепляться ребрами или делаются трехслойными. С учетом технологичности и простоты изготовления такие панели чаще всего выполняются трехслойными [58]. В дальнейшем будем рассматривать только такие панели.

Цель работы — разработка метода проектного анализа напряженно-деформированного состояния и оптимизации параметров сото-

вой панели с точечными опорами; рекомендации по структуре панели и проектным параметрам ее элементов, обеспечивающих конструкции минимум массы, при условиях неразрушаемости от нагрузок, характерных для КА, и выполнения ограничений производственно-технологического характера. Для достижения этой цели необходимо решить задачи:

— анализа влияния на напряженно-деформированное состояние размеров и геометрии в плане панели, структуры панели (наличие окантовки) и её изгибной жёсткости, схемы опирания (число опор и их место расположения);

— анализа зависимости массовых характеристик панели от структуры панели (наличие окантовки) и её изгибной жёсткости и схемы опирания.

Научная новизна результатов заключается в следующем:

— разработан метод проектного анализа напряженно-деформированного состояния плоской панели, как элемента конструкции КА, и выбора оптимальных параметров панели с учетом проектно-конструкторских и производственно-технологических ограничений;

— обоснована правомерность применения аппроксимирующих зависимостей для деформаций, нагрузок и частот собственных колебаний точечно опертых плоских панелей; получен обширный статистический материал для анализа напряженно-деформированного состояния панели;

— разработаны методики выбора оптимальных параметров сотовой панели для различных размеров и нагрузок с учетом особенности ее НДС;

— применительно к условиям, характерным для КА сформированы и обоснованы рекомендации по рациональным схемам опирания, структуре панелей и параметрам отдельных элементов панели.

Практическая значимость работы:

— разработанный метод проектирования сотовых панелей, применительно к условиям функционирования КА, позволяет достаточно просто и с высокой точностью анализировать и выбирать рациональные схемы силовых связей панелей и ее оптимальные параметры с учетом различных ограничений;

— большой статистический материал по коэффициентам деформаций, нагрузок и частот значительно дополняет материал, имеющийся в справочной литературе.

На защиту выносятся:

— метод проектного анализа напряженно-деформированного состояния точечно опертой панели и оптимизации параметров панели, работающей в условиях нагрузок, характерных для КА, и различных про-ектно-конструкторских и производственно-технологических ограничениях;

— статистический материал по коэффициентам деформаций, нагрузок и частот собственных колебаний для плоских панелей с точечными опорами.

— алгоритмы выбора оптимальных параметров сотовых панелей с учетом различного (упругого и пластичного) характера работы ее элементов и различной структуры панели.

— рекомендации по рациональным схемам опирания, структуре панели и параметрам ее отдельных элементов.

Апробация работы. Основные результаты работы докладывались на научной конференции "Современные научно-технические проблемы гражданской авиации" (г. Москва, МГТУГА, апрель, 1999), на "25-тых Гагаринских чтениях" (г. Москва, МГАТУ, апрель, 1999). Работа состоит из введения, трёх глав и выводов.

Во введении приведен анализ типовых компоновочных схем космических аппаратов. Показано, что негерметичные панельные конструкции образуются плоскими элементами (прямоугольной или более сложной в плане формы), осесимметричными оболочками и стержневыми элементами.

Внешние нагрузки, действующие на плоские панели, определяются величиной перегрузки по осям и распределенной по панели массой оборудования и инерционными нагрузками со стороны других панелей или модулей.

Из всего многообразия панелей в работе исследуются панели с точечными опорами, нагруженные параллельными к ее поверхности силами. Рассматриваемый тип панелей является составным элементом негерметичных панельных конструкций ИСЗ, приборной платформой посадочных модулей КА и приборных контейнеров КА.

Сложный характер напряженно-деформированного состояния панели определяет актуальность для инженерной практики разработки аналитических методов проектирования панелей, включающих разработку вопросов анализа расчетных нагрузок как функции схем опирания, выбора структуры и оптимизации параметров панели.

В первой главе анализируются математические модели, описывающие несущие способности элементов сотовой панели.

Из всего многообразия форм разрушения элементов панели на основании проведенных оценок и обобщения теоретических и экспериментальных данных выделяются формы разрушения характерные для условий функционирования конструкций КА.

При этом соотношения для критических напряжений, потери устойчивости обшивки, как пластины на жестком или упругом основании и критические напряжения сдвига стенок сот учитывают линейный и нелинейный характер деформаций.

Во второй главе диссертации обосновывается метод анализа напряженно-деформированного состояния плоских панели с точечными опорами, равномерно нагруженных распределенными нормальными силами.

Поскольку при проектировании конструкции важно оперативно оценивать влияние схемы опирания и структуры панели на нагрузки в расчетных точках, величину прогиба и частоту собственных колебаний панели, исследована возможность определения напряженно-деформированного состояния аналитическими методами.

Проведенный анализ показал, что точные и приближенные аналитические методы расчета применимы для ограниченного числа схем опирания и не могут быть использованы для реального многообразия схем связи панелей.

Многочисленными параметрическими расчетами напряженно-деформированного состояния пластины методом конечных элементов показано, что нагрузки, перемещения и частота собственных колебаний панели могут быть определены с помощью упрощенных соотношений

В 2яг V та

где коэффициенты кг не зависят от абсолютной величины параметров (размера, нагрузки) и постоянны для подобных (по геометрии) панелей с одинаковой схемой опирания.

Расчеты, выполненные в широком диапазоне параметров а, q, Д материалов (соты , обшивка), показывают, что точность определения нагрузок и перемещении М, ю, / соответственно составляют 2.5%, 3.8%, 1.9%, 2.8% .

Используя рекомендуемые аппроксимирующие соотношения, выполнен анализ влияния числа опор, схемы их расположения на кон-

туре панели и внутри ее, жесткости окантовки панели на величину коэффициентов нагрузок, перемещении и собственных частот.

В главе третье изложен метод проектирования трехслойных панелей с сотовым заполнителем. Постановка задачи оптимизации параметров сотовых панелей характеризуется следующими положениями:

— в качестве минимизируемого функционала рассматривается удельная масса панели;

— ограничения на функции состояния определяется условиями нераз-рушаемости элементов панели;

— в качестве оптимизируемых параметров рассматриваются толщины обшивки, высота и плотность сот, жесткость окантовки;

— на оптимизируемые параметры накладываются ограничения про-ектно-конструкторского и производственно-технологического параметра.

Полученные аналитические соотношения и алгоритмы позволили построить области параметров "размер-нагрузка", границы которых определяются изменением упругого характера работы элементов сот, нарушением ограничений на минимальную толщину обшивки панели и частоту собственных колебаний.

Анализ влияния жесткости окантовки панели на величину ее удельной массы показал, что оптимальной конструкции панели (по критерию минимальной массы панели) соответствует решение с нулевой жесткости окантовки.

Заключение диссертации по теме «Проектирование, конструкция и производство летательных аппаратов», Ван Чжицзинь

выводы

1. Разработан метод проектирования плоских сотовых панелей с точечными опорами как элементов конструкции КА, базирующийся на использовании упрощенного представления соотношений для перемещений и нагрузок; обобщённых характеристик разрушения элементов как в упругой так и в пластичной зонах деформаций, и аналитических методах оптимизации.

2. Проведена оценка точности и обоснована правомерность использования упрощенных соотношений для перемещений, перерезывающих сил, моментов и частот собственных колебаний для плоских панелей с точечными опорами. Показано, что точность расчёта к?, (), М и / по предлагаемым упрощенным соотношениям составляет соответственно 1,9%, 2,5%, 3,8%, 2,8%.

3. Показано, что для уменьшения моментов и перерезывающих сил панели и уменьшению её массы опоры не должны располагаться в угловых точках, а смещаться вдоль края к середины. Оптимальное количество опор лежит в диапазоне 8. 12.

Показано, что введение в состав панели окантовки вызывает уменьшение ^ и увеличение кр причём, это влияние наиболее сильно при %<0.25.

Оптимальное расположение опор внутри контура панели соответствует величине а1/а=0,6.0,7 и практически не зависит от числа опор и наличия окантовки.

4. Исследования зависимости удельной массы сотовой панели КА от структуры панели и жесткости окантовки, нагрузки и характерного размера показали, что расчетная толщина обшивки относительно мала (меньше величины, реализуемой на производстве) и может быть принята равной величине, определяемой производственнотехнологическими возможностями для всего диапазона условия работы рассматриваемых конструкций.

5. Наличие в состав панели окантовки не уменьшает удельную массу, но улучшает ее частотных характеристики.

6. Достоверность разработанного метода апробирована проектными разработками отдельных панелей реальных КА.

Список литературы диссертационного исследования кандидат технических наук Ван Чжицзинь, 1999 год

Список литературы

1.Авдонин А. С., Фигуровеский В. И. Расчет на прочность летательных аппаратов. Учеб. пособие для высших учебных заведений. М.: Машиностроение, 1985. 440с.

2. Арзамасов Б. Н., Броствем В. А., Буше Н. А. И др. Конструкционные материалы: Справочник. Под. общ. ред. Арзомасов Б.А. М.: Машиностроение, 1991. 688с.

3.Баничук Н. В., Бирюк В. И., Сейранян А. П. и др. Методы оптимизации авиационных конструкций. М.: Машиностроение, 1989. 296с.

4.Баничук Н. В., Кобепев В. В., Рикардс Р. Б. Оптимизация элементов конструкции из композиционных материалов. М.: Машиностроение, 1988. 224с.

5.Бейко И. В. Методы и алгоритмы решения задачи оптимизации. Киев: Вищашк, 1983. 511 с.

6. Биргера И. А., Пановно Я.Т. Прочность, устойчивость, колебания: Спр. В 3 т.: т.2. Под общ. ред. М.: Машиностроение, 1988. 464с.

7.Болотин В.В., Новичков Ю.Н. Механика многослойных конструкций. М.: Машиностроение, 1980. 375 с.

8. Вольмир А. С. Устойчивость деформированных систем.М.: Наука, 1967. 984 с.

9. Вопрос расчета элементов авиационных конструкций/Сб. статьей. Под ред. А. Я. Александрова. - М.: Машиностроение, т. 1,1959,169с., т. 2, 1959.146с.

10. Ганшин Г. С. Методы оптимизации и решение уравнений. М.: Наука, 1987.125с

11. Галеркин Б. Г. Собрание сочинений, т. 2. М.:Наука, 1953.

438с.

12. Геминтярн В. И., Качан Б. М. Метод оптимального проектирования. М.: Энергия, 1980. 160с.

13. Грабин Б.В., Давыдов О.И., Жигорев В.И. и др. Под ред. Мишина В. П., Карраска В.К. Основы конструирования ракет-носителей космических аппаратов. Учебник для студентов вузов М.: Машиностроение, 1991. 416 с.

14. Григолюк Э. И., Чулков П. П. Устойчивость и колебания трёхслойных оболочек. М.: Машиностроение, 1973. 170с.

15. Дудченко А. А., Елпатьевский А. Н. Устойчисость панелей из композиционных материалов, подкрепленных стержнями открытого профиля. Механика композиционных материалов. 1991. №2. 315-319 с.

16. Дудченко А. А., Елпатьевский А. Н. Общая устойчивость композиционных панели, подкрепленной стержнями с деформируемым контуром, с учетом граничных условий на поперечных краях. //Механика композиционных материалов. 1994. Т. 30, №4. 540-545 с.

17. Дудченко А. А., Елпатьевский А. Н. Прочность композиционных подкрепленных панелей, нагруженных в своей плоскости. //Механика композиционных материалов. 1993. Т. 29, №1. 84-92с.

18. Дудченко А. А., Елпатьевский А. Н., Лурье С. А., Фирсанов В. В. Анизотропные панели: Плоская задача. //Учеб. пособие. Изд-во МАИ, 1991.96 с.

19. Дудченко А. А., Елпатьевский А. Н., Лурье С. А., Фирсанов В. В. Расчет пластин из композиционных материалов //Учеб. пособие. М.: Изд-во МАИ, 1993. 68с.

20. Ендогур А. И., Вайнберг М. В., Иерусалимский К. М. Сотовые конструкции — Выбор параметров и проектирование. М.: Машиностроение, 1986. 200 с.

21. Иванов A.A., Гофин М.Я. Механика сотовых заполнителей. Московский лесовой технологический институт, 1990. 350с.

22. Иванов А. А., Хохулин В. С., Загар В. О. и др. Оптимизация и расчет теплофизических и конструктивных параметров теплообмен-ных конструкций СТР КА "Энспресс". Тех. Отчет по теме N42890, 2 Том 4, 1992. 86с.

23. Кобелев В. Н., Коварский Л .М., Тимофеев С. И. Расчет трехслойных конструкций. М.: Машиностроение, 1984. 304с.

24. Ковлов Д. И., Анщаков Г. П., Агарков В. Ф. и др. Под ред. Кослова Д. И. Конструирование автоматических космических аппаратов. М.: Машиностроение, 1996. 448с.

25. Корнев Ю. П., Летова Т. А. Методы и алгоритмы оптимизации в практике инженера-математика. М.: Изд-во МАИ, 1991. 47с.

26. Кратаков М. Ф., Хохленков С. М. Рациональное проектирование трёхслойных сотовых оболочечных авиаконструкций из композиционных материалов //Тр. ЦАГИ. 1992-Ж) 2495. С 157-165.

27. Летова. Т. А., Пантелеев А. В. Экстремум Функций в примерах и задачах: Учеб. пособие. М.: Изд-во МАИ, 1998. 376с.

28. Лизин В. Т., Пяткин В. А. Проектирование тонкостенных конструкций.М.: Машиностроение, 1994. 384 с.

29. Максимов Г. Ю. Теоретические основы разработки космических аппаратов. М.: Наука, 1980. 318с.

30. Масоковский В. И., Макаренков А. Г., Никитин П.И., Саввин Ю.И., Спиридонов И.Н. Прочность ракетных конструкций. М.: Высшая школа, 1990. 359 с.

31. Моисеев Н. Н., Иванов Ю. П., Столярова Е. М. Методы оптимизации. М.:Наука, 1978. 350с.

32. Павлов Н. А. Конструкция ракет и космических аппаратов: Поиск рациональных технических решений. М.: Машиностроение, 1993.280с.

33. Панин В. ф., Гладков Ю. А. Конструкции с заполнителем — справочник. М.: Машиностроение, 1991. 272 с.

34. Понтрягин JI. С., Волтанский В. Г. Математическая теория оптимальных процессов. М.: Стереотип, 1983. 392с.

35. Тимошенко С. П., Войновский-Кригер С. Пластинки и оболочки. М.: Наука, 1966. 635с.

36. Тимошенко С. П. Устойчивость стержней, пластин и оболочек. М.: Наука, 1978. 807с.

37. Трехслойные конструкции с заполнителями в современной техники. Сер.ХИ. ГОНТН-4, 1978, 154с.

38. Щербаков В. Т., Абдрасилов Н. Д. и др. Исследование прочности пластин из слоистых композиционных материалов // Вопр. проектор. и пр. во конструкций летат. аппаратов. Харьков, 1987. с. 52-57.

39. Юрьев К. Д. Весовое качество материалов и конструкций. М.: Машиностроение, 1994. 96с.

40. Akio. Iso, Mitsunobo Watanabe, Hiroaki Tsunoda. High thermally conductive communications equipment panel module for communications satellite. // Acta astronautica Vol. 13, №8, pp. 515-522, 1986.

41. Berger. M. E., Relly W. H. Application of heatpipes to the ATS-F spacecraft.// ASME Paper№. 73-ENAS-46.

42. Chanteranne J. Use of ultra-light adhesive for the metal honeycomb bonding. Proc. Of an ESA Symposium on spacecraft materials, ESA SP-145(1979).

43. Collado J.J., Bajo J.M., Garcfa S. Development and Verification of the Polar platform structure. IAF-95-I.1.08.

44. Hidehiko Mitsuma. Structural concept of Japanese advanced geostationary spacecraft/Proceedings of a conference "Spacecraft Structures", CNES, Toulouse, 3-6 December 1985.

45. Jourdon N., Mavrogenis A., Klein M. CAD to FEM Tool.//Proc. Internat.: ' Spacecraft Structures and Mechanical Testing'. Noordwijk.The Netherlands. 24-26 April 1991 (ESA SP-321,October 1991).

46. Liskay G.G. Boron/aluminum shelf for shuttle orbiter. SAMPE -75,20,181-192(1975).

47.Maksimovis Stevan. Larle-scale structural analysis/synthesis of composite structures by finite elements//Compos. Struct. 4th int.conf.Paisley.27th-29th July. 1987. Vol.

48. Michel C. Lou. Structral development of flight systems. Pros. Internat. Conf.: " Spacecraft Structures and Mechanical Testing". 24-26 April 1991 (ESA SP-312, October 1991)

49.Mitsuma H., Yamamoto M. Development and testing of modular frame structure for advanced earth observation spacecraft. 36th Congress I.A.F.

50. Nadai A. Z. Несколько различных случаев пластинок. Math. Mech., Т.2, 1922.C.1-26.

51. Nakamaru К., Tanaka S., Katagi Т., Kitahara H. Design and development status of the engineering test satellite VI (ETS-VI). - AIAA-90-0784-CP.

52 Neyret P., Agrawal В., Betaharon K., Dest L. The intelsat VII spacecraft // 13th AIAA Communication Satellite Systems Conference, March 1990, AIAA-90-0788.

53.Plagne A., Pettex-Muffat J. L. Development of TV-SAT and TDF-1 satellite structure. IAF-84-397(1984).

54. Savage C. J. European heat pipes for spase. 5th International Heat Pipe Conference, 1984.

55. Schmidt J. Tetephony satellite TSUI Mss3000(HEO) // MMB/Deutsehe aerospace. July/Sept. 1990

56. Shuichi Miura, Tunenori Akanuma, Haruaki Itagaki, Keizo Nakagawa. Overview of next Japanese Direct Broadcasting satellite (BS-3)/AIAA-90-0797-CP.

57. Spencer. A. L. Intelsat V Thermal Design, Testing and Flight Performance.//AIAA Paper №. 82-0863. June . 1982.

58. Thompson H.D. Использование перспективных композиционных материалов для изготовления модуля для размещения оборудования искуственного спутника Земли/ ВЦП-№Н-17а -40с.

59. Torbjorn Andersson. TELE-X antenna module structure qualification program: Analysis vs Test Results./Proceedings of a conference: "Spacecraft Structures", CNES, Toulouse, 3-6 December 1985.

60. Wu Feidin. A finite element of honeycomb sandwich. Acta aeronaut.et.astronaut. Sin.B. 1989-10, №.2-c.B79-B81.