Силовой корпус космического телескопа

Изобретение относится к высокоточному бортовому оборудованию космических аппаратов, в частности к космическим телескопам. Силовой корпус телескопа состоит из продольных, поперечных и диагональных пластин, соединенных между собой в узлах пересечения. Данные пластины выполнены криволинейными биметаллическими. Их геометрические и физико-механические характеристики удовлетворяют соотношениям: (α1·h12·h3)/(α12)=K·R0(1-βctgβ) и где α1, α2 - коэффициенты линейного расширения материалов слоев пластин (α12); h1, h2 - толщины слоев материалов пластин; K - коэффициент, учитывающий упругость пластин в местах их узловых соединений; R0 - радиус кривизны поверхностей спаев слоев пластин; β - угол полураствора каждой из пластин в плоскости кривизны; E1, E2 - модули упругости первого рода материалов слоев пластин. Техническим результатом изобретения является уменьшение дефокусировки телескопа путем обеспечения стабильности продольных и поперечных линейных размеров его корпуса в неравномерном поле температур. 7 ил.

 

Изобретение относится к области космических телескопов (КТ) и может быть использовано при создании различных корпусов, к которым предъявляются высокие требования по жесткости и геометрической стабильности размеров от действия температур.

Известен корпус КТ в виде фермы, состоящий из продольных стержней, расположенных под углом к оси фермы, и поперечных стержней, соединенных с продольными в узлах. С целью уменьшения дефокусировки телескопа поперечные стержни выполнены из материала с более высоким коэффициентом линейного расширения, чем продольные стрежни (см. журнал «Полет» №6, стр.42, 2000 г., УДК 629.7 «Проектирование адаптивных к действию градиентов температур размерностабильных силовых конструкций летательных аппаратов.» Авторы: Г.Е.Фомин, А.Н.Шайда, В.Д.Байкин).

Известен силовой корпус КТ в виде фермы, включающий продольные поперечные и диагональные стержни, соединенные между собой в узлах пересечения, при этом поперечные стержни выполнены из материала с более высоким коэффициентом линейного расширения, а длины и коэффициенты линейного расширения связаны между собой соответственно (см. журнал «Полет» №5, стр.51, 2001 г. Проектирование размерностабильных конструкций повышенной жесткости, адаптивных к действию градиентов температур. Авторы: Г.Е.Фомин, А.Н.Шайда, В.Д.Байкин). - прототип.

Известный силовой корпус в виде фермы, а также вышеописанный, не обеспечивает достаточную стабильность линейных размеров от действия температур, так как для сохранения длины корпуса - увеличивается его поперечный размер, что приводит к увеличению дефокусировки космического телескопа.

Задачей настоящего изобретения является устранение указанного недостатка, то есть обеспечение стабильности продольных и поперечных линейных размеров корпуса КТ в неравномерном поле температур с целью уменьшения дефокусировки телескопа.

Задача решается тем, что в силовом корпусе КТ, состоящем из продольных, поперечных и диагональных пластин, соединенных между собой в узлах пересечения, при этом диагональные, продольные и поперечные пластины выполнены в виде криволинейных биметаллических пластин, причем геометрические размеры каждой из пластин и физико-механические характеристики применяемых для пластин материалов связаны соотношениями:

;

где α1, α2 - коэффициенты линейного расширения материалов слоев биметаллических пластин, α12;

h1, h2 - толщины слоев материалов слоев биметаллических пластин;

K - коэффициент, учитывающий упругость пластин в местах их соединения в узлах;

R0 - радиус кривизны каждой из биметаллических пластин (по спаю слоев);

β - угол полураствора каждой из криволинейных биметаллических пластин;

E1, E2 - модули упругости первого рода материалов слоев биметаллических пластин.

На фиг.1, 2 изображен общий вид силового корпуса космического телескопа с высокой геометрической стабильностью по длине А к ширине Б при действии неравномерного действия температур.

Силовой корпус состоит из продольных, поперечных и диагональных биметаллических пластин 1, 2, 3, соединенных между собой в узлах пересечения 4.

На фиг.3 изображен общий вид размерностабильной биметаллической пластины силового корпуса КТ.

На фиг.4, 5 изображен процесс деформирования размерностабильных биметаллических пластин от действия положительного и отрицательного перепадов температур соответственно.

На фиг.6, 7 изображен элементарный участок длиной dx криволинейной биметаллической пластины.

Слой каждой биметаллической пластины 1, 2, 3 толщиной h1 имеет коэффициент линейного расширения α1 (например, алюминиевый сплав АК4-1), называется активным в отличие от инертного слоя толщиной h2 с меньшим коэффициентом линейного расширения α2 (например, титановый сплав ОТ-4.). При действии положительного или отрицательного (T>T0 или T<T0) перепада температуры t=Т-Т0 на биметаллическую пластину, она изгибается или расправляется изменяя нормальную кривизну поверхности (фиг.3, 4, 5).

При этом ее края удлиняются или укорачиваются по оси Х на величину ΔX. Проекция деформации слоя спая от действия перепада температур равна ΔCx и направлена в противоположную сторону и может быть равной по величине значению ΔX.

Для определения значений ΔX и ΔCx выделим из криволинейной биметаллической пластины элементарный участок длиной dx и начальной кривизной (см. фиг.6).

Относительное удлинение волокна, отстоящего на расстоянии У от поверхности спая, складывается из двух величин. Из удлинения в спае ε0 и удлинения, обусловленного изгибом пластины

где - новая кривизна.

Таким образом суммарное относительное удлинение волокна равно

Напряжения от действия температуры t, действующие в волокне, расположенном на расстоянии У от поверхности спая, для активного слоя толщиной h1 пластины равно

для инертного слоя толщиной h2 пластины равно

где E1, E2 - модули упругости первого рода материалов слоев биметаллических пластин.

Нормальное усилие N и изгибающий момент M в сечении биметаллической пластины, подверженной только тепловому воздействию, равны нулю. Поэтому

здесь b - ширина биметаллической пластины.

Подставляя в выражение для N и М выражение для σ1 и σ2 и интегрируя, получим:

Исключая ε0, определим изменение кривизны биметаллической пластины:

Очевидно, что изменение кривизны будет наибольшим, если

.

Биметаллические пластины 1, 2, 3, удовлетворяющие этому условию, называются нормальными.

Тогда наибольшее изменение кривизны для нормальной биметаллической пластины 1, 2, 3 равно

Зная изменение кривизны, определим перемещение края пластины (точка С) (фиг.4, 5) за счет ее изгиба, с помощью интеграла Мора.

где M1 - изгибающий момент от единичной нагрузки, приложенной в направлении искомого перемещения точки С,

l - длина биметаллической пластины по дуге радиуса R0.

Подставляя в выражение для ΔХ выражение наибольшего изменения кривизны получим:

здесь β - угол полураствора криволинейной биметаллической пластины радиусом R0.

Интегрируя данное выражение, определим:

Проекция деформации слоя спая на ось Х при действии температуры t равна

и направлена в противоположную сторону перемещения биметаллической пластины за счет ее изгиба (перемещение ΔX).

Таким образом из условия

определим соотношение геометрических размеров нормальных биметаллических пластин и физико-механические характеристики применяемых материалов обеспечивающее равенство нулю перемещение краев пластин:

;

где K - коэффициент, учитывающий упругость пластин корпуса в местах их соединения в узлах.

Для шарнирного соединения пластин можно принять .

Силовой корпус космического телескопа, состоящий из продольных, поперечных и диагональных пластин, соединенных между собой в узлах пересечения, отличающийся тем, что в нем диагональные, продольные и поперечные пластины выполнены в виде криволинейных биметаллических пластин, причем геометрические размеры каждой из пластин и физико-механические характеристики применяемых для пластин материалов связаны соотношениями

где α1, α2 - коэффициенты линейного расширения материалов биметаллических пластин, α12;
h1, h2 - толщины слоев материалов биметаллических пластин;
K - коэффициент, учитывающий упругость пластин в местах их соединения в узлах;
R0 - радиус кривизны каждой из биметаллических пластин по спаю слоев;
β - угол полураствора каждой из криволинейных биметаллических пластин;
E1, E2 - модули упругости первого рода материалов биметаллических пластин.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к сетчатым оболочкам вращения из композиционных материалов с наружной обшивкой, которое может быть применено в изделиях авиационной и ракетно-космической техники.

Изобретение относится к размещению оборудования на борту геостационарного телекоммуникационного спутника. .

Ракета // 2434796
Изобретение относится к космонавтике. .

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при проектировании космических аппаратов (КА) негерметичного исполнения с радиационным охлаждением.

Изобретение относится к космической технике, в частности к шлюзовым камерам космических аппаратов. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике и предназначено для защиты полезных грузов (ПГ) при их совместной эксплуатации с ракетой-носителем (РН). .

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. .

Изобретение относится к конструкции космических аппаратов (КА), в частности искусственных спутников. .

Изобретение относится к конструкции и эксплуатации составных частей и оборудования космических аппаратов, в частности искусственных спутников Земли. .

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании космических аппаратов (КА) дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ). .

Изобретение относится к космонавтике и служит для полетов астронавтов в космос

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в жидкостных ракетных двигателях

Изобретение относится к космонавтике и служит для полетов астронавтов в космосе

Изобретение относится к авиакосмической технике, а именно, к конструктивному компоненту фюзеляжа, к фюзеляжу с конструктивным компонентом, к самолету и к космическому летательному аппарату с таким фюзеляжем

Изобретение относится к ядерным энергетическим установкам (ЯЭУ), используемым в качестве источников электрической энергии космических аппаратов

Изобретение относится к оборудованию космических аппаратов (КА) и, в частности, к подвижным элементам конструкции КА, имеющим электрическую связь с системой управления КА, например батареям солнечным (БС), антеннам, подвижным крышкам и др

Изобретение относится к бортовым оборудованию и системам космического аппарата (КА), преимущественно двигательным установкам системы коррекции орбиты КА с топливными баками безнаддувного типа

Изобретение относится к высокоточным конструкциям из полимерных композиционных материалов и может применяться в космической технике в качестве несущих платформ, в том числе внешнего размещения относительно корпуса космического аппарата (КА)

Изобретение относится к высокоточному бортовому оборудованию космических аппаратов, в частности к космическим телескопам

Наверх