Силовой корпус космического телескопа



Силовой корпус космического телескопа
Силовой корпус космического телескопа
Силовой корпус космического телескопа
Силовой корпус космического телескопа
Силовой корпус космического телескопа
Силовой корпус космического телескопа
Силовой корпус космического телескопа

 


Владельцы патента RU 2448878:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный научно-производственный ракетно-космический центр "ЦСКБ-Прогресс" (ФГУП "ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") (RU)

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)
Наверх