Анализ терморазмеростабильности композитной сотопанели для условий термического нагружения космического аппарата

Abstract

Представлены результаты численного определения напряженно-деформированного состояния сотопанели космического аппарата при термических нагрузках разной интенсивности на околоземной орбите. В качестве имитационной модели исследуемой конструкции, выбрана типовая структура композитной сотопанели с известным типом расположения ячеек сот алюминиевого заполнителя и схем армирования слоев материала углепластиковых ленты для верхних и нижних пластин с известными термомеханическими свойствами. Для решения задач термоупругости использован метод конечных элементов в математических постановках для квазистатического термомеханического анализа. Определено распределение величин эквивалентных по Мизесу напряжений в структурных элементах сотопанели при термических нагрузках в диапазоне температур от -80 до +80 . Найдены продольные и поперечные прогибы сотопанели от действия термических нагрузок различной интенсивности на околоземной орбите. Установлено предельную величину температурного напора между внешними поверхностями пластин, который обеспечивает терморазмеростабильность сотопанели космического аппарата.

Keywords

• композиционные материалы
• многослойные углепластиковые пластины
• сотопанель термомеханические характеристики
• терморазмеростабильность
• конечно-элементные апроксимации
• математична модель