CC BY
13ваний к исполнению критичных элементов, направленных на безусловное выполнение ими предписанных функций рассматривается как процесс согласования конструкторских и технологических решений на всех стадиях жизненного цикла от технического замысла до выполнения целевой задачи.
Библиографические ссылки
1. Половко А. М., Гуров С. В. Основы теории надежности. СПб. : БХВ-Петербург, 2006. 704 с.
2. Похабов Ю. П., Ушаков И. А. О безаварийности функционирования уникальных высокоответственных систем // Методы менеджмента качества. 2014. № 11.
3. Bowden M. L. Deployment devices // Space Vehicle Mechanisms - Elements of Successful Design / Ed. by Peter L. Conley. John Wiley & Sons, Inc., 1998. P. 495-542.
4. Шатров А. К., Назарова Л. П., Машуков А. В. Механические устройства космических аппаратов. Конструктивные решения и динамические характеристики / СибГАУ. Красноярск, 2006. 84 с.
5. Надежность механических частей конструкции летательных аппаратов / А. А. Кузнецов, А. А. Золо-тов, В. А. Комягин, М. И. Титов. М. : Машиностроение, 1979. 144 с.
6. Похабов Ю. П. Конструкторско-технологичес-кое обеспечение безотказности трансформирования механических устройств одноразового срабатывания
космических аппаратов : дис. ... канд. техн. наук: 05.07.02. Красноярск, 2013. 173 с.
References
1. Polovko A. M., Gurov S. V. Osnovy teorii nadezhnosti (Foundations of the theory of reliability). SPb., 2006. 704 p.
2. Pokhabov Yu. P., Ushakov I. A. Metody menedzhmenta kachestva, 2014, no. 11 [Manuscript].
3. Space Vehicle Mechanisms - Elements of Successful Design / Ed. by Peter L. Conley. John Wiley & Sons, Inc., 1998, p. 495-542.
4. Mekhanicheskie ustroiistva kosmicheskikh apparatov. Konstruktivnye resheniya i dinamicheskie kharakteristiki (Mechanical devices spacecraft. Constructive solutions and dynamic characteristics). Krasnoyarsk, 2006. 84 p.
5. Nadezhost' mekhanicheskikh chasteii konstruktsii letatel'nykh apparatov (Reliability of mechanical parts of the aircraft structure). Moscow, 1979. 144 p.
6. Pokhabov Yu. P. Konstruktorsko-tekhnologi-cheskoe obespechenie bezhotkazhnosti transformiro-vaaniya mekhanicheskikh ustroiistv odnorazzhovogo srabatevaniea kosmicheskikh apparatov (Design and Technology support reliability transformation of mechanical devices disposable operation of spacecraft). Krasnoyarsk, 2013. 173 p.
© Похабов Ю. П., 2014
УДК 629.78.086.018
СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ МЕТОДИКИ ИСПЫТАНИЙ ТРАНСФОРМИРУЕМЫХ МЕХАНИЧЕСКИХ СИСТЕМ КА ВВЕДЕНИЕМ АНАЛИЗА ДИНАМИКИ РАСКРЫТИЯ
И. В. Романенко
ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Российская Федерация, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52
E-mail: [email protected]
Описывается методика проведения анализа динамики раскрытия трансформируемых механических систем космического аппарата. Описаны задачи испытаний трансформируемых механических систем КА, обозначена необходимость в усовершенствовании методики этих испытаний. Проведено сравнение результатов испытаний и результатов расчета, проведена верификация составленной модели. Сделаны выводы о полезных эффектах от введения анализа динамики раскрытия.
Ключевые слова: космический аппарат, наземная экспериментальная отработка, анализ динамики раскрытия.
IMPROVING FOLDED MECHANICAL SYSTEM TEST METHODS BY ENTERING DEPLOYMENT DYNAMICS ANALYSIS
I. V. Romanenko
JSC "Information Satellite Systems" named after academician M. F. Reshetnev" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russian Federation Е-mail: [email protected]
The methods of spacecraft folded mechanical system deployment dynamics analysis are described. The tasks of folded mechanical systems test are identified, also the necessity for improving test methods is focused on. A comparison
Решетневскуе чтения. 2014
between test results and calculation results is performed, a verification of composed model is made. The conclusion about useful effects after entering deployment dynamics analysis is proposed.
Keywords: spacecraft, ground experimental test, deployment dynamic analysis.
Космический аппарат (КА) содержит множество механических устройств и систем, без успешной работы которых невозможно выполнение целевых задач аппарата. На этапе выведения КА на орбиту механические системы находятся в транспортировочном положении. После выхода КА на орбиту механические системы раскрываются в рабочее положение. Основными механическими системами в составе КА являются: крылья батарей солнечных (БС) и трансформируемые антенны [1].
Для обеспечения успешного перевода механических систем из транспортировочного в рабочее положение необходимо на этапе наземной экспериментальной отработки провести ряд испытаний. Одним из видов испытаний являются испытания по проверке функционирования механических систем.
Основные задачи испытаний по проверке функционирования:
- проверить превышение движущих сил в шарнирных узлах (ШУ) над силами сопротивления с определенным запасом;
- проверить соблюдение логики раскрытия;
- проверить зачековку шарнирных узлов в рабочем положении.
Также на этапе наземной экспериментальной отработки появляется необходимость определить различные характеристики механической системы, например, максимальные изгибающие нагрузки при за-чековке в рабочем положении.
При проведении испытаний в условиях наземной экспериментальной отработки необходимо минимизировать действие силы тяжести на шарнирные узлы механической системы. Для выполнения данного требования применяются системы обезвешивания.
В настоящее время в ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Ре-шетнёва» широко применяются системы обезвешива-ния пассивного типа. Усилие обезвешивания в таких системах создается механическим способом (растянутой пружиной; грузом, расположенным на определенном плече; шаром, наполненным легким газом, и др.), и в процессе раскрытия механической системы усилие не изменяется. Движение элементов системы обезвешивания определяется движением механической системы [2].
Система обезвешивания оказывает влияние на результаты испытаний механической системы. Влияние вызвано инерционностью подвижных объектов системы обезвешивания, наличием трения в месте их контакта, отклонением обезвешивающего усилия от заданного номинального значения. Для учета всех этих факторов и оценки их влияния предлагается в методику проведения испытаний ввести анализ динамики раскрытия механической системы с учетом системы обезвешивания.
Как правило, основной характеристикой раскрываемой механической системы является остаточный
движущий момент в шарнирных узлах - это движущий момент за вычетом всех моментов сопротивления движению. Для крыльев батарей солнечных (БС) такой характеристикой является остаточный движущий момент в каждом ШУ, который соединяет между собой панели крыла.
Для проведения анализа динамики раскрытия в первую очередь необходимо создать и отработать составные части расчетных моделей системы обезве-шивания и механической системы. Составной частью является, например, моделирование процесса движения подвижных объектов системы обезвешивания и последующее введение в модель процесса трения. На этом этапе необходимо проведение экспериментов по подтверждению адекватности составленной модели.
Затем проводится моделирование штатного раскрытия механической системы и раскрытия в условиях наземной экспериментальной отработки. Полученные результаты сравниваются, оценивается влияние системы обезвешивания на искомые характеристики механической системы. Определяются основные параметры системы обезвешивания, влияющие на процесс раскрытия, проводится варьирование их значений, и определяются оптимальные.
При помощи расчетной модели определены ключевые параметры системы обезвешивания, используемой при испытаниях крыла БС. Основное влияние на процесс раскрытия оказывают усилия трения между подвижными объектами системы. На основании полученных результатов расчета выбраны меры по минимизации сопротивления системы обезвешивания раскрытию крыла БС. Сопротивление системы обез-вешивания составило не более 20 % от движущих сил шарнирных узлов крыла БС.
Адекватность составленных расчетных моделей подтверждена результатами испытаний крыльев БС различных массово-габаритных характеристик. В процессе испытаний измерялись угловые скорости раскрытия звеньев, время срабатывания датчиков заче-ковки и усилия натяжения в тросах системы синхронизации раскрытия. Разница между расчетными и экспериментальными данными составила не более 10 %.
С использованием верифицированной расчетной модели определены максимальные моментные нагрузки, действующие во время зачековки в критичном сечении крыла БС. Обязательным условием для реализации этих нагрузок является высокая скорость звеньев крыла БС при раскрытии в рабочее положение. Обеспечить это условие в процессе раскрытия крыла БС при наземной экспериментальной отработке невозможно из-за больших значений аэродинамического сопротивления панелей. В расчетной модели были исключены факторы сопротивления раскрытию и определены искомые нагрузки. Для подтверждения величины нагрузок экспериментальным путем разработана схема испытаний, имитирующих раскрытие крыла БС со штатной скоростью при зачековке.
Разница между расчетными значениями и результатами эксперимента составила 9 %.
В заключение следует отметить полезные эффекты от усовершенствования методики испытаний введением анализа динамики раскрытия:
- сокращение времени проектирования системы обезвешивания. Моделированием можно определить работоспособность новых схем обезвешивания, выделить оптимальную;
- проведение настройки ключевых параметров системы обезвешивания перед началом испытаний и обеспечение минимального влияния системы обезве-шивания на результаты испытаний;
- оценка влияния системы обезвешивания на результаты испытаний;
- проведение более эффективного анализа результатов испытаний.
Разработанная методика оценки эффективности испытаний с использованием математического моделирования будет применяться для предварительного анализа схем испытаний, проектирования испытательного оборудования, а также использоваться при испытаниях крупногабаритных трансформируемых механических систем, что позволит повысить качест-
во наземной экспериментальной отработки, проводимой в ОАО «ИСС».
Библиографические ссылки
1. Spacecraft systems engineering / ed. by P. For-tescue, G. Swinerd, J. Stark. 4th ed. 2011. 691 p.
2. Михалкин В. М., Романенко И. В. Анализ применимости системы обезвешивания пассивного типа для крупногабаритного крыла батареи солнечной // Решетневские чтения : материалы XVII Междунар. науч. конф. В 2 ч. Ч. 1. Красноярск, 2013. С. 88-89.
References
1. Spacecraft systems engineering / ed. by P. For-tescue, G. Swinerd, J. Stark. 4th ed. 2011. 691 p.
2. Mihalkin V. M., Romanenko I. V. Analiz primenimosti sistemy obezveshivanija passivnogo tipa dlja krupnogabaritnogo kryla batarei solnechnoj (Analysis of applicability of passive type zero-gravity system for large solar array) // Reshetnjovskie chtenija : materialy XVII Mezhdunarodnoj nauchnoj konferencii : v 2 ch. Krasnojarsk, 2013. ch. 1, p. 88-89.
© Романенко И. В., 2014
УДК 536.248.2;532.574.2
ИССЛЕДОВАНИЕ КОРОТКИХ НИЗКОТЕМПЕРАТУРНЫХ ТЕПЛОВЫХ ТРУБ С ПАРОВЫМ КАНАЛОМ В ВИДЕ СОПЛА ЛАВАЛЯ. ЧАСТЬ 1
А. В. Серяков, А. А. Павлов, Ю. Е. Михайлов
Научная лаборатория, специальное конструкторское технологическое бюро по релейной технике Российская Федерация, 173021, Великий Новгород, ул. Нехинская, 55 E-mail: [email protected]
Работа представляет собой часть комплексного расчетно-экспериментального исследования интенсификации теплопередающих характеристик коротких тепловых труб (ТТ) низкотемпературного диапазона. При аксиальном направлении теплового потока на входе в ТТ, характерном для коротких ТТ, появляется возможность использования струйного парового сопла, аналогичного соплу Лаваля, и вытянутого вдоль всей длины ТТ. Это увеличивает скорость течения, частоты пульсаций двухфазного потока пара и коэффициент теплопередачи ТТ.
Ключевые слова: низкотемпературные тепловые трубы, сопло Лаваля, емкостный датчик конденсации
STUDY OF SHORT LOW TEMPERATURE RANGE HEAT PIPES WITH VAPOUR CHANNEL
IN THE FORM OF LAVAL NOZZLE. PART 1
A. V. Seryakov, A. A. Pavlov, J. E. Mikhailov
Joint Stock Company Special Relay System Design and Engineering Bureau, 55, Nekhinskaya str., Velikiy Novgorod, 173021, Russian Federation E-mail: [email protected]
The research is part of a comprehensive theoretical and experimental study of intensification of heat transfer characteristics of short low temperature range heat pipes (HP). At the axial direction of heat flow at the inlet into the HP, a possibility of the jet steam nozzle use appears analogous to the Laval nozzle and surrounded by a capillary porous insertion, layer along the whole length of HP. This increases the flow velocity, the frequency ofpulsations of two-phase flow of vapour and the heat transfer coefficient of HP.
Keywords: low-temperature range heat pipes, Laval nozzle, capacitive condensation sensors.
