Термопрочностной анализ элементов конструкции искусственного спутника

Рис. 1. Сверхмалый спутник Probe 2 оборудован приборами для наблюдения за солнечной активностью и выполнения прочих метеорологических измерений.

Harri Katajisto, Componeering, Inc. (Финляндия)

Для изучения поведения защитного ко­жуха из композитного материала, закры­вающего электронные узлы, инженеры финской компании Componeering, Inc. воспользовались расчетными технологи­ями ANSYS. Это позволило им за корот­кий срок разработать новую конструкцию кожуха, которая оказалась на 30% легче своего алюминиевого аналога.

Для научно-исследовательских и разведыва­тельных полетов часто используются низкоор­битальные сверхмалые спутники. Эти системы гораздо меньше крупных космических объек­тов, задействованных в сфере телекоммуника­ций. Их внутреннее пространство очень ограни­ченно, что затрудняет теплоотвод от плотно упа­кованных электронных устройств. Традиционно корпуса электронных узлов спутника изготав­ливаются из алюминия. Это достаточно легкий материал, он обладает приемлемой теплопро­водностью и обеспечивает хорошую защиту от внешней радиации.

В одном из исследований, проведенных недавно Европейским космическим агентст­вом (ESA), изучалась возможность изготовле­ния этих корпусов из композитных материа­лов. Основная задача была сформулирована следующим образом: способны ли подобные материалы при меньшей массе обеспечить та­кой же теплоотвод, что и алюминий? Для этого исследования бельгийская компания Verhaert Design and Development предоставила базовый образец — алюминиевый корпус системы уп­равления информационным и энергетическим оборудованием (ADPMS) сверхмалого спутника Probe 2 (рис. 1 и 2).

Рис. 2. Защитный кожух со снятой задней панелью. Видна слоистая структура композитного материала, а также алюминиевые клиновые фиксаторы и монтажные шины.

Проблемы проектирования изделий из композитных материалов

Проектирование конструкций из слоистых ком­позиционных материалов (типа «сандвич») или из многослойных твердых ламинатов связано со многими трудностями, в первую очередь с ани­зотропией упругих свойств материала. Кроме того, проектирование осложняется множеством дополнительных факторов, таких как подбор ма­териалов, определение количества слоев, вза­имная ориентация слоев, последовательность их укладки.

В процессе исследования к корпусу из ком­позитного материала предъявлялись такие же эксплуатационные требования, как и к корпусу из алюминия. Например, защита от радиации на низкой околоземной орбите у него должна быть такой же, как у алюминиевой конструкции с тол­щиной стенок 2 мм. Это условие было выполне­но при помощи вольфрамовой пленки, включен­ной в армированный слоистый пластик (CFRP) наружной панели корпуса. Также необходимо было добиться идентичных алюминиевому кор­пусу механических сопряжений как снаружи (для компоновки кожуха на спутнике), так и внутри (для размещения печатных плат и разъ­емов) конструкции. Эти ограничения усложнили проектирование композитной конструкции, для которой предпочтительной является гладкая форма.

Для улучшения теплоотвода композитная конструкция была снабжена дополнительными слоями пластика, армированного углеродными волокнами K1100. В сочетании с пластиковой матрицей, создающей слоистую основу, эти во­локна обеспечивают в направлении их укладки коэффициент теплопроводности, который в че­тыре раза выше, чем у обычных алюминиевых сплавов. Кроме того, черный цвет углепластика CFRP обеспечивает высокую излучательную способность. Однако в конструктивном плане недостатком волокон K1100 является их очень низкая гибкость. Они легко ломаются при гибке с малыми радиусами.

Еще одна проблема была связана с не­соответствием коэффициентов теплового расширения корпуса из композитного мате­риала, алюминиевых клиновых фиксаторов и опорных конструкций спутника, что при изме­нении температуры приводит к деформации конструкции.

Все это не позволяло использовать тра­диционные методы расчета температурного баланса, НДС конструкции и резонансных час­тот для корпуса. Из-за неизбежных упрощений процедуры расчета многие конструктивные особенности учитывались бы не полностью, поэтому результаты могли оказаться недосто­верными.

Рис. 3. Репрезентативная трехмерная модель иллюстрирует изменение температуры по толщине ламината (слева) и большое тепловыделение в двух слоях K1100.

Продвинутые расчетные технологии

Для решения указанных задач был использован программный комплекс ANSYS Mechanical. Для исследования поведения ламината под воздей­ствием температуры применялась модель, со­стоящая из элементов типа SOLID70 (рис. 3). Анализ результатов показал, что в стационар­ной задаче для тонких ламинатов можно ис­пользовать однослойные элементы, например

SHELL131 с продольной теплопроводностью. Механические сопряжения и клеевые соеди­нения моделировались при помощи тепловых элементов LINK33. Контактное сопротивление определялось в зависимости от характера со­единяемых материалов, шероховатости поверх­ности и контактного давления.

Кроме теплопроводности, в расчетах учитывалась передача тепла посредством из­лучения. Для этого на поверхность элемента SHELL131 накладывался элемент SURF151.

Программный комплекс ANSYS позволяет применять в качестве исходных граничный усло­вий для расчета НДС температуры в узлах «теп­ловой» модели. ANSYS преобразует результаты температурного анализа, записанные в файл *.rth, в эквивалентные векторы сил и моментов, кото­рые используются КЭ-моделью для расчета НДС.

Поскольку неравномерность распределе­ния температур в ламинатах во время работы была незначительной, температурный изгиб был исключен из числа рассматриваемых факторов. Однако его необходимо учитывать при моде­лировании технологических процессов, когда конструкции из ламината соединяются с алюми­ниевыми клиновыми фиксаторами при высоких температурах. В этом случае удалось получить отличные результаты с использованием элемен­тов SHELL181.

Рис. 4. Температурное состояние верхней части корпуса в зависимости от ориентации волокон в ламинате.

Рис. 5. Для расчетов температурного состояния и НДС конструкции использовалась одна и та же модель.

Расчеты в ANSYS показали, что при про­дольном расположении слоев волокон K1100 величина теплоотвода частично уменьшается, как это показано на рис. 4. При ориентации волокон K1100 под углом ±30° получается бо­лее равномерное температурное поле, однако сохраняются максимальные значения темпе­ратуры; конструктивно такая укладка волокон допускается.

Для придания жесткости конструкции в материал корпуса было добавлено несколько слоев углепластика M40J. Ориентация и по­следовательность укладки слоев K1100 и M40J выбирались с учетом обеспечения жесткости и приемлемого коэффициента температурного расширения.

Ламинат был спроектирован с помощью специализированного программного продук­та ESAComp (www.esacomp.com). Комплекс ESAComp отлично взаимодействует с ANSYS. Раскладка слоев ламината и данные о мате­риалах могут экспортироваться в ANSYS для композитных твердотельных элементов и обо­лочек. Более того, результаты конечно-элемент­ного анализа в ANSYS могут быть переданы в ESAComp для постпроцессинга. Эта возмож­ность использовалась, например, для изучения критических напряжений в ламинате при меж- слойном сдвиге. Применение APDL облегчило создание расчетных моделей, которые пере­давались в ESAComp для оптимизации конс­трукции. С помощью APDL любое стороннее программное обеспечение может быть включе­но в цикл проектирования.

После анализа температурного состо­яния конструкции в ANSYS Mechanical были выполнены расчеты НДС и собственных час­тот и форм колебаний конструкции вплоть до 800 Гц (рис. 5).

Результаты анализа форм колебаний при случайных вибрациях позволили определить уровни ускорений, необходимые для последу­ющего анализа отказов. Конструкция должна была выдерживать нагрузки с коэффициентом запаса равным двум. Это типичное значение для композитных материалов, используемых в кос­мических аппаратах.

Для расчета НДС конструкции из слоисто­го материала применялись элементы SHELL99, предназначенные для расчета НДС много­слойных оболочек. Они пригодны для расчета тонких ламинатов, но при этом предусмотрена возможность поперечного сдвига. Болтовые соединения и вставки моделировались с помо­щью элемента BEAM4, позволяющего выделить напряжения смятия ламината и добавить уси­лия отрыва.

Преимущества численного моделирования

Термические испытания проводились в ваку­умной камере Европейского центра косми­ческих исследований и технологий (ESTEC) в Нидерландах. Условия соответствовали макси­мальной температуре нагрева оборудования. Результаты испытаний подтвердили правиль­ность оценки уровня теплоотдачи корпуса из композитного материала, полученной при чис­ленном моделировании. Испытания модели на электромагнитном вибростенде были выпол­нены в лаборатории Бельгийской королевской военной академии (г.Брюссель). Исследова­лась реакция на синусоидальные колебания и случайные вибрации. Корпус из композитного материала оказался более жестким, чем его алюминиевый аналог. В целом поведение сис­темы соответствовало результатам численного моделирования.

Совместное использование программных комплексов ANSYS и ESAComp обеспечило на­дежные и достоверные результаты как при рас­чете НДС, так и при анализе температурного со­стояния конструкции. Масса защитного кожуха была уменьшена на 29%. На реализацию проек­та ушло всего 18 месяцев. ГЛ

Все иллюстрации к данной статье публи­куются с разрешения фирм Verhaert Design and Development и LLS/HUT.