Содержание к диссертации
Введение
Глава 1. Проблемы тепловых испытаний стержневых космических конструкций 11
1.1. Типовые и перспективные стержневые космические конструкции и особенности их тепловых режимов 11
1.2. Материалы стержневых космических конструкций 16
1.3. Методы математического моделирования температурного состояния стержневых космических конструкций 18
1.4. Экспериментальные средства воспроизведения условий работы стержневых космических конструкций 24
1.5. Современные подходы к идентификации параметров теплопереноса в космических конструкциях 28
1.6. Формулировка цели и задач диссертационной работы 32
Глава 2. Теоретическое обоснование условий тепловых испытаний стержневых космических конструкций 34
2.1. Принципы построения системы расчетных схем теплообмена стержневых космических конструкций 34
2.2. Модели одиночного полого стержня 37
2.3. Модель системы стержней 42
2.4. Теоретические исследования теплообмена одиночных стержней 44
2.5. Теоретические исследования теплообмена ферменных конструкций 54
Выводы ко второй главе 61
Глава 3. Методики тепловых испытаний элементов натурных композитных стержневых космических конструкций 63
3.1. Замысел проведения экспериментов с элементами натурных стержневых космических конструкций 63
3.2. Постановка и результаты экспериментов на установке контактного нагрева 65
3.3. Постановка и результаты экспериментов на гелиоустановке «ИГУС» и в вакуумной камере «СШВ» 71
3.4. Оценка погрешностей эксперимента на установке с контактным электрическим нагревателем 80
3.5. Экспериментальное определение оптических свойств поверхности элементов композитных стержневых космических конструкций 92
Выводы к третьей главе 97
Общие выводы 99
Литература 101
- Методы математического моделирования температурного состояния стержневых космических конструкций
- Экспериментальные средства воспроизведения условий работы стержневых космических конструкций
- Теоретические исследования теплообмена одиночных стержней
- Постановка и результаты экспериментов на установке контактного нагрева
Введение к работе
Актуальность проблемы. При создании перспективных стержневых космических конструкций (КК) из композиционных материалов (КМ) трудно переоценить роль тепловых испытаний. Они служат для проверки результатов теоретических расчетов и способности конструкции выполнять свое назначение. Однако, нередко результаты теории и эксперимента не совпадают. Одно из слабых мест теоретических расчетов - неопределенность данных по теплофизическим свойствам (ТФС) КМ. Восполнять недостатки расчетов с помощью увеличения объемов испытаний нецелесообразно. Причин несколько: высокая сложность и низкая производительность испытаний крупногабаритных натурных конструкций, невозможность испытания масштабно уменьшенных моделей, теряющих представительные качества КМ. Компенсировать недостатки теории и эксперимента за счет увеличения запасов прочности и жесткости затруднительно в силу известных весовых ограничений.
В стержневых композитных КК для обеспечения стабильности формы и размеров в течение эксплуатации должны быть ограничены уровни и перепады температуры, влияющие на температурные деформации. При заданных тепловых нагрузках и размерах КК ее температурное состояние зависит от сочетания ТФС и оптических свойств (ОС) КМ.
Ввиду большого разнообразия и уникальности каждой партии стержней из КМ (различные типы наполнителя и связующего, количество слоев и углы укладки волокон, режимы термообработки) почерпнуть из справочной литературы данные по их ТФС практически невозможно. В традиционных методиках определения ТФС материалов используются образцы в форме круглой или прямоугольной пластин. Приготовление таких образцов из натурной стержневой конструкции затруднительно и может привести к нарушению структуры материала. Продолжительность экспериментов лежит в интервале от нескольких часов до нескольких десятков часов, а результаты испытаний могут иметь существенную погрешность. Очевидно, что назрела потребность
5 в применении более совершенных программно-аппаратных средств для получения данных по ТФС КМ.
Необходима разработка расчетно-экспериментальных методик определения коэффициентов теплопроводности КМ в продольном и окружном направлениях стержней непосредственно на элементах натурных стержневых КК. Новые расчетно-экспериментальные методики могут опираться на существующую материальную базу - термо-вакуумные камеры, гелиоустановки, установки контактного нагрева, но при этом они должны быть построены на современном математическом аппарате численных методов прогнозирования температурного состояния конструкций. Регистрация экспериментальных данных должна проводиться с помощью быстродействующих и высокоточных автоматизированных средств, а обработка - с привлечением методов решения обратных задач теплопроводности (ОЗТ) и определения методических погрешностей измерения температуры.
Тема диссертации отвечала 2.6.1 и 2.6.2 Комплексной программы фундаментальных исследований проблем машиностроения, механики и процессов управления, утвержденной РАН на 1995-1999 гг., где значились вопросы разработки теоретических положений, методологии экспериментально-теоретических исследований теплофизических процессов и их комплексной диагностики. Вопросы, рассмотренные в диссертации, были включены в тематические планы важнейших НИР, проведенных в МГТУ им. Н.Э. Баумана по техническому заданию Федерального космического агентства на 2004-2005 гг. в рамках раздела 1 подпрограммы 10, ОКР «Материал» Федеральной космической программы РФ на 2001 — 2005 гг. на основании контрактов № 810-Т378/04 от 02.03.2004 и № 810-Т378/05 от 18.02.2005. Отдельные результаты получены при финансовой поддержке РФФИ по гранту № 08-08-01065а.
При выборе и разработке методов исследований автором учтены основные достижения коллективов ЦАГИ им. Н.Е. Жуковского, ЦНИИМАШ,
НПО им. С.А. Лавочкина, ОИВТ РАН, МАИ и других организаций в области контроля и испытания летательных аппаратов. Пионерские и основополагающие работы, посвященные теоретическому и экспериментальному исследованию тепловых режимов ракет и космических аппаратов, связаны с именами B.C. Авдуевского, Н.А. Анфимова, B.C. Зарубина, А.И. Леонтьева, В.В. Малоземова, Г.И. Петрова, Ю.В. Полежаева, Г.Б. Синярева, О.Н. Фаворского. Существенное значение для формирования научных основ тепловых испытаний КК имеют исследования в области радиационного и комбинированного теплообмена, проведенные в нашей стране В.Н. Елисеевым, P.M. Копяткевичем, Б.Б. Петрикевичем, В.А. Петровым, СВ. Резником, Н.А. Рубцовым, В.П. Тимошенко, а за рубежом -М. Оцисиком, Р. Зигелем, Дж. Хауэллом, Э. Эмери. Широкую международную известность в области идентификации параметров теплообмена на основе решения обратных задач получили труды О.М. Алифанова, Е.А. Артюхина, Ю.М. Мацевитого, А.В. Ненарокомова, В.М. Юдина, Д.Ф. Симбирского, Дж. Бека, К. Вудбери, Д. Мурио и других. Новизна диссертации.
Впервые разработаны методики тепловых испытаний элементов натурных КК на гелиоустановке «ИГУС» ИПМ им. И.Н. Францевича НАН Украины в п. Кацивели в Крыму, на установках контактного нагрева на воздухе во ФГУП ОНПП «Технология» и вакууме в ОАО НПО «Молния», а также в вакуумной камере «СШВ» с электрическими источниками теплового излучения в ОАО ВПК «НПО машиностроения» и выделены области рационального применения установок. Методики позволяют восполнять недостающие данные о коэффициентах теплопроводности КМ с использованием результатов обработки экспериментальных данных на основе решения ОЗТ.
При обосновании условий испытаний применена созданная автором система тепловых моделей для численного решения задач теплообмена одиночных и соединенных стержней. Выбор типов и схем размещения датчиков
7 ' температуры, режимов нагрева был осуществлен на основе исследования закономерностей нестационарных процессов совместного переноса энергии теплопроводностью и излучением в полых стержнях из КМ для условий космического полетай наземных испытаний. Установлено:
а) При частичном затенении элемента стержневой КК сильное влияние
на градиенты температуры и ширину зоны «свет-тень» оказывают коэффи
циенты теплопроводности в плоскости армирования КМ, совпадающей с
продольной осью стержня. В частности, максимальные градиенты темпера
тур, возникающие вдоль оси полого углепластикового стержня (8 = 0,6 мм,
є = 0,86; А =0,9) возрастают от 2Д4 до 5,23 К/мм при изменении величины
коэффициента теплопроводности в продольном направлении стержня Х:. от
4,5 до 0,65 Вт/(м-К). Для типичных углеродсодержащих полимерных КМ
ширина зоны термометрирования на освещенном участке стержня не пре
вышает 100 мм, а на теневом - 300 мм. Для достижения необходимой точно
сти в пределах каждого измерительного участка рекомендуется располагать
от 5 до 10 контактных датчиков температуры с шагом не более 5 мм.
б) Для типичных условий орбитального полета темпы изменения темпе
ратуры стержневых КК из углепластика в зоне «свет-тень» не превы
шают 0,25 К/с. Для достижения необходимой точности экспериментальных
термограмм опрос датчиков температуры должен проводиться с шагом по
времени не более 5 с.
в) Влияние внутренней радиации на температурное состояние полых
стержней возрастает при уменьшении толщины стенки 5 и значений относи
тельного коэффициента теплопроводности Кх — Х^/Хг, где А.ф - коэффициент
теплопроводности в окружном направлении, Хг — то же в радиальном. На
пример, при 5=1 мм, К\= 1, А,г = 0,5 Вт/(м-К) использование модели «чис-
, той» теплопроводности может приводить к почти двукратной ошибке в определении температурного перепада в окружном направлении стержня (50 К), а при 5 = 2,5 мм - к погрешности 25% (12 К). Поэтому при решении
8 ОЗТ можно определить эффективные значения коэффициента теплопроводности материала тонкостенных стержней.
г) Точность измерения температуры контактными датчиками зависит от тепловой инерции термопары и образца. При близких значениях величин С 5 материалов термопары и образца (С - объемная теплоемкость) методическая погрешность измерения температуры при испытаниях углепластикового стержня на установке контактного нагрева не превышает 1,2 К в диапазоне 293...423 К.
3. Получены новые данные о температурных зависимостях коэффициентов теплопроводности КМ в продольном и окружном направлениях для двух типов стержней из углепластика, предназначенных для использования в силовых космических конструкциях.
На защиту выносятся названные выше методики и перечисленные новые научные результаты.
Практическую ценность имеют следующие результаты:
Вычислительные программы, предназначенные для обоснования условий испытаний стержневых элементов и конструкций, построения планов измерения температуры экспериментальных образцов. Созданные программы были использованы также для оценки теплового режима элементов конструкции тяжелой связной платформы «Энергия», стержневой фермы «СОФОРА» орбитального комплекса «Мир».
Расчетно-экспериментальные методики определения коэффициентов теплопроводности материала стержней, опирающиеся на существующую материальную базу и современные средства регистрации и обработки экспериментальных данных.
Указанные результаты использованы в НИР и ОКР ФГУП ОНПП «Технология», ОАО НПО «Молния» и НПО им. С.А. Лавочкина и в учебном процессе в МГТУ имени Н.Э. Баумана, что отражено в соответствующих актах о внедрении.
9 Достоверность результатов исследования гарантируется корректностью
выбора исходных допущений и ограничений при постановке задач, адекватностью применяемых моделей исследуемым процессам и строгостью использования современного математического аппарата, а также сравнением с результатами других авторов.
Личный вклад автора состоит в разработке методик, анализе и обобщении полученных результатов. Все основные результаты и выводы получены лично автором.
Апробация основных результатов диссертации проводилась на научных конференциях и семинарах, в том числе: «Крупногабаритные космические конструкции» (Севастополь, 1990, Новгород, 1993), Молодежной научно-технической конференции «Космонавтика - XXI век» (Москва - Калининград, 1991), семинаре «Математическое моделирование и идентификация параметров процессов переноса в неоднородных средах» (Рига, 1992), 1-й международной конференции «Обратные задачи в технике: теория и практика» (Пам Коуст, США, 1993), 5-м конгрессе по использованию концентрированной солнечной энергии (Москва, 1994), 2-й и 3-й международных конференциях «Ракетно-космическая техника: фундаментальные и прикладные проблемы» (Москва, 2003, 2007), 5-й международной конференции «Обратные задачи: проектирование, идентификация и контроль» (Россия, 2007), 4-м международном научном симпозиуме «Передовые технические системы и технологии» (Севастополь, 2008), 30-м семинаре Европейского космического агентства по использованию антенн для наблюдения Земли, науки, телекоммуникаций и навигации (Нордвейк, Нидерланды, 2008), на научных семинарах в МГТУ им. Н.Э.Баумана, ВИАМ, ФГУП ОНГШ «Технология» (1994-2009).
По материалам диссертации опубликовано 10 научных работ. Диссертация состоит из введения, 3 глав, общих выводов и приложения, содержит 1 17 страниц текста, 54 рисунка, 11 таблиц. Список литературы включает 107 ра-
10 бот.
Первая глава носит обзорно-аналитический характер. Рассмотрены особенности стержневых конструкций, вопросы организации тепловых испытаний. Выявлены направления повышения производительности и точности тепловых испытаний. В результате анализа литературных данных сформулирована цель и основные задачи работы. Во второй главе представлена система математических моделей радиационно-кондуктивного теплообмена одиночных и соединенных стержней. Там же приведены результаты теоретических исследований, необходимые для обоснования выбора методов и средств тепловых испытаний стержневых КК. Третья глава посвящена разработке методик тепловых испытаний по определению температурных зависимостей коэффициентов теплопроводности КМ непосредственно на элементах натурных композитных стержневых КК.
Методы математического моделирования температурного состояния стержневых космических конструкций
В настоящее время опубликовано большое число работ, посвященных изучению температурного состояния стержневых элементов. Так, в [31 -43] исследовались сплошные и полые протяженные цилиндры, неравномерно нагреваемые в окружном направлении [31 - 39] и вдоль продольной оси [41 -43].
Анализировалось температурное состояние неподвижных [33-37, 39-43] и вращающихся вдоль продольной оси цилиндров [31, 32, 38]. Постановки задач учитывали только процесс теплопроводности [34, 40, 42], теплопроводность и излучение с внешней поверхности [31, 35, 36, 41] или в дополнение к предыдущему случаю - радиационный теплообмен во внутреннем объеме [37 - 39, 43]. Задачи теплообмена одиночных стержней формулировались в одномерной [31, 32, 35, 36, 38, 40, 42] и двумерной [33, 34, 37, 39, 41] постановках, причем в [33, 34, 41] материал стержня считался изотропным, а в [37, 39] - ортотроп-ным. В [35, 37, 40-42] исследовалось стационарное температурное состояние стержней, а в [31 -34, 36, 38, 39] - нестационарное. Подавляющее число упомянутых задач решены аналитическими методами и лишь в [39, 41] численно.
В [34] представлена математическая модель задачи по определению температурного состояния неограниченного полого цилиндра, нагреваемого несимметрично по периметру. Граничные условия задавались в общем виде, однако они не позволяли учесть перераспределение тепла за счет радиационного теплообмена во внутренней полости цилиндра. Предполагалось, что ТФС материала не зависят от температуры. Двумерная нестационарная задача теплопроводности решалась методом конечных интегральных преобразований.
В [36] приведены исследования термоиндуцированных колебаний ди-польных антенн, гравитационно-градиентных стабилизаторов, зондов электрических полей, которые моделируются длинными тонкостенными незамкнутыми цилиндрическими стержнями. Данные полетов некоторых трехосно-стабилизированных спутников выявили существенные колебания гравитационного стабилизатора на освещенном участке траектории. Задача определения температурного состояния незамкнутого стержня решалась аналитически, использовалась линеаризация потока собственного излучения. Температурные градиенты по длине и толщине стержня отсутствовали. Установлено, что под действием солнечного излучения возникают значительные колебания стержня, которые могут привести к нарушению стабилизации спутника.
Согласно расчетам [36, 38, 43] и экспериментам [35], при солнечном нагреве боковой поверхности полых стержней, изготовленных из высокотеплопроводных металлов - бериллиевой бронзы, алюминия, градиенты температуры в радиальном направлении пренебрежимо малы, а в окружном невелики. Роль теплопроводности в суммарном переносе тепла усиливается с увеличением толщины стенки. В [38] дано аналитическое решение задачи нестационарного распределения температуры в стенке полого цилиндра, вращающегося с постоянной угловой скоростью. Тонкостенный цилиндр нагревался постоянным потоком солнечного излучения. Учитывался радиационный теплообмен между элементами внутренней поверхности стержня, задача решалась в «серой» постановке. В работе показано, что при увеличении толщины стенки уменьшаются температурные градиенты в окружном направлении. Вместе с тем ясно, что увеличение толщины стенки стержня ведет к увеличению массы конструкции и должно быть ограничено. При вращении цилиндрического стержня с угловой скоростью порядка нескольких оборотов в минуту распределение температуры в нем почти однородное. Причем установление такого квазистационарного состояния происходит в течение первого оборота. Таким образом, путем вращения цилиндрического стержня можно почти исключить нежелательные температурные градиенты.
В [37] получено аналитическое решение стационарной задачи теплопроводности с учетом радиационного переноса внутри цилиндрической полости. Установлено, что при коэффициенте теплопроводности в окружном направлении на два порядка большем, чем в радиальном (А,ф = 50 Вт/(м-К), Xr = 0,5 Вт/(м-К)) перепад температур между освещенной и теневой сторонами тонкостенного цилиндра достигает десятков градусов. При этом изменение температуры по толщине незначительно.
В [39] рассмотрена конечно-элементная модель для несвязанной задачи термоупругости больших композитных конструкций, состоящих из тонкостенных полых цилиндрических стержней. Модель позволяла рассчитывать температурное поле по поперечным сечениям элементов конструкции, а также усилия и моменты, обусловленные тепловым воздействием.
Показано, что конструкции из эпоксидного графитопластика, моделируемые тонкостенными цилиндрами, характеризуются большими температурными градиентами поперечных сечений. Это приводит к изгибу конструкции, в результате которого снижается максимально допустимая нагрузка на элемент конструкции, а также возможно появление усталостных напряжений. Физическая модель задачи включала в себя следующие допущения: а) температура изменяется только по поперечному сечению элемента, но не по его длине; б) эффекты взаимного излучения и затенения элементов конструкции отсутствуют; в) материал изотропен, теплофизические свойства зависят от температуры; г) оптические свойства материала не зависят от длины волны, поверхность цилиндрического стержня диффузно отражает и излучает; д) предполагается, что тепловой поток постоянен и не зависит от времени. Для демонстрации работы модели рассматривались два расчетных случая: в начальный момент времени конструкция перемещается из тени на освещенный участок стационарной орбиты, переход считается мгновенным и переход с освещенного участка орбиты в тень.
Для каждого из рассмотренных расчетных случаев термоупругие осевые усилия способны вызывать значительный изгиб конструкции. Величина осевых напряжений, обусловленных тепловым воздействием, не превосходит 30% прочности материала на разрыв. При этом внутренние силовые факторы сильно зависят от начального распределения температуры. Выбор начальной температуры вблизи установленного состояния позволяет снизить термоупругие осевые усилия.
Экспериментальные средства воспроизведения условий работы стержневых космических конструкций
Выбор экспериментальных средств воспроизведения теплового нагруже-ния стержневых КК зависит в первую очередь от параметров орбиты и пространственной ориентации и, в меньшей степени, от конкретной компоновки объекта. Главный механизм теплового воздействия на КК в орбитальном полете - излучение Солнца. Плотность солнечного теплового потока меняется в пределах 1323 - 1414 Вт/м (соответственно для летнего и зимнего солнцестояния в северном полушарии), а ее среднее значение, которое называют солнечной постоянной, равно 1368 Вт/м . Вместе с тем, нагреваемые площади поверхности стержневых КК составляют несколько квадратных метров, а суммарное время теплового воздействия измеряется часами и носит периодический характер из-за заходов в тень Земли [17, 52, 53]. В теневой зоне действуют лишь потоки собственного излучения Земли. Для геостационарной орбиты плотность потока, достигающего поверхности стержневых КК, составляет около 5 Вт/м , поэтому они могут остывать до низких температур.
Формы экспериментальных исследований зависят от этапа создания кон-струкции. На этапе подготовки технических предложений и при эскизном проектировании основное внимание уделяется лабораторным исследованиям материалов и покрытий. На этапе технического проекта проводятся стендовые и летно-конструкторские испытания.
Основная цель лабораторных исследований заключается в тщательном и всестороннем изучении ТФС и ОС, а также в определении стойкости материалов и покрытий. При этом обычно используются малоразмерные образцы строго определенной формы. Для композитных стержневых КК выделение таких малых образцов ведет к нарушению структуры и потере образцами представительности. К тому же их напряженно-деформированное состояние отличается от напряженно-деформированного состояния натурных КК, и, следовательно, трудно ожидать подобия микроструктурных характеристик в зонах контакта наполнителя и связующего, что должно отражаться на ТФС.
При стендовых испытаниях нередко объектом исследований служат масштабно-уменьшенные модели конструкций [52]. Привлекательность таких моделей заключается в возможности экономии материальных и энергетических ресурсов. Однако, из-за малых толщин слоев связующего создание масштабно уменьшенных моделей тонкостенных композитных конструкций в рамках классической теории подобия затруднительно.
Стендовые испытания имеют высокую информационную отдачу и меньшую стоимость, чем летно-конструкторские. Они проводятся на натурных элементах КК, позволяют проверять модели теплообмена и оценивать работоспособность конструкций. Для определения параметров математической модели необходимо создать такие условия эксперимента, при которых ТФС объекта проявляются наиболее сильно. Удельная теплоемкость относится к параметрам, влияющим на изменение температуры во времени. В этом случае основное внимание в эксперименте надо уделять нестационарности процесса. Изменение температуры по пространственным координатам зависит от соответствующих коэффициентов теплопроводности. Для стержневых КК наибольший интерес представляют значения коэффициентов теплопроводности в осевом X-и окружном Хф направлениях. Поэтому экспериментальные установки должны обеспечивать существенный перепад температуры по этим направлениям путем неравномерного нагрева без нарушения структуры материала, стабильности формы и размеров образца.
Особенности стендовых испытаний показаны в табл. 3. Понятно, что создание универсальной установки для воспроизведения всех факторов теплового нагружения затруднительно. Существующая в настоящее время экспериментальная база недостаточно использовалась для тепловых испытаний стержневых КК из КМ [54]. Для стендовых тепловых испытаний стержневых КК можно применять средства радиационного нагрева - вакуумные камеры с электрическими источниками излучения, гелиоустановки, а также установки контактного нагрева.
Для испытания стержневых КК можно использовать галогенные лампы накаливания (ГЛН) и газоразрядные источники излучения [55 -60]. Излучающим элементом ГЛН является вольфрамовая спираль с температурой до 3000 К, помещенная в герметичную оболочку из кварцевого стекла. Нагреватели с твердым телом накала отличает низкая стоимость, большой ресурс работы и энергетический КПД, линейный характер вольт-амперных характеристик. К их недостаткам относят инерционность, склонность к окислению рабочих поверхностей.
Газоразрядные, источники излучения имеют близкий к солнечному спектральный состав и большую номинальную мощность. Вместе с тем, их энергетический КПД ниже и не превышает 75%. По сравнению с нагревателями с твердым телом накала они более сложны в эксплуатации, так как нуждаются в пусковых устройствах (для возбуждения электрической дуги) и системе охлаждения. Газоразрядные источники излучения пригодны для работы на воздухе, в инертных газах и вакууме.
Принцип действия гелиоустановок заключается в концентрации солнечного излучения с помощью зеркальных поверхностей. Они допускают гибкое и весьма точное формирование поля падающих потоков в зоне измерительного участка, что немаловажно для длинных стержневых элементов КК. К достоинствам гелиоустановок относится также идентичность спектрального состава и угловой структуры падающего излучения при эксперименте и в реальных условиях эксплуатации. Однако, их нормальная работа зависит от погодных условий и времени года, а при анализе экспериментальных данных температурного состояния стержневых КК необходимо принимать во внимание конвективную составляющую теплообмена.
Теоретические исследования теплообмена одиночных стержней
Одним из важных направлений космических программ последних десятилетий является мониторинг земной поверхности и дальнего космоса с помощью крупногабаритных антенных систем космического базирования. Они - неотъемлемая часть систем космической связи. Такие системы целесообразно размещать на геостационарной орбите, выделяя для приема / передачи частотный диапазон от нескольких сотен МГц до 100 ГГц. Необходимый ресурс работы должен быть не меньше 10 лет.
Примером может служить космическая платформа региональной и глобальной радиосвязи по проекту НПО «Энергия» (рис. 2.6). В ее конструкции нашли широкое применение стержневые элементы. Антенны (5) представляют собой пространственную конструкцию, состоящую из углепластиковых стержней, которые поддерживают металлическое сетеполотно. Облучатели антенны расположены вдоль ее продольной оси. Солнечные батареи (1), антенны (4), (8), (9), (11) разнесены относительно модуля полезной нагрузки (10) и приводятся в рабочее положение при помощи складных штанг из КМ.
Для конструкторов платформы представляла интерес информация об уровнях температур и о температурных градиентах в окружном и продольном направлениях тонкостенных (толщина стенки - 1...5 мм) полых стержней из углепластиков и алюминиево-магниевых сплавов [82]. Как уже отмечалось в п. 2.1, для этих целей удобно использовать метод декомпозиции. Рассмотренные стержневые элементы выполняют роль несущей конструкции зеркальных и развертываемых антенн. При этом кондук-тивные тепловые связи с другими частями платформы в основном осуществляются через торцы стержней, а внешние радиационные нагрузки распределены по длине. Поэтому при декомпозиции конструкции, несмотря на нарушение тепловых связей, можно получить достоверные оценки температурного состояния в центральной части стержней.
Поскольку геометрические размеры стержней были заданы приближенно, речь могла идти лишь о некоторых количественных оценках, сужающих поле проектных решений. При задании ТФС и ОС материалов была представлена возможность их варьирования и заимствования из любых литературных источников. При задании условий теплового нагружения ориентировались на условия геостационарной орбиты [82, 83].
Разработанные в п. 2.2 численные алгоритмы решения систем уравнений (2.1)-(2.8) и (2.9)-(2.12) применялись для моделирования температурного состояния одиночных полых стержней из КМ. Изучалось влияние конструктивных размеров, оптических и теплофизических свойств материалов на температурные поля в полых элементах стержневых КК [74].
При исследовании перепада температуры АГ9 = Гс1 - Те2 между освещенной (ф = 0) и теневой (ф = л;) сторонами поверхности цилиндрического стержня (рис. 2.2) плотность падающего потока считалась распределенной по закону косинуса qw =qWRfizos($, Ф = [0, 7г/2]. Здесь qWtR0= 1368 Вт/м2 - ос редненная плотность солнечной радиации в околоземном космическом пространстве. Исходными данными для расчетов служили следующие величины: С=106Дж/(м3-К), Хг = 0,5 Вт/(м-К), А,ф = 10 Вт/(м-К), А =є = 0,9, г, = 0,04 м. На рис. 2.7 приведена зависимость перепада температуры АГ от времени для стержней толщиной 1,0 и 2,5 мм с учетом и без учета внутренней радиации.
Рассмотрены два модельных случая: выход аппарата из тени Земли (Го = 100 К) и развертывание стержневой конструкции из термостабилизиро-ванного контейнера (Г0 = 300 К).
Можно видеть, что в первом случае в течение 200-300 с наблюдается резкий «всплеск» температурного перепада в окружном направлении стержня, достигающий 150 К. Поэтому во избежание больших температурных деформаций желательно не допускать переохлаждения конструкций на участке выведения и заходе в тень Земли. Влияние внутренней радиации на температурное состояние стержня возрастает при уменьшении толщины стенки. Например, при 5 =1,0 мм использование модели «чистой» теплопроводности может приводить к почти двукратной ошибке в определении температурного перепада в окружном направлении стержня, составляющей около 50 К. При 5 =2,5 мм значения АГ, и роль внутренней радиации заметно снижаются, однако в этом случае увеличивается масса стержня. Перепад температуры в радиальном направлении намного меньше, чем в окружном и для 5 =1,0 и 2,5 мм не превышает, соответственно, 1,5 и 4,0 К. На рис. 2.8 показано влияние симплекса относительной теплопроводности Кх - А,ф/Хг на значения ДГ9 при различных значениях оптических свойств поверхностей стержня. Результаты соответствуют стационарному температурному состоянию стержня при гх = 0,04 м, 5 = 1 мм. Перепад температуры АГ можно уменьшить путем увеличения степени черноты внутренней и уменьшения поглощательной способности наружной поверхностей стержня. Например, при одностороннем солнечном нагреве стержня с А,ф = 0,5 Вт/(м-К) и ее = 0,9 изменение значений Ае от 0,9 до 0,5 ведет к уменьшению АГф на 26 К или на 20%. Распределение температуры в окружном направлении при различных значениях А.ф показано на рис. 2.9. При Х = 0,5 Вт/(м-К) на теневой стороне значения температуры при ф= 180 могут быть выше, чем в других точках, лежащих в интервале 180 ф 90 за счет влияния внутренней радиации. Исследовано температурное состояние стержня при движении его по геостационарной орбите после выхода из тени Земли (рис. 2.10). В началь продольная ось стержня была ориентирована перпендикулярно направлению солнечных лучей, а в конечный момент времени - параллельна солнечным лучам. Так как плоскость земного экватора наклонена к плоскости эклиптики под углом 2327 , то плотность потока, падающего на боковую поверхность стержня, определялась по формуле [53] #1) к- qw,n.ocos (р cos 2327 cos со т, где со = 7,27-10"5 с"1 - угловая скорость движения аппарата вокруг Земли, т -текущее время. Моделирование проведено для стержней диаметром 0,06 м и толщиной 1 мм из неориентированного углепластика и сплава АМг-6 [74]. Данные по ТФС и ОС материалов заимствованы из [17, 39] и представлены в таблице 8. Для стержня из углепластика перепад температуры в окружном направлении может достигать 100 К, а из алюминиевого сплава - не превышает 3 К. Немонотонный характер изменения температуры объясняется уменьшением угла между направлениями потока солнечного излучения и продольной осью стержня. Примечательно, что максимальные значения температуры стержней, вычисленные для типичного сочетания ОС поверхностей, ниже допустимых, составляющих 425 К для углепластиков и 450 К - для алюминиево-магниевых сплавов.
Постановка и результаты экспериментов на установке контактного нагрева
На этапе планирования испытаний при прогнозировании температурного состояния элементов конструкций принимались во внимание как технические возможности установки «ИГУС», так и климатические характеристики района испытаний в летне-осенний экспедиционный период (июль-сентябрь). Для Черноморского побережья Крыма вблизи п. Кацивели прямая солнечная радиация на горизонтальную поверхность при высокой прозрачности атмосферы и наиболее высоком стоянии Солнца достигает qso = 800 Вт/м2. В рассматриваемый период среднемесячная температура воздуха близка к 290 К, достигая максимального значения 297 К в конце июля. Скорость ветра в этот период по данным многолетних наблюдений в среднем составляет 3...5 м/с.
Для прогнозирования температурного состояния полого стержня использована модель (2.1 -2.8). Результаты расчетов показали, что максимальное значение температуры стержня не превысит 340 К, а градиенты температуры АТГ и АГФ не превзойдут соответственно 2 К и 80 К. Сравнительно невысокий уровень расчетных значений температуры послужил основанием для выбора датчиков температуры - термопар типа ХК и ХА, имеющих в ожидаемом диапазоне температур стабильные и линейные характеристики.
Схема размещения полого стержня в измерительном участке установки «ИГУС» показана на рис. 3.7. Стержень (1) крепился в центральной части рамы (2) с помощью двух шпилек таким образом, что его продольная ось была параллельна горизонтальной плоскости. Для контроля плотности радиационных потоков qso и qs,m служили датчики (3), (4) типа ФОА-020. Для термо-метрирования был выбран участок, равноотстоящий от торцов. На внешней и внутренней поверхностях стержня устанавливалось по 5 термопар типа ХА.
На расстоянии 30 мм от места измерения стержень был разрезан на две части, после чего в него были заведены термопары и закреплены в заданных точках поверхности с помощью клея ВК-9 и съемной спиральной пружины, защищенной от приклеивания лавсановой пленкой. По завершении этой операции обе половины стержня склеивались тем же клеем. При установке термопар на внешней поверхности также применялся клей ВК-9 и лавсановая пленка. Поверхность термоэлектродов изолировалась стеклонитью и покрывалась лаком. Термоэлектроды выводились вдоль продольной оси стержня и подсоединялись к измерительной колодке.
Для воспроизведения заданной тепловой нагрузки после нацеливания установки на Солнце осуществлялось открытие восьми предварительно выставленных зеркальных фацет. На установке «ИГУС» были проведены 6 испытаний стержня, каждое продолжительностью 600 с. При этом величина qso была существенно разной (минимальная величина - 480 Вт/м2, максимальная - 790 Вт/м2). Независимые измерения qs0 осуществлялись с помощью актинометра через каждые 60 с. Отклонение величины qSi0 в процессе эксперимента не превышало 5 %. Показания термопар регистрировались шлейфовым осциллографом НО-ЗОА, а показания датчиков ФОА-020 - цифровым вольтметром ЩА-300 и записывались через каждые 5 с. Типичное изменение температуры стержня по координате ф в различные моменты времени показано нарис. 3.8.
Вакуумная камера имела корпус цилиндрической формы диаметром 1500 мм, высотой 2420 мм (рис. 3.9). Для уменьшения отраженного и собственного излучения от внутренней поверхности камеры (1) применялась система водоохлаждения (7, 9). Нагревательная панель (3) состояла из 25 галогенных ламп накаливания КГТО-220-2500. Во время экспериментов с помощью вакуумной системы (7, 8) в камере поддерживалось давление 10"3 мм. рт. ст. Стержень (4) и блок датчиков теплового потока (5) был размещен в центральной части зоны измерительного участка с помощью специального кронштейна (6). Плотность прямой радиации и излучение, отраженное от стенок камеры, определялись датчиками ФОА-020. Материал блока датчиков тепловых потоков - кварцевый теплоизолятор. Сопротивление терморезисторов датчиков ФОА-020 измерялось комбинированным цифровым прибором ЩА-300, а показания термопар - автоматическим потенциометром типа КСП-4. Как показали эксперименты, отраженный от стенок камеры тепловой поток пренебрежимо мал и датчиком ФОА - 020 не фиксировался.
Зависимость плотности падающего теплового потока от времени и экспериментальные термограммы представлены на рис.3.10, 3.11.
Точность идентификации параметров теплопереноса зависит от точности измерения температуры образца в процессе эксперимента. Экспериментальные термограммы содержат случайную и методическую погрешности. При этом наиболее существенное влияние на достоверность искомых температурных зависимостей тепло физических, оптических свойств материала образца оказывает методическая погрешность измерения температуры (МПИТ) [90, 101]. Величина этой погрешности зависит от размеров датчиков, способа их установки на образце, сочетания теплофизических свойств материала датчиков и образца. На практике для повышения точности измерения используют термопары диаметром 0,1 или 0,2 мм, а термоэлектроды термопар размещают в изотермических плоскостях. Одной из распространенных схем измерения является такая, при которой датчики температуры располагаются на поверхности образца (рис. 3.13). Ее целесообразно использовать при испытаниях тонкостенных элементов натурных композитных стержневых космических конструкций с толщиной, соизмеримой с диаметром термопары во избежание нарушения структуры материала.
