Анализ терморазмеростабильности композитной сотопанели для условий термического нагружения космического аппарата

Скорочена інформація про документ
dc.contributor.authorКрищук, Н. Г.
dc.contributor.authorМаслей, В. Н.
dc.contributor.authorМасштабей, А. В.
dc.date.accessioned2020-05-10T16:53:06Z
dc.date.available2020-05-10T16:53:06Z
dc.date.issued2019
dc.description.abstractenThe results of the numerical determination of the stress-strain state of the composite honeycomb panel under thermal loads of varying intensity in a near-earth orbit are presented. As a simulation model of the structure under study, a typical structure of a composite cell panel with a known type of cell arrangement of honeycomb aluminum filler and reinforcement schemes for layers of carbon fiber material for upper and lower plates with known thermomechanical properties was chosen. To solve the problems of thermoelasticity, we used the finite element method in mathematical formulations for quasistatic thermomechanical analysis. The distribution of the values of von Mises equivalent stresses in the structural elements of the honeycomb panel under thermal loads in the temperature range from -80 to +80 С  is determined. The longitudinal and transverse deflections of the honeycomb from the action of thermal loads of various intensities in the near-earth orbit are found. The limiting value of the temperature difference between the outer surfaces of the plates, which ensures the thermal stability of the composite honeycomb panel, has been established.uk
dc.description.abstractruПредставлены 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 С  . 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.uk
dc.description.abstractukПредставлено результати чисельного визначення напружено-деформованого стану сотопанелі космічного апарату при термічних навантаженнях різної інтенсивності на навколоземній орбіті. В якості імітаційної моделі досліджуваної конструкції обрана типова структура композитної сотопанелі з відомим типом розташування осередків сот алюмінієвого заповнювача і схем армування шарів матеріалу з вуглепластикової стрічки для верхніх і нижніх пластин з відомими термомеханічними властивостями. Для вирішення задач термопружності використано метод скінченних елементів в математичних постановках для квазістатичного термомеханічного аналізу. Визначено розподіл величин еквівалентних за Мізесом напружень в структурних елементах сотопанелі при термічних навантаженнях в діапазоні температур від –80 С  до +80 С  . Знайдено повздовжні та поперечні прогини сотопанелі КА від дії термічних навантажень різної інтенсивності на навколоземній орбіті. Встановлено граничну величину температурного натиску між зовнішніми поверхнями пластин, який забезпечує терморозміростабільність сотопанелі космічного апарату.uk
dc.format.pagerangeP. 57-62uk
dc.identifier.citationКрищук, Н. Г. Анализ терморазмеростабильности композитной сотопанели для условий термического нагружения космического аппарата / Н. Г. Крищук, В. Н. Маслей, А. В. Масштабей // Mechanics and Advanced Technologies. – 2019. – №1 (85). – P. 57-62.uk
dc.identifier.doihttps://doi.org/10.20535/2521-1943.2019.85.156494
dc.identifier.urihttps://ela.kpi.ua/handle/123456789/33360
dc.language.isoruuk
dc.publisherIgor Sikorsky Kyiv Polytechnic Instituteuk
dc.publisher.placeKyivuk
dc.sourceMechanics and Advanced Technologies, 2019, №1 (85)uk
dc.subjectкомпозиційні матеріалиuk
dc.subjectбагатошарові вууглепластикові пластиниuk
dc.subjectсотопанеліuk
dc.subjectтермомеханічні характеристикиuk
dc.subjectтерморозміростабільністьuk
dc.subjectскінченно-елементні апроксимаціїuk
dc.subjectматематична модельuk
dc.subjectчисельні розрахункиuk
dc.subjectнапружено-деформований станuk
dc.subjectcomposite materialsuk
dc.subjectmultilayer carbon fiber platesuk
dc.subjecthoneycombuk
dc.subjectthermomechanical characteristicsuk
dc.subjectthermal stabilityuk
dc.subjectfinite element approximationsuk
dc.subjectmathematical modeluk
dc.subjectnumerical calculationsuk
dc.subjectstress-strain stateuk
dc.subjectкомпозиционные материалыuk
dc.subjectмногослойные углепластиковые пластиныuk
dc.subjectсотопанельuk
dc.subjectтермомеханические характеристикиuk
dc.subjectтерморазмеростабильностьuk
dc.subjectконечно-элементные апроксимацииuk
dc.subjectматематична модельuk
dc.subjectчисленные расчетыuk
dc.subjectнапряженно-деформированное состояниеuk
dc.subject.udc629.76:531.3: 534.134uk
dc.titleАнализ терморазмеростабильности композитной сотопанели для условий термического нагружения космического аппаратаuk
dc.typeArticleuk

Файли

Ліцензійна угода
Зараз показуємо 1 - 1 з 1
Ескіз недоступний
Назва:
license.txt
Розмір:
9.06 KB
Формат:
Item-specific license agreed upon to submission
Опис:
Завантажити

Зібрання

Mechanics and Advanced Technologies, № 1 (85)