Оценка размерной устойчивости композитной сотопанели для условий термосиловой нагрузки на околоземной орбите

Скорочена інформація про документ
dc.contributor.authorКрищук, Н. Г.
dc.contributor.authorМаслей, В. Н.
dc.contributor.authorШукаев, С. Н.
dc.contributor.authorЛавендел, Ю. О.
dc.date.accessioned2020-05-18T10:53:08Z
dc.date.available2020-05-18T10:53:08Z
dc.date.issued2019
dc.description.abstractenThe results of the numerical determination of the stress-strain state of the composite honeycomb panel under gravitational and 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 stationary thermal and 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. The maximum deflections of the honeycomb have been found out from gravitational and thermal stresses in the near-Earth orbit.uk
dc.description.abstractruПредставлены результаты численного определения параметров размерной устойчивости сотопанели космического аппарата при гравитационных и 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 из углепластиковой ленты с известными термомеханическими свойствами для верхних и нижних пластин. Для решения задач термоупругости использован метод конечных элементов в математических постановках для стационарного теплового и квазистатического термомеханического анализов. Определено распределение величин эквивалентных по Мизесу напряжений сотопанели при гравитационных и термических нагрузках в диапазоне температур от –80 до +80. Установлено предельную величину температурного напора между внешними поверхностями пластин, который обеспечивает терморозмеростабильнисть сотопанели. Дана оценка максимальных прогибов сотопанели КА от действия гравитационных и термических нагрузок на околоземной орбите.uk
dc.description.abstractukПредставлено результати чисельного визначення параметрів розмірної стійкості сотопанелі космічного апарату при гравітаційних і термічних навантаженнях різної інтенсивності на навколоземній орбіті. В якості імітаційної моделі досліджуваної конструкції обрана типова структура композитної стільникової панелі з відомим типом розташування стільникових осередків алюмінієвого заповнювача і схем армування шарів матеріалу з вуглепластикової стрічки з відомими термомеханічними властивостями для верхніх і нижніх пластин. Для вирішення задач термопружності використано метод скінченних елементів в математичних постановках для стаціонарного теплового і квазістатичного термомеханічного аналізу. Визначено розподіл величин еквівалентних за Мізесом напружень в структурних елементах композитної стільникової панелі при гравітаційних і термічних навантаженнях в діапазоні температур від –80С до +80 С. Встановлено граничну величину температурного натиску між зовнішніми поверхнями пластин, який забезпечує терморозміростабільність композитної стільникової панелі. Знайдено максимальні прогини композитної стільникової панелі від дії гравітаційних і термічних навантажень на навколоземній орбіті.uk
dc.format.pagerangeP. 130-137uk
dc.identifier.citationОценка размерной устойчивости композитной сотопанели для условий термосиловой нагрузки на околоземной орбите / Н. Г. Крищук, В. Н. Маслей, С. Н. Шукаев, Ю. О. Лавендел // Mechanics and Advanced Technologies. – 2019. – №2 (86). – P. 130-137.uk
dc.identifier.doihttps://doi.org/10.20535/2521-1943.2019.86.181790
dc.identifier.urihttps://ela.kpi.ua/handle/123456789/33567
dc.language.isoruuk
dc.publisherIgor Sikorsky Kyiv Polytechnic Instituteuk
dc.publisher.placeKyivuk
dc.sourceMechanics and Advanced Technologies, 2019, №2 (86)uk
dc.subjectкомпозиційні матеріалиuk
dc.subjectбагатошарові вуглепластикові пластиниuk
dc.subjectкомпозитна стільникова панель сотопанеліuk
dc.subjectтермомеханічні характеристикиuk
dc.subjectрозміростабільністьuk
dc.subjectскінченно-елементні апроксимаціїuk
dc.subjectматематична модельuk
dc.subjectчисельні розрахункиuk
dc.subjectтепловий станuk
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.subjectthermal stateuk
dc.subjectstress-strain stateuk
dc.subjectкомпозиционные материалыuk
dc.subjectмногослойные углепластиковые пластиныuk
dc.subjectсотопанелиuk
dc.subjectтермомеханические характеристикиuk
dc.subjectразмеростабильностьuk
dc.subjectконечно-элементные аппроксимацииuk
dc.subjectматематическая модельuk
dc.subjectчисленные расчетыuk
dc.subjectтепловое состояниеuk
dc.subjectнапряженно-деформированное состояниеuk
dc.subject.udc629.76:531.3: 534.134uk
dc.titleОценка размерной устойчивости композитной сотопанели для условий термосиловой нагрузки на околоземной орбитеuk
dc.typeArticleuk

Файли

Контейнер файлів
Зараз показуємо 1 - 1 з 1
Ескіз
Назва:
madt_2019-2_14.pdf
Розмір:
1.47 MB
Формат:
Adobe Portable Document Format
Опис:
Завантажити
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, № 2 (86)