Kompozit 3U küp uyduların yapısal analiz ve tasarımları
Structural analysis and design of composite 3U cubesats
Yazar: EGEMEN MENTEŞ
Danışman: PROF. DR. ZAHİT MECİTOĞLU
İstanbul Teknik Üniversitesi / Fen Bilimleri Enstitüsü / Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
Derece: Yüksek Lisans, 2015
Konu: Astronomi ve Uzay Bilimleri = Astronomy and Space Sciences ; Bilim ve Teknoloji = Science and Technology
Dizin: Kompozit yapılar = Composite structures ; Lifli kompozitler = Fiber composites ; Modal analiz = Modal analysis ; Sonlu elemanlar yöntemi = Finite element method ; Statik analiz = Static analysis ; Tabakalı kompozit levhalar = Laminated composite plates ; Uydu = Satellite ; Uzay yapılar = Space structures ; Yapısal analiz = Structural analysis ; Yapısal katı geometri = Constructive solid geometry

Özet:
Bu tez çalışmasında, aynı boyutlarda ancak; birbirinden farklı malzemelere ve tasarımsal yapılandırmalara sahip nano uyduların, üretimlerinden yörüngedeki görev ömürlerinin sonuna kadar geçen sürede karşılaşabilecekleri yükler altında yapısal analizleri yapılmış ve elde edilen sonuçlar karşılaştırılmıştır. Tez çalışmasıyla, farklı malzemeler kullanılarak tasarlanan uyduların maruz kalacakları zorlanmalara karşı gösterecekleri yapısal davranışın belirlenmesi amaçlanmıştır.
Öncelikle, tezde incelenen nano uyduların boyutsal sınırlandırılmalarından bahsedilmiştir. Uyduların üretim aşamalarından nakliyelerine, fırlatılmalarından görevlerini gerçekleştirdikleri uzay koşullarına kadar bulundukları tüm ortamların özellikleri; uyduların yapısal alt sistemleri üzerinde oluşturdukları etkileriyle açıklanmıştır. Uydu yapılarının, görev öncesinde ve görev sırasında kırıma uğramadan dayanmaları gereken yükler tanımlanmıştır. 
Daha sonra CATIA V5R21 yazılımı kullanılarak nano uyduların katı model çizimleri yapılmıştır. Uyduların tasarım ve boyutlandırılmalarında; temel yapısal özellikleri California Polytechnic State University (Cal Poly) ve Stanford University tarafından belirlenen "küp uydu (CubeSat)" standartları dikkate alınmıştır. Yapısal dayanım analizlerinden gerçekçi sonuçların elde edilebilmesi için nano uyduların, yapı alt sistemleri de dâhil olmak üzere bütün alt sistemleri ile birlikte modellenmeleri gerekmektedir. Modelleme sırasında bu alt sistemleri oluşturan parçaların kütleleri önem kazanmaktadır. Bu sebeple; nano uydular için bir görev tanımı belirlenmiş ve gerekli alt sistemler için örnek parçalar seçilmiştir.
Uydu tasarımında kritik aşamalardan bir tanesi de malzeme seçimidir. Uyduların taşıyıcı yapılarında kullanılacak alüminyum ve karbon kompozit malzemeler seçenekler arasından belirlenmiştir. Malzemeleri fırlatma esnasında ve uzay ortamında karşılaşacakları yıpratıcı etkilere karşı korumaya yönelik geliştirilen işlemlerden bahsedilmiştir. 
Malzeme seçimlerinden sonra, uyduların temel yapısını oluşturan dış panellerin şekilleri kararlaştırılmıştır. Karbon kompozit uydularda, sandviç ve monolitik yapıların kullanılacağı kısımlarla, bu yapıların katmanlama biçimleri ve katman sayısı gibi özellikleri belirlenmiştir. 
Yapısal tasarım aşamasından sonra, uyduların özellikle fırlatma sırasında maruz kaldıkları yapısal yüklerin belirlenmesi gerekmektedir. Bu sebeple; ortaya çıkan sanki-statik ve rasgele titreşim yük faktörlerini hesaplarken kullanılan yöntemler açıklanmıştır. Statik analizler gerçekleştirilirken uygulanan bileşke yüklerin elde edilmesi sırasında izlenen yoldan bahsedilmiştir.
Tez kapsamında incelenen nano uyduların oluşturulan katı modelleri, MSC Software Patran 2010 sonlu elemanlar yazılımına aktarılarak gerekli analizler yapılmıştır. Bunun için öncelikle dört uydunun çözüm ağları, ANSA yazılımı kullanılarak ayrı ayrı oluşturulmuş ve yapılarında kullanılan malzemelere göre, malzeme özellikleri Patran yazılımına tanımlanmıştır. Uydulara öncelikle fırlatma koşulları için daha sonra ise uzay ortamı koşulları için yapısal analizler gerçekleştirilmiştir. Yapısal analizler MSC Software Nastran 2010 yazılımı ile yapılmıştır. Her iki durumda da öncelikli olarak sınır koşulları ve yükler tanımlanmıştır. 
Daha sonra fırlatma anında P-POD içindeki uyduların direngenlik değerlerinin hesaplanması için modal analizler yapılmıştır. Bunun sonucunda uyduların doğal frekans verileri ve bu frekanslardaki mod şekilleri elde edilmiştir. Uyduların bulunan doğal frekans değerlerinin fırlatma aracı tarafından istenen direngenlik değerini sağladıkları görülmüştür.  Fırlatma koşullarında ortaya çıkan rasgele titreşim yükleri, uydunun farklı modlarındaki doğal frekans değerlerinde hesaplanan g yüküne dönüştürülmüş ve fırlatma aracı kullanım kılavuzundan elde edilen sanki-statik yük faktörleriyle birleştirilerek, oluşturulan sonlu eleman modellerine uygulanmıştır. Tüm sınır koşullarının ve yüklemelerin model üzerinde tanımlanması ile her bir uydu için statik analizler yapılmış ve alüminyum uydu için elde edilen sonuçlar sunulmuştur. Karbon kompozit yapılı uydularda göçmenin yaşanıp yaşanmadığının daha iyi değerlendirilebilmesi için uydu yapısını oluşturan parçalara ardıl işlemler uygulanmış ve fırlatma koşullarında hiçbir uydunun göçmeye (failure) uğramadığı gösterilmiştir.     
Uzay ortamı koşulları için yapılan analizlerde de benzer yöntem izlenmiştir. Fırlatma ortamından farklı olarak uydular, yörüngede oldukları şekilde herhangi bir yere tutturulmamış ve fırlatma kaynaklı yükler olmaması sebebiyle sadece sıcaklık farkından oluşan ısıl yüklere maruz bırakılarak statik analizler gerçekleştirilmiştir. Analizler sonucunda alüminyum yapılı uydunun göçmeye uğradığı görülmüştür. Karbon kompozit uydular ise ardıl işlemlere tabi tutulmuş ve hiçbir göçme moduna göre yapısal bir hasar ile karşılaşılmamıştır.       
Bu tez çalışması ile küp uydu standartlarında tasarlanan karbon kompozit yapılı uyduların fırlatılmaları ve görevleri sırasında maruz kaldıkları mekanik ve ısıl yükler altında kırıma uğramadan çalışabildikleri ve de aynı boyutlarda tasarlanan alüminyum yapılı uyduya göre %6, %26 ve %27 oranlarında kütlesel azalma sağladıkları gösterilmiştir.

Abstract:
In this thesis study, structural analyses of nano satellites which have different materials and design configurations, were made under loads that occur in the time from production to end of the mission life of satellites, and the obtained results were compared. The nano satellites were designed with the same dimensions. With the thesis study, determination of the structural behavior of the satellites, which were designed by using different materials, against the loads, is aimed.  
First of all, the dimensional limitations of nano satellites, which are examined in the thesis, were mentioned.  Properties of the production, transportation, launching and the space environment conditions, and these environments effects on the structural subsystems of the satellites were explained.   
Launch process contains several basic stages. These are liftoff and high dynamic pressure effects phase, stage jettison, payload fairing jettison, stage ignition and satellite separation. During the launch stages, high mechanical loads like acoustic, shock, random vibration and quasi-static loads occur. Satellites should withstand these loads without any structural failure. Also after the launch, satellites work in the space environment, which is not very conducive to structural materials, especially carbon composites. This environment becomes very harmful to materials with some properties like electromagnetic radiation, high temperature difference, atomic oxygen and vacuum. Particularly, temperature difference causes thermal loading on satellite components. In the thesis, these loads, which affect the satellite structures before and during the mission, were identified.
Subsequently, CAD drawings of nano satellites were done by using CATIA V5R21 software. At design stage of satellites, the "CubeSat" standards were taken into consideration. When defining the dimensions these standards were used. The basic structural properties and other important specifications of "CubeSat" are determined by California Polytechnic State University (Cal Poly) and Stanford University. CubeSat concept has same dimensions in all sides of satellites as 100mm. In other words, CubeSats are cube shaped and generally used with these dimensions. However, double and triple configurations are possible. In this thesis, triple configuration satellites, which are called as 3U CubeSats, were preferred.    
At the end of the structural strength analyses, in order to achieve realistic results, nano satellites should be modeled with all subsystems including structural subsystems. During modeling, the component masses of these subsystems are gaining importance. Because of this reason, a task definition was determined for nano satellites and sample components were selected for essential subsystems.  
One of the critical stages of satellite design is selection of the materials. 3U CubeSats, which were examined in thesis study, have 340.5mm side length in z direction, because of this reason more bending moments can be occur compare to 1U CubeSats.  Thus, selection of the materials gained more importance. The aluminum and carbon composite materials, which are used in main structure of satellites, were determined between the options. In general, aluminum 7075, 6061 or 5052 are used for the main structure. In the thesis, Al 5052-H32 was chosen as main material for the aluminum satellite. Also, in order to determine carbon fiber and sandwich core materials a literature research was made. As a result of this search, the unidirectional prepreg USN 150 and wowen prepreg T650-35 3k/976 were selected for monolithic parts and face sheets of sandwich panels. In addition, CR-III Aluminum 5056 honeycomb was chosen as core material of sandwich panels. 
Then developed protective processes against the harmful effects on the materials of the launching and space environment conditions were explained. Especially, carbon composites are affected space environment conditions negatively. Carbon composites react with atomic oxygen while aluminum panels are nearly unaffected. Also high temperature differences can cause micro cracks in carbon composite resin. In order to prevent these effects use of protective coating was considered. In thesis, aluminum foils were preferred as protective coatings on carbon composite panels. By using this method, long term protection was aimed on the structures of satellites for all environmental conditions. 
After the material selection, shape of the top, bottom and side panels were decided. It is very important because these panels constitute the basic structure of satellites. In the thesis, two different panel forms were designed. The first type panels have big windows on their surfaces. These panel designs were used in aluminum and one of the monolithic composite CubeSats. Other panels do not contain any window on their surfaces and were utilized in the other monolithic composite and sandwich composite CubeSats.
Also, the second support structure was designed for all CubeSats. This structure includes four stainless steel endless screws and aluminum spacers. The endless screws were used in order to fasten the printed circuit boards to each other and to the CubeSat panels. Spacers prevent the motion of subsystem components during the launch and on the orbit.       
In addition, layer properties of composite parts are very important. These properties can be written as, type of the lamina that used as a layer, thickness of one layer, fiber direction of a lamina and layer numbers. All properties affect the strength of composite structure. In this thesis, unidirectional and wowen carbon fiber/epoxy composite perepregs were used as a lamina in monolithic parts and face sheets of sandwich panels. Also, wowen carbon fiber composites can be called as bidirectional because of their fiber arrangement.  In addition, aluminum honeycomb was selected as the core material of sandwich parts. Two satellites were designed using with only monolithic panels. The other composite satellite includes both monolithic and sandwich parts. In order to achieve maximum strength in the satellite structure, locations of the unidirectional and wowen prepregs were determined carefully. Unidirectioanal carbon fiber/epoxy composites were located on the side panels and wowen composites were used on the top and bottom panels. This usage was preferred in all composite structures.
After the structural design stage, determination of the structural loads acting on satellites during launch is required. Therefore, the methods, which are used for calculation of shock, quasi-static and random vibration loads were explained. Calculation method of the resultant loads, which are applied during the static analyses, was told.
After load calculations, the classical lamination theory and the post-processing methods, which were applied on carbon composite structures, were explained. These methods were used in order to determine the failure modes, which can occur on monolithic or sandwich composite parts. 
The CAD drawings of nano satellites, which are examined in the thesis, were transferred to the ANSA meshing software. By using this program all CubeSat structures including panels, endless screws, spacers and printed circuit boards were meshed separately. Then all of them were extracted to MSC Software Patran 2010 finite elements program. The required analyses were done with this software. According to materials, which are used in their structures, the material properties were identified into Patran. The structural analyses were done firstly for launch conditions and then for space environment conditions on the satellites. The MSC Software Nastran 2010 program was used in order to analyze the satellite structures. In either case, primarily boundary conditions and loads were defined.
Afterwards, modal analyses were performed in order to calculate the stiffness of satellites, which are located into P-POD during the launch. At the end of the modal analyses, satellites natural frequency values and the mode shapes at these frequencies were obtained. The calculated natural frequency values of satellites are provided the required minimum stiffness value of launch vehicle. The random vibration loads which occur in launch conditions were transformed to g-loads by using Miles method. These g-loads were calculated with the natural frequency values of satellites at different modes. Then the transformed random vibration loads were combined with the quasi-static loads, which are obtained from launch vehicle user guide. The combined loads were applied on the finite element models of satellites. After all boundary conditions and loads were defined on the models, static analyses were done for all satellites and obtained results of aluminum satellite were presented. In order to evaluate the failure situation of carbon composite structured satellites, some post-processing methods were applied on carbon composite components. At launch conditions, according to these post-processing methods, any structural failure did not occur on satellites.
The similar procedure was followed in analyses, which were done for space environment conditions.  However, different boundary conditions and loads were identified in finite element models of satellites from launch conditions. In these analyses, satellites were not bonded anywhere and they were modeled as free like they are moving in their orbit. Also in space environment there are not any mechanical loads caused by launching, for this reason only thermal loads were applied on satellites during static analyses. At the end of the analyses, structural failure occur on the satellite, which made of aluminum. However, the carbon composite structured satellites were post-processed and unlike aluminum one any structural failure did not appear on their components. 
As a consequence, with this thesis study it was shown that the carbon composite structured satellites, which were designed in "CubeSat" standards, could work under mechanical and thermal loads without any structural failure. All results of static and dynamic analyses were seen in expected levels.  Also with the new design of carbon composite satellites, mass reduction was occurred in structural subsystem. Carbon composite structured satellite, which has sandwich parts, 26% lighter the aluminum one. In addition, the monolithic composite satellite, which has panels without any window, was extenuated 27% by using laminated carbon composites in all primary structure. Besides the other monolithic composite satellite, whose panels have windows, 6% lighter than the aluminum CubeSat. The windowed composite satellite is heavier than other composite ones because external solar panels were used on it. However, windowless CubeSats do not require solar panels. Solar cells can be mounted on CubeSat panels.