Bir haberleşme uydusunda faydalı yük  panel tasarımı ve kalifikasyonu
The design and qualification of payload panel of a communication satellite
Yazar: UĞUR CANBOLAT
Danışman: PROF. DR. ZAHİT MECİTOĞLU
İstanbul Teknik Üniversitesi / Lisansüstü Eğitim Enstitüsü / Uçak Mühendisliği Ana Bilim Dalı / Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
Derece: Yüksek Lisans, 2023
Konu: Havacılık ve Uzay Mühendisliği = Aeronautical Engineering ; Makine Mühendisliği = Mechanical Engineering ; Uçak Mühendisliği = Aeronautical Engineering

Özet:
Bu çalışmada, bir haberleşme uydusunun önemli bir yapısal bileşeni olan faydalı yük sandviç panelinin yapısal tasarımı ve kalifikasyon süreci incelenmektedir. 
İlk bölümde uydu sınıflandırılması, uydu yapısı ve yapısal alt sistemleri hakkında genel bir bilgi verilmiş ve yer durağan Dünya yörüngesinde bulunan bir haberleşme uydusunun özellikleri ve gereksinimleri tanıtılmış ve uydunun fırlatma aşamasında karşılaşacağı statik, dinamik, akustik vb. yüklemelerle alakalı bilgiler verilmiştir.
Belirlenen gereksinimlere göre tasarlanmış bir haberleşme uydusunun sonlu elemanlar modeli Hyperworks/Hypermesh ticari yazılımı kullanılarak oluşturulmuştur. Modelleme aşamasında kullanılan metodlar detaylı olarak anlatılmış ve oluşturulmuş sonlu elemanlar matematiksel modelinin kontrolü ECSS standartlarına göre kontrol edilmiştir. 
Uydu fırlatma yükleri altında faydalı yük paneline etki eden yüklerin türetilme metotları tanıtılmıştır.  Bu çalışmada uydu birincil ve ikincil yapılar için kritik yük girdilerinin sinüs titreşiminden kaynaklandığı Ariane 5/6, Proton, Falcon 9 veya New Glenn aday fırlatıcılarının sinüs yük zarfları dikkate alınmıştır. Bu fırlatıcıların boylamsal ve yanal sinüs fırlatma yükleri dikkate alınarak MSC Nastran ticari yazılımı kullanılarak birincil çentik indirgeme analizi yapılmıştır. Birincil çentik indirgeme analizi aşırı yüklemeye (overtesting) maruz kalmaması için yapılan bir çalışmadır. İndirgenmiş sinüs yükleme girdileri için frekans cevap analizi tekrarlanmış, kuzey faydalı yük paneli ve güney faydalı yük paneli üzerinden düzlem dışı ivme dağılımları hesaplanmıştır. Faydalı yük paneli üzerindeki ekipman ağırlık dağılımları ve sinüs ivme cevapları dikkate alınarak düzlem dışı statik eşdeğer yük değerleri elde edilmiştir.  Hesaplanan statik eşdeğer yükler için panel seviyesi sonlu elemanlar analizi yapılmış ve güvenlik marjının düşük olduğu bölgeler için dayanımının arttırılması ve sandviç panel ağırlığını hafifletmek amacıyla tasarım kısıtlamaları göz önüne alınarak bal peteği çekirdek yapıda tasarım iyileştirme iterasyonları gerçekleştirilmiştir.
Nihai tasarım modelinin üretimi gerçekleştirilmiş ve hesaplanan statik eşdeğer yükler altında sandviç panelin kalifikasyonu için statik test kampanyası planlanmıştır. Gerçek uydu bağlantı arayüzü dikkate alınarak test fikstürü tasarlanmıştır.  Test numunesi 137 adet ISO4762-M6-12.9 bağlayıcı ile test fikstürüne sabitlenmiştir. Test öncesi panel seviyesi sonlu elemanlar analiz sonuçları kullanılarak gerinim ölçer ve deplasman ölçer lokasyonları belirlenmiştir. 13 adet rozet tipi gerinim ölçer ve 4 adet yer değiştirme (deplasman) ölçer sensörü yerleştirilmiştir. Test yüklemeleri hidrolik pistonlarla kademeli olarak %25, %50, %75, %90 adımlarıyla kalifikasyon seviyesine ulaşmış ve sonra aynı adımlarla yük boşaltma yapılmıştır. Her adımda test değerleri ile sonlu elemanlar analiz değerleri karşılaştırılmış olası bir hasar durumunda müdahale etmek için izlenmiştir. Test başarım kriterleri kapsamında test numunesi incelenmiştir. Gerinim ölçer ve yer değiştirme (deplasman) ölçer sensörlerinden elde edilen veriler sonlu elemanlar analiz sonuçları ile karşılaştırılmış ve sonuçlar değerlendirilmiştir.

Abstract:
In this thesis, the structural design and qualification process of the payload sandwich panel, which is an important structural component of a communication satellite, are presented.
Firstly, general information about satellite types, satellite structure and structural subsystems are given, and the structural requirements of a communication satellite in geostationary  orbit are explained. A finite element model of a communication satellite is generated using Hyperworks/Hypermesh commercial software. The approach of finite element modelling is explained in detail and the generated FEM  is checked according to ECSS standards. Then, the different methods to derive the loads from system level to component level was introduced. In this study, sine load envelopes of Ariane 5/6, Proton, Falcon 9 or New Glenn candidate launchers, where sine vibration is the most critical environment for satellite primary and secondary structures, are considered. Primary notching analysis is performed using MSC Nastran commercial software, considering the envelope sinus loads. Primary notching analysis is a study to avoid exposure to over-testing. Frequency response analyses (FRF) are also performed for the notched sine load inputs, and out-of-plane acceleration distributions are obtained over the north payload panel and the south payload panel. Static equivalent load in out-of-plane direction are calculated by considering the equipment weight distributions and sinus acceleration responses on the payload panel. Panel (component) level finite element analysis was performed for the calculated static equivalent loads, and design improvement iterations are carried out on the honeycomb core structure taking into account the design constraints, in order to increase the strength and reduce the weight of the sandwich panel.
The final design model is manufactured and a static test campaign is planned for the qualification of the sandwich panel under the calculated static equivalent loads. The test fixture is designed considering the real satellite connection interface. The test specimen is fixed to the test fixture with 137 pieces of ISO4762-M6-12.9 fasteners. The locations of strain-gauge and displacement sensor are determined using panel level finite element analysis results before the test. 13 rosette type strain gauges and 4 displacement sensor are used. Test loadings reach the qualification level with the steps of 25%, 50%, 75%, 90% gradually with hydraulic pistons, and then unloading is carried out with the same steps. At each step, test results obtained from strain gauges are compared with finite element analysis results in order to avoid possible damage. The test results are evaluated within the scope of test success criteria, and the FEA results compared with static test. The differences between test results and analysis results are evaluated.