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Dissertação

{pt_PT=Thermal and structural optimization of a small satellite using composite materials} {} EVALUATED

Detalhes: {pt=O desenvolvimento de CubeSats equipados com novos materiais estruturais mais leve e capazes de fornecer o desempenho estrutural e térmico requerido, durante a vida útil do satélite, viria possibilitar o aumento de carga útil. Esta tese descreve a análise de materiais compósitos laminados viáveis para serem usados como alternativa ao alumínio tradicional nos painéis laterais da estrutura de um CubeSat 3U do CEiiA. Dezoito laminados são criados com diferentes esquemas de empilhamento, feitos de polímero reforçado com fibra de carbono (CFRP) ou fibra de vidro (GFRP) combinados com lâminas de alumínio, grafite pirolítica ou malha de cobre. Uma matriz de decisão é criada onde os compósitos mais leves, com boas propriedades mecânicas e alta condutividade térmica são preferíveis. São selecionados três laminados, formados por CFRP com um núcleo de alumínio, CFRP com núcleo de grafite pirolítica e GFRP com núcleo de grafite pirolítica. Para avaliar o comportamento estrutural e térmico do satélite com os painéis laterais de laminado, análises FEM estruturais estáticas, modais e térmicas foram executadas. Se o comportamento do satélite não igualar o comportamento do mesmo com os painéis de alumínio, procede-se a um ciclo de otimização. A investigação demonstrou que os laminados híbridos conseguem providenciar o desempenho estrutural e térmico requerido com uma massa menor do que a de alumínio. Uma redução de massa de 58.1% é atingida para cada painel com o compósito laminado final otimizado, formado por uma lâmina de CFRP com um núcleo de grafite pirolítica de 0.4mm e uma espessura total de 1.6mm., en=The development of CubeSats equipped with new structural materials suggests a new alternative to the use of the conventional aluminium. A lighter structure capable of providing the structural and thermal performance required during the satellite's lifetime, would enable the increase of mass budget used in other subsystems. This thesis describes the assessment of viable laminated composite materials as an alternative to the typical aluminium used in the side panels structure of a CEiiA's 3U CubeSat. Eighteen laminates are designed with distinct stacking sequences made of Carbon Fibre Reinforced Polymer (CFRP) or Glass Fibre Reinforced Polymer (GFRP) combined with laminae of aluminium, pyrolytic graphite or copper mesh. A decision matrix is devised in which composites with lightweight, good mechanical properties and high thermal conductivity are preferred. Three laminates are selected, which are formed by CFRP with an aluminium core, CFRP with pyrolytic core and GFRP with pyrolytic core. To evaluate the structural and thermal behaviour of the satellite with the laminate side panels, linear static, normal modes and static thermal FEM analyses are performed. If the satellite behaviour is not similar to the one with the aluminium panels, an optimization design cycle is performed. The investigation revealed that hybrid laminates provide the structural and thermal performance required with a lower weight than the aluminium design. A 58.1% structural mass reduction for each panel is attained for the final optimized composite laminate, formed by laminae of CFRP with a pyrolytic graphite core of 0.4mm thickness and total thickness of 1.6mm.}
Keywords: {pt=CubeSats, materiais compósitos laminados, laminados híbridos, análise estrutural de elementos finitos, análise térmica de elementos finitos, ambiente espacial, en=CubeSats, laminated composite materials, hybrid laminates, structural finite element analyses, thermal finite element analyses, space environment}

Discussão: dezembro 3, 2019, 11:0