Dynamic phenomena in the design of new concepts of space systems

García Pérez, Andrés (2019). Dynamic phenomena in the design of new concepts of space systems. Thesis (Doctoral), E.T.S. de Ingeniería Aeronáutica y del Espacio (UPM). https://doi.org/10.20868/UPM.thesis.57635.

Description

Title: Dynamic phenomena in the design of new concepts of space systems
Author/s:
  • García Pérez, Andrés
Contributor/s:
  • Alonso Rodrigo, Gustavo
Item Type: Thesis (Doctoral)
Date: 2019
Subjects:
Faculty: E.T.S. de Ingeniería Aeronáutica y del Espacio (UPM)
Department: Sistemas Aeroespaciales, Transporte Aéreo y Aeropuertos
Creative Commons Licenses: Recognition - No derivative works - Non commercial

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Abstract

El diseño estructural es un aspecto fundamental en el desarrollo de sistemas espaciales para garantizar su supervivencia frente al severo entorno mecánico a los que van a estar expuestos durante la misión, especialmente durante la fase de lanzamiento. Este entorno mecánico está compuesto por cargas dinámicas que interactúan con el comportamiento estructural de los sistemas espaciales, generando tensiones y deformaciones que pueden afectar a los componentes más sensibles. Esta tesis doctoral se centra en el estudio de dos aspectos importantes relacionados con el comportamiento estructural de los sistemas espaciales: el análisis de choque y el acoplamiento dinámico. Una de las cargas mecánicas más importantes es el choque, que se caracteriza por su alta intensidad, corta duración y comportamiento transitorio. El primer bloque de esta tesis es el desarrollo de una nueva metodología para evaluar los efectos de las cargas de choque en las estructuras espaciales mediante simulaciones numéricas. El método elegido en este trabajo para evaluar la respuesta estructural frente a cargas de choque es el enfoque de elementos finitos, que se usa ampliamente en la industria espacial para analizar los efectos estructurales en otros entornos mecánicos como las aceleraciones inerciales estáticas y las vibraciones sinusoidales y aleatorias. El objetivo de esta investigación es la definición y la validación de una metodología para análisis de choque para ser implementada en el proceso de verificación de estructuras espaciales como instrumentos y satélites. Con este propósito, el estudio de las simulaciones numéricas de choque se aplica a los ejemplos de los instrumentos STEP y EPT-HET de la misión Solar Orbiter para demostrar la aplicabilidad de la metodología propuesta en casos reales de estructuras espaciales. La investigación comienza con una visión general de las diferentes opciones para las simulaciones de choque compatibles con el enfoque de elementos finitos, aplicándolas al modelo de elementos finitos del instrumento STEP para evaluar sus características y la precisión de los resultados obtenidos mediante la comparación con los datos del ensayo de choque. Entre las opciones estudiadas, el análisis transitorio modal es el más apropiado para calcular los efectos de las cargas de choque, destacando su mayor precisión, versatilidad y representatividad del entorno de choque, que supera sus aspectos negativos relacionados con su mayor tiempo computacional y su mayor cantidad de datos generados comparado con los otros métodos. Las diferencias entre resultados numéricos y experimentales en términos de valores de pico de las aceleraciones de respuesta encontradas en este trabajo con el ejemplo del instrumento STEP están dentro del rango aceptable de ±3 dB para los análisis transitorios modales. La investigación continúa con la evaluación de la precisión de los resultados numéricos calculados por los análisis transitorios modales que simulan los entornos de los ensayos de choque, estudiando la influencia de los parámetros de entrada más relevantes como el amortiguamiento y la definición del campo de aceleraciones de entrada, que puede ser no uniforme y con aceleraciones no despreciables en los tres ejes ortogonales. Este estudio revela que la técnica tradicional para representar la excitación dinámica de la base mediante un nodo conectado rígidamente a todos los nodos de la interfaz de la estructura analizada no es adecuada para representar el ambiente de entrada medido en los ensayos de choque por impacto cuando el campo de aceleración no es uniforme, así que se proponen nuevas técnicas en este trabajo para mejorar la definición del campo de aceleraciones de entrada. Dos de las técnicas propuestas consiguen una mejora considerable en la precisión de las aceleraciones de respuesta cuando se compara con los resultados experimentales extraídos de los ensayos de choque del instrumento STEP. Este bloque finaliza con la descripción del procedimiento de verificación de choque aplicado a los instrumentos STEP y EPT-HET, donde la capacidad de ambas unidades para soportar las cargas de choque especificadas se demuestra finalmente mediante análisis numéricos, siguiendo la metodología desarrollada en este trabajo. Este procedimiento es útil para ser adaptado a proyectos futuros con la misma necesidad de demostrar numéricamente la capacidad estructural para soportar las cargas de choque especificadas. El segundo bloque de esta tesis doctoral se centra en el estudio de los efectos del acoplamiento dinámico o modal, que se produce cuando la frecuencia natural de una parte secundaria, como una carga de pago o un equipo, está cerca de la frecuencia natural de uno de los modos globales de la estructura primaria, que en este caso corresponde a un satélite. El acoplamiento dinámico se evita generalmente en las estructuras espaciales imponiendo limitaciones en las frecuencias naturales de los subsistemas secundarios para asegurar la separación necesaria de sus frecuencias locales con las frecuencias globales del sistema principal. Sin embargo, hay diseños particulares donde el acoplamiento dinámico entre una carga de pago y un satélite es inevitable debido a otros requisitos de la misión y, por tanto, se deben estudiar los efectos provocados por este fenómeno para predecir las consecuencias estructurales tanto para el satélite como para la carga de pago. Para empezar el estudio sobre el acoplamiento dinámico, se usa un sistema de dos grados de libertad para obtener expresiones analíticas sencillas que ayuden a comprender cómo cambian las frecuencias naturales, formas modales y masas modales efectivas con el grado de acoplamiento modal. Se muestra en este trabajo que la modificación de los valores de estos parámetros es notable, incluso para valores muy pequeños de la relación entre las masas secundaria y primaria. Las expresiones analíticas obtenidas se aplican posteriormente a dos casos de diseño para definir los límites de los valores de los parámetros de diseño para conseguir que el sistema global cumpla con los requisitos impuestos relativos a las frecuencias naturales. La investigación del acoplamiento dinámico termina con el cálculo numérico de los efectos de este fenómeno con el ejemplo del satélite UPMSat-2 como estructura primaria y las antenas de comunicación como parte secundaria, mostrando la influencia del grado de acoplamiento modal en el comportamiento dinámico tanto del satélite como de las antenas. Uno de los resultados más interesantes es la reducción de un 57% de las fuerzas máximas generadas en los tornillos de interfaz del satélite cuando está sometido a una vibración sinusoidal como consecuencia del acoplamiento modal de las antenas, que es una consecuencia notable teniendo en cuenta que la masa de las antenas analizadas es sólo aproximadamente el 0.25% de la masa del resto del satélite. Sin embargo, las antenas sufren las consecuencias negativas del acoplamiento dinámico, donde las tensiones generadas en estos elementos aumentan más de dos veces con respecto al caso desacoplado, sobrepasando el límite permisible y provocando el colapso estructural de estas partes secundarias. ----------ABSTRACT---------- The structural design is a key aspect in the development of space systems to guarantee their survival against the severe mechanical environment to which they will be exposed during the mission, and especially during the launch phase. This mechanical environment is composed of dynamic loads that interact with the structural dynamic behaviour of the space systems, generating stresses and strains that can affect the most sensitive components. This doctoral dissertation focuses on the study of two important aspects related to the structural behaviour of space systems: shock analysis and dynamic coupling. One of the most important mechanical loads is the shock, which is characterized by its high intensity, short duration and transient behaviour. The first block of this doctoral dissertation is the development of a new methodology to evaluate the effects of shock loads on the space structures by means of numerical simulations. The chosen method in this work to assess the structural response against shock loads is the finite element approach, which is widely used in the space industry to analyse the structural effects in other mechanical environments such as static inertial accelerations and sine and random vibrations. The objective of this investigation is the definition and the validation of a methodology for shock analysis to be implemented in the verification process of space structures such as instruments and satellites. With this purpose, the study of the numerical shock simulations is applied to the examples of the STEP and EPT-HET instruments of the Solar Orbiter mission to demonstrate the applicability of the proposed methodology in real cases of space structures. The investigation starts with an overview of the different options for shock simulations compatible with the finite element approach, applying them to the finite element model of STEP instrument to evaluate their characteristics and the precision of the obtained results by comparison with the shock test data. Among the studied options, the modal transient analysis is the most appropriate to calculate the effects of shock loads, highlighting its higher precision, versatility and representativeness of the shock environment, which overcomes its negative aspects related to its higher computational time and amount of output data compared to the other methods. The differences between the numerical and the experimental results in terms of peak values of response accelerations found in this work with the example of the STEP instrument are within the acceptable range of ±3 dB for the modal transient analyses. The investigation continues with the evaluation of the precision of the numerical results calculated by modal transient analyses that simulate the shock test environments, studying the influence of the most relevant input parameters such as the damping and the definition of the input acceleration field, which may be non-uniform and with non-negligible accelerations in the three orthogonal axes. This study reveals that the traditional technique to represent the dynamic base excitation by one node rigidly connected to all the interface nodes of the analysed structure is not adequate to represent the input environment measured in the impact shock tests when the acceleration field is not uniform, so that new techniques are proposed in this work to improve the definition of the input acceleration field. Two of the proposed techniques achieve a remarkable enhancement in the precision of the response accelerations when compared to the experimental results extracted from the shock tests of the STEP instrument. This block ends with the description of the shock verification procedure applied to the STEP and EPT-HET instruments, where the capability of both units to withstand the specified shock loads is finally demonstrated by numerical analyses, following the methodology developed in this work. This procedure is useful to be adapted to future projects with the same need to demonstrate numerically the structural capability to withstand the specified shock loads. The second block of this doctoral dissertation focuses on the study of the effects of the dynamic or modal coupling, which is produced when the natural frequency of a secondary part, such as a payload or an equipment, is close to the natural frequency of one of the global modes of the primary structure, which in this case corresponds to a satellite. The dynamic coupling is generally avoided in the space structures by imposing limitations on the natural frequencies of the secondary subsystems to ensure the appropriate separation of their local frequencies from the global frequencies of the main system. However, there are particular designs where the dynamic coupling between a payload and the satellite is unavoidable due to other mission requirements, and therefore, the effects provoked by this phenomenon must be studied to predict the structural consequences for both the satellite and the payload. To start the study about the dynamic coupling, a 2-degree-of-freedom system is used to obtain simple analytical expressions that help to understand how the natural frequencies, mode shapes and the modal effective masses change with the degree of coupling. It is shown in this work that the modification of the values of these parameters is remarkable, even for very small values of the ratio between the secondary and the primary masses. The obtained analytical expressions are then applied in two design cases to define the limits of the values of the design parameters to achieve that the entire system meets the imposed requirements related to the natural frequencies. The investigation about dynamic coupling ends with the numerical calculation of the effects of this phenomenon with the example of the UPMSat-2 satellite as the primary structure and the communication antennas as the secondary part, showing the influence of the degree of modal coupling on the dynamic behaviour of both the satellite and the antennas. One of the most interesting results is the reduction by about 57% of the maximum forces generated on the interface bolts of the satellite when it is subjected to a sine vibration as a consequence of the modal coupling of the antennas, which is a remarkable consequence taking into account that the mass of the analysed antennas is only approximately the 0.25% of the mass of the rest of the satellite. However, the antennas suffer the negative consequences of the dynamic coupling, where the stresses generated on these elements increase more than twice with respect to the decoupled case, exceeding the allowable limit and provoking the structural collapse of these secondary parts.

Funding Projects

TypeCodeAcronymLeaderTitle
Government of SpainESP2014-56169-C6-6-RUnspecifiedUnspecifiedParticipación IDR/UPM en fabricación e integración de los modelos QM, FM y FS de solar orbiter SO/PHI. Contribución a ingeniería de sistemas de sistemas de solar orbiter EPD
Government of SpainESP2016-77548-C5-3-RUnspecifiedUnspecifiedFísica solar desde el espacio: PHI para Solar Orbiter e IMaX y SP para Sunrise
Government of SpainESP2015-65064-C2-2-PUnspecifiedUnspecifiedUnspecified
Universidad Politécnica de MadridUnspecifiedUnspecifiedUnspecifiedAyudas a PDI e investigadores doctores para realizar Estancias de Investigación Internacional. Programa Propio UPM 2019.

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Item ID: 57635
DC Identifier: http://oa.upm.es/57635/
OAI Identifier: oai:oa.upm.es:57635
DOI: 10.20868/UPM.thesis.57635
Deposited by: Archivo Digital UPM 2
Deposited on: 13 Jan 2020 07:11
Last Modified: 13 Jan 2020 07:11
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