Projeto de uma estrutura CubeSat - Universidade Federal de … · 2019. 3. 7. · projeto, serão realizadas simulações baseadas no Método dos Elementos Finitos (FEM). Obteve-se,

UNIVERSIDADE FEDERAL DE MINAS GERAIS

ESCOLA DE ENGENHARIA

CURSO DE GRADUAÇÃO EM ENGENHARIA AEROESPACIAL

JOÃO PAULO RESENDE MONTEIRO

Projeto de uma estrutura CubeSat

BELO HORIZONTE

2018

João Paulo Resende Monteiro

Projeto de uma estrutura para CubeSat 3U

Trabalho de Conclusão de Curso apresentado como

requisito para a obtenção do título de Engenheiro

Aeroespacial pela Universidade Federal de Minas Gerais.

Orientadores: Profa. Dra. Maria Cecília Pereira de Faria e

Prof. Dr. Marcelo Greco.

Belo Horizonte

Escola de Engenharia da UFMG

2018

Resumo

A Iniciativa CubeSat surgiu como uma ferramenta educacional para alunos de

Engenharia Aeroespacial. Embora com o tempo tenha-se percebido que um CubeSat

tem capacidade de executar missões de relativa complexidade, ainda tem um papel

central na formação de recursos humanos. Neste contexto, e com a criação de cursos

de Engenharia Aeroespacial no Brasil a partir de 2009, incluindo na Universidade

Federal de Minas Gerais, a Agência Espacial Brasileira lançou o programa Serpens

(Sistema Espacial para Realização de Pesquisas e Experimentos com Nano satélites)

para promover esta ferramenta de ensino nas Universidades através de consórcios

educacionais. Com o sucesso da missão Serpens I, a missão Serpens II está em fase

de concepção. Trata-se de um satélite 3U para realização de experimentos científicos.

Para o sucesso da missão, um dos subsistemas que deve ser projetado é o

subsistema de estruturas, que consiste no dimensionamento das estruturas que vão

suportar as cargas às quais o satélite será submetido, o que faz deste subsistema um

elemento crítico para o projeto. Ele deve garantir, em primeiro lugar, que nenhum

componente do satélite sofra quaisquer tipos de dano, ao mesmo tempo em que

possibilita a integração dos demais subsistemas e possua custo acessível. Para este

projeto, serão realizadas simulações baseadas no Método dos Elementos Finitos

(FEM). Obteve-se, com este trabalho, uma proposta de estrutura para um CubeSat

3U genérico que resista às cargas de lançamento típicas e ao ambiente espacial em

uma órbita baixa, bem como oferecer factibilidade e custo razoável em sua construção,

além de permitir a realização dos testes pertinentes para a missão. Esta estrutura é

facilmente adaptável para missões de CubeSat 3U, embora tenha sido projetada

tendo em vista algumas características do SERPENS II;

LISTA DE FIGURAS

Figura 1- Algumas restrições geométricas do satélite. ............................................................. 14

Figura 2 - (a) P-POD; (b) - Seção transversal do P-POD ......................................................... 15

Figura 3 - Fluxo de testes de aceitação/qualificação de CubeSats ........................................... 16

Figura 4 - Testes a serem realizados. ........................................................................................ 17

Figura 5 - Possível disposição do PPT. .................................................................................... 26

Figura 6 - Possível disposição do PPT. .................................................................................... 26

Figura 7 - Foto do PPT selecionado. ........................................................................................ 27

Figura 8 - Chapa que unirá os trilhos ao PPT. .......................................................................... 27

Figura 9 - Dimensões preliminares das chapas quem unem os trilhos ao PPT. Dimensões em

milímetros e polegadas. ............................................................................................................ 28

Figura 10 - Um dos trilhos que fará parte da estrutura do CubeSat. ........................................ 29

Figura 11 - Dimensões preliminares dos trilhos. Dimensões em milímetros e polegadas. ...... 30

Figura 12 - Montagem parcial dos trilhos e a chapa de união do PPT. O PPT é o elemento em

azul. .......................................................................................................................................... 30

Figura 13 - Painel solar embarcado na estrutura. ..................................................................... 31

Figura 14 - Uma antena de CubeSat aberta. ............................................................................. 32

Figura 15 - Uma das chapas laterais que fará parte da estrutura do CubeSat........................... 32

Figura 16 - Dimensões preliminares das chapas laterais. Dimensões em milímetros e

polegadas. ................................................................................................................................. 33

Figura 17 - Montagem do CubeSat sem componentes internos e com e sem paineis solares. . 33

Figura 18 - Três geometrias elaboradas para as prateleiras do CubeSat. ................................. 34

Figura 19 - Dimensões preliminares das prateleiras propostas. Dimensões em milímetros e

polegadas. ................................................................................................................................. 35

Figura 20 - (a) Estrutura sem componentes; (b) Estrutura sem componentes internos; (c)

Estrutura sem paineis solares. ................................................................................................... 35

Figura 21 - Massa alocada na direção X................................................................................... 38

Figura 22 - Massa alocada na direção Y................................................................................... 38

Figura 23 - Soma da massa alocada na direção X. ................................................................... 39

Figura 24 - Soma da massa alocada na direção Y. ................................................................... 39

Figura 25 - Frequências naturais calculadas. ............................................................................ 40

Figura 26 - Espectro utilizado para análise PSD. ..................................................................... 40

Figura 27 - Resultado da análise PSD. ..................................................................................... 41

Figura 28 - Espectro utilizado para análise de vibração senoidal. ............................................ 42

Figura 29 - Resultados da análise de vibração senoidal ........................................................... 42

Figura 30 - Espectro utilizado para análise de impacto. ........................................................... 43

Figura 31 - Resultados da análise de impacto. ......................................................................... 44

LISTA DE TABELAS

Tabela 1 – Atuadores magnéticos. FONTE: cubesatshop.com (2018)..................................... 20

Tabela 2 – Rodas de reação. FONTE: cubesatshop.com (2018) .............................................. 20

Tabela 3 – Magnetômetros. FONTE: cubesatshop.com (2018) ............................................... 20

Tabela 4 – Sensores solares. FONTE: cubesatshop.com (2018) .............................................. 21

Tabela 5 – Microprocessadores. FONTE: cubesatshop.com (2018) ........................................ 21

Tabela 6 – Antenas. FONTE: cubesatshop.com (2018) ........................................................... 22

Tabela 7 – Receptores e emissores. FONTE: cubesatshop.com (2018) ................................... 22

Tabela 8 – Baterias. FONTE: cubesatshop.com (2018) ........................................................... 22

Tabela 9 – Paineis Solares. FONTE: cubesatshop.com (2018) ................................................ 23

Tabela 10 – Motores PPTs. FONTE: clyde.space e busek.com (2018) ................................... 23

Tabela 11 – Motores jato de gás. FONTE: cubesat-propulsion.com (2018) ............................ 23

Tabela 12 - Blocos de componente considerados. FONTE: Próprio autor. (2018) .................. 24

Tabela 13 - Massas calculadas para a estrutura proposta. ........................................................ 36

Tabela 14 - Comparativo de massas. FONTE: (CubeSatShop, 2018) ..................................... 36

Tabela 15 - Resumo dos resultados obtidos. Fonte: Elaborada pelo autor. .............................. 46

Sumário

1. Introdução ......................................................................................................................... 11

2. Metodologia ...................................................................................................................... 13

2.1. Restrições de projeto ..................................................................................................... 13

2.2. Restrições devidas à regulamentação ............................................................................ 13

2.3. Testes requeridos para o veículo ................................................................................... 14

2.3.1. Filosofia dos testes ..................................................................................................... 15

2.3.2. Testes de vibração ...................................................................................................... 17

2.3.3. Testes de impacto ....................................................................................................... 18

2.3.4. Testes de aquecimento ............................................................................................... 18

2.4. Componentes embarcados ............................................................................................. 19

2.4.1. Subsistema de Determinação e Controle de Atitude e Órbita (Attitude and Orbit

Determination and Control System - AODCS) ........................................................................ 19

2.4.2. Computador de Bordo (On-Board Data Handling – OBDH) ................................... 21

2.4.3. Subsistema de Comunicação (Tracking, Telemetry and Command - TT&C)........... 21

2.4.4. Subsistema de Suprimento de Energia ....................................................................... 22

2.4.5. Subsistema de Propulsão ........................................................................................... 23

2.4.6. Blocos de Componente .............................................................................................. 23

3. Projeto Inicial ................................................................................................................... 25

3.1. Disposição da estrutura .................................................................................................. 25

3.1.1. Posicionamento do PPT ............................................................................................. 25

3.1.2. Trilhos ........................................................................................................................ 28

3.1.3. Chapas Laterais .......................................................................................................... 30

3.1.4. Prateleiras ................................................................................................................... 33

3.1.5. Componentes básicos ................................................................................................. 35

3.2. Massa da estrutura ......................................................................................................... 36

4. Análise Estrutural ............................................................................................................. 37

4.1. Análise Dinâmica .......................................................................................................... 37

4.2. Análise PSD ................................................................................................................... 40

4.3. Vibração Senoidal.......................................................................................................... 41

4.4. Impacto .......................................................................................................................... 43

5. Modificações no Projeto ................................................................................................... 45

6. Discussão dos Resultados ................................................................................................. 46

Referências ............................................................................................................................... 47

11

Objetivos

Geral: Projetar uma estrutura para um satélite tipo CubeSat 3U para cumprimento das

missões científicas, usando como base algumas características do Serpens II.

Específicos: i) Estudar as cargas às quais um satélite é submetido em lançamentos

típicos; ii) Estudar os requisitos de lançamento para uma missão espacial, em

particular de uma missão de CubeSat 3U; iii) Propor uma estrutura para um CubeSat

3U tomando como base a proposta inicial do Serpens II; iv) Realizar simulações

usando o Método dos Elementos Finitos (FEM); v) Verificar o cumprimento dos

requisitos e ajustar o projeto.

1. Introdução

A iniciativa CubeSat foi criada em 1999 pela Universidade de Stanford em

parceria com a Universidade Politécnica do Estado da Califórnia e buscava, como

principal objetivo, promover o estudo e aplicação de atividades relacionadas a

exploração espacial. Entretanto, devido a diversas de suas características, como

baixo custo, simplicidade de projeto e possibilidade de cumprimento de missões

complexas (FRANCO, 2017), outros setores, além do educacional, passaram a

desenvolver pesquisas e aplicações relacionadas a satélites CubeSats. Este grande

crescimento passa a ser mais sustentável a partir de uma regulamentação mais

severa e bem definida para padrão CubeSat. Assim, desenvolveu-se uma

documentação específica para este tipo de nanossatélite (CubeSat Initiative, 2014).

Tal regulamentação apresenta, além das informações gerais sobre o programa,

diversos requisitos operacionais e de projeto para a realização de missões que

envolvam esse tipo de veículo.

Um exemplo desse grande crescimento é o programa SERPENS (Sistema

Espacial para Realização de Pesquisas e Experimentos com Nanossatélites). O

principal objetivo desse programa é o fomento de iniciativas deprojeto e construção

de nanossatélites no Brasil e, principalmente, a capacitação de recursos humanos.

Isso é feito por meio de missões que envolvem o projeto e lançamento de CubeSats

ao espaço. A missão Serpens I, cujo satélite foi lançado no dia 17 de setembro de

2015 (Governo do Brasil, 2015), teve como objetivo técnico a coleta de dados

ambientais, como temperatura, umidade e velocidade do vento, além de testar o

comportamento de um propulsor de plasma pulsado (Pulsed Plasma Thrusters – PPT)

12

no espaço.

Após o sucesso da primeira missão do programa, iniciou-se o desenvolvimento

do Serpens II, que consistirá no desenvolvimento e lançamento de outro nanossatélite.

A missão conta novamente com um consórcio de universidades brasileiras e

internacionais e é coordenada pela Universidade Federal de Santa Catarina (UFSC),

contando com apoio da Universidade Federal de Minas Gerais (UFMG), entre outras.

Este é o principal motivador desse trabalho, que trata o projeto estrutural de um

CubeSat 3U como o Serpens II.

O projeto estrutural de um satélite é de grande importância para a realização

da missão. Primeiramente, ele deve garantir que nenhuma parte do satélite sofra

danos, como, por exemplo, rachaduras, flambagens e até mesmo fraturas, pois um

componente danificado pode resultar em grandes perdas para a missão, como

ineficiência no controle ou perda da capacidade de coleta de informações, por

exemplo. Em alguns casos, a perda pode ser tão severa que significa o fracasso da

missão (Larson; Wertz, 1999).

A estrutura também deve comportar todos os subsistemas do satélite,

significando que os componentes do satélite devem ser posicionados de forma a

aumentar as suas capacidades de operação e diminuir a complexidade de montagem

e união dos subsistemas (Ley et al, 2009).

Por se tratar de um satélite, um outro importante fator a ser levado em

consideração no dimensionamento estrutural é o peso do veículo que, além de ser

limitado pelas regulamentações, possui grande impacto no custo total de lançamento,

que deve ser acessível. Os materiais selecionados também possuem grande impacto

no custo.

13

2. Metodologia

O projeto estrutural, também conhecido como cálculo estrutural, consiste no

dimensionamento das estruturas que vão suportar as cargas às quais o satélite será

exposto, o que faz dele um elemento crítico para o projeto. Ele deve garantir, em

primeiro lugar, que nenhum componente do satélite sofra quaisquer tipos de dano, ao

mesmo tempo em que facilita a construção e acoplamento dos demais sistemas e

possua custo acessível. Para este projeto, serão realizadas simulações baseadas no

método dos elementos finitos (Ley et al, 2009).

2.1. Restrições de projeto

Assim como todo projeto de engenharia, o projeto de um satélite é realizado de

forma a atender os requisitos e restrições da missão. Estas restrições, que são

requisitos não negociáveis (Ryan; Faulconbridge, 2018), podem ser estipuladas com

base nas necessidades do projeto e no trabalho dos projetistas envolvidos ou em

padrões estabelecidos por regulamentação, além de limitações físicas e geométricas

da missão.

2.2. Restrições devidas à regulamentação

À medida que instituições educacionais ou de outras áreas se interessavam mais

por satélites de pequeno porte tanto para realização de missões reais como como

ferramenta didática, foram propostos padrões para facilitar o projeto, construção,

lançamento e operação destes satélites.

Assim, agências espaciais e a CubeSat Initiative, responsáveis pela concepção e

regulamentação dos satélites CubeSats, criaram diversos requisitos que devem ser

seguidos no projeto desse tipo de nanossatélite (CubeSat Initiative, 2014). Embora

tais requisitos se apliquem a diversos subsistemas do veículo, neste trabalho são

abordadas apenas as restrições que impactam diretamente o projeto estrutural.

Existem diversas restrições quanto ao dimensionamento de diversos componentes

estruturais do satélite. Esses elementos devem estar presentes no projeto por fazerem

parte do conceito CubeSat. As restrições afetam, além da geometria da estrutura, o

seu peso e materiais utilizados .

14

Devido ao grande número de restrições presentes no regulamento apenas

algumas consideradas mais relevantes serão apresentadas nessa parte do texto. O

CubeSat Initiative (2014) disponibiliza as demais limitações. Quaisquer limitações

utilizadas diretamente no projeto serão destacadas e explicitadas ao decorrer do texto.

De acordo com o CubeSat Initiative (2017), a estrutura principal do CubeSat deve

ser construída utilizando-se alumínio 7075, 6061, 5005 e/ou 5052. Esta limitação é

muito importante para o projeto, pois o material utilizado afeta diretamente o peso total

e a geometria da estrutura.O peso total do satélite não deve ultrapassar 4.00 kg.

Restrições geométricas do projeto são mostradas na Figura 1, sendo importantes

para garantir que o veículo projetado seja, de fato, considerado um CubeSat, não

fugindo da geometria padrão.

Fonte: CubeSat Initiative, 2014

2.3. Testes requeridos para o veículo

A regulamentação para esse tipo de veículos, além de impor as diversas restrições

Figura 1- Algumas restrições geométricas do satélite.

Fonte: CubeSat Initiative(2014)

15

discutidas no Item 2.1.1, também exige que o CubeSat passe por uma bateria de

testes, a saber: teste de vibrações, teste de impacto e teste de aquecimento. Estes

testes têm como objetivo garantir a segurança dos CubeSats, do P-POD e da missão

primária (CubeSat Initiative, 2014). Ainda segundo a mesma fonte, P-POD é um

sistema desenvolvido pela Cal Poly, capaz de lançar CubeSats dos tamanhos 1U, 2U

e 3U através de um mecanismo de mola, como mostrado na Figura 2.

Figura 2 - (a) P-POD; (b) - Seção transversal do P-POD

Fonte: CubeSat Initiative, 2014

2.3.1. Filosofia dos testes

A forma como o CubeSat será testado é definida pelo Diagrama de Fluxo de

Teste do CubeSat (CubeSat Testing Flow Diagram - CTFD), mostrado na Figura 3.

16

Figura 3 - Fluxo de testes de aceitação/qualificação de CubeSats

Fonte: Cubesat Initiative, 2014. Traduzido pelo autor.

A Figura 3 mostra que os testes podem ser divididos em três grupos diferentes,

sendo: Testes de qualificação (Qualification tests), testes de protoflight (Protoflight

tests) e teste de admissão (Acceptance tests).

Os testes de qualificação são realizados em uma unidade idêntica ao CubeSat,

chamada de unidade de qualificação (Qual Unit, na Figura 3). Os níveis dos testes

aos quais o veículo será exposto dependem do lançamento e do líder da missão. Após

essa etapa o modelo de voo passa pelos testes de admissão (Cubesat Initiative, 2014).

Já os testes de protoflight são realizados diretamente na unidade de voo, ou

modelo de voo, com níveis de aprovação abaixo dos testes de qualificação, mas com

tempo de exposição superior, de forma a avaliar o sistema sem prejudicar a estrutura

(Cubesat Initiative, 2014).

Após os testes de qualificação ou protoflight o CubeSat deve ser submetido a

novos testes, que são realizados já no sistema integrado e apresentam condições

muito semelhantes com as encontradas em um lançamento padrão. Esses testes são

capazes de detectar possíveis problemas de compatibilidade com os outros CubeSats

ou com o P-POD (Cubesat Initiative, 2014).

O CubeSat Initiative (2014) afirma que os níveis dos testes a serem realizados nos

veículos dependem do lançamento em que o satélite estará embarcado e serão

17

impostas pelo líder da missão. Entretanto, a norma recomenda a utilização das

normas MIL-STD-1540 e LSP-REQ-317 para que os projetistas possam realizar

análises estruturais antes dos testes finais, indicados pelo líder da missão.

O documento LSP-REQ-317 cita requisitos a serem cumpridos pelo CubeSat.

Dentre estes requisitos encontram-se alguns referentes à qualificação estrutural do

veículo, que, segundo a mesma norma, pode ser realizada a partir dos testes

mostrados na Figura 4.

Figura 4 - Testes a serem realizados.

Fonte: (Rego, 2016)

2.3.2. Testes de vibração

Os testes de vibração visam estudar a forma como o satélite irá reagir quando

submetido a vibrações, sejam elas aleatórias ou não. Esse tipo de teste permite

analisar o comportamento do satélite em ambientes dinâmicos.

O teste de vibração aleatória prevê que a unidade seja submetida a um valor de

6dB, cerca de 4 vezes maior, acima do valor máximo esperado durante o voo. Esse

18

teste deve ser feito durante 3 minutos em cada um dos 3 eixos ortogonais do veículo.

De acordo com a MIL-STD-1540, as vibrações aleatórias provêm de excitações

características do lançamento orbital.

Os níveis dos testes de vibração aleatória são dados em uma densidade espectral

da aceleração (g²/Hz). A densidade espectral, ou PSD, representa a densidade de

energia para cada faixa de frequência e é utilizada para realizar o estudo de sinais

estacionários e aleatórios. Isso é, sinais que apresentam as mesmas componentes de

frequência durante a sua duração, porém, por possuírem incertezas quanto a sua

ocorrência, não são representados por funções matemáticas, mas sim por suas

características estatísticas, tais como média, variância, entre outros. (Ensus, 2016).

Os testes de vibração senoidal, por sua vez, objetiva estudar o comportamento da

estrutura quando submetido a carregamentos típicos providos das interações entre a

dinâmica estrutural e a propulsão, bem como efeitos de flutter (Department of Defense,

1994).

Ambos os testes de vibração devem ser realizados em bancada, mas, no contexto

deste trabalho, eles serão realizados utilizando-se análises de elementos finitos para

avaliação parcial do comportamento da estrutura.

2.3.3. Testes de impacto

O teste de impacto visa estudar o comportamento da estrutura quando submetido

a variações abruptas de carga ou aceleração, de forma a garantir que a sua estrutura

não falhe durante esse tipo de evento. Esses carregamentos são esperados durante

a decolagem e separações de estágio.

De forma análoga aos testes de vibração, os testes de impacto serão analisados

por meio de um software de elementos finitos.

2.3.4. Testes de aquecimento

O teste de aquecimento busca estudar a resistência à fadiga térmica dos

elementos do CubeSat, de forma a garantir que eles não falhem devido à temperatura

e suas variações. Ele é realizado submetendo o veículo a diversos ciclos de

aquecimento, cada um desses ciclos se baseia no aquecimento da estrutura até uma

temperatura, com seguido resfriamento até a temperatura ambiente. Este teste não

19

será simulado nesse trabalho.

2.4. Componentes embarcados

O projeto estrutural também deve garantir que o satélite possua espaço suficiente

para que todos os seus componentes sejam embarcados de maneira satisfatória,

observando-se as massas, os volumes e as posições necessárias de cada

componente. Um sensor de sol, por exemplo, deve ficar em uma das faces e apontar

para fora do satélite para que possa atender o seu objetivo.

Como o objeto de estudo desse trabalho é uma estrutura genérica, que funcione

para vários satélites com missões variadas, não é possível selecionar definitivamente

quais componentes serão utilizados, uma vez que cada missão embarcará diferentes

componentes de diferentes modelos. Entretanto, essa é uma informação fundamental

para que se possa propor uma solução para a estrutura.

Com o intuito de superar esse desafio, foram considerados os tipos mais comuns

de componentes que seriam embarcados no satélite, isto é, sensores e atuadores, por

exemplo. Assim, a partir do estudo de produtos disponíveis comercialmente, foram

atribuídos, a cada um desses componentes, dimensões e massas típicas. Dessa

forma, os componentes serão considerados como tendo formato de paralelepípedo e

massa específica homogênea ao longo do seu corpo, sendo referenciados pelo termo

Bloco de Componente no restante deste documento.

Os componentes avaliados são apresentados nas Subseções 2.3.1 a 2.3.6. É

importante salientar que alguns dos componentes possuem dimensões e massas

aproximadas ou não informadas. Nesses casos foi-se considerado, para esses

componentes, as dimensões, ou massa, médias dentre os outros componentes do

mesmo tipo. Por não fazer parte do escopo desse trabalho, não serão discutidas aqui

as propriedades e características de cada componente listado.

A estrutura é constituída de estruturas primárias, secundárias e terciarias. A

estrutura primária é a que suporta as cargas, determinado a resistência global do

veículo. Os outros subsistemas são parafusados neste. A estrutura secundária diz

respeito ao comportamento local dos sistemas e cargas pagas parafusados nela. Ela

inclui estruturas como os paineis solares e booms. Partes menores, como cabos,

parafusos e roscas são considerados na estrutura terciária (Ley et al, 2009).

2.4.1. Subsistema de Determinação e Controle de Atitude

20

e Órbita (Attitude and Orbit Determination and Control

System - AODCS)

Para o subsistema de determinação e controle de atitude e órbita foi

considerado o uso de atuadores magnéticos e rodas de reação para o controle e a

utilização de sensores solares e magnetômetros para a determinação da atitude. As

Tabela 1 a 4mostram os componentes disponíveis comercialmente (Cubesatshop,

2018), que possui um banco de dados com vários produtos de prateleira, ou

commercial off the shelf - COTS.

Tabela 1 – Atuadores magnéticos. FONTE: cubesatshop.com (2018)

Atuadores Magnéticos

Nome Massa Dimensões (mm)

MT01 Compact Magnetorquer 7.5 g 50x50x3.2

NCTR-M002 Magnetorquer Rod <30 g 70x9x9

NCTR-M012 Magnetorquer Rod <50 g 94x15x13

ISIS Magnetorquer board ~196 g 95.9x90.1x17

CubeTorquer and CubeCoil 27.5 18x14x62

Tabela 2 – Rodas de reação. FONTE: cubesatshop.com (2018)

Roda de Reação


CubeWheel Large 200 g 57x57x31.5

CubeWheel Medium 130 g 46x46x31.5

CubeWheel Small 60 g 23x31x26

MAI-400 Reaction Wheel 90 g 33x33x38.4

Tabela 3 – Magnetômetros. FONTE: cubesatshop.com (2018)

Magnetômetro


NSS Magnetometer <200 g 96x43x17

21

Tabela 4 – Sensores solares. FONTE: cubesatshop.com (2018)

Sensor solares


CubeSense 80 g

90x96x10 –

40.9x31x19.2

MAI-KE Sun Sensor

Não

Informado 5.08x1.905x0.20

Nano-SSOC-A60 analog sun

sensor 4 g 27.4x14x5.9

NanoSSOC-D60 digital sun sensor 6.5 g 43x14x5.9

NSS CubeSat Sun Sensor <5g 33x11x6

NSS Fine Sun Sensor 35g 34x32x21

SSOC-A60 2-Axis analog sun

sensor 25g 30x30x12

SSOC-D60 2-Axis digital sun

sensor 35g 60x30x12

2.4.2. Computador de Bordo (On-Board Data Handling –

OBDH)

Para este projeto, este subsistema é considerado como contendo apenas um

microprocessador. A Tabela 5 mostra os microprocessadores disponíveis

comercialmente (Cubesatshop, 2018)

Tabela 5 – Microprocessadores. FONTE: cubesatshop.com (2018)

Microprocessador


Cube Computer 50g to 70g 90x96x10

ISIS On board computer

94 g 96x90x12.4

2.4.3. Subsistema de Comunicação (Tracking, Telemetry

22

and Command - TT&C)

Esse subsistema foi considerado como constituído por antenas e

receptores/emissores de sinais. Os componentes avaliados estão listados na Tabela 6

e na Tabela 7.

Tabela 6 – Antenas. FONTE: cubesatshop.com (2018)

Antenas


Helios deployable antena Não disponível 100x100x35

Deployable turnstile antenna system <100 g 98x98x7

Deployable dipole antenna system <100 g 98x98x7

Deployable monopole antenna system <100 g 98x98x7

Deployable combined antenna system <100 g 98x98x7

S-Band Patch Antenna RHCP for HISPICO Não disponível 50x50x3.2

Tabela 7 – Receptores e emissores. FONTE: cubesatshop.com (2018)

Receptores/Emissores


UHF downlink/VHF uplink Full Duplex Transceiver 75 g 90x96x15

ISIS TXS High Data Rate S-Band Transmitter <300 g 90x96x33

VHF downlink/UHF uplink Full Duplex Transceiver 85 g 96x90x15

S-Band Transmitter for Pico and Nanosatellites 75 g 95x46x15

2.4.4. Subsistema de Suprimento de Energia

O subsistema de suprimento de energia conta com baterias e paineis solares,

mostrados na Tabela 8 e na Tabela 9 respectivamente.

Tabela 8 – Baterias. FONTE: cubesatshop.com (2018)

Baterias

23


Crystalspace P1U “Vasik” 80g 96x90x7or13

BA0x High Energy Density Battery Array BA01/S 115g 89x95x7

BA0x High Energy Density Battery Array BA01/D 180g 89x95x14

BA0x High Energy Density Battery Array BA02/S 85g 85x90x7

BA0x High Energy Density Battery Array BA02/D 155g 85x90x14

Tabela 9 – Paineis Solares. FONTE: cubesatshop.com (2018)

Painel Solar


CubeSat solar panels ISIS 150g Espessura: 1U: 1.8 / 3U: 2.5

2.4.5. Subsistema de Propulsão

Para esse subsistema, foi considerada a utilização de dois meios principais de

propulsão, o primeiro a partir da utilização de um PPT (Pulsed Plasma Thruster),

mostrados na Tabela 10, e o segundo a partir de jato a gás, mostrados na Tabela 11.

Tabela 10 – Motores PPTs. FONTE: clyde.space e busek.com (2018)

PPT


CubeSat Pulsed Plasma Thruster 280g 100x100x33

Busek Pulsed Plama Thruster 500g 95x95x34.4

Tabela 11 – Motores jato de gás. FONTE: cubesat-propulsion.com (2018)

Jato de Gás


Boeing Palomar Micro CubeSat Propulsion System

1063 g 38,3x38,3x42.2

NASA C-POD Micro CubeSat Propulsion System 1244 g 37.2x38.7x39.9

End-Mounted Standard Micro-Propulsion System for CubeSats 676 g até 1420 g 35x35x26.2

2.4.6. Blocos de Componente

24

A Tabela 12 mostra os blocos de componentes considerados para a realização

do projeto estrutural.

Tabela 12 - Blocos de componente considerados. FONTE: Próprio autor. (2018)

Blocos de Componente

Componente Massa Dimensões

(mm) Quantidade Posição

Magnetorquer 196 g 95.9x90.1x17 1 Próximo ao Cento de Massa

Roda de Reação 200 g 57x57x31.5 3, uma para cada eixo

do veículo Próximas ao Centro de Massa

Magnetômetro 200 g 96x43x17 1 Sem preferência

Sensor de sol 35 g 34x32x21

3, um para cada eixo

do veículo

A câmera deve apontar para

fora

Microprocessador 70 g 90x96x12 1 Sem preferência

Antena 100 g 98x98x7 1 Em uma das faces 1U

Receptor/Emissor 85 g 90x96x15 1 Próximo à antena

Bateria 115 g 89x95x7 2 Sem preferência

Painel solar 11,5 g 98x82.6x1.6 8 Em uma das faces 1U

PPT 500 g 100x100x33 1 No centro de massa,

apontando para fora

Jato a gás 1000g 38x38x40 1 Em um dos eixos, apontando

para fora

25

3. Projeto Inicial

Na etapa inicial do projeto, são utilizadas as informações apresentadas discutidas

no Capítulo 2 para a tomada decisões. Além disso, outros fatores devem ser

considerados, como, por exemplo, facilidade construtiva e método de fabricação da

estrutura.

3.1. Disposição da estrutura

A disposição da estrutura do satélite deve respeitar três requisitos básicos:

1. Todos os componentes devem caber no veículo e ser capazes de operar

normalmente;

2. O veículo deve estar de acordo com as normas apresentadas na Seção

2.2;

3. Deve ser possível montar o satélite, caso esse seja composto por duas

ou mais peças separadas.

3.1.1. Posicionamento do PPT

O primeiro requisito, quando considerado em conjunto com o segundo requisito

nos mostra o primeiro desafio encontrado na conceituação preliminar da estrutura. A

Figura 1 mostra que a seção transversal de um CubeSat 3U deve possuir o formato

de um quadrado com lado igual a 100mm, exatamente a mesma seção transversal do

PPT selecionado (Tabela 12).

Desta forma, foram elaboradas duas possíveis soluções para este problema: o

PPT poderia ser colocado em baixo ou em cima dos trilhos (Figura 5), ou os trilhos

seriam divididos em dois e o PPT seria colocado entre eles (Figura 6).

Com o PPT posicionado conforme a Figura 6, ele seria capaz de gerar empuxo

na direção de um vetor que passa pelo centro de massa do corpo, de forma a não

gerar torque no corpo. Isso é uma grande vantagem para um satélite, onde um torque,

mesmo com módulo pequeno, é capaz de gerar complicações no controle do veículo.

Entretanto, solução da Figura 5 apresenta outras vantagens. As duas primeiras

são a sua simplicidade, uma vez que que o PPT só precisará ser unido aos trilhos em

uma de suas faces, e a não necessidade de divisão do veículo em duas partes, estas

características não só diminuem a quantidade de peças, mas também diminuem a

26

quantidade de elementos de fixação, facilitando a construção e diminuindo a massa

total do CubeSat. Além disso, a estrutura da Figura 5 pode ser mais facilmente

adaptável para um veículo que não possuirá PPT, fazendo com ela seja mais genérica

do que a solução da Figura 6.

Com base nisso, optou-se por utilizar uma estrutura semelhante a mostra na

Figura 5. É importante notar que o comprimento total do satélite não é alterado em

nenhuma das opções.

Figura 5 - Possível disposição do PPT.

FONTE: Adaptada de cubesat.org

Figura 6 - Possível disposição do PPT.

FONTE: Adaptada de cubesat.org

Para que este tipo de posicionamento seja possível, deve-se considerar a

facilidade e exequibilidade da montagem do satélite, isto é, deve-se pensar na forma

como o PPT será unido ao restante do veículo.

A Figura 7 mostra que o PPT escolhido apresenta furos para fixação por

parafusos em sua face superior. O fornecedor (Clyde.Space, 2018) oferece também

a opção de customizar o componente. Desta forma, supõe-se que o tipo e diâmetro

das roscas possam ser escolhidos livremente.

27

Figura 7 - Foto do PPT selecionado.

FONTE: (Clyde Space, 2018)

Incialmente, pensou-se em fixar os trilhos diretamente no PPT, mas esse tipo

de união exigiria a utilização de um parafuso prisioneiro, o que dificultaria a montagem

do satélite.

Pensando nisso, optou-se por utilizar uma chapa entre os trilhos e o PPT. Esta

chapa, representada nas Figura 8 e Figura 9, possuem furos para serem parafusadas

aos trilhos e ao PPT. É importante salientar que, neste momento, o dimensionamento

dos diâmetros dos parafusos, da espessura da chapa e da geometria da seção da

chapa foi realizado sem a utilização de cálculos estruturais.

Figura 8 - Chapa que unirá os trilhos ao PPT.

FONTE: Elaborada pelo autor

28

Figura 9 - Dimensões preliminares das chapas quem unem os trilhos ao PPT. Dimensões em

milímetros e polegadas.


3.1.2. Trilhos

Serão utilizados um total de quatro trilhos no veículo. Estes trilhos possuem

furos para parafusar as chapas que unem o PPT, as prateleiras que carregam os

demais componentes do satélite e chapas laterais.

É importante lembrar todos os trilhos são idênticos e, portanto, o projeto é

reproduzido em cada um deles. Eles são apresentados nas Figura 10 e Figura 11.

Salienta-se também que, neste momento, o dimensionamento dos diâmetros dos

parafusos e da geometria dos trilhos foi realizado sem a utilização de cálculos

estruturais.

A Figura 12 mostra a posição dos trilhos, do PPT e da chapa que une estes

componentes depois que realizada a integração destas peças.

29

Figura 10 - Um dos trilhos que fará parte da estrutura do CubeSat.

FONTE: Elaborada pelo autor.

30

Figura 11 - Dimensões preliminares dos trilhos. Dimensões em milímetros e polegadas.


Figura 12 - Montagem parcial dos trilhos e a chapa de união do PPT (em azul)


3.1.3. Chapas Laterais

31

As chapas laterais devem ser projetadas pensando-se no tipo de componente

que será fixados a ela, neste caso, os paineis solares. Em um primeiro momento,

desejava-se utilizar paineis próprios para um satélite 3U, mas, devido à presença do

PPT, os trilhos são menores do que os de um 3U padrão, o que faz com que um painel

solar para 3U não caiba na estrutura apresentada nesse trabalho. Dessa forma, optou-

se por utilizar um painel próprio para CubeSats 1U, mostrado na Figura 13.

Figura 13 - Painel solar embarcado na estrutura.

FONTE: (Endurosat, 2018).

Além disso, as chapas possuirão um pequeno corte em formato retangular em

sua parte inferior, próxima ao PPT, necessário para que o posicionamento da antena

seja possível. A antena, apesar de estar fechada durante o lançamento do satélite,

deve abrir quando o satélite estiver em órbita e, para que isto seja possível, é

necessária uma abertura para o lado exterior do veículo. A Figura 14 mostra uma

antena aberta.

32

Figura 14 - Uma antena de CubeSat aberta.

FONTE: (Wouter Weggelaar, 2018).

Dessa forma, cada uma das chapas laterais apresenta espaço para a fixação

de dois paineis solares, totalizando um total de oito paineis no satélite, e um corte

retangular na parte inferior. Além disso, elas apresentam espaços para parafusos, que

as unirão aos trilhos. As Figura 15 e Figura 16 mostram as chapas laterais propostas.

Figura 15 - Uma das chapas laterais que fará parte da estrutura do CubeSat.


https://www.youtube.com/channel/UCqV51DMmv-kVrucUWETlF2w

33

Figura 16 - Dimensões preliminares das chapas laterais. Dimensões em milímetros e

polegadas.


A Figura 17 mostra a posição dos trilhos, do PPT e das chapas, incluindo as

laterais, que unem esses componentes depois que realizada a integração destas

peças.

Figura 17 - Montagem do CubeSat sem componentes internos com e sem paineis solares.


3.1.4. Prateleiras

34

As prateleiras devem fornecer espaço e fixação para vários dos componentes

que serão embarcados no satélite. Entretanto, a elaboração das prateleiras para uma

estrutura genérica é uma tarefa complicada, uma vez que não se conhece os

componentes que serão embarcados no satélite. Desta forma, foram elaborados três

tipos diferentes de prateleiras, cada uma delas buscando atender certos tipos de

componentes. A distâncias entre as prateleiras foi definida de acordo com os

componentes básicos apresentados na Tabela 12.

É importante ressaltar que, devido à ausência de determinação exata dos

componentes embarcados, a posição dos furos para parafusos nas prateleiras é

arbitrária. As prateleiras propostas são mostradas nas Figura 18 e Figura 19.

Figura 18 - Três geometrias elaboradas para as prateleiras do CubeSat.


Observando-se a Figura 18: A prateleira da esquerda foi projetada de forma a

fixar componentes que possuirão a sua face de maior área em contato com a prateleira,

o formato em X é feito para que se possa reduzir a massa total da prateleira. As

prateleiras da direita e do meio foram pensadas para a fixação de componentes que

ficarão na vertical, isto é, que possuirão a sua face maior na direção perpendicular à

face da prateleira. Existem duas prateleiras com essa proposta por serem

retangulares.

35

Figura 19 - Dimensões preliminares das prateleiras propostas. Dimensões em milímetros e

polegadas.


3.1.5. Componentes básicos

Os componentes básicos foram posicionados dentro do satélite de forma a

atender as diretrizes citadas na Tabela 12. A Figura 20 mostra a estrutura completa.

Figura 20 - (a) Estrutura sem componentes; (b) Estrutura sem componentes internos; (c)

Estrutura sem paineis solares.


36

3.2. Massa da estrutura

A estrutura final obtida possui as massas mostradas na Tabela 13.

Tabela 13 - Massas calculadas para a estrutura proposta.

Massa (g)

Apenas estrutura 357

Componentes 3178

Total 3535

Além disso, a Tabela 14 mostra a comparação entre a estrutura proposta e uma

estrutura comercial disponível na CubeSatShop. É importante lembrar que a massa

da estrutura desenvolvida foi calculada pelo software CAD utilizado e não levou em

consideração os elementos da estrutura terciária (parafusos, cabos, entre outros).

Tabela 14 - Comparativo de massas. FONTE: (CubeSatShop, 2018)

Estrutura Massa (g)

Proposta 357

3-Unit cubesat structure 304.3

37

4. Análise Estrutural

Após a concepção da estrutura deve-se realizar a análise estrutural da solução

proposta. As análises ocorreram de acordo com o proposto na Seção 2.3 e foram

realizadas utilizando-se o FEMAP®, que é um software de elementos finitos, com o

intuito de prever o comportamento da estrutura quando exposta as condições de

carregamento apresentadas no regulamento.

Para as simulações foi considerado que a estrutura foi construída utilizando-se

Alumínio 7075 T6, que possui o maior limite de escoamento dentre as opções

permitidas pelas normas, 503 MPa, sendo adequando para estruturas expostas a

grandes carregamentos (ASM, 2018).

4.1. Análise Dinâmica

A análise dinâmica foi feita calculando-se, incialmente, as frequências naturais da

estrutura vazia, ou seja, sem os componentes dos subsistemas que não o estrutural.

As frequências naturais são as frequências em que determinado sistema vibra quando

não existe excitação externa.

Os resultados obtidos são mostrados nas Figura 21 a Figura 25. Os resultados

para a direção Z não são mostrados, pois os valores de massa alocada nessa direção

foram desprezíveis.

38

Figura 21 - Massa alocada na direção X.


Figura 22 - Massa alocada na direção Y.


39

Figura 23 - Soma da massa alocada na direção X.


Figura 24 - Soma da massa alocada na direção Y.


40

Figura 25 - Frequências naturais calculadas.


4.2. Análise PSD

A análise PSD permite o estudo do comportamento da estrutura quando exposta

a uma fonte de vibração aleatória, condizente com as vibrações durante o lançamento

do satélite. Para este trabalho utilizou-se o gráfico de PSD mostrado na Figura 26, que

representa o espectro mínimo de vibração aleatória exigido pelo regulamento (Rego,

2016). O índice “factor” no eixo das ordenadas é a densidade espectral da aceleração,

dado em g²/Hz. A simulação foi realizada apenas na direção Z, que é a direção do

maior comprimento do satélite.

Figura 26 - Espectro utilizado para análise PSD.


O software, ao realizar a simulação PSD, retornou os valores esperados da tensão

de Von Mises para 68,27% dos casos, representado em uma distribuição normal por

41

1σ. Os resultados obtidos são mostrados na Figura 27, onde a escala representa os

valores de tensão de Von Mises.

Figura 27 - Resultado da análise PSD.


O resultado mostra uma tensão de Von Mises máxima de 44.81 MPa para um nível

de confiabilidade 68.27%. Entretanto, para se obter maior confiança nos valores

calculados, utilizou-se alguns cálculos estatísticos para se obter a tensão de Von

Mises máxima esperada em 97,73% dos casos, que corresponde a 3 σ e é igual a

134.43 MPa, apresentado um fator de segurança de 3.7.

4.3. Vibração Senoidal

O teste de vibração senoidal procura avaliar o comportamento da estrutura quando

submetida a uma vibração senoidal de diversas frequências diferentes, o que é

esperado durante a sequência de lançamento, principalmente durante o voo

atmosférico. O espectro de vibração utilizado está mostrado na Figura 28 e representa

o pior caso exigido pelos lançadores Soyuz, Vega e Ariane 5. O índice “factor” do eixo

das ordenadas é dado em G.

42

Figura 28 - Espectro utilizado para análise de vibração senoidal.


Essa simulação foi realizada somente para a direção Z e os resultados para tensão

de Von Mises são mostrados na Figura 29.

Figura 29 - Resultados da análise de vibração senoidal


A tensão de Von Mises máxima calculada foi de 0.870 MPa, o que corresponde a

um fator de segurança de 578.16.

43

4.4. Impacto

Durante a missão o CubeSat será exposto a diversas fontes de impacto diferentes,

como, por exemplo, a ignição dos motores e separação dos estágios. Por isso, esse

tipo de teste é importante. Para essa análise utilizou-se o espectro aceleração (medida

em Gs) vs frequência (Hz) mostrado na Figura 30 e representa o pior caso exigido

pelos lançadores Soyuz, Vega e Ariane 5.

Figura 30 - Espectro utilizado para análise de impacto.


A análise foi realizada apenas para o eixo Z e os seus resultados para tensão de

Von Mises são mostrados na Figura 31.

44

Figura 31 - Resultados da análise de impacto.


Foi calculada uma tensão de Von Mises máxima de 280.28 MPa, o que

corresponde a um fator de segurança de 1.8, sendo a situação mais crítica analisada.

45

5. Modificações no Projeto

Embora exista espaço para otimizações, as análises realizadas não levaram a

nenhuma modificação na estrutura. Como essa estrutura se propõe a ser uma

estrutura genérica para CubeSats 3U, ela provavelmente sofrerá alterações caso seja

utilizada em uma missão real, dado que ela, provavelmente, precisará embarcar

componentes diferentes. Dessa forma, a otimização da estrutura para os

componentes considerados na Tabela 12 não se justifica, uma vez que seria,

provavelmente, perdida, quando a estrutura sofresse alterações.

46

6. Discussão dos Resultados

Os resultados encontrados indicam que a estrutura será capaz de resistir aos

testes impostos pelas normas, embora testes em bancada devam ser realizados para

se determinar, com certeza, a viabilidade da estrutura.

Um resumo dos resultados encontrados é apresentado na Tabela 15. É possível

notar que as análises de impacto e PSD são as mais críticas para o veículo.

Tabela 15 - Resumo dos resultados obtidos. Fonte: Elaborada pelo autor.

Análise Tensão de Von Mises (MPa) Fator de Segurança

Impacto 280,28 1,8

PSD 134,43 3,7

Estática 6,95 73,4

Senoidal 0,87 578,16

É importante salientar, no entanto, que a construção de um modelo mais preciso

para a fixação por parafusos é desejável. Isso inclui, além do dimensionamento dos

parafusos, a modelagem dos mesmos no software de elementos finitos. Além disso,

o modelo utilizado não passou por nenhum tipo de teste de convergência e a malha

gerada não foi refinada.

Outro ponto é importante é o fato de não ter sido considerada a influência dos

componentes do satélite na estrutura do veículo. Isso pode ter gerados erros nas

análises, uma vez que a estrutura real será exposta aos carregamentos enquanto

carrega os componentes.

Também se faz necessário considerar os aspectos construtivos dos componentes

do satélite. Pode-se adicionar, por exemplo, filetes e chanfros nas peças elaboradas,

de forma a viabilizar o processo de fabricação e diminuir o impacto de concentradores

de tensão na estrutura.

Outro aspecto importante a se analisar é a massa total da estrutura, que se

mostrou superior à massa da estrutura comercial analisada, mesmo sem considera os

pesos dos parafusos e cabos. Isso mostra uma sub otimização da estrutura ou um

conceito ineficiente.

47

Referências

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Projeto de uma estrutura CubeSat - Universidade Federal de … · 2019. 3. 7. · projeto, serão realizadas simulações baseadas no Método dos Elementos Finitos (FEM). Obteve-se,